CN104903196B

CN104903196B - 飞行器和改型低温燃料***

Info

Publication number: CN104903196B
Application number: CN201380068561.9A
Authority: CN
Inventors: M.J.埃普斯泰因; P.B.斯坦波; R.H.魏斯盖伯
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 2012-12-28
Filing date: 2013-11-26
Publication date: 2018-01-05
Anticipated expiration: 2033-11-26
Also published as: CN104903196A; EP2938541A1; CA2895740A1; BR112015015504A2; US9701416B2; US20150344145A1; JP2016509550A; WO2014105335A1

Abstract

一种飞行器，具有：涡轮发动机(500)，其具有抽气输出管线(501)；低温燃料***(502)，其具有用于贮存低温燃料的低温燃料箱(504)和可操作地将箱联接至涡轮发动机(500)的供应管线(506)；和机上惰性气体产生***(OBIGGS)(501)，其流体地联接至抽气输出(501)并且具有富氮流输出管线(512)和富氧流输出管线(514)。

Description

飞行器和改型低温燃料***

相关申请的交叉引用

本申请主张均在2012年12月28日申请的美国临时专利申请No.61/746,930和61/747,171的益处，将其两者全部合并入本文。

技术领域

在本文中描述的技术大体涉及飞行器***，并且更具体地涉及在航空燃气涡轮发动机中使用双燃料的飞行器***和操作其的方法。

背景技术

某些低温燃料(例如，液化天然气(LNG))可比常规的喷射燃料更廉价。在常规燃气涡轮应用中冷却的现有方法为使用压缩空气或常规液体燃料。用于冷却的压缩机空气的使用可降低发动机***的效率。

由此，将期望具有在航空燃气涡轮发动机中使用双燃料的飞行器***。将期望具有可由如下的航空燃气涡轮发动机推动的飞行器***：其可使用常规喷射燃料和/或更廉价的低温燃料(例如，液化天然气(LNG))操作。将期望具有在航空燃气涡轮部件和***中的更有效的冷却。将期望具有改善的效率和在发动机中的更低的比燃料消耗来降低操作成本。期望具有使用双燃料的航空燃气涡轮发动机，该燃料可降低环境影响，带有更低的温室气体(CO2)、氮氧化物-NOx、一氧化碳-CO、未燃烧的碳氢化合物和烟雾。

发明内容

在一方面中，本发明的实施例涉及一种飞行器，具有：涡轮发动机，其具有抽气输出管线；低温燃料***，其具有用于贮存低温燃料的低温燃料箱和操作地将箱联接至涡轮发动机的供应管线；和机上惰性气体产生***(OBIGGS)，其流体地联接至抽气输出并且具有富氮流输出管线和富氧流输出管线。

在另一方面中，本发明的实施例涉及一种用于具有货物库和由低温燃料供燃料的涡轮发动机的飞行器的改型低温燃料***，包括：抽空封套，其构造为容纳在货物库内；低温燃料箱，其定位在抽空封套内；以及至少一个排出管线或燃料供应管线，其流体地联接至抽空封套。

附图说明

可通过参照结合附图做出的下列描述而最好地理解在本文中描述的技术，其中：

图1是具有双燃料推进***的示例性飞行器***的等距视图；

图2是示例性燃料输送/分配***；

图2a是在示例性低温燃料的示意压焓图中的示例性操作路径；

图3是显示燃料箱的示例性布置和示例性汽化使用的示意图；

图4是具有燃料输送和控制***的示例性双燃料飞行器燃气涡轮发动机的示意截面图；

图5是显示示意换热器的示例性双燃料飞行器燃气涡轮发动机的一部分的示意截面图；

图6a是示例性直接换热器的示意图；

图6b是示例性间接换热器的示意图；

图6c是另一示例性间接换热器的示意图；

图7是用于飞行器***的示例性飞行任务剖面的示意图；以及

图8示出了具体的惰化***实施例；

图9示出了示例性通风和净化***实施例。

具体实施方式

参考本文中的附图，遍及各种视图相同的标号代表相同的元件。

图1显示了根据本发明的示例性实施例的飞行器***5。示例性飞行器***5具有机身6和附接至机身的机翼7。飞行器***5具有推进***100，其在飞行中产生推动飞行器***所需要的推进推力。尽管在图1中推进***100显示为附接至机翼7，但是在其它实施例中，其可联接至飞行器***5的其它部分，例如，尾部部分16。

示例性飞行器***5具有燃料贮存***10，其用于贮存在推进***100中使用的一种或更多种类型的燃料。如在下面本文中进一步所说明，在图1中显示的示例性飞行器***5使用两种类型的燃料。由此，示例性飞行器***5包括能够贮存第一燃料11的第一燃料箱21，和能够贮存第二燃料12的第二燃料箱22。在图1中显示的示例性飞行器***5中，第一燃料箱21的至少一部分定位在飞行器***5的机翼7中。在图1中显示的一个示例性实施例中，第二燃料箱22定位在机翼联接至机身的位置附近的飞行器***的机身6中。在备选实施例中，第二燃料箱22可定位在机身6或机翼7中的其它适当的位置处。在其它实施例中，飞行器***5可包括能够贮存第二燃料12的可选的第三燃料箱123。可选的第三燃料箱123可例如在图1中示意地所显示，定位在飞行器***的机身的后部部分中。

如在下面本文中进一步所描述，在图1中显示的推进***100是双燃料推进***，其能够通过使用第一燃料11或第二燃料12或使用第一燃料11和第二燃料12两者产生推进推力。示例性双燃料推进***100包括燃气涡轮发动机101，其能够选择性地使用第一燃料11、或第二燃料21或以选择的比例使用第一燃料和第二燃料产生推进推力。第一燃料可为常规液体燃料，例如，基于煤油的喷射燃料，例如在本领域中公知为Jet-A、JP-8、或JP-5或其它已知类型或等级。在本文中描述的示例性实施例中，第二燃料12是在十分低的温度下贮存的低温燃料。在本文中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，在本文中称为“LNG”)。低温第二燃料12在低温下贮存在燃料箱中。例如，LNG在大约-265°F下在大约15psia的绝对压力下贮存在第二燃料箱22中。燃料箱可由已知的材料(例如，钛、因科镍合金、铝或复合材料)形成。

在图1中显示的示例性飞行器***5包括燃料输送***50，其能够从燃料贮存***10向推进***100输送燃料。已知的燃料输送***可用于输送常规的液体燃料，例如，第一燃料11。在本文中描述并在图1和图2中显示的示例性实施例中，燃料输送***50构造为通过运输低温燃料的管道54向推进***100输送低温液体燃料(例如，LNG)。为了在输送期间充分维持低温燃料的液体状态，燃料输送***50的管道54的至少一部分被隔热且构造用于运输加压低温液体燃料。在一些示例性实施例中，管道54的至少一部分具有双壁构造。管道可由已知的材料(例如，钛、因科镍合金、铝或复合材料)形成。

