器起作用。蒸發(fā)器60的另一功能在于使低溫燃料(例如，液化天然氣(LNG)燃料)體積地膨脹成氣態(tài)形式以用于稍后的燃燒。用于在蒸發(fā)器60中使用的熱(熱能)可來源于在推進(jìn)系統(tǒng)100和飛行器系統(tǒng)5中的多個(gè)源中的一個(gè)或更多個(gè)。這些包括但不限于:
(i)燃?xì)鉁u輪排氣；(ii)壓縮機(jī)中間冷卻；(iii)高壓和/或低壓渦輪間隙控制空氣；(iv)LPT配管冷卻附加空氣；(V)在高壓和/或低壓渦輪中使用的冷卻空氣；(vi)潤滑油；以及(vii)飛行器系統(tǒng)5中的機(jī)載航空電子、電子器件。用于蒸發(fā)器的熱也可從壓縮機(jī)105、增壓器104、中壓壓縮機(jī)(未示出)和/或風(fēng)扇旁路空氣流107 (見圖4)供應(yīng)。在圖5中示出了使用來自壓縮機(jī)105的排放空氣的一部分的示范實(shí)施例。如在圖5中通過項(xiàng)目3所示出的，壓縮機(jī)排放空氣2的一部分被吹至蒸發(fā)器60。低溫液體燃料21 (例如，LNG)進(jìn)入蒸發(fā)器60，其中，來自空氣流動(dòng)流3的的熱被傳遞至低溫液體燃料21。在一個(gè)示范性實(shí)施例中，如在之前所描述的，加熱的低溫燃料進(jìn)一步膨脹，從而在蒸發(fā)器60中產(chǎn)生氣態(tài)燃料13。然后使用燃料噴嘴80(見圖5)將氣態(tài)燃料13引入燃燒器90中。從蒸發(fā)器離開的冷卻的空氣流4可用于冷卻其他發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)件，例如，燃燒器90結(jié)構(gòu)和/或高壓渦輪155結(jié)構(gòu)。蒸發(fā)器60中的換熱器部分可為已知的設(shè)計(jì)，例如，殼體和導(dǎo)管設(shè)計(jì)、雙配管設(shè)計(jì)、和/或翅片板設(shè)計(jì)。蒸發(fā)器60 (見圖4)中的燃料112流方向和加熱流體96方向可為并流方向、逆流方向、或者它們可以錯(cuò)流方式流動(dòng)，來促進(jìn)低溫燃料與加熱流體之間的有效的熱交換。
[0047]在蒸發(fā)器60中的熱交換可通過金屬壁在低溫燃料和加熱流體之間以直接方式發(fā)生。圖5示意地示出了蒸發(fā)器60中的直接換熱器。圖6a示意地示出了一種示范直接換熱器63，其使用燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)101排氣氣體99的一部分97來加熱低溫液體燃料112。備選地，在蒸發(fā)器60中的熱交換可通過中間加熱流體的使用在低溫燃料和在上面列出的熱源之間以間接方式發(fā)生。圖6b示出了一種使用間接換熱器64的示范蒸發(fā)器60，該間接換熱器64使用中間加熱流體68來加熱低溫液體燃料112。在圖6中示出的這種間接換熱器中，中間加熱流體68通過來自燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)101的排氣氣體99的一部分97而被加熱。來自中間加熱流體68的熱然后傳遞至低溫液體燃料112。圖6c示出了在蒸發(fā)器60中使用的間接交換器的另一實(shí)施例。在該備選實(shí)施例中，中間加熱流體68由燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)101的風(fēng)扇旁路流107的一部分，以及發(fā)動(dòng)機(jī)排氣氣體99的一部分97加熱。中間加熱流體68然后加熱低溫液體燃料112?？刂崎y38用來控制在流動(dòng)流之間的相對熱交換。
[0048](V)操作雙燃料飛行器系統(tǒng)的方法
使用雙燃料推進(jìn)系統(tǒng)100的飛行器系統(tǒng)5的操作的示范方法關(guān)于在圖7中示意地示出的示范飛行任務(wù)剖面如下地描述。在圖7中示意地示出的示范飛行任務(wù)剖面示出了在由字母標(biāo)記A-B-C-D-E-...-X-Y等識(shí)別的飛行任務(wù)的各種部分期間的發(fā)動(dòng)機(jī)功率設(shè)置。例如，A-B代表開始，B-C示出了地面怠速，G-H示出了起飛，T-L和O-P示出了巡航等。在飛行器系統(tǒng)5的操作(見在圖7中的示范飛行剖面120)期間，在推進(jìn)系統(tǒng)100中的燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)101可在推進(jìn)系統(tǒng)的操作的第一選擇部分期間(例如，在起飛期間)使用例如第一燃料Ilo推進(jìn)系統(tǒng)100可在推進(jìn)系統(tǒng)的操作的第二選擇部分期間(例如，在巡航期間)使用第二燃料12，例如，LNG。備選地，在飛行器系統(tǒng)5的操作的選擇部分期間，燃?xì)鉁u輪系統(tǒng)101能夠同時(shí)使用第一燃料11和第二燃料12兩者，來產(chǎn)生推進(jìn)推力。在雙燃料推進(jìn)系統(tǒng)100的操作的各種階段期間，第一燃料和第二燃料的比例可酌情在0%至100%之間改變。
