隔热或低导热率材料隔热；以及(iii)可选的低温冷却器，其用以使LNG流再循环到罐，而不对LNG罐添加热。低温(LNG)燃料罐可位于航空器中，其中，传统的Jet-A辅助燃料罐位于现有的系统上，例如在货舱的前面或后面。备选地，低温(LNG)燃料罐可位于中心机翼罐位置上。利用低温(LNG)燃料的辅助燃料罐可设计成使得在延长的一段时期里不使用低温(LNG)燃料的情况下，可移除辅助燃料罐。
[0020]高压泵可位于挂架中，或者位于发动机上，以使低温(LNG)燃料的压力升高到足以将燃料注入到燃气涡轮燃烧器中的水平。泵可或可不使LNG/低温液体的压力升高到低温(LNG)燃料的临界压力(Pc)以上。热交换器在本文称为“蒸发器”，热交换器可安装在发动机上或安装在其附近，热交换器对液化天然气燃料添加热能，使低温(LNG)燃料的温度升高，而且使其体积膨胀。来自蒸发器的热(热能)可源自许多源。这些源包括(但不限于):(i)燃气涡轮排气；(ii)压缩机中间冷却；(iii)高压和/或低压涡轮间隙控制空气；(iv)LPT管冷却寄生空气；(V)来自HP涡轮的经冷却的冷却空气；(vi)润滑油；或(vii)机载航空电子设备或电子器件。热交换器可具有各种设计，包括壳管、双管、翅片板等，而且可按并流、逆流或交叉流的方式流动。在直接或间接地接触上面列出的热源的情况下可发生热交换。
[0021]控制阀位于上面描述的蒸发器/热交换单元的下游。控制阀的目的是在与燃气涡轮发动机运行相关联的运行状况的范围上，将规定水平的流定量供给到燃料歧管中。控制阀的次要目的是起背压调整器的作用，将系统的压力设定成高于低温(LNG)燃料的临界压力。
[0022]燃料歧管位于控制阀的下游，燃料歧管将气态燃料均匀地分配到燃气涡轮燃料喷嘴。在一些实施例中，歧管可以可选地充当热交换器，将热能从核心整流罩隔室或其它热环境传递到低温/LNG/天然气燃料。吹扫歧管系统可以可选地用于燃料歧管，以在气态燃料系统不工作时，用压缩机空气(CDP)吹扫燃料歧管。这将防止热气体由于周边压力变化而吸收到气态燃料喷嘴中。可选地，在燃料喷嘴中或在其附近的止回阀可防止热气体吸收。
[0023]本文描述的系统的示例性实施例可像下面这样运行:低温(LNG)燃料位于罐中处于大约15 psia和大约-265 °F。低温燃料被位于航空器上的增压泵泵到大约30 psi。液体低温(LNG)燃料流经机翼，通过隔热的双壁管道到达航空器挂架，在那里液体低温燃料提高到大约100 psia至1500 psia，而且可高于或低于天然气/甲烷的临界压力。然后低温(LNG)燃料发送到蒸发器，在那里，低温燃料在体积上膨胀成气体。蒸发器可在大小上设置成使马赫数和对应的压力损失保持较低。然后气态天然气通过控制阀定量供给，并且进入到燃料歧管和燃料喷嘴中，其中，气态天然气在另外的标准航空燃气涡轮发动机系统中燃烧，从而对飞机提供推力。随着循环状况改变，增压泵中的压力(例如大约30 psi)和HP泵中的压力(例如大约1000 psi)保持为大约恒定的水平。流量由计量阀控制。流量的变化与大小合适的燃料喷嘴在歧管中共同产生可接受且不同的压力。
[0024]示例性航空器系统5具有燃料输送系统，以输送来自存储系统10的一种或多种类型的燃料，供在推进系统100中使用。对于传统的液体燃料诸如例如基于燃油的喷气燃料，可使用传统的燃料输送系统。在本文描述以及在图2和3中示意性地显示的示例性燃料输送系统包括用于航空器系统5的低温燃料输送系统50。图2中显示的示例性燃料系统50包括能够存储低温液体燃料112的低温燃料罐122。在一个实施例中，低温液体燃料112是LNG。还可使用其它备选低温液体燃料。在示例性燃料系统50中，低温液体燃料112，诸如例如LNG，处于第一压力“P1”。压力Pl优选接近大气压力，诸如例如15 psia?