在图1中显示的飞行器***5的示例性实施例还包括燃料电池***400，其包括能够使用第一燃料11或第二燃料12中的至少一者产生电功率的燃料电池。燃料输送***50能够从燃料贮存***10向燃料电池***400输送燃料。在一个示例性实施例中，燃料电池***400使用由双燃料推进***100使用的第二燃料12的一部分产生功率。

推进***100包括燃气涡轮发动机101，其通过在燃烧器中燃烧燃料产生推进推力。图4是示例性燃气涡轮发动机101的示意图，该燃气涡轮发动机101包括风扇103、和具有高压压缩机105的芯部发动机108、以及燃烧器90。燃气涡轮发动机101还包括高压涡轮155、低压涡轮157、以及增压器104。示例性燃气涡轮发动机101具有风扇103，其产生推进推力的至少一部分。燃气涡轮发动机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外壳116内。在其它应用中，风扇103可形成不存在围绕风扇叶片组件的外壳的“开放转子”。

在操作期间，空气在大体平行于延伸穿过燃气涡轮发动机101的中心线轴线15的方向上轴向地流动穿过风扇103，并且压缩空气被供应至高压压缩机105。将高度压缩的空气输送至燃烧器90。来自燃烧器90的热气体(在图4中未显示)驱动涡轮155和157。涡轮157借助于轴114驱动风扇103，并且相似地，涡轮155借助于轴115驱动压缩机105。在备选实施例中，燃气涡轮发动机101可具有在本领域中有时公知为中压压缩机的额外的压缩机，其由另一涡轮级(在图4中未显示)驱动。

在飞行器***5的操作(见在图7中显示的示例性飞行剖面)期间，在推进***100中的燃气涡轮发动机101可在推进***的操作的第一选择部分期间(例如，在起飞期间)使用例如第一燃料11。推进***100可在推进***的操作的第二选择部分期间(例如，在巡航期间)使用第二燃料12，例如，LNG。备选地，在飞行器***5的操作的选择部分期间，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，来产生推进推力。当在推进***的操作的各种阶段期间适当时，第一燃料和第二燃料的比例可在0％至100％之间改变。

在本文中描述的飞行器和发动机***能够进行使用两种燃料的操作，它们中的一者可为低温燃料，例如，LNG(液化天然气)，另一种为常规的基于煤油的喷射燃料，例如世界通用的Jet-A、JP-8、JP-5或相似的等级。

Jet-A燃料***与常规的飞行器燃料***相似，除了燃料喷嘴外，该燃料喷嘴能够以从0至100％的比例向燃烧器点燃Jet-A和低温/LNG。在图1中显示的实施例中，LNG***包括燃料箱，其可选择地包含下列特征：(i)排出管线，其带有适当的止回阀来维持在箱中的指定的压力；(ii)用于液体低温燃料的排放管线；(iii)获得存在于箱中的低温(LNG)燃料的温度、压力、以及体积的计量或其它测量能力；(iv)定位在低温(LNG)箱中或可选地在箱外的增压泵，其增加低温(LNG)燃料的压力来将其运输至发动机；以及(iv)可选的制冷机，来保持箱无限期地处于低温。

燃料箱将优选地在大气压力下或附近操作，但是可在0至100psig的范围下操作。燃料***的备选实施例可包括高箱压力和温度。从箱和增压泵行进至发动机挂架的低温(LNG)燃料管线可具有下列特征：(i)单壁或双壁构造；(ii)真空隔热件或低热传导性材料隔热件；和(iii)可选的制冷机，来将LNG流再循环至箱而不向LNG箱增加热。低温(LNG)燃料箱可在飞行器中定位于常规的Jet-A辅助燃料箱定位在现有***之处，例如，在前或后货舱中。备选地，低温(LNG)燃料箱可定位在中心机翼箱位置中。利用低温(LNG)燃料的辅助燃料箱可设计为，使得如果低温(LNG)燃料将不被使用扩展的时期，那么该辅助燃料箱可被移除。

高压泵可定位在挂架中或在发动机上，来将低温(LNG)燃料的压力提高至足以向燃气涡轮燃烧器喷入燃料的水平。泵可或可不将LNG/低温液体的压力提高至低温(LNG)燃料的临界压力(Pc)之上。可安装在发动机上或附近的在本文中称为“蒸发器”的换热器向液化天然气燃料增加热能，从而升高温度并体积地膨胀低温(LNG)燃料。来自蒸发器的热(热能)可来源于许多源。这些包括但不限于：(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配管冷却依附空气；(v)来自HP涡轮的冷却的冷却空气；(vi)润滑油；或(vii)机上航空电子或电子器件。换热器可为各种设计，包括壳和管、双配管、板翅等，并且可以并流、逆流、或横流方式流动。热交换可通过与上面列出的热源的直接或间接接触而发生。

控制阀定位于在上面描述的蒸发器/换热单元下游。控制阀的目的在于，以指定水平计量横跨与燃气涡轮发动机操作相关联的操作条件的范围下进入燃料歧管的流。控制阀的次要目的在于，充当反压调节器，其将***的压力设置为在低温(LNG)燃料的临界压力之上。

燃料歧管定位在控制阀的下游，其用来将气态燃料均匀地分配至燃气涡轮燃料喷嘴。在一些实施例中，歧管可可选择地充当换热器，其从芯部罩隔间或其它热环境向低温/LNG/天然气燃料传递热能。净化歧管***可可选择地与燃料歧管一起采用，来在气态燃料***未处于操作中时用压缩空气(CDP)净化燃料歧管。这将防止由环境压力变化引起的向气态燃料喷嘴的热气体吸入。可选择地，在燃料喷嘴中或附近的止回阀可防止热气体吸入。

在本文中描述的***的示例性实施例可如下地操作：低温(LNG)燃料在大约15psia和大约-265°F下定位于箱中。通过定位在飞行器上的增压泵将其泵压至接近30psi。液体低温(LNG)燃料经由隔热的双壁配管流过机翼至飞行器挂架，在此处其增加至大约100至1500psia并且可在天然气/甲烷的临界压力之上或之下。低温(LNG)燃料然后前进至蒸发器，在此处其体积地膨胀成气体。蒸发器可尺寸确定为保持马赫数和相对应的压力损失较低。气态天然气然后通过控制阀计量并进入燃料歧管和燃料喷嘴，在此该气态天然气以别的标准在航空燃气涡轮发动机***中燃烧，从而为飞机提供推力。在循环条件改变时，增压泵中的压力(例如，大约30psi)和HP泵中的压力(例如，大约1000psi)被维持在接近不变的水平。通过计量阀控制流。结合适当地确定尺寸的燃料喷嘴的在流上的变化导致在歧管中的可接受且变化的压力。

