CN105026726A - 包括低温燃料***的涡轮发动机组件 - Google Patents

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T.库皮塞夫斯基
M.J.埃普斯坦
T.J.布赫霍尔斯
A.德尔加多
C.D.马蒂亚斯
D.A.奥亚克斯
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Abstract

一种涡轮发动机组件，包括涡轮发动机组件，其具有涡轮核心、热交换器和低温燃料***，涡轮核心包括沿轴向对准的压缩机部段、燃烧部段、涡轮部段和喷嘴部段，其中燃烧部段包括具有内壁和外壁的大致环形的壳体，热交换器包括位于至少内壁和外壁中的一个附近的多个通道，其中通道是围绕至少壳体的一部分而设置的，并彼此处于流体连通，使得流体可流过通道，并且低温燃料***具有低温燃料箱，其具有联接在一个通道上的供给线路，其中低温燃料可从低温燃料箱通过供给线路供给热交换器的通道，其中通道中的燃料可被燃烧部段加热。热交换器可为单级或多级蒸发器。

Description

包括低温燃料***的涡轮发动机组件
相关申请的交叉引用
本申请要求享有所有于2012年12月28日提交的美国临时专利申请No.61/746,847、No.61/746,855、No.61/746,872、No.61/746,882、No.61/746,915和No.61/746,673的权益，其全部通过引用而完整地结合在本文中。
技术领域
这里所述的技术总地涉及飞机***，更具体地说，涉及在航空燃气涡轮发动机中利用双燃料的飞机***和操作它的方法。
背景技术
某些低温燃料例如液化天然气(LNG)可能比传统的喷气燃料更为便宜。目前在传统燃气涡轮应用中冷却的方式使用了压缩空气或传统的液体燃料。用于冷却的压缩机空气的使用可能降低了发动机***的效率。
因此，需要具有在航空燃气涡轮发动机利用双燃料的飞机***。需要的是具有这样的飞机***，其可被航空燃气涡轮发动机推进，航空燃气涡轮发动机可利用传统的喷气燃料和/或更便宜的低温燃料例如液化天然气(LNG)进行操作。需要的是在航空燃气涡轮构件和***中具有更高效的冷却。需要的是改善效率和降低发动机中的比燃料消耗，从而降低操作费用。需要的是具有利用双燃料的航空燃气涡轮发动机，其可凭借较低的温室气体(CO2)、氮氧化物-NOX、一氧化碳-CO、未燃烧的碳氢化合物和烟尘而减少环境影响。
发明内容
一方面，本发明的一个实施例涉及一种涡轮发动机组件，其包括涡轮核心、热交换器和低温燃料***，涡轮核心包括沿轴向对准的压缩机部段、燃烧部段、涡轮部段和喷嘴部段，其中燃烧部段包括具有内壁和外壁的大致环形的壳体，热交换器包括位于至少内壁和外壁中的一个附近的多个通道，其中通道围绕至少壳体的一部分而设置，并彼此处于流体连通，使得流体可流过通道，并且低温燃料***具有低温燃料箱及联接在一个通道上的供给线路，其中低温燃料可从低温燃料箱通过供给线路供给热交换器的通道，其中通道中的燃料可被燃烧部段加热。
另一方面，本发明的一个实施例涉及一种涡轮发动机组件，其具有涡轮核心、低温燃料***和多级蒸发器，涡轮核心包括沿轴向对准的压缩机部段、燃烧部段、涡轮部段和喷嘴部段，低温燃料***具有低温燃料箱和供给线路，并且多级蒸发器包括至少一个与供给线路在流体方面联接的通道，使得低温燃料从低温燃料箱流过多级蒸发器的至少一个通道，其中至少一个通道中的燃料可被加热。
附图说明
通过参照结合附图所做的以下描述可最佳地理解这里所述的技术，其中：
图1是一种示例性飞机***的等距视图，其具有双燃料推进***；
图2是一种示例性燃料传送/分布***；
图2a是一种示例性低温燃料的示意性的压力-焓图中的示例性操作路径；
图3是示意图，其显示了燃料箱的示例性布置和示例性蒸发用途；
图4是一种示例性双燃料飞机燃汽涡轮发动机的示意性的横截面图，其具有燃料传送和控制***；
图5是一种示例性双燃料飞机燃气涡轮发动机的一部分的示意性的横截面图，其显示了示意性的热交换器；
图6a是一种示例性直接热交换器的示意图；
图6b是一种示例性间接热交换器的示意图；
图6c是另一示例性间接热交换器的示意图；
图7是用于该飞机***的示例性飞行任务分布的示意图；且
图8至图12B显示了特定液体燃料蒸发器的实施例；
图13是内部安装的示例性燃烧器壳体蒸发器的横截面图；
图14是外部安装的示例性燃烧器壳体蒸发器的横截面图；
图15是全部根据至少本公开的某些方面所述的示例性整体燃烧器壳体蒸发器的横截面图；
图16至18显示了特定的液体燃料蒸发器实施例；
图19至20显示了特定的液体燃料蒸发器实施例。
具体实施方式
参照这里的附图，相同的标号表示遍及不同视图的相同的元件。
图1显示了根据本发明的一个示例性实施例的飞机***5。示例性飞机***5具有机身6和连接在机身上的机翼7。飞机***5具有推进***100，其产生了飞行中推进飞机***所需要的推力。虽然在图1中显示推进***100连接在机翼7上，但是在其它实施例中，其可联接在飞机***5的其它部件，例如尾部部分16上。
示例性飞机***5具有燃料存储***10，其用于储存一种或多种类型的燃料，该燃料用于推进***100中。图1中所示的示例性飞机***5使用两种类型的燃料，这将在下面进行进一步地解释。因此，示例性飞机***5包括能够储存第一燃料11的第一燃料箱21和能够储存第二燃料12的第二燃料箱22。在图1所示的示例性飞机***5中，至少第一燃料箱21的一部分定位在飞机***5的机翼7中。在图1所示的示例性实施例中，第二燃料箱22定位在飞机***的机身6中，靠近机翼联接机身的位置。在备选实施例中，第二燃料箱22可定位在机身6或机翼7中的其它合适的位置。在其它实施例中，飞机***5可包括能够储存第二燃料12的可选的第三燃料箱123。可选的第三燃料箱123可定位在飞机***的机身的后部部分中，例如图1中示意性地所示。
如本文后面进一步所述，图1中所示的推进***100是一种双燃料推进***，其能够通过利用第一燃料11或第二燃料12，或者利用第一燃料11和第二燃料12而产生推力。示例性双燃料推进***100包括燃气涡轮发动机101，其能够选择性地利用第一燃料11或第二燃料2l，或者在选定的比例下利用第一燃料和第二燃料而产生推力。第一燃料可为传统的液体燃料，例如基于煤油的喷气燃料，例如本领域中已知的Jet-A、JP-8或JP-5或其它已知的类型或级别。在这里所述的示例性实施例中，第二燃料12是低温燃料，其储存在非常低的温度下。在这里所述的一个实施例中，低温的第二燃料12是液化天然气(或者这里被称为“LNG”)。低温的第二燃料12储存在低温的燃料箱中。例如，液化天然气在大约15psia绝对压力下在大约–265℉下储存在第二燃料箱22中。燃料箱可由已知的材料，例如钛、因科镍合金、铝或复合材料制成。
图1中所示的示例性飞机***5包括燃料传送***50，其能够将燃料从燃料存储***10传送给推进***100。已知的燃料传送***可用于传送传统的液体燃料，例如第一燃料11。在这里所述且图1和图2所示的示例性实施例中，燃料传送***50配置为通过运输低温燃料的管道54将低温液体燃料，例如液化天然气传送给推进***100。为了在传送期间基本保持低温燃料的液体状态，至少燃料传送***50的管道54的一部分被隔热，并且配置为用于运输加压的低温液体燃料。在某些示例性实施例中，至少管道54的一部分具有双壁结构。管道可由已知的材料，例如钛、因科镍合金、铝或复合材料制成。
