用于管理lng沸腾物的方法和lng沸腾物管理组件的制作方法
【专利说明】用于管理LNG沸腾物的方法和LNG沸腾物管理组件
[0001]相关申请的交叉引用
本申请要求2012年12月28日提交的美国临时专利申请N0.61/747，007的优先权，该申请整体地结合在本文中。
技术领域
[0002]本文描述的技术大体涉及航空器系统，而且更特别地涉及在航空燃气涡轮发动机中使用双重燃料的航空器系统及其运行方法。
【背景技术】
[0003]诸如液化天然气(LNG)的某些低温燃料可比传统的喷气燃料更廉价。目前在传统的燃气涡轮应用中进行冷却的方法使用压缩空气或传统的液体燃料。使用压缩机空气来进行冷却可降低发动机系统的效率。
[0004]因此，具有一种在航空燃气涡轮发动机中使用双重燃料的航空器系统将是合乎需要的。具有一种可由可使用传统的喷气燃料和/或较低温的燃料(诸如液化天然气(LNG))来运行的航空燃气涡轮发动机推进的航空器系统将是合乎需要的。在航空燃气涡轮构件和系统中具有较高效的冷却将是合乎需要的。将是合乎需要的提高发动机中的效率且降低燃料消耗率，以降低运行成本。具有使用双重燃料的航空燃气涡轮发动机是合乎需要的，使用双重燃料可减小温室效应气体(CO2)、氮氧化物NOx、一氧化碳CO、未燃烧的烃和烟对环境的影响。
【发明内容】
[0005]一方面，本发明的实施例涉及一种用于管理来自位于航空器上的LNG罐的沸腾物的方法，包括从航空器中移除沸腾物，以及从航空器中清除移除的沸腾物。
[0006]另一方面，本发明的实施例涉及一种用于航空器的液化天然气(LNG)沸腾物管理装备组件，航空器具有机载LNG罐，机载LNG罐具有排出系统，排出系统具有出口联接件，LNG沸腾物管理装备组件包括:移除系统，其具有流体联接件，当航空器在地面上时，流体联接件选择性地可操作地联接到排出系统的出口联接件上，而且移除系统构造成从航空器上移除沸腾物；以及清除系统，其构造成通过下者中的至少一个来清除沸腾物:对沸腾物进行存储、氧化、消耗或燃烧。
【附图说明】
[0007]可通过参照结合附图得到的以下描述来最好地理解本文描述的技术:
图1是具有双重燃料推进系统的示例性航空器系统的立体图；
图2是示例性燃料输送/分配系统；
图2a是示例性低温燃料的示意性压力-焓表中的示例性运行路径；
图3是显示燃料罐和示例性沸腾物使用的示例性布置的示意性图； 图4是具有燃料输送和控制系统的示例性双重燃料航空器燃气涡轮发动机的示意性横截面图；
图5是显示示意性热交换器的示例性双重燃料航空器燃气涡轮发动机的一部分的示意性横截面图；
图6a是示例性直接热交换器的示意图；
图6b是示例性间接热交换器的示意图；
图6c是另一个示例性间接热交换器的示意图；以及图7是关于航空器系统的示例性飞行任务分布图的示意性标图。
【具体实施方式】
[0008]参照本文的附图，相同参考标号表示各图中的相同元件。
[0009]图1显示根据本发明的示例性实施例的航空器系统5。示例性航空器系统5具有机身6和附连到机身上的机翼7。航空器系统5具有推进系统100，推进系统100产生在飞行中推进航空器系统的推进力。虽然显示了推进系统100附连到图1中的机翼7上，但在其它实施例中，推进系统100可联接到航空器系统5的其它部件上，诸如例如机尾部分16。
[0010]示例性航空器系统5具有用于存储在推进系统100中使用的一种或多种类型的燃料的燃料存储系统10。图1中显示的示例性航空器系统5使用两类燃料，如在本文下面进一步阐明的那样。因此，示例性航空器系统5包括能够存储第一燃料11的第一燃料罐21和能够存储第二燃料12的第二燃料罐22。在图1中显示的示例性航空器系统5中，第一燃料罐21的至少一部分位于航空器系统5的机翼7中。在图1中显示的一个示例性实施例中，第二燃料罐22位于航空器系统的机身6中，在机翼联接到机身上的位置附近。在备选实施例中，第二燃料罐22可位于机身6或机翼7中的其它适当位置处。在其它实施例中，航空器系统5可包括能够存储第二燃料12的可选的第三燃料罐123。可选的第三燃料罐123可位于航空器系统的机身的后部部分中，诸如例如图1中示意性地显示的那样。
[0011]如本文后面进一步描述的那样，图1中显示的推进系统100是双重燃料推进系统，其能够通过使用第一燃料11或第二燃料12或者使用第一燃料11和第二燃料12两者来产生推进力。示例性双重燃料推进系统100包括燃气涡轮发动机101，其能够通过选择性地使用第一燃料11或第二燃料2，或者按选定的比例使用第一燃料和第二燃料两者，来产生推进力。第一燃料可为传统的液体燃料，诸如(诸如)在现有技术中称为Jet-A、JP-8或JP-5或者其它已知类型或级别的基于燃油的喷气燃料。在本文描述的示例性实施例中，第二燃料12是在非常低的温度下存储的低温燃料。在本文描述的一个实施例中，低温第二燃料12是液化天然气(备选地在本文称为“LNG”)。低温第二燃料12在低温下存储在燃料罐中。例如，LNG在大约-265华氏度下在大约15 psia的绝对压力下存储在第二燃料罐22中。燃料罐可由已知材料制成，诸如钛、铬镍铁合金铝或复合材料。