示例性飞行器***5具有燃料输送***，其用于从贮存***10输送一种或更多种类型的燃料以用于在推进***100中使用。对于常规液体燃料，例如，基于煤油的喷射燃料，可使用常规的燃料输送***。在本文中描述且在图2和图3中示意地显示的示例性燃料输送***包括用于飞行器***5的低温燃料的燃料输送***50。在图2中显示的示例性燃料输送***50包括能够贮存低温液体燃料112的低温燃料箱122。在一个实施例中，低温液体燃料112是LNG。也可使用其它备选低温液体燃料。在示例性燃料输送***50中，低温液体燃料112(例如，LNG)处于第一压力“P1”。压力P1优选地接近大气压力，例如，15psia。

示例性燃料输送***50具有增压泵52，使得其与低温燃料箱122流连通。在操作期间，当在双燃料推进***100中需要低温燃料时，增压泵52从低温燃料箱122移除一部分低温液体燃料112，并且将其压力增加至第二压力“P2”，并且使其流入定位在飞行器***5的机翼7中的管道54。压力P2选择为，使得当在管道54中流动期间，液体低温燃料维持其液体状态(L)。压力P2可在大约30psia至大约40psia的范围中。基于使用已知方法的分析，对于LNG，发现30psia是合乎需要的。增压泵52可定位于在飞行器***5的机身6中的适当的位置处。备选地，增压泵52可定位为接近低温燃料箱122。在其它实施例中，增压泵52可定位在低温燃料箱122内。为了在输送期间充分维持低温燃料的液体状态，管道54的至少一部分。在一些示例性实施例中，管道54的至少一部分具有双壁构造。管道54和增压泵52可使用已知的材料(例如，钛、因科镍合金、铝或复合材料)形成。

示例性燃料输送***50具有高压泵58，其与管道54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将液体低温燃料(例如，LNG)的压力增加至足以将燃料注射入推进***100的第三压力“P3”。压力P3可在大约100psia至大约1000psia的范围中。高压泵58可定位于在飞行器***5或推进***100中的适当的位置处。高压泵58优选地定位在支撑推进***100的飞行器***5的挂架55中。

如在图2中所显示，示例性燃料输送***50具有用于将低温液体燃料112变换成气态(G)燃料13的蒸发器60。蒸发器60接收高压低温液体燃料并且向低温液体燃料(例如，LNG)增加热(热能)，从而提高其温度并体积地膨胀其。热(热能)可从在推进***100中的一个或更多个源供应。例如，用于在蒸发器中蒸发低温液体燃料的热可从数个源中的一个或更多个供应，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、在发动机中的润滑油、飞行器***航空电子/电子器件、或在推进***100中的任何热源。由于在蒸发器60中发生的热的交换，因而蒸发器60可备选地称作换热器。蒸发器60的换热器部分可包括壳和管类型的换热器、或双配管类型的换热器、或翅片和板类型的换热器。在蒸发器中的热流体和冷流体流可为并流、或逆流、或横流流动类型。在蒸发器中的热流体和冷流体之间的热交换可通过壁直接地或使用中间工作流体间接地发生。

燃料输送***50包括流计量阀65(“FMV”，也称作控制阀)，其与蒸发器60和歧管70流连通。流计量阀65定位于在上面描述的蒸发器/换热单元下游。FMV(控制阀)的目的在于，以指定水平计量横跨与燃气涡轮发动机操作相关联的操作条件的范围下进入燃料歧管70的燃料流。控制阀的次要目的在于，充当反压调节器，其将***的压力设置为在低温燃料(例如，LNG)的临界压力之上。流计量阀65接收从蒸发器供应的气态燃料13并且将其压力降低至第四压力“P4”。歧管70能够接收气态燃料13并且将其分配至在燃气涡轮发动机101中的燃料喷嘴80。在优选的实施例中，蒸发器60在大体不变的压力下将低温液体燃料112变换成气态燃料13。图2a示意地显示了在燃料输送***50中的各点处的燃料的状态和压力。

燃料输送***50还包括定位在燃气涡轮发动机101中的多个燃料喷嘴80。燃料喷嘴80将气态燃料13输送入燃烧器90以用于燃烧。定位在流计量阀65下游的燃料歧管70用来向燃气涡轮燃料喷嘴80均匀地分配气态燃料13。在一些实施例中，歧管70可可选择地充当换热器，其从推进***芯部罩隔间或其它热环境向LNG/天然气燃料传递热能。在一个实施例中，燃料喷嘴80构造为选择地接收常规的液体燃料(例如，常规的基于煤油的液体燃料)或通过蒸发器由低温液体燃料(例如，LNG)产生的气态燃料13。在另一实施例中，燃料喷嘴80构造为选择性地接收液体燃料和气态燃料13，并且构造为向燃烧器90供应气态燃料13和液体燃料来便于两种类型的燃料的共同燃烧。在另一实施例中，燃气涡轮发动机101包括多个燃料喷嘴80，其中，燃料喷嘴80中的一些构造为接收液体燃料，而燃料喷嘴80中的一些构造为接收气态燃料13并且适当地布置用于在燃烧器90中的燃烧。

在本发明的另一实施例中，在燃气涡轮发动机101中的燃料歧管70包括可选择的净化歧管***，来在气态燃料***未在操作中时用来自发动机的压缩空气或其它空气净化燃料歧管。这将防止由在燃烧器90中的环境压力变化引起的向气态燃料喷嘴的热气体吸入。可选择地，可使用在燃料喷嘴中或附近的止回阀防止在燃料喷嘴或歧管中的热气体吸入。

将LNG用作低温液体燃料的在本文中描述的示例性双燃料燃气涡轮推进***描述为如下：LNG在15psia和-265°F下定位于箱22、122中。通过定位在飞行器上的增压泵52将其泵压至接近30psi。液体LNG经由隔热的管道54流过机翼7至飞行器挂架55，在此处其增加至100至1500psia并且可在天然气/甲烷的临界压力之上或之下。液化天然气然后前进至蒸发器60，在此处其体积地膨胀成气体。蒸发器60可尺寸确定为保持马赫数和相对应的压力损失较低。气态天然气然后通过流计量阀65计量并进入燃料歧管70和燃料喷嘴80，在此处其在双燃料航空燃气涡轮发动机***100中燃烧，从而为飞行器***5提供推力。在循环条件改变时，增压泵中的压力(30psi)和HP泵58中的压力(1000psi)被维持在接近不变的水平。通过流计量阀65控制流。结合适当地确定尺寸的燃料喷嘴的在流上的变化导致在歧管中的可接受且变化的压力。