图1中所示的飞机***5的示例性实施例还包括燃料电池***400，其包括能够利用至少第一燃料11或第二燃料12中的一种燃料而产生电功率的燃料电池。燃料传送***50能够将燃料从燃料存储***10传送给燃料电池***400。在示例性实施例中，燃料电池***400利用双燃料推进***100所使用的一部分低温燃料12来发电。
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而产生推力。图4是示例性燃气涡轮发动机101的示意图，其包括风扇103和核心发动机108，其具有高压压缩机105和燃烧器90。发动机101还包括高压蒸汽涡轮155、低压蒸汽涡轮157和增压器104。示例性燃气涡轮发动机101具有风扇103，其产生至少一部分推力。发动机101具有进气侧109和排气侧110。风扇103和涡轮157通过第一转子轴114而联接在一起，并且压缩机105和涡轮155通过第二转子轴115而联接在一起。在某些应用中，例如图4中所示，风扇103的叶片组件至少部分地定位在发动机壳体116中。在其它应用中，风扇103可形成“开放转子”的一部分，在这种情况下没有壳体包围风扇叶片组件。
在操作期间，空气在与穿过发动机101的中心轴线15基本平行的方向上沿轴向流过风扇103，并且将压缩空气供给高压压缩机105。高度压缩的空气输送至燃烧器90中。来自燃烧器90的热气体(图4中未显示)驱动涡轮155和157。涡轮157通过轴114驱动风扇103，并且类似地，涡轮155通过轴115驱动压缩机105。在备选实施例中，发动机101可具有额外的压缩机，有时在本领域中被称为中压压缩机，其被另一涡轮级(图4中未显示)驱动。
在飞机***5的操作期间(参见图7中所示的示例性飞行分布)，燃气涡轮发动机101在推进***100中可在推进***的第一选定操作部分期间使用例如第一燃料11，例如在起飞期间。推进***100可在推进***的第二选定操作部分期间例如在巡航期间使用第二燃料12，例如LNG。或者，在飞机***5的选定的操作部分期间，燃气涡轮发动机101能够同时利用第一燃料11和第二燃料12而产生推力。第一燃料和第二燃料的比例可在推进***的各种操作阶段，在0%至100%之间根据情形而变化。
这里所述的飞机和发动机***能够利用两种燃料进行操作，其中之一可为低温燃料，例如液化天然气(LNG)，另外一种是传统的基于煤油的喷气燃料，例如Jet-A、JP-8、JP-5或全世界可获得相似级别的燃料。
Jet-A燃料***类似于传统的飞机燃料***，除了燃料喷嘴之外，燃料喷嘴能够按0-100%的比例对燃烧器点燃Jet-A和低温/LNG。在图1所示的实施例中，LNG***包括燃料箱，其可选地包含以下特征：(i)排气线路，其具有合适的止回阀，以保持箱中规定的压力；(ii)用于液体低温燃料的***线路；(iii)评估存在于箱中的低温(LNG)燃料的温度、压力和体积的计量能力或其它测量能力；(iv)定位在低温(LNG)箱中或可选地定位在箱外部的增压泵，其增加了低温(LNG)燃料的压力，以便将其运输至发动机；和(iv)可选的低温冷却器，以便使箱无限期地保持在低温温度下。
燃料箱将优选在大气压下或接近大气压下操作，但可在0至100psig的范围内操作。燃料***的备选实施例可包括高的箱压力和温度。从箱和增压泵延伸至发动机挂架的低温(LNG)燃料线路可具有以下特征：(i)单壁或双壁结构；(ii)真空隔热或低热导率材料隔热；和(iii)可选的低温冷却器，从而使LNG流再循环回至箱中，而无需加热LNG箱。低温(LNG)燃料箱可定位在飞机中，其中传统的Jet-A辅助燃料箱定位在现有***，例如定位在前货舱或后货舱中。或者，低温(LNG)燃料箱可定位在中心机翼燃料箱位置。利用低温(LNG)燃料的辅助燃料箱可经过设计，可使得如果在延长的时间周期不使用低温(LNG)燃料时可移除辅助燃料箱。
高压泵可定位在挂架中或在发动机上，从而将低温(LNG)燃料的压力升高至足以将燃料注入到燃气涡轮燃烧器中的水平。泵可使LNG/低温液体的压力升高或不升高至低温(LNG)燃料的临界压力(Pc)以上。这里被称为“蒸发器”的热交换器可安装在发动机上或其附近，其为液化天然气燃料添加热能，升高温度，并使低温(LNG)燃料发生体积膨胀。来自蒸发器的热量(热能)可来自许多来源。这些包括，但不局限于：(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)机载航空器件或电子器件。热交换器可具有各种设计，包括壳管、双管、散热片板等等，并可以同流、反流或交叉流方式流动。热交换可按照与上述热源直接或间接接触的方式而发生。
控制阀定位在上述蒸发器/热交换单元的下游。控制阀的目的是在跨越与燃气涡轮发动机操作相关联的操作条件的范围内计量流量，使之达到燃料歧管中规定的水平。控制阀的辅助目的是用作背压调节器，从而将***压力调节至低温(LNG)燃料的临界压力之上。
燃料歧管定位在控制阀的下游，其用于将气态燃料均匀地分布至燃气涡轮燃料喷嘴上。在某些实施例中，歧管可选地用作热交换器，将热能从核心机罩舱或其它热环境传送至低温/LNG/天然气燃料中。当气态燃料***不运转时，吹扫歧管***可选地与燃料歧管一起用于以压缩机空气(CDP)吹扫燃料歧管。这将防止热气体由于周向压力变化而被吸入到气态燃料喷嘴中。可选地，位于燃料喷嘴中或其附近的止回阀可防止热气体的吸入。
这里所述***的一个示例性实施例可进行如下操作：低温(LNG)燃料在大约15psia和大约-265℉下定位于箱中。其被定位在飞机上的增压泵增压至大约30psi。液体低温(LNG)燃料通过隔热的双壁管道跨越机翼而流向飞机挂架，在此处其被跃迁至高达大约100至1500psia，并且可高于或低于天然气/甲烷的临界压力。低温(LNG)燃料然后传送至蒸发器，在此处使其体积膨胀至气体。蒸发器可定制尺寸，以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进行计量，并进入燃料歧管和燃料喷嘴中，在此处使其在标准航空燃气涡轮发动机***中进行燃烧从而为飞机提供推力。随着循环条件变化，增压泵中的压力(大约例如30psi)和HP泵中的压力(大约例如1000psi)保持在大致恒定的水平。流量受到计量阀的控制。流量变化结合恰当尺寸的燃料喷嘴导致了歧管中有可接受的变化压力。
示例性飞机***5具有燃料传送***，其用于从存储***10传送一种或多种类型的燃料，以用于推进***100。对于传统的液体燃料，例如基于煤油的喷气燃料，可使用传统的燃料传送***。这里所述和图2及图3中示意性地所示的示例性燃料传送***包括用于飞机***5的低温燃料传送***50。图2中所示的示例性燃料***50包括低温燃料箱122，其能够储存低温液体燃料112。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***50中，低温液体燃料112，例如LNG处于第一压力“P1”下。压力P1优选接近大气压，例如15psia。
示例性燃料***50具有增压泵52，使其与低温燃料箱122保持流连通。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中移除一部分低温液体燃料112，并增加其压力至第二压力“P2”，并使其流入到机翼供给管道54中，机翼供给管道54定位在飞机***5的机翼7中。压力P2经过选择，使得液体低温燃料在供给管道54中流动期间保持其液体状态(L)。压力P2可在大约30psia至大约40psia的范围内。基于利用已知方法所进行的分析，对于LNG，发现30psia是合适的。增压泵52可定位在飞机***5的机身6中的合适位置。或者，增压泵52可定位在靠近低温燃料箱122的位置。在其它实施例中，增压泵52可定位在低温燃料箱122的内部。为了在传送期间基本保持低温燃料的液体状态，至少机翼供给管道54的一部分被隔热。在某些示例性实施例中，至少管道54的一部分具有双壁结构。管道54和增压泵52可利用已知的材料，例如钛、因科镍合金、铝或复合材料来制成。