[0012]图1中显示的示例性航空器系统5包括能够将燃料从燃料存储系统10输送到推进系统100的燃料输送系统50。已知的燃料输送系统可用来输送传统的液体燃料，诸如第一燃料11。在本文描述和图1和2中显示的示例性实施例中，燃料输送系统50构造成通过管道54将低温液体燃料(诸如例如LNG)输送到推进系统100，管道54运送低温燃料。为了使低温燃料在输送期间基本保持液态，燃料输送系统50的管道54的至少一部分被隔热，并且构造成运送加压低温液体燃料。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。管道可由已知材料制成，诸如钛、铬镍铁合金、铝或复合材料。
[0013]图1中显示的航空器系统5的示例性实施例进一步包括燃料电池系统400，燃料电池系统400包括能够使用第一燃料11或第二燃料12中的至少一个来产生电功率的燃料电池。燃料输送系统50能够将燃料从燃料存储系统10输送到燃料电池系统400。在一个示例性实施例中，燃料电池系统400使用双重燃料推进系统100所使用的低温燃料12的一部分来产生功率。
[0014]推进系统100包括燃气涡轮发动机101，燃气涡轮发动机101通过在燃烧器中燃烧燃料来产生推进力。图4是示例性燃气涡轮发动机101的示意图，示例性燃气涡轮发动机101包括风扇103和具有高压压缩机105的核心发动机108，以及燃烧器90。发动机101还包括高压涡轮155、低压涡轮157和升压器104。示例性燃气涡轮发动机101具有产生至少一部分推进力的风扇103。发动机101具有进气侧109和排气侧110。风扇103和涡轮157使用第一转子轴114联接在一起，并且压缩机105和涡轮155使用第二转子轴115联接在一起。在诸如例如图4中显示的一些应用中，风扇103叶片组件至少部分地定位在发动机壳116内。在其它应用中，风扇103可形成“开放转子”的一部分，其中没有壳包围风扇叶片组件。
[0015]在运行期间，空气沿轴向沿基本平行于延伸通过发动机101的中心线轴线15的方向流过风扇103，并且压缩空气供应到高压压缩机105。高度压缩的空气输送到燃烧器90。来自燃烧器90的热气体(未在图4中显示)驱动涡轮155和157。涡轮157通过轴114驱动风扇103，而且类似地，涡轮155通过轴115驱动压缩机105。在备选实施例中，发动机101可具有由另一个涡轮级(未在图4中显示)驱动的额外的压缩机，它在本领域中有时被称为中压压缩机。
[0016]在航空器系统5的运行期间(参见图7中显示的示例性飞行分布图)，推进系统100中的燃气涡轮发动机101在推进系统的第一选定运行部分期间(诸如例如在起飞期间)可使用例如第一燃料11。推进系统100在推进系统的第二选定运行部分期间(诸如在巡航期间)可使用第二燃料12，诸如例如LNG。备选地，在航空器系统5的选定运行部分期间，燃气涡轮发动机101能够同时使用第一燃料11和第二燃料12两者来产生推进力。在推进系统的各种运行阶段期间，第一燃料和第二燃料的比例可适当地在0%至100%之间改变。
[0017]本文描述的航空器和发动机系统能够使用两种燃料来运行，一种燃料可为低温燃料，诸如例如LNG (液化天然气)，另一种燃料可为传统的基于燃油的喷气燃料，诸如Jet-A、JP-8、JP-5，或者世界范围内可用的类似级别的燃料。
[0018]除了燃料喷嘴之外，Jet-A燃料系统类似于传统的航空器燃料系统，燃料喷嘴能够以0%-100%的比例燃烧通往燃烧器的Jet-A和低温/LNG。在图1中显示的实施例中，LNG系统包括燃料罐，燃料罐可选地包含以下特征:(i)排出管线，其具有合适的止回阀，以在罐中保持特定压力；(ii)用于液体低温燃料的排泄管线；(iii)估量或其它测量能力，其用以评价罐中存在的低温(LNG)燃料的温度、压力和容积；(iv)位于低温(LNG)罐中或者可选地位于罐外部的增压泵，其提高低温(LNG)燃料的压力，以将其运送到发动机；以及(iv)可选的低温冷却器，其用以使罐无限地保持处于低温温度。
[0019]燃料罐将优选以大气压力或接近大气压力的压力运行，但可在O psig至100 psig的范围中运行。燃料系统的备选实施例可包括高的罐压力和温度。从罐和增压泵延伸到发动机挂架的低温(LNG)燃料管线可具有以下特征:(i)单壁或双壁结构；(ii)真空