双燃料***由用于基于煤油的燃料(Jet-A、JP-8、JP-5等)和低温燃料(例如，LNG)的平行的燃料输送***组成。煤油燃料输送相对现有的设计基本不变，除了燃烧器燃料喷嘴外，该燃料喷嘴设计为共同燃烧处于任何比例的煤油和天然气。如在图2中所显示，低温燃料(例如，LNG)燃料输送***由下列特征组成：(A)双燃料喷嘴和燃烧***，能够利用处于从0至100％的任何比例的低温燃料(例如，LNG)和Jet-A；(B)燃料歧管和输送***，其也充当换热器，从而将低温燃料(例如，LNG)加热至气体或超临界流体。歧管***设计为以均匀方式同时将燃料输送至燃烧器燃料喷嘴，并且从周围芯部罩、排气***、或其它热源吸收热，从而消除或降低对单独换热器的需要；(C)燃料***，其将处于其液体状态的低温燃料(例如，LNG)泵压至临界压力之上或之下，并且增加来自多种源中的任意种的热；(D)低压低温泵，其浸入低温燃料(例如，LNG)燃料箱中(可选地定位在燃料箱外)；(E)高压低温泵，其定位在飞行器挂架中或可选地在发动机或机舱上，来泵压至在低温燃料(例如，LNG)的临界压力之上的压力。(F)净化歧管***可可选择地与燃料歧管一起采用，来在气态燃料***未处于操作中时用压缩机CDP空气净化燃料歧管。这将防止由环境压力变化引起的向气态燃料喷嘴的热气体吸入。可选择地，在燃料喷嘴中或附近的止回阀可防止热气体吸入。(G)从箱和增压泵行进至发动机挂架的低温燃料(例如，LNG)管线具有如下特征：(1)单壁或双壁构造；(2)真空隔热件或可选择地低热传导性隔热材料(例如，气凝胶)；(3)可选的制冷机，来将低温燃料(例如，LNG)流再循环至箱，而不向低温燃料(例如，LNG)箱增加热。(H)高压泵，其定位在挂架中或在发动机上。该泵将把低温燃料(例如，LNG)的压力升高至足以将天然气燃料喷射入燃气涡轮燃烧器的水平。泵可或可不将低温液体(例如，LNG)的压力提高至低温燃料(例如，LNG)的临界压力(Pc)之上。

III一种燃料贮存***

在图1中显示的示例性飞行器***5包括用于贮存低温燃料的低温燃料贮存***10，例如在图3中所显示。示例性低温燃料贮存***10包括燃料箱22、122，其具有形成贮存体积24的第一壁23，该贮存体积24能够贮存第二燃料12，例如，LNG。如在图3中示意地所显示，示例性低温燃料贮存***10具有：流入***32，其能够使第二燃料12流入贮存体积24；和流出***30，其适于从低温燃料贮存***10输送第二燃料12。其还包括排出***40，该***能够从贮存体积24中的第二燃料12移除气态燃料19(其可在贮存期间形成)的至少一部分。

在图3中显示的示例性低温燃料贮存***10还包括回收***34，其适于将未使用气态燃料19中的至少一部分29返还入第二燃料箱22。在一个实施例中，回收***34包括制冷机42，其在将未使用燃料19的部分29返还入燃料箱22、122之前冷却该部分29。制冷机42操作的示例性操作为如下：在示例性实施例中，从燃料箱的汽化可使用也公知为制冷机的反向兰金致冷***再次冷却。制冷机可由来自在飞行器***5上的任意的可获得***的电功率，或通过例如在停驻在登机门处时可获得的那些的地基功率***来驱动。制冷机***还可用来在双燃料飞行器的燃气涡轮发动机101共同燃烧过渡期间再次液化燃料***中的天然气。

燃料贮存***10还可包括安全释放***45，其适于排出可在第二燃料箱22中形成的任何高压气体。在图3中示意地显示的一个示例性实施例中，安全释放***45包括形成第一壁23的一部分的***片46。***片46是使用已知的方法设计的安全特征，来在第二燃料箱22内的过压的情况下吹走和释放任何高压气体。

第二燃料箱22可具有单壁构造和多壁构造。例如，第二燃料箱22还可包括(见例如图3)充分包封第一壁23的第二壁25。在箱的一个实施例中，在第一壁23和第二壁25之间存在间隙26，以便隔热箱来降低跨过箱壁的热流动。在一个示例性实施例中，在第一壁23和第二壁25之间的间隙26中存在真空。真空可通过真空泵28产生和维持。备选地，为了为箱提供隔热，在第一壁23和第二壁25之间的间隙26可充分填充已知的隔热材料27，例如，气凝胶。可使用其它适当的隔热材料。可包括挡板17来控制在箱内的液体的运动。

在图3中显示的低温燃料贮存***10包括具有输送泵31的流出***30。输送泵可定位于在第二燃料箱22附近的方便的位置处。为了降低传递至低温燃料中的热，可优选将输送泵31定位在如在图3中示意地显示的第二燃料箱22中。排出***40排出可在第二燃料箱22中形成的任何气体。这些排出的气体可以数个有益方式在飞行器***5中被利用。在图3中示意地显示了这些中的数个。例如，气态燃料19中的至少一部分可供应至飞行器推进***100以用于在发动机中的冷却或燃烧。在另一实施例中，排出***40将气态燃料19中的至少一部分供应至喷烧器，并且进一步将来自燃烧炉的燃烧产物安全地排出至飞行器***5外。在另一实施例中，排出***40将气态燃料19中的至少一部分供应至辅助功率单元180，其向飞行器***5供应辅助功率。在另一实施例中，排出***40将气态燃料19中的至少一部分供应至产生功率的燃料电池182。在另一实施例中，排出***40将气态燃料19的至少一部分释放至第二燃料箱22外。

燃料贮存***的示例性操作、包括燃料箱的其部件、以及示例性子***和部件被如下地描述。

天然气在接近大约-260°F的温度和大气压力下以液体形式(LNG)存在。为了维持在旅客、货物、军用、或通用航空飞行器上的这些温度和压力，处于选择的结合的在下面识别的特征允许LNG的安全、有效且成本有效的贮存。参照图3，这些包括：

(A)第一燃料箱21、第二燃料箱22，其由如下合金构成，例如但不限于，铝AL5456和更高强度的铝AL5086或其它适当的合金。

(B)第一燃料箱21、第二燃料箱22，其由轻量化复合材料构成。

(C)上面的第一燃料箱21、2第二燃料箱2带有双壁真空特征以用于改善的隔热和向LNG流体的极大降低的热流动。双壁箱也充当在初级箱破裂的稀有的情况下的安全封闭装置。

(D)上面利用的轻量化隔热件27中的任一项的备选实施例(例如，气凝胶)，来降低从环境向LNG箱和其包含物的热流动。可除双壁箱设计之外或替代其使用气凝胶隔热件。

(E)可选择的真空泵28，其设计用于在双壁箱之间的空间的主动排空。泵可脱离LNG汽化燃料、LNG、Jet-A、电功率或对于飞行器可获得的任何其它功率源操作。

(F)LNG箱带有浸入初级箱内以用于向LNG流体的降低热传递的低温泵31。

(G)LNG箱带有一个或更多个排放管线36，其能够在正常或紧急条件下从箱移除LNG。LNG排放管线36连接至适当的低温泵来将移除的速率增加至超出由LNG重力头引起的***速率。

(H)LNG箱带有一个或更多个排出管线41，其用于由从外部环境的热吸收形成的气态天然气的移除。该排出管线41***通过单向安全阀或背压阀39的使用将箱维持在期望的压力。