示例性燃料***50具有高压泵58，其与机翼供给管道54保持流连通，并且能够接收由增压泵52供给的低温液体燃料112。高压泵58将液体低温燃料(例如LNG)的压力增加至第三压力“P3”，其足以将燃料注入到推进***100中。压力P3可在大约100psia至大约1000psia的范围内。高压泵58可定位在飞机***5或推进***100中的合适位置。高压泵58优选定位在飞机***5的挂架55中，挂架55支撑推进***100。
如图2中所示，示例性燃料***50具有蒸发器60，其用于将低温液体燃料112填充到气态(G)燃料13中。蒸发器60接收高压低温液体燃料，并为低温液体燃料(例如LNG)添加热量(热能)，从而升高其温度，并使之发生体积膨胀。热量(热能)可从推进***100的一个或多个来源中来供给。例如，用于在蒸发器中蒸发低温液体燃料的热量可从一个或多个若干来源中得到供给，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、飞机***航空器件/电子器件或推进***100中的任何热源。由于发生在蒸发器60中的热交换原因，蒸发器60或者可称为热交换器。蒸发器60的热交换器部分可包括壳管式热交换器或双管式热交换器或散热片-板式热交换器。在蒸发器中流动的热流体和冷流体可为同流、反流或交叉流类型。在蒸发器中的热流体和冷流体之间的热交换可直接通过壁或间接地利用中间工作流体而发生。
低温燃料传送***50包括流量计量阀65(“FMV”，也被称为控制阀)，其与蒸发器60和歧管70保持流连通。流量计量阀65定位在上述蒸发器/热交换单元的下游。FMV(控制阀)的目的是在跨越与燃气涡轮发动机操作相关联的操作条件的范围内计量燃料流量，使之达到燃料歧管70中规定的水平。控制阀的辅助目的是用作背压调节器，从而将***压力调节至低温燃料，例如LNG的临界压力之上。流量计量阀65接收从蒸发器供给的气态燃料13，并将其压力减少至第四压力“P4”。歧管70能够接收气态燃料13，并将其分配至燃气涡轮发动机101的燃料喷嘴80中。在一个优选实施例中，蒸发器60使低温液体燃料112在基本恒定的压力下转变成气态燃料13。图2a示意性地显示了在传送***50中的各个点的燃料的状态和压力。
低温燃料传送***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传送到燃烧器90中，以用于燃烧。定位在控制阀65下游的燃料歧管70用于使气态燃料13均匀地分配到燃气涡轮燃料喷嘴80。在某些实施例中，歧管70可选地用作热交换器，将热能从推进***核心机罩舱或其它热环境传送至LNG/天然气燃料中。在一个实施例中，燃料喷嘴80配置为用于选择性地接收传统的液体燃料(例如传统的基于煤油的液体燃料)或由低温液体燃料例如LNG通过蒸发器产生的气态燃料13。在另一实施例中，燃料喷嘴80配置为用于选择性地接收液体燃料和气态燃料13，并且配置为用于将气态燃料13和液体燃料供给燃烧器90，从而促进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，其中某些燃料喷嘴80配置为用于接收液体燃料，并且某些燃料喷嘴80配置为用于接收气态燃料13，并恰当地设置为用于燃烧器90中的燃烧。
在本发明的另一实施例中，燃气涡轮发动机101中的燃料歧管70包括可选的吹扫歧管***，以便当气态燃料***不运转时利用压缩机空气或来自发动机的其它空气来吹扫燃料歧管。这将防止热气体由于燃烧器90中的周向压力变化而被吸入到气态燃料喷嘴中。可选地，燃料喷嘴中或附近的止回阀可用于防止热气体吸入到燃料喷嘴或歧管中。
在这里所述的使用LNG作为低温液体燃料的示例性双燃料燃气涡轮推进***中，其描述如下：LNG在大约15psia和大约-265℉下定位于箱22,122中。其被定位在飞机上的增压泵52增压至大约30psi。液体LNG通过隔热的双壁管道54跨越机翼而流向飞机挂架55，在此处其被跃迁至高达100至1500psia，并且可高于或低于天然气/甲烷的临界压力。然后将液化天然气传送至蒸发器60，在此处使其体积膨胀至气体。蒸发器60经过定制尺寸，以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65进行计量，并进入燃料歧管70和燃料喷嘴80中，在此处使其在双燃料航空燃气涡轮发动机***100,101中进行燃烧，从而为飞机***5提供推力。随着循环条件变化，增压泵中的压力(大约例如30psi)和HP泵58中的压力(大约例如1000psi)保持在大致恒定的水平。流量受到计量阀65的控制。流量变化结合恰当尺寸的燃料喷嘴导致了歧管中有可接受的变化压力。
双燃料***由用于基于煤油的燃料(Jet-A、JP-8、JP-5等等)和低温燃料(例如LNG)的并行燃料传送***组成。煤油燃料传送与当前设计基本没有变化，除了燃烧器燃料喷嘴之外，燃烧器燃料喷嘴设计为用于共同点燃任何比例的煤油和天然气。如图2中所示，低温燃料(例如LNG)燃料传送***由以下特征组成：(A)双燃料喷嘴和燃烧***，其能够利用0-100%的任何比例的低温燃料(例如LNG)和Jet-A；(B)燃料歧管和输送***，其还用作热交换器，从而将低温燃料(例如LNG)加热成气体或超临界的流体。歧管***设计为用于以均匀的方式将燃料并发传送至燃烧器燃料喷嘴中，并从周围核心机罩、排气***或其它热源中吸收热量，消除或最大限度地减少对于独立热交换器的需求；(C)燃料***，其使低温燃料(例如LNG)在其液体状态下增压至临界压力之上或之下，并从任意许多来源添加热量；(D)低压低温泵，其浸在低温燃料(例如LNG)的燃料箱(可选地定位燃料箱的外部)中；(E)高压低温泵，其定位在飞机挂架中或可选地定位在发动机或吊舱上，从而使压力增压至低温燃料(例如LNG)的临界压力之上。(F)当气态燃料***不运转时，吹扫歧管***可选地被燃料歧管用于以压缩机CDP空气吹扫燃料歧管。这将防止热气体由于周向压力变化而被吸入到气态燃料喷嘴中。可选地，位于燃料喷嘴中或其附近的止回阀可防止热气体的吸入。(G)从箱和增压泵延伸至发动机挂架的低温燃料(例如LNG)线路具有以下特征：(1)单壁或双壁结构。(2)真空隔热或可选地低热导率隔热材料，例如气凝胶。(3)可选的低温冷却器，从而在不加热低温燃料(例如LNG)箱的条件下使低温燃料(例如LNG)流量再循环至箱中。(H)定位在挂架或发动机上的高压泵。这种泵将使低温燃料(例如LNG)的压力升高至足以将天然气燃料注入到燃气涡轮燃烧器中的水平。泵可使低温液体(例如LNG)的压力升高或不升高至低温燃料(例如LNG)的临界压力(Pc)之上。
III。燃料存储***
图1中所示的示例性飞机***5包括例如图3中所示的低温燃料存储***10，其用于储存低温燃料。示例性低温燃料存储***10包括具有第一壁23的低温燃料箱22,122，第一壁23形成了能够储存低温液体燃料12，例如LNG的存储空间24。如图3中示意性地所示，示例性低温燃料存储***10具有能够使低温液体燃料12流入到储存空间24中的流入***32以及适合于从低温燃料存储***10中传送低温液体燃料12的流出***30。其还包括能够从存储空间24中的低温液体燃料12中移除至少一部分(可能在储存期间形成的)气态燃料19的排气***40。