[0025]示例性燃料系统50具有增压泵52，使得其与低温燃料罐122处于流连通。在运行期间，当双重燃料推进系统100中需要低温燃料时，增压泵52从低温燃料罐122中移除低温液体燃料112的一部分，并且使其压力提高到第二压力“P2”，而且使其流到位于航空器系统5的机翼7中的机翼供应管道54中。选择压力P2，使得液体低温燃料在流到供应管道54中的期间保持其液态(L)。压力P2的范围可为大约30 psia至大约40 psia。基于使用已知方法的分析，对于LNG，发现30 psia就足够了。增压泵52可位于航空器系统5的机身6中的适当位置处。备选地，增压泵52可定位成接近低温燃料罐122。在其它实施例中，增压泵52可位于低温燃料罐122的内部。为了基本使低温燃料在输送期间保持为液态，对机翼供应管道54的至少一部分隔热。在一些示例性实施例中，管道54的至少一部分具有双壁结构。可使用诸如钛、铬镍铁合金、铝或复合材料的已知材料来制作管道54和增压泵52。
[0026]示例性燃料系统50具有高压泵58，高压泵58与机翼供应管道54处于流连通，并且能够接收由增压泵52供应的低温液体燃料112。高压泵58使液体低温燃料(诸如例如LNG)的压力提高到足以将燃料注入到推进系统100中的第三压力“P3”。压力P3的范围可为大约100 psia至大约1000 psia。高压泵58可位于航空器系统5或推进系统100中的适当位置处。高压泵58优选位于航空器系统5的支持推进系统100的挂架55中。
[0027]如图2中显示的那样，示例性燃料系统50具有蒸发器60，以使低温液体燃料112变成气态(G)燃料13。蒸发器60接收高压低温液体燃料，并且对低温液体燃料(诸如例如LNG)添加热(热能)，使其温度升高，而且使其在体积上膨胀。可从推进系统100中的一个或多个源供应热(热能)。例如，可从诸如例如燃气涡轮排气99、压缩机105、高压涡轮155、低压涡轮157、风扇旁路107、涡轮冷却空气、发动机中的润滑油、航空器系统航空电子设备/电子器件，或者推进系统100的任何热源中的一个或多个源供应用于使蒸发器中的低温液体燃料蒸发的热。由于在蒸发器60中发生热交换，所以蒸发器60可备选地称为热交换器。蒸发器60的热交换器部分可包括壳管型热交换器，或双管型热交换器，或翅板型热交换器。蒸发器中的热流体和冷流体流可为同流或逆流或交叉流类型。蒸发器中的热流体和冷流体之间的热交换可直接通过壁进行，或者使用中间工作流体间接地进行。
[0028]低温燃料输送系统50包括流量计量阀65 (“FMV”，也称为控制阀)，流量计量阀65与蒸发器60和歧管70处于流连通。流量计量阀65位于上面描述的蒸发器/热交换单元的下游。FMV(控制阀)的目的是在与燃气涡轮发动机运行相关联的运行状况的范围内，以规定水平将燃料流定量供给到燃料歧管70中。控制阀的次要目的是充当背压调整器，将系统的压力设定成高于低温燃料(诸如LNG)的临界压力。流量计量阀65接收供应自蒸发器的气态燃料13，并且将其压力降低到第四压力“P4”。歧管70能够接收气态燃料13，并且将其分配到燃气涡轮发动机101中的燃料喷嘴80。在优选实施例中，蒸发器60使低温液体燃料112变成处于基本恒定压力的气态燃料13。图2示意性显示在输送系统50中的各种点处的燃料的状态和压力。
[0029]低温燃料输送系统50进一步包括位于燃气涡轮发动机101中的多个燃料喷嘴80。燃料喷嘴80将气态燃料13输送到燃烧器90中供燃烧。位于控制阀65下游的燃料歧管70用来将气态燃料13均匀地分配到燃气涡轮燃料喷嘴80。在一些实施例中，歧管70可以可选地充当热交换器，将热能从推进系统核心整流罩隔室或其它热环境传递到LNG/天然气燃料。在一个实施例中，燃料喷嘴80构造成选择性地接收传统的液体燃料(诸如传统的基于燃油的液体燃料)或者蒸发器用低温液体燃料(诸如LNG)产生的气态燃料13。在另一个实施例中，燃料喷嘴80构造成选择性地接收液体燃料和气态燃料13，并且构造成将气态燃料13和液体燃料供应到燃烧器90，以促进两种类型的燃料共同燃烧。在另一个实施例中，燃气涡轮发动机101包括多个燃料喷嘴80，其中，燃料喷嘴80中的一些构造成接收液体燃料，而且燃料喷嘴80中的一些构造成接收气态燃料13，并且布置成适合在燃烧器90中燃
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[0030]在本发明的另一个实施例中，燃气涡轮发动机101中的燃料歧管70包括可选的吹扫歧管系统，以在气态燃料系统不工作时，用来自发动机的压缩机空气或其它空气吹扫燃料歧管。这将防止热气体由于燃烧器90中的周边压力改变而吸收到气态燃料喷嘴中。可选地，可使用在燃料喷嘴中或在其附近的止回阀来防止热气体吸收到燃料喷嘴或歧管中。
[0031]在示例性双重燃料燃气涡轮中，本文描述的使用LNG作为低温液体燃料的推进系统描述如下:LNG位于罐22、122中，处于15 psia和-265 °F。LNG被位于航空器上的增压泵52泵到大约30 psi。液体LNG流经机翼7通过隔热的双壁管道54到达航空器挂架55，在那里，液体LNG提高到高达100 psia至1500 psia，而且可高于或低于天然气/甲烧的临界压力。然后液化天然气发送到蒸发器60，在那里，液化天然气在体积上膨胀成气体。蒸发器60在大小上设置成使马赫数和对应的压力损失保持较低。然后气态天然气通过控制阀65被计量，并且进入到燃料歧管70和燃料喷嘴80中，其中，气态天然气在燃烧双重燃料航空燃气涡轮系统100、101中燃烧，对航空器系统5提供推力。随着循环状况改变，增压泵中的压力(30 psi)和HP泵58(1000 psi)中的压力保持处于大约恒定的水平。流量由计量阀65控制。流量变化与大小合适的燃料喷嘴共同在歧管中产生可接受且不同的压力。
[0032]双重燃料系统由用于基于燃油的燃料(Jet-A、JP-8, JP_5等)和低温燃料(例如LNG)