(I)以防过压情况发生，LNG箱带有通向主排出管线的平行的安全释放***45。***片是备选特征或平行特征46。释放口将气态燃料引导至舱外。

(J)带有在上面的设计特征中的一些或全部的LNG燃料箱，其几何形状设计为符合与标准Jet-A辅助燃料箱(例如，在商业上可获得的飞行器上设计和可获得的那些)相关联的现有封壳。

(K)带有在上面的设计特征中的一些或全部的LNG燃料箱，其几何形状设计为符合且配合在常规的旅客和货物飞行器(例如，在商业上可获得的飞行器中发现的那些)的较低的(多个)货舱内。

(L)对现有或新的飞行器的第二燃料箱22的修改，来正确地隔热LNG、箱、以及结构元件。

使用已知方法设计排出和汽化***。LNG的汽化是吸收能量并且冷却箱和其包含物的蒸发工序。汽化LNG可被多种不同工序利用和/或消耗，在一些情况下，为飞行器***提供有益的功，在其它情况下，仅仅以更加环境可接受的设计燃烧燃料。例如，来自LNG箱的排出气体主要由甲烷组成，并且用于下列的任何或所有组合：

(A)前进至飞行器APU(辅助功率单元)180。如在图3中所显示，来自箱的气态排出管线连续地或平行于向在燃烧器中使用的辅助功率单元前进。APU可为典型地在商业或军用飞行器上发现的现有的APU，或专注于将汽化天然气转化成有益的电和/或机械功率的单独APU。利用汽化天然气压缩机将天然气压缩至在APU中利用所需要的适当压力。APU转而向在发动机上的任何***或A/C提供电功率。

(B)前进至一个或更多个飞行器的燃气涡轮发动机101。如在图3中所显示，来自LNG燃料箱的天然气排出管线前进至主的燃气涡轮发动机101中的一个或更多个，并且在操作期间向发动机提供额外的燃料源。利用天然气压缩机将排出气体泵压至在飞行器燃气涡轮发动机中的利用所需要的适当压力。

(C)旺火。如在图3中所显示，来自箱的天然气排出管线前进至小、专用排气燃烧器190，带有其自身的电火花点火***。以这种方式，甲烷气体不被释放至大气。排出燃烧的产物，这导致更加环境可接受的***。

(D)排出。如在图3中所显示，来自箱的天然气排出管线前进至飞行器燃气涡轮中的一个或更多个的排气管。备选地，排出管线可前进至APU排气管或通向任意的飞行器后缘的单独专用管线。天然气可在这些位置V中的一个或更多个处适当地排出至大气。

(E)地面操作。如在图3中所显示，在地面操作期间，任意的***可设计为，使得排出管线41附接至地面支撑装备，其收集和利用在任何地基***中汽化的天然气。排出还可在用地面支撑设备的补给燃料操作期间发生，该补给操作可同时使用流入***32将燃料注入飞行器LNG箱，并且俘获并再次使用排出气体(在图3中指示为(S)的同时排出和加燃料)。

IV推进(发动机)***

图4显示了包括燃气涡轮发动机101的示例性双燃料推进***100，该燃气涡轮发动机101能够使用低温液体燃料112产生推进推力。燃气涡轮发动机101包括：压缩机105，其由高压涡轮155驱动；燃烧器90，其燃烧燃料并产生驱动高压涡轮155的热气体。燃烧器90能够燃烧常规的液体燃料，例如，基于煤油的燃料。燃烧器90还能够燃烧已经通过例如蒸发器60适当地准备用于燃烧的低温燃料，例如，LNG。图4示意地显示了能够将低温液体燃料112变换成气态燃料13的蒸发器60。双燃料推进***100的燃气涡轮发动机101还包括燃料喷嘴80，其将气态燃料13供应至燃烧器90以用于点燃。在一个示例性实施例中，使用的低温液体燃料112是液化天然气(LNG)。在涡轮风扇类型的双燃料推进***100(例如在图4中显示)中，燃气涡轮发动机101包括从高压压缩机105轴向地向前定位的风扇103。增压器104(在图4中显示)可轴向地定位在风扇103和高压压缩机105之间，其中，风扇和增压器由低压涡轮157驱动。在其它实施例中，双燃料推进***100的燃气涡轮发动机101可包括中压压缩机，其由中压涡轮(均在图4中未显示)驱动。增压器104(或中压压缩机)增加进入压缩机105的空气的压力，并且便于通过压缩机105的更高压力比的产生。在图4中显示的示例性实施例中，风扇和增压器由低压涡轮157驱动，而高压压缩机由高压涡轮155驱动。

在图4中示意地显示的蒸发器60安装在燃气涡轮发动机101上或附近。蒸发器60的功能之一在于向低温燃料(例如，液化天然气(LNG))增加热能，从而升高其温度。在本文中，蒸发器作为换热器起作用。蒸发器60的另一功能在于体积地膨胀低温燃料(例如，液化天然气(LNG)燃料)成气态形式以用于稍后的燃烧。用于在蒸发器60中使用的热(热能)可来源于在推进***100和飞行器***5中的多个源中的一个或更多个。这些包括但不限于：(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配管冷却依附空气；(v)在高压和/或低压涡轮中使用的冷却空气；(vi)润滑油；以及(vii)在飞行器***5中的机上航空电子、电子器件上。用于蒸发器的热也可从压缩机105、增压器104、中压压缩机(未显示)和/或风扇旁路空气流107(见图4)供应。在图5中显示了使用来自压缩机105的排放空气的一部分的示例性实施例。如在图5中通过项3所显示，压缩机排放空气2的一部分被吹至蒸发器60。低温液体燃料21(例如，LNG)进入蒸发器60，其中，来自空气流动流3的热被传递至低温液体燃料21。在一个示例性实施例中，如之前在本文中所描述，加热的低温燃料进一步膨胀，从而在蒸发器60中产生气态燃料13。然后使用燃料喷嘴80(见图5)将气态燃料13引入燃烧器90。从蒸发器离开的冷却的空气流4可用于冷却其它发动机部件，例如，燃烧器90结构和/或高压涡轮155结构。在蒸发器60中的换热器部分可为已知的设计，例如，壳和管设计、双配管设计、和/或板翅设计。在蒸发器60(见图4)中的燃料112流方向和加热流体96方向可为并流方向、逆流方向、或者它们可以横流方式流动，来促进在低温燃料和加热流体之间的有效的热交换。

在蒸发器60中的热交换可通过金属壁在低温燃料和加热流体之间以直接方式发生。图5示意地显示了在蒸发器60中的直接换热器。图6a示意地显示了示例性直接换热器63，其使用燃气涡轮发动机101排气气体99的一部分97来加热低温液体燃料112。备选地，在蒸发器60中的热交换可通过中间加热流体的使用在低温燃料和上面列出的热源之间以间接方式发生。图6b显示了使用间接换热器64的示例性蒸发器60，该间接换热器64使用中间加热流体68来加热低温液体燃料112。在图6b中显示的这种间接换热器中，中间加热流体68通过来自燃气涡轮发动机101的排气气体99的一部分97加热。来自中间加热流体68的热然后传递至低温液体燃料112。图6c显示了在蒸发器60中使用的间接换热器的另一实施例。在该备选实施例中，中间加热流体68由燃气涡轮发动机101的风扇旁路流107的一部分和发动机排气气体99的一部分97加热。中间加热流体68然后加热低温液体燃料112。控制阀38用来控制在流动流之间的相对热交换。