图3中所示的示例性低温燃料存储***10还包括再循环***34，其适合于将未使用的气态燃料19的至少一部分29返回到低温燃料箱22中。在一个实施例中，再循环***34包括低温冷却器42，其在未使用的气态燃料19的部分29返回到低温燃料箱22,122中之前冷却它。低温冷却器42的操作的一种示例性操作如下：在一个示例性实施例中，来自燃料箱的蒸发气体可利用反向兰金制冷***(也被称为低温冷却器)进行再冷却。低温冷却器可由来自飞机***5上的任何可用***的电功率来驱动，或者由地面功率***，例如在停于登机口时可获得的功率***来驱动。低温冷却器***还可用于在双燃料飞机燃气涡轮发动机101共同燃烧过渡期间使燃料***中的液化天然气再液化。
燃料存储***10还可包括安全释放***45，其适合于排出可能在低温燃料箱22中形成的任何高压气体。在示例性实施例中，如图3中示意性地所示，安全释放***45包括***盘46，其形成了第一壁23的一部分。***盘46是利用已知方法设计的一种安全特征，以便在燃料箱22的内部超压的情况下***，并释放任何高压气体。
低温燃料箱22可具有单壁结构或多壁结构。例如，低温燃料箱22还可包括(例如见图3)第二壁25，其基本上封装了第一壁23。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，以便使箱隔热，从而减少流过箱壁的热量。在示例性实施例中，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来产生并保持。或者，为了给箱提供隔热，在第一壁23和第二壁25之间的间隙26基本上可填充已知的隔热材料27，例如气凝胶。其它合适的隔热材料也可使用。挡板17可被包含进来，以控制箱中的液体运动。
图3中所示的低温燃料存储***10包括流出***30，其具有传送泵31。传送泵可定位在靠近箱22的便利位置。为了减少低温燃料中的热传导，优选使传送泵31定位在低温燃料箱22中，如图3中示意性地所示。排气***40排出可能在燃料箱22中形成的任何气体。这些排出的气体在飞机***5中可以若干有效的方式加以利用。在图3中示意性地显示了一些。例如气态燃料19的至少一部分可供给飞机推进***100，用于发动机中的冷却或燃烧。在另一实施例中，排气***40至少将一部分气态燃料19供给燃烧器，并进一步将燃烧产物从燃烧器安全地排出至飞机***5的外部。在另一实施例中，排气***40至少将一部分气态燃料19供给辅助功率单元180，其为飞机***5供给辅助功率。在另一实施例中，排气***40将至少一部分气态燃料19供给产生功率的燃料电池182。在另一实施例中，排气***40至少将一部分气态燃料19释放至低温燃料箱22的外部。
根据本发明的一个实施例，可将泡沫稳定剂添加至低温燃料传送***50中，以便最大限度地减小压力脉冲和流体回路中的流动不稳定性，从而容许安全的发动机操作并增强***寿命。泡沫稳定剂还可通过保持薄膜蒸发机制之外的蒸发过程并通过创造压力损失机构而改善液化天然气混合物的蒸发稳定性，从而将上游泵和下游燃料喷嘴隔离开。
典型地，泡沫稳定剂可定位在传送线路和构件中，其中其有益于最大限度地减小压力脉冲和流动不稳定性。本发明的实施例的泡沫稳定剂可用于单燃料发动机或双燃料发动机。
大体上，泡沫稳定剂可包括，但不局限于具有打开的或关闭的细胞状结构的固体材料，其具有极大体积百分比的充气孔。气孔可形成连通的网络，其容许流体穿过它。由泡沫纽带结构所产生的高的表面面积和湍流可防止或减少蒸气薄膜沿着流体通道的壁的成形。
泡沫稳定剂可包括，但不局限于金属或复合材料或其组合。金属泡沫稳定剂典型地具有高的多孔度，其容许非常轻的材料。例如，包括但不局限于铝、钛和钽等金属可用作泡沫稳定剂。根据本发明的一个实施例，泡沫稳定剂可通过泡沫的任一面上焖烤金属片材而构成，从而产生用于液化天然气的流体通道。
泡沫稳定剂的密度和气孔尺寸可变化，以实现最佳的***性能。例如，根据本发明实施例的泡沫稳定剂可具有大约0.1至大约1.5g/cm3或大约0.4至大约0.9g/cm3的密度。泡沫稳定剂的气孔尺寸可为大约0.5至大约15mm，或者大约1至大约8mm。
燃料存储***、包括燃料箱的构件、以及示例性子***和构件的示例性操作描述如下。
天然气以液体形式(LNG)存在于大约-162.22℃的温度和大气压下。为了在客机、货机、军用飞机或一般航空飞机上保持这些温度和压力，下面所确定的特征按照选定的组合容许LNG实现安全、有效且成本有效的储存。参照图3，这些包括：
(A)燃料箱21,22，其由合金，例如但不局限于铝AL5456和更高强度的铝AL5086或其它合适的合金构成。
(B)燃料箱21,22，其由轻质复合材料构成。
(C)上面的箱21,22，其具有用于改善隔热并极大地减少流向LNG流体热量的双壁真空特征。在主箱发生破坏的罕见的情况下，双壁箱还用作安全容器装置。
(D)上面利用轻质隔热材料27，例如气凝胶的备选实施例，以便最大限度地减小从周围流向LNG箱和其内容物的热量。除了双壁箱设计之外或替代双壁箱设计，还可使用气凝胶隔热。
(E)可选的真空泵28，其设计为用于双壁箱之间空间的主动抽气。泵可用下者操作：LNG蒸发燃料、LNG、Jet-A、电功率或飞机可用的任何其它功率源。
(F)LNG箱，其具有浸在主箱内部的低温泵31，用于减少对LNG流体的热传递。设想泵可被电动机驱动，电动机与泵共同定位在箱内部；电动机损失可能耗散在液化天然气中，从而有助于利用额外蒸发气体压缩箱。
(G)LNG箱，其具有一个或多个能够在正常条件或紧急条件下从箱中移除LNG的***线路36。LNG***线路36连接在合适的低温泵上，以便提高去除速率，超过由于LNG重力压头而引起的***速率。
(H)LNG箱，其具有一个或多个排气线路41，用于移除由于吸收来自外部环境的热量而形成的气态天然气。这种排气线路***41通过使用单通安全阀或背压阀39而使箱保持在所需的压力下。
(I)LNG箱，其具有与主排气线路并行的安全减压***45，以防发生过压情形。***盘是一种备选结构或并行结构46。减压排气口将气态燃料引导至舱外。
可安装类似的并行安全减压***47，以用于在箱壁可能破裂的情况下包围低温燃料箱的真空隔离空间，从而将燃料库存泄至真空空间中，并使泄出的燃料闪式蒸发，使得如果不存在额外的安全减压***的话可能导致灾难性的过压脉冲。
(J)LNG燃料箱，其具有上面某些或全部设计特点，其几何形状设计为符合标准Jet-A辅助燃料箱相关联的现有包络，例如商用飞机上所设计并可得到的那些。
(K)LNG燃料箱，其具有上面某些或全部设计特点，其几何形状设计为符合并配合在传统客机和货机的下面货舱中，例如商用飞机上发现的那些。
(L)对现有飞机或新飞机的中心机翼箱22进行修改，从而将LNG箱和结构元件恰当地隔离开。
(M)具有某些或所有上面设计特点的LNG燃料箱，其几何形状经过设计，以符合并装配在折角线机翼安装的吊舱中，或者军用飞机或直升机的机身外部的其它空气动力结构中。
排气和蒸发***是利用已知方法来设计的。LNG的蒸发是一种吸收能量并冷却箱和其内容物的蒸发过程。蒸发的LNG可被各种不同的过程加以利用和/或消耗，在某些情况下为飞机***提供有用功，在其它情况下出于更环保的设计而简单地燃烧燃料。例如，来自LNG箱的排气主要由甲烷组成，并且用于以下任何或全部组合：