[0049]操作使用雙燃料燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)101的雙燃料推進(jìn)系統(tǒng)100的示范方法包括下列步驟:通過在燃燒器90中燃燒第一燃料11來啟動(dòng)飛行器發(fā)動(dòng)機(jī)101 (見在圖7中的A-B)，該燃燒器90產(chǎn)生驅(qū)動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)101中的燃?xì)鉁u輪的熱氣體。第一燃料11可為已知類型的液體燃料，例如，基于煤油的噴氣燃料。發(fā)動(dòng)機(jī)101在啟動(dòng)時(shí)可產(chǎn)生足夠的熱氣體，其可用來蒸發(fā)第二燃料，例如，低溫燃料。第二燃料12然后被使用在蒸發(fā)器60中的熱蒸發(fā)，來形成氣態(tài)燃料13。第二燃料可為低溫燃料112，例如，LNG。示范蒸發(fā)器60的操作已經(jīng)在之前在本文中描述。然后使用燃料噴嘴80將氣態(tài)燃料13引入發(fā)動(dòng)機(jī)101的燃燒器90，并且氣態(tài)燃料13在生成熱氣體的燃燒器90中燃燒，該熱氣體驅(qū)動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)中的燃?xì)鉁u輪。引入燃燒器中的第二燃料的量可使用流量計(jì)量閥65來控制。如果期望，那么示范方法可進(jìn)一步包括在啟動(dòng)飛行器發(fā)動(dòng)機(jī)之后停止第一燃料11的供應(yīng)的步驟。
[0050]在操作雙燃料飛行器燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)101的示范方法中，蒸發(fā)第二燃料12的步驟可使用來自從發(fā)動(dòng)機(jī)101中的熱源取出的熱氣體的熱進(jìn)行。如之前所描述的，在方法的一個(gè)實(shí)施例中，熱氣體可為來自發(fā)動(dòng)機(jī)(例如，如在圖5中所示出)中的燃燒器155的壓縮空氣。在方法的另一實(shí)施例中，熱氣體從發(fā)動(dòng)機(jī)(例如，如在圖6a中所不出)的排氣噴嘴98或排氣流99供應(yīng)。
[0051]操作雙燃料飛行器發(fā)動(dòng)機(jī)101的示范方法可以可選地包括，在例如在圖7中示出的飛行剖面120的選擇的部分期間，使用選定比例的第一燃料11和第二燃料12來生成驅(qū)動(dòng)燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)101的熱氣體的步驟。第二燃料12可為低溫液體燃料112，例如，液化天然氣(LNG)。在上面的方法中，在飛行剖面120(見圖7)的不同部分期間改變第一燃料12和第二燃料13的比例的步驟可用來有利于以經(jīng)濟(jì)且有效的方式操作飛行器系統(tǒng)。這例如在第二燃料12的成本比第一燃料11的成本低的情況下是有可能的。這可為例如當(dāng)將LNG用作第二燃料12并且將基于煤油的液體燃料(例如，Jet-A燃料)用作第一燃料11時(shí)的情況。在操作雙燃料飛行器燃料101的示范方法中，使用的第二燃料12的量比使用的第一燃料的量的比例(比率)可根據(jù)飛行任務(wù)的部分在大約0%和100%之間改變。例如，在一個(gè)示范方法中，在飛行剖面的巡航部分期間，使用的更廉價(jià)的第二燃料(例如，LNG)比使用的基于煤油的燃料的比例為大約100%，以便降低燃料的成本。在另一示范操作方法中，在需要更高的推力水平的飛行剖面的起飛部分期間第二燃料的比例為大約50%。
[0052]在上面描述的操作雙燃料飛行器發(fā)動(dòng)機(jī)101的示范方法還可包括，使用控制系統(tǒng)130控制引入燃燒器90中的第一燃料11和第二燃料12的量的步驟。在圖4中示意地示出了示范控制系統(tǒng)130?？刂葡到y(tǒng)130向控制閥135發(fā)送控制信號131 (SI)，來控制引入至燃燒器90的第一燃料11的量?？刂葡到y(tǒng)130還向控制閥65發(fā)送另一控制信號132 (S2)，來控制引入至燃燒器90的第二燃料12的量。使用的第一燃料11和第二燃料12的比例可通過控制器134在0%至100%之間改變，該控制器134被編程為在飛行剖面120的不同飛行節(jié)段期間根據(jù)需要改變比例?？刂葡到y(tǒng)130還可接收反饋信號133，該反饋信號133基于例如風(fēng)扇速度或壓縮機(jī)速度或其他適當(dāng)?shù)陌l(fā)動(dòng)機(jī)操作參數(shù)。在一個(gè)示范方法中，控制系統(tǒng)也可為發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)的一部分，例如，全權(quán)限數(shù)字電子控制(FADEC) 357。在另一示范方法中，機(jī)械或水力機(jī)械發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)可形成控制系統(tǒng)的部分或全部。