(V)操作双燃料飞行器***的方法

使用双燃料推进***100的飞行器***5的操作的示例性方法关于在图7中示意地显示的示例性飞行任务剖面如下地描述。在图7中示意地显示的示例性飞行任务剖面显示了在由字母标记A-B-C-D-E-...-X-Y等识别的飞行任务的各部分期间的发动机功率设置。例如，A-B代表开始，B-C显示了地面怠速，G-H显示了起飞，T-L和O-P显示了巡航等。在飞行器***5的操作(见在图7中显示的示例性飞行剖面)期间，在推进***100中的燃气涡轮发动机101可在推进***的操作的第一选择部分期间(例如，在起飞期间)使用例如第一燃料11。推进***100可在推进***的操作的第二选择部分期间(例如，在巡航期间)使用第二燃料12，例如，LNG。备选地，在飞行器***5的操作的选择部分期间，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，来产生推进推力。当在双燃料推进***100的操作的各种阶段期间适当时，第一燃料和第二燃料的比例可在0％至100％之间改变。

操作使用双燃料的燃气涡轮发动机101的双燃料推进***100的示例性方法包括下列步骤：通过在燃烧器90中燃烧第一燃料11启动燃气涡轮发动机101(见在图7中的A-B)，该燃烧器90产生驱动在燃气涡轮发动机101中的燃气涡轮的热气体。第一燃料11可为已知类型的液体燃料，例如，基于煤油的喷射燃料。燃气涡轮发动机101在启动时可产生足够的热气体，其可用来蒸发第二燃料，例如，低温燃料。第二燃料12然后使用在蒸发器60中的热被蒸发来形成气态燃料13。第二燃料可为低温燃料112，例如，LNG。示例性蒸发器60的操作已经之前在本文中描述。然后使用燃料喷嘴80将气态燃料13引入燃气涡轮发动机101的燃烧器90，并且气态燃料13在产生热气体的燃烧器90中燃烧，该热气体驱动在发动机中的燃气涡轮。引入燃烧器的第二燃料的量可使用流计量阀65控制。如果期望，那么示例性方法可进一步包括在启动飞行器发动机之后停止第一燃料11的供应的步骤。

在操作双燃料飞行器燃气涡轮发动机101的示例性方法中，蒸发第二燃料12的步骤可使用来自从燃气涡轮发动机101中的热源取出的热气体的热进行。如之前所描述，在方法的一个实施例中，热气体可为来自发动机中的燃烧器155(例如，如在图5中所显示)的压缩空气。在方法的另一实施例中，热气体从发动机的排气喷嘴98或排气流99(例如，如在图6a中所显示)供应。

操作双燃料飞行器的燃气涡轮发动机101的示例性方法可可选择地包括，在例如在图7中显示的飞行剖面120的选择部分期间，使用选择比例的第一燃料11和第二燃料12来产生驱动燃气涡轮发动机101的热气体的步骤。第二燃料12可为低温液体燃料112，例如，液化天然气(LNG)。在上面的方法中，在飞行剖面120(见图7)的不同部分期间改变第一燃料11和第二燃料12的比例的步骤可用来有利地以经济且有效的方式操作飞行器***。这例如在第二燃料12的成本比第一燃料11的成本更低的情况下是有可能的。这可为例如当将LNG用作第二燃料12并且将基于煤油的液体燃料(例如，Jet-A燃料)用作第一燃料11时的情况。在操作双燃料的燃气涡轮发动机101的示例性方法中，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)可根据飞行任务的部分在大约0％和100％之间改变。例如，在一个示例性方法中，在飞行剖面的巡航部分期间，使用的更廉价的第二燃料(例如，LNG)比使用的基于煤油的燃料的比例为大约100％，以便降低燃料的成本。在另一示例性操作方法中，在需要更高的推力水平的飞行剖面的起飞部分期间第二燃料的比例为大约50％。

在上面描述的操作双燃料的燃气涡轮发动机101的示例性方法还可包括，使用控制***130控制引入燃烧器90的第一燃料11和第二燃料12的量的步骤。在图4中示意地显示了示例性控制***130。控制***130向控制阀135发送控制信号131(S1)，来控制引进至燃烧器90的第一燃料11的量。控制***130还向流计量阀65发送另一控制信号132(S2)，来控制引进至燃烧器90的第二燃料12的量。使用的第一燃料11和第二燃料12的比例可通过控制器134在0％至100％之间改变，该控制器134被编程为在飞行剖面120的不同的飞行节段期间如所需要地改变比例。控制***130还可接收反馈信号133，其基于例如风扇速度或压缩机速度或其它适当的发动机操作参数。在一个示例性方法中，控制***可为发动机控制***的一部分，例如，全权限数字电子控制(FADEC)357。在另一示例性方法中，机械或水力机械发动机控制***可形成控制***的部分或全部。

控制***130、357架构和策略被适当地设计来实现飞行器***5的经济操作。向增压泵52和(多个)高压泵58的控制***反馈可经由发动机FADEC357或通过利用单独控制***的分布计算实现，该单独控制***可可选择地通过各种可获得数据总线与发动机FADEC和飞行器***5控制***连通。

控制***(例如，在图4中显示的项130)可改变泵52、58的速度和输出来维持横跨机翼7的指定的压力以用于安全目的(例如，处于大约30-40psi)，和在高压泵58下游的不同的压力(例如，处于大约100至1500psi)，来将***压力维持在LNG的临界点之上，并且避免两相流，并且通过在高压和燃料密度下的操作来降低LNG燃料输送***的体积和重量。

在示例性控制***130、357中，控制***软件可包括下列逻辑中的任意项或全部：(A)控制***策略，其增加低温燃料(例如，LNG)在处于高压缩机排放温度(T3)和/或涡轮入口温度(T41)下的封壳中的起飞和/或其它点上的使用；(B)控制***策略，其增加低温燃料(例如，LNG)在任务上的使用来降低燃料成本；(C)控制***130、357，其重新点燃第一燃料(例如，Jet-A)，以仅仅用于高空重新点燃；(D)控制***130、357，其仅仅作为缺省设置进行常规的Jet-A上的地面启动；(E)控制***130、357，其仅仅在任何非典型操纵期间默认为Jet-A；(F)控制***130、357，其允许处于任何比例的常规燃料(如，Jet-A)或低温燃料(例如，LNG)的手动(飞行员命令)选择；(G)控制***130、357，其利用100％常规燃料(如，Jet-A)以用于所有的快速加速和降速。