(A)转向飞机APU(辅助功率单元)180。如图3中所示，来自箱的气态排气线路串行或并行地转向辅助功率单元，以用于燃烧器中使用。APU可为典型地在商用飞机和军用飞机上发现的现有APU，或者是单独的APU，其专用于将蒸发的天然气转换成有用的电功率和/或机械功率。蒸发的天然气压缩机用于将天然气压缩至用于APU所需要的合适压力。APU则为发动机或A/C上的任何***提供电功率。
(B)转送至一个或多个飞机燃气涡轮发动机101。如图3中所示，天然气排气线路从LNG燃料箱转送至一个或多个主燃气涡轮发动机101，并在操作期间为发动机提供额外的燃料源。天然气压缩机用于将排气加压至用于飞机燃气涡轮发动机所需要的合适的压力。
(C)燃烧。如图3中所示，天然气排气线路从箱转送至小的专用的排气燃烧器190，其具有自身电火花点火***。这样就不会将甲烷释放至大气中。燃烧产物被排出，其导致更环保的***。
(D)排气。如图3中所示，天然气排气线路从箱转送至一个或多个飞机燃气涡轮的排气管道。或者，排气线路可路由至APU排气管道或通向任何飞机后缘的独立的专用线路。天然气可在这些位置V的一个或多个位置恰当地排出至大气中。
(E)地面操作。如图3中所示，在地面操作期间，任何***可经过设计，使得排气线路41连接在地面支撑设备上，其收集并利用任何陆基***中蒸发的天然气。排气还可能发生在利用地面保障设备加注燃料操作期间，地面保障设备可同时利用流入***32将燃料注入到飞机LNG箱中，并捕获和重复使用排气(图3中所示的同时的排气和加注燃料)。
IV。推进(发动机)***
图4显示了示例性双燃料推进***100，其包括能够利用低温液体燃料112产生推力的燃气涡轮发动机101。燃气涡轮发动机101包括由高压涡轮155驱动的压缩机105和燃烧燃料并产生热气体的燃烧器90，热气体驱动高压涡轮155。燃烧器90能够燃烧传统的液体燃料，例如基于煤油的燃料。燃烧器90还能够燃烧低温燃料，例如LNG，其已经恰当地通过例如蒸发器60而准备好用于燃烧。图4示意性地显示了蒸发器60，其能够将低温液体燃料112转变成气态燃料13。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供给燃烧器90，以用于点火。在一个示例性实施例中，所使用的低温液体燃料112是液化天然气(LNG)。在(例如图4中所示的)涡轮风扇类型的双燃料推进***100中，燃气涡轮发动机101包括风扇103，其沿轴向定位在高压压缩机105的前方。增压器104(图4中所示)可沿轴向定位在风扇103和高压压缩机105之间，其中风扇和增压器被低压涡轮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可包括由中压蒸汽涡轮驱动的中压压缩机(这两者在图4中均未显示)。增压器104(或中压压缩机)提高了进入压缩机105中的空气的压力，并通过压缩机105促进较高压力比的产生。在图4中所示的示例性实施例中，风扇和增压器由低压蒸汽涡轮157来驱动，并且高压压缩机由高压蒸汽涡轮155来驱动。
图4中示意性所示的蒸发器60安装在发动机101上或其附近。蒸发器60的其中一个功能是为低温燃料，例如液化天然气(LNG)燃料增加热能，从而升高其温度。在这种情况下，蒸发器起到热交换器的作用。蒸发器60的另一功能是使低温燃料，例如液化天然气(LNG)燃料的体积膨胀至气态形式，以用于后面燃烧。用于蒸发器60中的热量(热能)可能来自推进***100和飞机***5中的一个或多个来源。这些包括，但不局限于：(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)用于高压和/或低压涡轮的冷却空气，(vi)润滑油，和(vii)飞机***5中的机载航空电子设备、电子器件。用于蒸发器的热量还可能供自压缩机105、增压器104、中压压缩机(未显示)和/或风扇旁路气流107(见图4)。在图5中显示了利用来自压缩机105的一部分排气的一个示例性实施例。一部分压缩机排气2被排出蒸发器60之外，如图5中的条目3所示。低温液体燃料21，例如LNG进入蒸发器60中，其中来自空气流3的热量被传递至低温液体燃料21中。在一个示例性实施例中，如之前所述，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。然后利用燃料喷嘴80将气态燃料13引入到燃烧器90中(见图5)。离开蒸发器的冷却的空气流4可用于冷却其它发动机构件，例如燃烧器90的结构和/或高压涡轮155的结构。蒸发器60中的热交换器部分可具有已知的设计，例如壳管设计、双管设计和/或散热片板设计。燃料112的流动方向和蒸发器60中的加热流体96的方向(见图4)可为同流方向、反流方向，或者它们可以交叉流方式流动，以促进低温燃料和加热流体之间的有效的热交换。
蒸发器60中的热交换可能以直接方式通过金属壁而发生在低温燃料和加热流体之间。图5示意性地显示了蒸发器60中的直接热交换器。图6a示意性地显示了示例性直接热交换器63，其使用燃气涡轮发动机101的排气99的一部分97来加热低温液体燃料112。或者，蒸发器60中的热交换可以间接方式通过使用中间加热流体而发生在低温燃料和上述热源之间。图6b显示了一种示例性蒸发器60，其使用间接热交换器64，间接热交换器64使用中间加热流体68来加热低温液体燃料112。在图6b所示的这种间接热交换器中，中间加热流体68被燃气涡轮发动机101的排气99的一部分97加热。来自中间加热流体68的热量然后被传递至低温液体燃料112中。图6c显示了用于蒸发器60中的间接交换器的另一实施例。在这个备选实施例中，中间加热流体68由燃气涡轮发动机101的风扇旁路气流107的一部分以及发动机排气99的一部分97来加热。中间加热流体68然后加热低温液体燃料112。控制阀38用于控制流之间相对的热交换。
(V)操作双燃料飞机***的方法
以下参照图7中示意性地所示的示例性飞行任务分布描述利用双燃料推进***100的飞机***5的示例性操作方法。图7中示意性地所示的示例性飞行任务分布显示了在由字母标记A-B-C-D-E-…-X-Y等所标识的飞行任务的不同部分期间的发动机功率的设置。例如，A-B代表起动，B-C显示了地面空转，G-H显示了起飞，T-L和O-P显示了巡航等等。在飞机***5的操作期间(参见图7中的示例性飞行分布120)，推进***100中的燃气涡轮发动机101可在推进***操作的第一选定部分，例如在起飞期间使用例如第一燃料11。推进***100可在推进***的第二选定操作部分期间例如在巡航期间使用第二燃料12，例如LNG。或者，在飞机***5的选定操作部分期间，燃气涡轮发动机101能够同时利用第一燃料11和第二燃料12而产生推力。第一燃料和第二燃料的比例可在双燃料推进***100的各种操作阶段，在0%至100%之间根据情形而变化。
利用双燃料燃气涡轮发动机101操作双燃料推进***100的示例性方法包括以下步骤：通过在燃烧器90中燃烧第一燃料11起动飞机发动机101(参见图7中的A-B)，其产生驱动发动机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，例如基于煤油的喷气燃料。发动机101在起动时可产生足够的热气体，其可用于使第二燃料，例如低温燃料蒸发。第二燃料12然后利用蒸发器60中的热量进行蒸发，从而形成气态燃料13。第二燃料可为低温液体燃料112，例如LNG。之前已经描述了示例性蒸发器60的操作。然后利用燃料喷嘴80将气态燃料13引入到发动机101的燃烧器90中，并且在燃烧器90中燃烧气态燃料13，其产生驱动发动机中的燃气涡轮的热气体。引入到燃烧器中的第二燃料的数量可利用流量计量阀65进行控制。示例性方法还可包括在起动飞机发动机之后根据需要停止供给第一燃料11的步骤。
