保的系統(tǒng)。
[0061](D)排氣。如圖3中所示，天然氣排氣線路從箱轉(zhuǎn)送至一個或多個飛機燃?xì)鉁u輪的排氣管道?；蛘撸艢饩€路可路由至APU排氣管道或通向任何飛機后緣的獨立的專用線路。天然氣可在這些位置V的一個或多個位置恰當(dāng)?shù)嘏懦鲋链髿庵小?br>[0062](E)地面操作。如圖3中所示，在地面操作期間，任何系統(tǒng)可經(jīng)過設(shè)計，使得排氣線路41連接在地面支撐設(shè)備上，其收集并利用任何陸基系統(tǒng)中蒸發(fā)的天然氣。排氣還可能發(fā)生在利用地面保障設(shè)備加注燃料操作期間，地面保障設(shè)備可同時利用流入系統(tǒng)32將燃料注入到飛機LNG箱中，并捕獲和重復(fù)使用排氣(圖3中所示的同時的排氣和加注燃料)。
[0063]IV0推進(發(fā)動機)系統(tǒng)
圖4顯示了示例性雙燃料推進系統(tǒng)100，其包括能夠利用低溫液體燃料112產(chǎn)生推力的燃?xì)鉁u輪發(fā)動機101。燃?xì)鉁u輪發(fā)動機101包括由高壓渦輪155驅(qū)動的壓縮機105和燃燒燃料并產(chǎn)生熱氣體的燃燒器90，熱氣體驅(qū)動高壓渦輪155。燃燒器90能夠燃燒傳統(tǒng)的液體燃料，例如基于煤油的燃料。燃燒器90還能夠燃燒低溫燃料，例如LNG，其已經(jīng)恰當(dāng)?shù)赝ㄟ^例如蒸發(fā)器60而準(zhǔn)備好用于燃燒。圖4示意性地顯示了蒸發(fā)器60，其能夠?qū)⒌蜏匾后w燃料112轉(zhuǎn)變成氣態(tài)燃料13。雙燃料推進系統(tǒng)100的燃?xì)鉁u輪發(fā)動機101還包括燃料噴嘴80，其將氣態(tài)燃料13供給燃燒器90，以用于點火。在一個示例性實施例中，所使用的低溫液體燃料112是液化天然氣(LNG)。在(例如圖4中所示的)渦輪風(fēng)扇類型的雙燃料推進系統(tǒng)100中，燃?xì)鉁u輪發(fā)動機101包括風(fēng)扇103，其沿軸向定位在高壓壓縮機105的前方。增壓器104(圖4中所示)可沿軸向定位在風(fēng)扇103和高壓壓縮機105之間，其中風(fēng)扇和增壓器被低壓渦輪157驅(qū)動。在其它實施例中，雙燃料推進系統(tǒng)100的燃?xì)鉁u輪發(fā)動機101可包括由中壓蒸汽渦輪驅(qū)動的中壓壓縮機(這兩者在圖4中均未顯示)。增壓器104(或中壓壓縮機)提高了進入壓縮機105中的空氣的壓力，并通過壓縮機105促進較高壓力比的產(chǎn)生。在圖4中所示的示例性實施例中，風(fēng)扇和增壓器由低壓蒸汽渦輪157來驅(qū)動，并且高壓壓縮機由高壓蒸汽渦輪155來驅(qū)動。
[0064]圖4中示意性所示的蒸發(fā)器60安裝在發(fā)動機101上或其附近。蒸發(fā)器60的其中一個功能是為低溫燃料，例如液化天然氣(LNG)燃料增加熱能，從而升高其溫度。在這種情況下，蒸發(fā)器起到熱交換器的作用。蒸發(fā)器60的另一功能是使低溫燃料，例如液化天然氣(LNG)燃料的體積膨脹至氣態(tài)形式，以用于后面燃燒。用于蒸發(fā)器60中的熱量(熱能)可能來自推進系統(tǒng)100和飛機系統(tǒng)5中的一個或多個來源。這些包括，但不局限于:(i)燃?xì)鉁u輪排氣，(ii)壓縮機中間冷卻，(iii)高壓和/或低壓渦輪間隙控制空氣，(iv)LPT管冷卻寄生空氣，(V)用于高壓和/或低壓渦輪的冷卻空氣，(vi)潤滑油，和(vii)飛機系統(tǒng)5中的機載航空電子設(shè)備、電子器件。用于蒸發(fā)器的熱量還可能供自壓縮機105、增壓器104、中壓壓縮機(未顯示)和/或風(fēng)扇旁路氣流107 (見圖4)。在圖5中顯示了利用來自壓縮機105的一部分排氣的一個示例性實施例。一部分壓縮機排氣2被排出蒸發(fā)器60之外，如圖5中的條目3所示。低溫液體燃料21，例如LNG進入蒸發(fā)器60中，其中來自空氣流3的熱量被傳遞至低溫液體燃料21中。在一個示例性實施例中，如之前所述，加熱的低溫燃料進一步膨脹，從而在蒸發(fā)器60中產(chǎn)生氣態(tài)燃料13。然后利用燃料噴嘴80將氣態(tài)燃料13引入到燃燒器90中(見圖5)。離開蒸發(fā)器的冷卻的空氣流4可用于冷卻其它發(fā)動機構(gòu)件，例如燃燒器90的結(jié)構(gòu)和/或高壓渦輪155的結(jié)構(gòu)。蒸發(fā)器60中的熱交換器部分可具有已知的設(shè)計，例如殼管設(shè)計、雙管設(shè)計和/或散熱片板設(shè)計。燃料112的流動方向和蒸發(fā)器60中的加熱流體96的方向(見圖4)可為同流方向、反流方向，或者它們可以交叉流方式流動，以促進低溫燃料和加熱流體之間的有效的熱交換。