作为处于任何形式(LNG、CNG等)的航空燃料的天然气的利用需要，将确保在输送管线、岐管和/或机上燃料贮存容器中的任何剩余量的燃料的正确管理的飞行器的设计和实施方式与发动机净化***。可靠性、重量以及简易性是这些***的设计中的关键度量标准。在操作之前和之后的液化天然气管线的净化对于飞行器***安全是关键的。在LNG升温并且经受从液体向蒸汽的相变(沸腾)时，其比体积(立方英尺每磅)显著地增加。如果允许在闭合管线或容器中升温，那么压力将增加至有可能引起带有潜在十分不期望的结果的破裂和燃料包含物的损失的极限水平。在地基功率产生涡轮发动机中，在发动机上的天然气燃料岐管和燃料喷嘴的净化通常使用特种阀并且使发动机压缩机排放空气前进至燃料岐管实现。在其它设计中，使用高压流来净化岐管和喷嘴。这些解决方案在飞行器应用上是不实用的。典型地，天然气以用于地基发动机的气相输送至发动机。在飞行器中，燃料处于液相并且在到达发动机后蒸发。包含液体的供应管线必须在LNG上的操作停止后净化。需要惰性气体以用于净化。十分期望用空气净化，除非净化直接进入发动机燃烧器。在不使用或空置时，优选地将箱和供应管线中的不可燃烧混合物保持为不足量且不排出至大气。

过去的10-15年，OBIGGS(机上惰性气体产生***)技术已经迅速地发展，以用于在军事和商用领域两者中使用。使用中空纤维、薄膜、压力摆动吸收、以及其它技术的OBIGGS***已经发展并作为在所有形状和尺寸的飞行器中的操作产物配置。所有的这些概念将氧和氮分离，从而产生两种物理分离且截然不同的流，其包括用于燃料箱的机上惰化的富氮流(有时称为富氮空气(NEA))和可用于次级目的或机外倾倒的富氧流。OBIGGS***的制造商包括但不限于霍尼韦尔、派克汉尼芬、液化空气，并且公开引用的分离水平可高达99％的氮纯度。

在本文中描述的技术将该技术合并入双燃料(LNG和Jet-A)或全LNG飞行器，来确保天然气和空气的可燃混合物不在任何机上飞行器或发动机***中积聚。向LNG驱动飞行器的OBIGGS***并入与常规的Jet-A或JP-8驱动飞行器相比需要独特且显著不同的架构。以描述用于LNG/天然气驱动飞行器的方式的OBIGGS的利用是完全独特且不同的并且还未在之前描述。

图8以简化示意图显示了合并***的一个实施例。飞行器***5可包括：涡轮发动机500，其具有抽气输出管线501；低温燃料***502，其具有用于贮存低温燃料的低温燃料箱504和操作地将低温燃料箱504联接至涡轮发动机500的供应管线506。机上惰性气体产生***(OBIGGS)510可流体地联接至抽气输出501，并且如在上面所描述，可具有富氮流输出管线512和富氧流输出管线514。富氧流输出管线514示出为如在516处所指示排出机外。

换热器520可流体地定位在涡轮发动机500和OBIGGS 510之间。抽气输出管线501可前进穿过换热器520。虽然示出了一个换热器520，但是可想到的是，可包括任意数量的换热器。以这种方式，压缩机排放压力或来自涡轮发动机500的其它抽气可前进穿过一个或更多个换热器，来将空气冷却至200°F或更低，这可与OBIGGS制造商的要求一致。这可用最小的压力损失完成。可用来将空气温度降低至可接受水平的(多个)换热器包括发动机预冷却器、外部挤入空气、使用多种器件的发动机风扇空气、Jet-A或LNG燃料、发动机润滑油、和/或涡轮发动机500或飞行器***5可获得的任何其它散热器。在OBIGGS 510的上游可包括水和颗粒过滤器522。

低温燃料箱504示出为定位在也可公知为LNG燃料移送机(skid)的隔间530内。富氮流输出管线512可与隔间530流体地联接。隔间530还可包括机外出口。可使用任何适当的机外的出口532，包括止回阀类型设计。富氮流输出管线512也可与紧接定位在低温燃料箱504上游的供应管线506流体地联接。

可想到，在富氮净化流前进至隔间530时，可需要低压。为了实现该低压，氮净化可行进穿过将从氮净化流提取功的膨胀阀或备选地涡轮。因而，膨胀阀或涡轮可流体地联接至在隔间530的上游的富氮流输出管线512。或者可构造为降低提供至隔间530的富氮流的压力。虽然使用膨胀阀的选择是更简单的，但是其不俘获任何功。

在有必要净化供应管线506时，富氮流必须被再次加压至超出压缩机排放压力的水平。为了完成此，可使用小压缩机，其可经由发动机AGB550，或备选地从飞行器电功率，或备选地直接从发动机IDG提取功率。压缩机的类型可为任何种类。在示出的实例中，涡轮压缩机540已经被示出为被包括。控制阀542可控制氮是否被引导而相应地被降压或加压。以这种方式，控制阀542可控制氮向低压管线544或高压管线546的流。OBIGGS的额外潜在使用为，使用从压缩机排放的少量的OBIGGS高压氮，来将一个或更多个LNG燃料箱加压至供应飞行器发动机所需的水平，这种流体管线出于简明性而未示出。

在操作期间，在燃料***未处于从Jet-A向LNG或从LNG向Jet-A的过渡时，可使所有的富氮抽气前进至(多个)LNG燃料箱隔间530，来为这些隔间530净化已在这些隔间530中积聚的任何少量的天然气。在喷入LNG燃料隔间530之后，“失效”氮通过出口532随着在LNG燃料隔间530中已积聚的任何痕量的燃料或空气倾倒至机外。在LNG/天然气供燃料，即向或从仅Jet-A供燃料模式的过渡开始或完成时，富氮流可前进入供应管线506。氮净化从LNG箱504行进至燃料控制阀、(多个)蒸发器、岐管、燃料喷嘴等并进入飞行器发动机燃烧器的管线。氮可行进穿过整个天然气燃料***。该工序在任何地方花费从1秒至5分钟。

上面描述的实施例提供多种益处，包括，OBIGGS的使用减少了与瓶装惰性气体相关的供应后勤。任何东西的可消耗库存的处理增加了与相关的活动相关的人力成本。OBIGGS将消除再次供应或再次装填高压气体瓶的需要。此外，利用OBIGGS，与惰性气体瓶相关的重量和体积应当显著地减少，该OBIGGS已经被仔细地并入飞行器推进和功率***。此外，通过在LNG供燃料的飞行器上使用OBIGGS，与高压氮箱或备选地液氮容器的利用相比，重量显著地降低。而且，可靠性增强，因为OBIGGS***已经证明了在5-7年或更多年的检修之间的操作寿命。另外，使用该技术完全消除了处于液体或气态形式的天然气的混合物，导致比如今的Jet-A驱动旧版本更加安全的天然气驱动飞行器。另外，多个OBIGGS***可被设计，并承载在每个发动机包括一个***的飞行器上。可想到的是，可实现冗余，使得如果必要的话，一个***可尺寸确定为满足整个飞行器需要。