在操作双燃料飞机燃气涡轮发动机101的示例性方法中，蒸发第二燃料12的步骤可利用从发动机101的热源中提取的热气体的热量来执行。如之前所述，在该方法的一个实施例中，热气体可为来自发动机的压缩机155中的压缩空气(例如图5中所示)。在该方法的另一实施例中，热气体供自发动机的排气喷嘴98或排气流99(例如图6a中所示)。
操作双燃料航空发动机101的示例性方法可选地包括在例如图7中所示的飞行分布120的选定部分期间利用选定比例的第一燃料11和第二燃料12的步骤，从而产生驱动燃气涡轮发动机101的热气体。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，在飞行分布120的不同部分期间改变第一燃料12和第二燃料13的比例的步骤(见图7)可用于促进以经济且有效的方式操作飞机***。这在例如第二燃料12的成本低于第一燃料11的成本的情况下是可行的。这可为例如利用LNG作为第二燃料12，并且基于煤油的液体燃料例如Jet-A燃料作为第一燃料11的情形。在操作双燃料航空发动机101的示例性方法中，所使用的第二燃料12的数量相对于所使用的第一燃料的数量的比例(比)可在大约0%至100%之间变化，其依赖于飞行任务的部分。例如，在一种示例性方法中，在飞行分布的巡航部分期间，所使用的更便宜的第二燃料(例如LNG)相对于所使用的基于煤油的燃料的比例大约为100%，从而最大限度地减小燃料的成本。在另一示例性操作方法中，在飞行分布的起飞部分期间，第二燃料的比例大约为50%，该期间需要高得多的推力水平。
上述操作双燃料航空发动机101的示例性方法还可包括利用控制***130控制引入到燃烧器90中的第一燃料11和第二燃料12的数量的步骤。在图4中示意性地显示了一种示例性控制***130。控制***130将控制信号131(S1)发送给控制阀135，以控制引入到燃烧器90中的第一燃料11的数量。控制***130还将另一控制信号132(S2)发送给控制阀65，以控制引入到燃烧器90中的第二燃料12的数量。使用的第一燃料11和第二燃料12的比例可通过控制器134而在0%至100%之间变化，控制器经过编制程序，以便在飞行分布120的不同的飞行段期间根据需要而改变比例。控制***130还可基于例如风扇速度或压缩机速度或其它合适的发动机操作参数而接收反馈信号133。在一种示例性方法中，控制***可为发动机控制***的一部分，例如全授权数字电子控制(FADEC)357。在另一示例性方法中，机械式或液压机械式发动机控制***可形成控制***的部分或全部。
控制***130,357的架构和策略经过恰当地设计，从而完成飞机***5的经济操作。控制***对增压泵52和高压泵58的反馈可通过发动机FADEC357或通过具有独立控制***的分布式计算来完成，独立控制***可选地通过各种可用数据总线而与发动机FADEC和飞机***5的控制***连通。
控制***，例如图4中条目130所示可出于安全性目的而改变泵52,58的速度和输出，以便保持规定的跨机翼7的压力(例如大约30-40psi)和高压泵58下游不同的压力(例如大约100-1500psi)，从而保持***压力高于LNG的临界点以上，并避免两相流，并从而通过在高的压力和燃料密度下的操作而减少LNG燃料传送***的体积和重量。
在一种示例性控制***130,357中，控制***软件可包括任何或所有以下逻辑：(A)控制***策略，其在高的压缩机排出温度(T3)和/或涡轮入口温度(T41)下，在包络线中的起飞和/或其它点上最大限度地利用低温燃料，例如LNG，；(B)控制***策略，其在任务期间最大限度地使用低温燃料例如LNG，以便最大限度地减小燃料成本；(C)控制***130,357，其仅仅针对高度再点火时对第一燃料例如Jet-A再点火；(D)控制***130,357，其仅以传统的Jet-A作为缺省设置执行地面起动；(E)控制***130,357，其仅在任何非典型机动飞行期间缺省使用Jet-A；(F)控制***130,357，其容许手动(引航命令)选择任何比例的传统燃料(如Jet-A)或低温燃料，例如LNG；(G)控制***130,357，其对于所有快速加速和减速利用100%传统燃料(如Jet-A)。
图8显示了液体燃料蒸发器500的一个示例性实施例，其定位在喷气发动机的排气流中，如箭头502所示。具体地说，燃料蒸发通过面板504进行蒸发，面板通过面板支架506进行安装。面板504可连接在中心体508上，并可定位在涡轮后框架支柱510的空气动力尾流中。
图9-12B显示了面板504的构造，使得液体燃料通过具有液体集管521的液体供给线路520进行供给，并且蒸发燃料通过具有气体集管523的气体返回线路522返回。面板504可定位在涡轮后框架支柱510的空气动力尾流中，所以它是比居于涡轮后框架支柱510的尾流之外的面板更低阻力的结构。面板504的外部形状经过构造，使得定位在涡轮后框架支柱510附近的面板504的前端具有与涡轮后框架支柱510的宽度相似的厚度。面板504的后端可能以钝角方式进行端接或者以更具空气动力性能的形状进行端接。面板504的边缘靠近中心体508，或者排气喷嘴可能以钝角方式端接在中心体508或排气喷嘴表面上。如果面板高度没有跨越中心体508和排气喷嘴之间的整个距离，那么面板504还可以更具空气动力性能的形状进行端接。各个面板504的长度可改变至使燃料完全蒸发并将其加热至所需温度所必要的任何长度。
面板504的外表512可为不透气的壳512。面板504的内部可为半空心的空腔，其具有包含压力下的燃料并将其从液体入口引导至气状排气的能力。其可填充和/或粘合到泡沫金属514、挡板516或某些其它结构或材料上，它们反作用于从一个表面至另一表面的燃料压力，从而保持面板的形状和完整性(如图12A中更清晰所示，其中燃料压力如箭头518所示，金属泡沫、挡板或其它内部结构的反作用力如箭头519所示)。内部结构还可用作散热片，以增强在燃料和蒸发器壁表面之间的热传递。泡沫金属、挡板516或其它结构可设计尺寸和属性，以稳定燃料的蒸发，减少蒸发***固有的燃料压力脉冲。连接面板504外面的挡板516或其它结构可引导燃料流动。
连接方法可利用涡轮后框架支柱、中心体和排气喷嘴表面。
面板504的外面可为平滑且平坦的，或者可经过修改，以便通过增加散热片、纹理、装置以捕获边界层流，或者通过扭转或弯曲面板表面以使排气流重新定向，从而增强对排气的热传递。
蒸发器可能被限制于位于涡轮后框架支柱510之后的一个面板504上，或者可能包括位于多个涡轮后框架支柱510之后的多个面板504。这些面板504可为独立的、并联的、串联的，或者与旁通阀一起容许流过某些面板，而其它面板没有燃料流过它们，因而调节蒸发的气体温度。
将蒸发器面板504放置在涡轮后框架支柱510的空气动力尾流中解决了当蒸发器安装在排气***中时的高阻力空气动力损失的问题。内部粘合的挡板516或泡沫金属514的引入容许蒸发器更薄且重量更轻，同时能够处理内部燃料。泡沫金属内部结构确保稳定的蒸发，这是蒸发***的主要问题。
本发明所述的低飞行损失蒸发器方案提供了在SFC方面超越其它蒸发器方案的显著改良，其它蒸发器方案由于相关的阻力惩罚而堵塞了排气流。粘合在薄的金属壳外表的泡沫金属核心的技术容许在轻质的自支撑结构中实现天生稳定的蒸发。