[0065]蒸發(fā)器60中的熱交換可能以直接方式通過金屬壁而發(fā)生在低溫燃料和加熱流體之間。圖5示意性地顯示了蒸發(fā)器60中的直接熱交換器。圖6a示意性地顯示了示例性直接熱交換器63，其使用燃?xì)鉁u輪發(fā)動機101的排氣99的一部分97來加熱低溫液體燃料112。或者，蒸發(fā)器60中的熱交換可以間接方式通過使用中間加熱流體而發(fā)生在低溫燃料和上述熱源之間。圖6b顯示了一種示例性蒸發(fā)器60，其使用間接熱交換器64，間接熱交換器64使用中間加熱流體68來加熱低溫液體燃料112。在圖6b所示的這種間接熱交換器中，中間加熱流體68被燃?xì)鉁u輪發(fā)動機101的排氣99的一部分97加熱。來自中間加熱流體68的熱量然后被傳遞至低溫液體燃料112中。圖6c顯示了用于蒸發(fā)器60中的間接交換器的另一實施例。在這個備選實施例中，中間加熱流體68由燃?xì)鉁u輪發(fā)動機101的風(fēng)扇旁路氣流107的一部分以及發(fā)動機排氣99的一部分97來加熱。中間加熱流體68然后加熱低溫液體燃料112?？刂崎y38用于控制流之間相對的熱交換。
[0066](V)操作雙燃料飛機系統(tǒng)的方法
以下參照圖7中示意性地所示的示例性飛行任務(wù)分布描述利用雙燃料推進系統(tǒng)100的飛機系統(tǒng)5的示例性操作方法。圖7中示意性地所示的示例性飛行任務(wù)分布顯示了在由字母標(biāo)記A-B-C-D-E—-X-Y等所標(biāo)識的飛行任務(wù)的不同部分期間的發(fā)動機功率的設(shè)置。例如，A-B代表起動，B-C顯示了地面空轉(zhuǎn)，G-H顯示了起飛，T-L和O-P顯示了巡航等等。在飛機系統(tǒng)5的操作期間(參見圖7中的示例性飛行分布120)，推進系統(tǒng)100中的燃?xì)鉁u輪發(fā)動機101可在推進系統(tǒng)操作的第一選定部分，例如在起飛期間使用例如第一燃料11。推進系統(tǒng)100可在推進系統(tǒng)的第二選定操作部分期間例如在巡航期間使用第二燃料12，例如LNG?；蛘?，在飛機系統(tǒng)5的選定操作部分期間，燃?xì)鉁u輪發(fā)動機101能夠同時利用第一燃料11和第二燃料12而產(chǎn)生推力。第一燃料和第二燃料的比例可在雙燃料推進系統(tǒng)100的各種操作階段，在0%至100%之間根據(jù)情形而變化。
[0067]利用雙燃料燃?xì)鉁u輪發(fā)動機101操作雙燃料推進系統(tǒng)100的示例性方法包括以下步驟:通過在燃燒器90中燃燒第一燃料11起動飛機發(fā)動機101 (參見圖7中的A-B)，其產(chǎn)生驅(qū)動發(fā)動機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)動機101在起動時可產(chǎn)生足夠的熱氣體，其可用于使第二燃料，例如低溫燃料蒸發(fā)。第二燃料12然后利用蒸發(fā)器60中的熱量進行蒸發(fā)，從而形成氣態(tài)燃料13。第二燃料可為低溫液體燃料112，例如LNG。之前已經(jīng)描述了示例性蒸發(fā)器60的操作。然后利用燃料噴嘴80將氣態(tài)燃料13引入到發(fā)動機101的燃燒器90中，并且在燃燒器90中燃燒氣態(tài)燃料13，其產(chǎn)生驅(qū)動發(fā)動機中的燃?xì)鉁u輪的熱氣體。引入到燃燒器中的第二燃料的數(shù)量可利用流量計量閥65進行控制。示例性方法還可包括在起動飛機發(fā)動機之后根據(jù)需要停止供給第一燃料11的步驟。