图9示出了用于具有货物库602和涡轮发动机的飞行器的改型低温燃料***600，该涡轮发动机通常指示为604，由低温燃料供燃料。抽空封套610可包括在改型低温燃料***600中，并且可构造为容纳在货物库602内。低温燃料箱612可定位在燃料移送机封套或抽空封套610内。封套610可容纳多个低温燃料箱612和其辅助部件。该包封的燃料移送机连同对涡轮发动机604的修改可允许在低温和喷射燃料两者上的涡轮发动机604的操作。

至少一个排出管线614或燃料供应管线616可流体地联接至抽空封套610。在封套610容纳于货物库602内时，至少一个排出管线614可流体地联接至货物库602外的环境空气，其通常以630指示。可想到的是，多个排出管线614可将封套610直接连接至飞行器外的环境，并且将封套610内的环境直接排出至大气630。这些排出管线614可设计为维持在封套610内的负压，从而确保没有VOC泄漏出封套610并进入货物库602。可想到的是，所有的工序排出和净化管线将前进至飞机外的环境。而且，将封套610连接至外部大气630的所有管线可为连续且无接头的，来防止在货物库602中的泄漏。燃料管线616也可为连续且无接头的。所有的管线可在引出口处具有火焰或发光拦阻装置来避免电弧和火花。此外，每个管线的引出口可包括喷射器机构634来产生在管线和封套内的吸引和抽空压力条件，来避免在货物库602中的泄漏。此外，封套610可配备有吸引风扇(未显示)来在飞行器仍然在地面上且不带有促动喷射器机构634的需要速度时允许抽空的环境。

而且，可将垂直于外部大气的出口节气闸633附加至将在低温流体泄漏的情况下配置的封套，以避免过压情况。而且，移送机地板可配备有排放管线(未显示)，其垂直于飞行器外来快速地投弃任何泄漏的低温燃料，并降低潜在的蒸发燃料的体积。这导致了出口节气闸的尺寸的降低。

例如OBIGGS 640的惰性气体产生***可选择性地联接至至少一个燃料管线来净化燃料管线。OBIGGS 640还可包括在封套610内，并且可***作来允许在启动、燃料传递、以及关闭期间如所需要地用惰性氮气体净化所有的燃料工序管线。来源于OBIGGS工序的富氧，和用惰性气体净化的所有管线也将垂直于飞机外，并且配备有在上面描述的设备来维持向货物库602内的VOC的零泄漏。VOC还可送至触媒转化器650以被中和，并且减少温室气体向大气的排放。

上面描述的实施例提供多种益处，包括，利用抽空封套的显著优点为防止向货物库602的挥发性有机化合物(VOC)的泄漏。如果VOC泄漏必须作为燃料泄漏或火灾扑灭区域被处理，那么防止向货物库602内的VOC泄漏降低了对货物库602的广泛修改的需要。产生用于现有货运飞机的改型双燃料工具的主要问题之一在于，维持修改的范围至最小。在基于专用箱和其所需要的空间的低温燃料的情况下，燃料移送机和其辅助件必须维持在飞行器的货物库内的封套内。将低温燃料放置在飞行器货物库内的挑战为，具有稳健的VOC泄漏防止方案，来避免昂贵的修改，例如对在货物库内的大体积的火灾扑灭***的增加。产生在燃料移送机封套内的抽空封套允许了稳健的泄漏防止方案，同时保持飞行器修改至最小。

利用用于燃料箱的抽空封套的技术优点为其将防止向飞行器货物库的VOC的泄漏。这呈现了节省重量优点，因为不需要对货物库进行修改以用于火灾扑灭。其还通过降低现有飞行器的转换所要求的修改范围来允许用低温燃料操作，呈现了经济优点。

可代替包括抽空风扇的飞行器外的喷射器***，利用其它器件或技术来产生抽空封套。来自燃料移送机封套的通风和净化管线可被引导至飞行器外的不同位置，例如现有的Jet-A燃料箱、燃料催化剂、或燃气燃烧发动机。

在未描述的程度下，各种实施例的不同特征和结构可如所期望结合彼此使用。可能不在所有的实施例中示出的一个特征不意图被解释为其不可被示出，而是出于说明的简洁性而这样做。因而，不同实施例的各种特征可如所期望地混合和配合来形成新实施例，不论新实施例是否明确地被描述。在本文中描述的特征的所有的组合或排列由本公开覆盖。

本书面说明使用实例以公开包括最佳实施方式的本发明，并且还使任何本领域技术人员能够实践本发明，包括制造及使用任何设备或***和实行任何合并的方法。本发明的可专利范围由权利要求限定，并且可包括本领域技术人员想到的其他示例。如果这些其他示例包括不与权利要求的字面语言不同的结构元件，或者如果它们包括与权利要求的字面语言无实质差别的等同结构元件，则这些其他示例意图在权利要求的范围内。

Claims

1.一种飞行器，包括：

涡轮发动机，其具有抽气输出管线；

低温燃料***，其具有用于贮存低温燃料的低温燃料箱和可操作地将所述低温燃料箱联接至所述涡轮发动机的供应管线；以及

机上惰性气体产生***，其流体地联接至所述抽气输出管线，并且具有富氮流输出管线和富氧流输出管线；

其中，所述富氮流输出管线与所述供应管线流体地联接。

2.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，还包括换热器，其流体地定位在所述涡轮发动机和所述机上惰性气体产生***之间，并且其中，所述抽气输出管线前进穿过所述换热器。

3.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述低温燃料箱定位在隔间内。

4.根据权利要求3所述的飞行器，其特征在于，所述富氮流输出管线与所述隔间流体地联接。

5.根据权利要求4所述的飞行器，其特征在于，所述隔间包括机外出口。

6.根据权利要求4所述的飞行器，其特征在于，还包括膨胀阀或涡轮，其在所述隔间的上游流体地联接至所述富氮流输出管线，并且构造为降低提供至所述隔间的所述富氮流的压力。

7.根据权利要求1至6中的任一项所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器是双燃料飞行器，其用低温燃料和基于煤油的喷射燃料两者供燃料。

8.一种用于具有货物库和由低温燃料供燃料的涡轮发动机的飞行器的改型低温燃料***，包括：

抽空封套，其构造为容纳在所述货物库内；

低温燃料箱，其定位在所述抽空封套内；

至少一个排出管线或燃料供应管线，其流体地联接至所述抽空封套；以及

惰性气体产生***，其选择性地联接至所述至少一个燃料供应管线来净化所述燃料供应管线。

9.根据权利要求8所述的***，其特征在于，所述排出管线和所述燃料供应管线中的至少一者是连续不带有接头的。

10.根据权利要求8所述的***，其特征在于，在所述抽空封套容纳在所述货物库内时，所述至少一个排出管线流体地联接至所述货物库外的环境空气。

11.根据权利要求8所述的***，其特征在于，所述至少一个排出管线包括喷射器联接件，其中所述喷射器联接件构造为在所述排出管线和所述抽空封套内产生吸引和抽空压力条件。