本公开设想在某些情况下，利用当前喷嘴设计以液体形式将某些液体燃料(例如液化天然气、液氢)供给燃烧器喷嘴(也被称为“燃料喷嘴”)可为不利的。在注入到燃烧器中之前使这种燃料蒸发可容许燃料更有效地点火和燃烧。
本公开设想某些蒸发***可使用重型中间流体***来提取发动机的其它区域中的热量。根据本公开的至少某些方面，某些示例性实施例可能不需要使用中间流体***。
根据本公开的至少某些方面，某些示例性实施例可能涉及利用燃烧器和/或相关联的喷气发动机的构件作为热源使液体燃料蒸发的方法和装置。在某些示例性实施例中，来自燃烧区域(例如燃烧器90和/或燃烧器壳体(两者均在图3和图4有所显示))的热量可被蒸发器吸收，蒸发器大体定位在燃烧器附近。示例性蒸发器可包括连接(例如从内部和/或从外部)在燃烧器壳体上的单独构件，其大体可为环形的，并且/或者可集成到燃烧器壳体的内壁和/或外壁上。示例性蒸发器可包括由集管连接起来的多个通道(例如大体平行的通道)，一个或多个串联的通道，和/或这些以及其它配置的组合。
示例性蒸发器可为从外部安装到燃烧器壳体上(例如燃烧器壳体壁的外表面上)的单独构件，安装在燃烧器内部(例如燃烧器壳体壁的内表面上)的单独构件，并且/或者蒸发器通道可与燃烧器壳体壁整体地制造而成。
大体上，当液体燃料供给蒸发器的入口时，从燃烧过程吸收到蒸发器中的热量可加热液体燃料和/或使之沸腾，直至其显现于蒸发器出口(例如作为气体形式)。在某些示例性实施例中，气体燃料可供给燃烧器燃料喷嘴。
本公开设想，典型地，燃烧器可为发动机的其中一个最热的部件。设置在燃烧器上或其附近的蒸发器可能比发动机中或发动机上的其它位置需要更少的表面积，以吸收给定的能量。因此，用于安装在燃烧器上或燃烧器附近的蒸发器配置能够比用于安装在较低温度位置的蒸发器配置具有更小的尺寸和/或更轻。
图13是根据至少本公开的某些方面所述的内部安装的示例性燃烧器壳体蒸发器的横截面图。更具体地说，燃烧器600具有由燃烧器壳体壁604形成的外部壳体602，其具有外表面606和内表面606。进入燃烧器600的空气供给如箭头608所示，并且燃料喷嘴612以标号610指定，其具有用于燃烧器的燃料供给。图中显示具有蒸发器通道622的蒸发器620从内部安装在燃烧器壳体壁604中，壳体壁形成了外部壳体602。液体燃料可在630处进入蒸发器，并在614处离开蒸发器。大体上，如果蒸发器620设置在至少部分地由燃烧器壳体壁604所限定的空间中时，蒸发器620可被称为内部安装。在某些示例性实施例中，蒸发器620可基本安装在与燃烧器壳体壁604的内表面606直接接触的位置。在某些示例性实施例中，蒸发器620可安装在燃烧器壳体壁604上，但可能不直接靠在上面。例如，某些实施例可能包括间隙，从而容许在燃烧器壳体壁604的内表面606和蒸发器620之间至少存在某些空气流。换句话说，蒸发器620可与燃烧器壳体壁604的内表面606间隔开。在某些示例性实施例中，蒸发器620可安装在燃烧器壳体壁604的内表面606上和/或受其支撑，但垫片元件可至少部分地***到蒸发器620和燃烧器壳体壁604的内表面606之间。
图14是根据至少本公开的某些方面所述的外部安装的示例性燃烧器壳体蒸发器620的横截面图。大体，蒸发器620可设置在与燃烧器壳体壁604发生热传递接触的位置。在某些示例性实施例中，至少蒸发器620的一部分可基本安装在燃烧器壳体壁604的外表面605上，从而通过传导而接收来自燃烧器壳体壁604的热量。
图15是根据至少本公开的某些方面所述的示例性整体燃烧器壳体蒸发器620的横截面图。在某些示例性实施例中，至少蒸发器620的某些部分可为与燃烧器壳体壁604整体成形的(即单个元件)。在某些示例性实施例中，至少蒸发器620的某些部分可至少部分地埋置在燃烧器壳体壁604中。例如，形成蒸发器通道622的管道可至少部分地埋置在燃烧器壳体壁604的厚度中。在某些示例性实施例中，至少蒸发器620的一部分可形成燃烧器壳体壁604的内表面606和/或燃烧器壳体壁604的外表面605的至少一部分。或者，涡轮部段或喷嘴部段可包括环形壳体，其中蒸发器的一部分可连接在或埋置于环形壳体中，使得通道中的燃料可被涡轮部段或喷嘴部段加热。
虽然图13-15显示了大***于燃烧器壳体壁的前向位置的液体燃料入口以及大***于燃烧器壳体壁的后面位置的蒸发燃料出口，但是在本公开的范围内可将引导液体到大致后面入口中，并从大致前向出口抽出蒸气。
虽然图13-15显示蒸发器包括具有大致圆形横截面和基本均匀直径的通道，但是在本公开的范围内可使用具有备选形状横截面的蒸发器通道(例如大致方形，大致矩形、大致三角形、大致椭圆形等等)，并且/或者在串流和/或并流装置中使用不同直径(或有效直径)的蒸发器通道。
以下是并非无遗漏的潜在新颖点的列表：燃料蒸发器设置为与燃气涡轮发动机的燃烧器保持热传递连通。燃料蒸发器设置为与燃气涡轮发动机的燃烧器壳体壁保持热传递连通。燃料蒸发器设置为通过将热量从燃烧器传递给燃料，从而使流过它的液体燃料蒸发。燃料蒸发器安装在燃烧器壳体中，位于燃烧器壳体壁的内表面上。燃料蒸发器安装在燃烧器壳体壁的外表面上。燃料蒸发器与燃烧器壳体壁整体成形。
图16显示了与图4中所公开的相似的实施例，除了压缩机排气流可在热交换器或蒸发器60中用于蒸发液化天然气之外。蒸发器60可用于将流体从冷的温度加热至任何需要的***温度和/或燃烧温度。实施例包括那些利用与航空发动机的压缩机排气相关联的热传递的实施例。根据需要，本发明提供了流体在加热过程中可能经历从液体至气体的相变的实施例，以及流体仍保持单相的实施例。相态可选自包括液体或气体的相态组。因此，提供了实施例和备选方案，其容许飞机发动机的单燃料燃烧或双燃料燃烧。
所示的示例并不意味着蒸发器/热交换器的限制，其能够将热量传递给流体(有或没有相变，液体至气体)，其穿过蒸发器60而且使用飞机发动机的压缩机排气。蒸发器60可包括实施例，其提供根据需要而选择的盘绕、全轴向和/或组合式(盘绕和轴向)管道，以完成对流体的所需热传递需求。备选方案规定蒸发器/热交换器可能集成在压缩机壳体本身上。蒸发器60的实施例可由包括金属、复合物或其组合的材料制造而成。
利用这里的实施例和备选方案提供了各种单燃料和双燃料发动机，对于这种发动机而言，排气是热源，以便使燃料温度满足***和/或燃烧要求，同时还实现了比燃料消耗方面最小的增加。
参照图17A-17C，实施例提供了多级液化天然气蒸发器。参照图17A，多级蒸发器***700包括与第二热交换器704平行的第一热交换器702。第一热交换器702可利用热空气发动机散热器加热液化天然气。作为示例，热空气可选自包含压缩机空气、核心排气和/或涡轮放气。如图所示，第二热交换器704可利用备选流体流，以加热液化天然气。可以设想第二热交换器704可利用较低温度的空气散热器。阀门706可用于引导LNG流向第一热交换器702和/或第二热交换器704。如果两个热交换器将LNG加热至不同的温度，那么阀门706可用于调整离开多级蒸发器***700的LNG的温度。气体计量阀708可用于调整来自多级蒸发器***700的蒸发气体的流量。
相对于图17B，其显示了备选的多级蒸发器***710，其包括热交换器714，利用核心排气交叉流作为热源，与热交换器712串联，利用热空气，热空气选自包括压缩机空气、核心排气和/或涡轮放气。阀门716可用于调整进入多级蒸发器***710中的流量，并且气体计量阀718可用于调整来自多级蒸发器***710的蒸发气体的流量。
在操作期间，热交换器714改变了天然气的相态，而第二热交换器712利用较低温度的空气散热器，以便作为蓄热器进行操作，从而根据需要降低或升高蒸发的液态气体的温度。例如，第二热交换器712可在低的LNG流速下降低温度，或者在高的LNG流速下升高温度。