[0053]控制系統(tǒng)130、357架構(gòu)和策略被適當(dāng)?shù)卦O(shè)計(jì)來實(shí)現(xiàn)飛行器系統(tǒng)5的經(jīng)濟(jì)操作。對增壓泵52和(多個(gè))高壓泵58的控制系統(tǒng)反饋可經(jīng)由發(fā)動(dòng)機(jī)FADEC 357或通過利用單獨(dú)的控制系統(tǒng)的分布式計(jì)算來實(shí)現(xiàn)，該單獨(dú)的控制系統(tǒng)可以可選地通過各種可獲得數(shù)據(jù)總線與發(fā)動(dòng)機(jī)FADEC和飛行器系統(tǒng)5控制系統(tǒng)連通。
[0054]控制系統(tǒng)(例如，在圖4中示出的項(xiàng)130)可改變泵52、58速度和輸出來維持用于安全目的的跨過機(jī)翼7的指定壓力(例如，處于大約30-40 psi)，和高壓泵58下游的不同壓力(例如，處于大約100至1500 psi)，以將系統(tǒng)壓力維持為高于LNG的臨界點(diǎn)，并且避免兩相流，并且通過在高壓和燃料密度下的操作來降低LNG燃料輸送系統(tǒng)的體積和重量。
[0055]在示范控制系統(tǒng)130、357中，控制系統(tǒng)軟件可包括下列邏輯中的任一種或全部:(A)使低溫燃料(例如，LNG)在處于高壓縮機(jī)排放溫度(T3)和/或渦輪入口溫度(T41)下的起飛和/或包線中的其他點(diǎn)上的使用最大化的控制系統(tǒng)策略；(B)使低溫燃料(例如，LNG)在任務(wù)上的使用最大化來降低燃料成本的控制系統(tǒng)策略；(C)控制系統(tǒng)130、357，其通過第一燃料(例如，Jet-A)重新點(diǎn)火，僅用于高空重新點(diǎn)火；(D)控制系統(tǒng)130、357，其僅作為缺省設(shè)置進(jìn)行通過常規(guī)Jet-A的地面啟動(dòng)；(E)控制系統(tǒng)130、357，其僅在非典型機(jī)動(dòng)期間默認(rèn)為Jet-A ; (F)控制系統(tǒng)130、357，其允許處于任何比例的常規(guī)燃料(如，Jet-Α)或低溫燃料(例如，LNG)的手動(dòng)(飛行員命令)選擇；(G)控制系統(tǒng)130、357，其利用100%常規(guī)燃料(如，Jet-Α)以用于所有的快速加速和降速。
[0056]本發(fā)明的實(shí)施例構(gòu)思到使用聯(lián)接至飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)電機(jī)生成電功率的系統(tǒng)，該系統(tǒng)可提高發(fā)動(dòng)機(jī)的比燃料消耗。根據(jù)本公開的至少一些方面的一些實(shí)例實(shí)施例可便于來自在飛行器上的廢熱的電功率生成，該飛行器在單和雙燃料發(fā)動(dòng)機(jī)中使用低溫燃料。一些實(shí)例實(shí)施例可提供對比燃料消耗有十分小的影響的電功率產(chǎn)生能力。實(shí)例實(shí)施例可結(jié)合任意類型的燃?xì)鉁u輪飛行器發(fā)動(dòng)機(jī)(例如，渦輪風(fēng)扇、渦輪噴氣、渦輪螺槳、開放式轉(zhuǎn)子等)使用。
[0057]用于飛行器5的這種電功率系統(tǒng)可包括:渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)101，其聯(lián)接至飛行器5并且提供推進(jìn)推力，并且在操作期間放出熱來限定高溫源；低溫燃料系統(tǒng)，其定位在飛行器5內(nèi)并且為渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)101提供燃料12，并且放出處于比來自渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)101的熱更低溫的熱來限定低溫源；以及電功率生成器，其定位在飛行器5上并且使用在高溫源和低溫源之間的溫度差來產(chǎn)生電功率。渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)101可生成放出空氣來形成高溫源，并且低溫燃料系統(tǒng)具有提供低溫源的貯存燃料12。貯存燃料12可為壓縮至液相的氣體(例如，LNG)