[0068]在操作雙燃料飛機燃?xì)鉁u輪發(fā)動機101的示例性方法中，蒸發(fā)第二燃料12的步驟可利用從發(fā)動機101的熱源中提取的熱氣體的熱量來執(zhí)行。如之前所述，在該方法的一個實施例中，熱氣體可為來自發(fā)動機的壓縮機155中的壓縮空氣(例如圖5中所示)。在該方法的另一實施例中，熱氣體供自發(fā)動機的排氣噴嘴98或排氣流99 (例如圖6a中所示)。
[0069]操作雙燃料航空發(fā)動機101的示例性方法可選地包括在例如圖7中所示的飛行分布120的選定部分期間利用選定比例的第一燃料11和第二燃料12的步驟，從而產(chǎn)生驅(qū)動燃?xì)鉁u輪發(fā)動機101的熱氣體。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，在飛行分布120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(見圖7)可用于促進以經(jīng)濟且有效的方式操作飛機系統(tǒng)。這在例如第二燃料12的成本低于第一燃料11的成本的情況下是可行的。這可為例如利用LNG作為第二燃料12，并且基于煤油的液體燃料例如Jet-A燃料作為第一燃料11的情形。在操作雙燃料航空發(fā)動機101的示例性方法中，所使用的第二燃料12的數(shù)量相對于所使用的第一燃料的數(shù)量的比例(比)可在大約0%至100%之間變化，其依賴于飛行任務(wù)的部分。例如，在一種示例性方法中，在飛行分布的巡航部分期間，所使用的更便宜的第二燃料(例如LNG)相對于所使用的基于煤油的燃料的比例大約為100%，從而最大限度地減小燃料的成本。在另一示例性操作方法中，在飛行分布的起飛部分期間，第二燃料的比例大約為50%，該期間需要高得多的推力水平。
[0070]上述操作雙燃料航空發(fā)動機101的示例性方法還可包括利用控制系統(tǒng)130控制引入到燃燒器90中的第一燃料11和第二燃料12的數(shù)量的步驟。在圖4中示意性地顯示了一種示例性控制系統(tǒng)130。控制系統(tǒng)130將控制信號131 (SI)發(fā)送給控制閥135，以控制引入到燃燒器90中的第一燃料11的數(shù)量。控制系統(tǒng)130還將另一控制信號132(S2)發(fā)送給控制閥65，以控制引入到燃燒器90中的第二燃料12的數(shù)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而在0%至100%之間變化，控制器經(jīng)過編制程序，以便在飛行分布120的不同的飛行段期間根據(jù)需要而改變比例?？刂葡到y(tǒng)130還可基于例如風(fēng)扇速度或壓縮機速度或其它合適的發(fā)動機操作參數(shù)而接收反饋信號133。在一種示例性方法中，控制系統(tǒng)可為發(fā)動機控制系統(tǒng)的一部分，例如全授權(quán)數(shù)字電子控制(FADEC) 357。在另一示例性方法中，機械式或液壓機械式發(fā)動機控制系統(tǒng)可形成控制系統(tǒng)的部分或全部。
[0071]控制系統(tǒng)130，357的架構(gòu)和策略經(jīng)過恰當(dāng)?shù)卦O(shè)計，從而完成飛機系統(tǒng)5的經(jīng)濟操作?？刂葡到y(tǒng)對增壓栗52和高壓栗58的反饋可通過發(fā)動機FADEC357或通過具有獨立控制系統(tǒng)的分布式計算來完成，獨立控制系統(tǒng)可選地通過各種可用數(shù)據(jù)總線而與發(fā)動機FADEC和飛機系統(tǒng)5的控制系統(tǒng)連通。
[0072]控制系統(tǒng)，例如圖4中條目130所示可出于安全性目的而改變栗52，58的速度和輸出，以便保持規(guī)定的跨機翼7的壓力(例如大約30-40psi)和高壓栗58下游不同的壓力(例如大約100-1500psi)，從而保持系統(tǒng)壓力高于LNG的臨界點以上，并避免兩相流，并從而通過在高的壓力和燃料密度下的操作而減少LNG燃料傳送系統(tǒng)的體積和重量。
[0073]在一種示例性控制系統(tǒng)130，357中，控制系統(tǒng)軟件可包括任何或所有以下邏輯:(A)控制系統(tǒng)策略，其在高的壓縮機排出溫度(T3)和/或渦輪入口溫度(T