相反在图17C中，其显示了备选的多级蒸发器***720，其包括热交换器722，利用热空气，热空气选自包括压缩机空气、核心排气和/或与热交换器724串联的涡轮放气，热交换器724利用核心排气交叉流作为热源，。阀门726可用于调整进入多级蒸发器***720中的流量，并且气体计量阀728可用于调整来自多级蒸发器***720的蒸发气体的流量。在热空气发动机散热器作为串联的第二热交换器的条件下，通过容许使用不需要能够承受与之前这些实施例那样高的温度的材料，从而可减少热交换器***的总重量。
图18显示了与图16中所公开的相似的一个实施例，除了利用了两个串联的蒸发器之外。如图所示，第一蒸发器60A利用风扇排气或压缩机排出压力的排气加热天然气，并且第二蒸发器60B利用燃气涡轮发动机101的排气99的一部分97，从而加热低温液体燃料112。
上面所述的实施例容许利用不同的散热器，以用于飞机发动机中的液化天然气的蒸发。多级蒸发器***不仅使液化天然气蒸发，而且还控制其温度。在本技术领域中，蒸发的LNG的温度控制是不可克服的挑战，直至本实施例的产生。之前如果热交换器经过定制，以便提供在高发动机要求的LNG流速下所需要的蒸发，那么燃料将有可能在较低的发动机要求的LNG流速下过热。现有技术设计还需要提供利用旁路***和阀门的主动控制。这种现有技术的主动控制设计是复杂的，并且将增加***的重量。现存设计的现有技术挑战通过本实施例来克服，其在于不需要控制***来确保燃料的温度在规定的范围内。相反，用于这种被动控制并因而更为简单的***的实施例免除了对额外阀门的需求。对于放置较低温度的散热器而言还有某些潜在的重量优势，其首先在于能够使用较低密度的材料，例如铝。
提供的实施例用于利用飞机发动机的排气将流体例如液化天然气形式的燃料从冷的温度加热至所需的***温度和/或燃烧温度，飞机发动机包括涡轮风扇、涡轮喷气发动机、涡轮推进器、开放的转子等等。根据需要，本发明提供了流体在加热过程中可能经历从液体至气体的相变的实施例，以及流体仍保持单相的实施例。相态可选自包括液体或气体的相态组。因此，提供了实施例和备选方案，其容许飞机发动机的单燃料燃烧或双燃料燃烧。
示例性实施例包括蒸发器/热交换器，其能够在有或没有液体至气体的相变的条件下，在飞机发动机的排气中将热量传递给流体。参照图19，蒸发器800包围了排气中心体802并包括管道810。管道810可选自被描述为全部盘绕、全轴向和/或盘绕和轴向组合式管道的管道组，所有选择都是为了在对比燃料消耗造成最小有害影响的条件下，根据需要完成对流体所需数量的热传递而做出的。帽圈812可连接在护罩上，以携带管道负载。此外，可利用许多加强环为管道810提供硬度。
参照图20，所示蒸发器/热交换器包括面板设计，其具有或没有内部轴向、交叉和Z字形或蜿蜒的通道。为了减轻沿着内部通道对蒸气的俘获和相关联的热传递退化或双相流动的不稳定性，通过通道流向关于至少一个直角座标轴的局部旋转，从而使内部通道的定向选择性地相对于重力倾斜。面板820可连接在排气中心体822和排气喷嘴护罩824上。面板820可在内部构建带散热片的金属/复合泡沫，以及/或者工程金属/复合泡沫(DMLS)。用于蒸发器/热交换器的实施例由针对所需的属性而选择的材料制成，例如温度变化、重量、成本等等。备选方案是以金属、复合材料或这两者的组合来生产的。
应该懂得，虽然已经描述和显示了双燃料***包括相对第二燃料***独立的第一燃料***，但双燃料***可以任何合适的方式来构造。例如，第一燃料***和第二燃料***的一部分可以任何合适的方式进行组合，其可减少重量。作为非限制性的示例，这种***可包括燃料，其可在一个供给***中进行混合。例如，燃料可作为液体进行混合、蒸发，并且导致的混合物可从单端口的燃料喷嘴中来供给。
至于没有描述的程度，各种实施例的不同的特征和结构可根据需要而彼此进行组合。可能没有在所有实施例中举例说明的一个特征并不意味着应理解为其可能不是那样，而是出于简要描述的目的。因而，不同实施例的各种特征可根据需要进行混合和匹配，从而形成新的实施例，而不管新的实施例是否得到明确地描述。这里所述特征的所有组合或置换都被本公开所覆盖。
本文使用示例来公开本发明，包括最佳模式，并且还可使本领域中的技术人员实践本发明，包括制造和利用任何装置或***，并执行任何所含方法。本发明可达到专利的范围由权利要求限定，并且可包括本领域中的技术人员想到的其它示例。如果这些其它示例具有并非不同于权利要求语言的结构元件，或者如果其包括与权利要求语言无实质差异的等效的结构元件，那么这些其它示例都属于权利要求的范围内。

Claims (15)

1. 一种涡轮发动机组件，包括：
涡轮核心，其包括沿轴向对准的压缩机部段、燃烧部段、涡轮部段和喷嘴部段，其中所述燃烧部段包括大致环形的壳体，其具有内壁和外壁；
热交换器，其包括多个通道，所述通道靠近至少所述内壁和所述外壁中的一个，其中所述通道围绕至少所述壳体的一部分而设置，并且彼此处于流体连通，使得流体可流过所述通道；和
低温燃料***，其具有低温燃料箱，所述低温燃料箱具有联接在所述通道中的一个上的供给线路，其中所述低温燃料可从所述低温燃料箱通过所述供给线路供给所述热交换器的通道，其中所述通道中的燃料可被所述燃烧区域加热。
2. 根据权利要求1所述的涡轮发动机组件，其特征在于，所述通道基本上围绕所述环形壳体而延伸。
3. 根据权利要求1所述的涡轮发动机组件，其特征在于，所述通道邻接所述外壁。
4. 根据权利要求1所述的涡轮发动机组件，其特征在于，所述通道邻接所述内壁。
5. 根据权利要求1所述的涡轮发动机组件，其特征在于，所述通道位于所述内壁和所述外壁之间。
6. 根据权利要求1所述的涡轮发动机组件，其特征在于，所述涡轮核心限定了中心轴线，所述通道大体与所述中心轴线对准。
7. 根据权利要求1所述的涡轮发动机组件，其特征在于，所述通道中的各个具有入口和出口。
8. 根据权利要求7所述的涡轮发动机组件，其特征在于，还包括集管，其在流体方面联接相邻通道的入口和出口。
9. 一种涡轮发动机组件，包括：
涡轮核心，其包括沿轴向对准的压缩机部段、燃烧部段、涡轮部段和喷嘴部段；
低温燃料***，其具有带供给线路的低温燃料箱；和
多级蒸发器，其包括至少一个与所述供给线路在流体方面联接的通道，使得从所述低温燃料箱供给的低温燃料可流过所述多级蒸发器的至少一个通道，其中所述至少一个通道中的燃料可被加热。
10. 根据权利要求9所述的涡轮发动机组件，其特征在于，所述多级蒸发器的至少一个级包括利用热空气的热空气发动机散热器，所述热空气选自压缩机空气、核心排气和涡轮放气。
11. 根据权利要求9所述的涡轮发动机组件，其特征在于，所述多级蒸发器包括并联的第一热交换器和第二热交换器。
12. 根据权利要求11所述的涡轮发动机组件，其特征在于，还包括分流阀，其用于将所述低温燃料的部分引导至所述第一热交换器和所述第二热交换器。
13. 根据权利要求9所述的涡轮发动机组件，其特征在于，所述多级蒸发器包括串联的第一热交换器和第二热交换器。
14. 根据权利要求13所述的涡轮发动机组件，其特征在于，所述第一热交换器利用处于第一温度的热空气加热低温燃料，并且所述第二热交换器利用处于与所述第一温度不同的温度的热空气。
15. 根据权利要求9-14中的任一权项所述的涡轮发动机组件，其特征在于，所述低温燃料箱中的低温燃料是液化天然气。
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