JP6018065B2 - 二系統燃料の航空機システムおよびそれを動作させるための方法 - Google Patents
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Description
図1に示す例示の航空機システム5は、極低温燃料を貯蔵するために、たとえば図3に示すようなものなど、極低温燃料の貯蔵システム10を含む。例示の極低温燃料の貯蔵システム10は、極低温燃料タンク22、122を含み、それらは、たとえばLNGなどの極低温の液体燃料12を貯蔵することが可能な貯蔵容積24を形成する第1の壁23を有する。図3に概略的に示すように、例示の極低温燃料の貯蔵システム10は、極低温の液体燃料12を貯蔵容積24中に流入させることが可能な流入システム32と、極低温の液体燃料12を極低温燃料の貯蔵システム10から供給するように適合させる流出システム30とを有する。それは、貯蔵容積24中の極低温の液体燃料12から気体燃料19(貯蔵の間、形成される恐れがある)の少なくとも一部分を取り出すことが可能なベントシステム40をさらに含む。
(A)これらに限定されないが、アルミニウムAL5456および強度がより高いアルミニウムAL5086または他の適切な合金など、合金から構築される燃料タンク21、22。
(A)航空機のAPU(Auxiliary Power Unit:補助パワーユニット)180に送る。図3に示すように、タンクからの気体のベント管路は、燃焼器中で使用するために、直列で、または並列で補助パワーユニットに至る経路に指定される。APUは、民間用および軍用の航空機上で通常見られる既存のAPU、または天然ガスのボイルオフを有用な電気的な、および/または機械的なパワーに変換するのに専用の別個のAPUとすることができる。ボイルオフの天然ガスのコンプレッサが、APU中で利用するのに必要な適切な圧力にまで、天然ガスを圧縮するために利用される。次いで、APUは、エンジンまたはA/C上のいずれものシステムに電力を提供する。
図4に、極低温の液体燃料112を使用して推進力を発生することが可能なガスタービンエンジン101を含む、例示の二系統燃料の推進システム100を示す。ガスタービンエンジン101は、高圧タービン155によって駆動されるコンプレッサ105と、燃料を燃焼させ、高圧タービン155を駆動する熱ガスを発生する燃焼器90とを含む。燃焼器90は、ケロシンベースの燃料など、従来の液体燃料を燃焼させることが可能である。また、燃焼器90は、たとえば気化器60などによって燃焼させるために適切に準備された、たとえばLNGなどの極低温燃料を燃焼させることが可能である。図4に、極低温の液体燃料112を気体燃料13に変えることが可能な気化器60を概略的に示す。二系統燃料の推進システム100のガスタービンエンジン101は、点火するために気体燃料13を燃焼器90に供給する燃料ノズル80をさらに含む。1つの例示の実施形態では、使用される極低温の液体燃料112は、液化天然ガス(LNG)である。ターボファンタイプの二系統燃料の推進システム100(たとえば図4に示す)では、ガスタービンエンジン101は、高圧コンプレッサ105から軸方向で前部に位置決めされるファン103を含む。ブースタ104(図4に示す)は、ファン103と高圧コンプレッサ105の間で軸方向に位置決めされ、ファンおよびブースタは、低圧タービン157によって駆動される。他の実施形態では、二系統燃料の推進システム100のガスタービンエンジン101は、中間圧タービンによって駆動される中間圧コンプレッサを含むことができる(両方とも、図4に示さず)。ブースタ104(または中間圧コンプレッサ)は、コンプレッサ105に入る空気の圧力を上昇させ、コンプレッサ105によってより高い圧力比を発生するのを促進する。図4に示す例示の実施形態では、ファンおよびブースタは、低圧タービン157によって駆動され、高圧コンプレッサは、高圧タービン155によって駆動される。
二系統燃料の推進システム100を使用する航空機システム5の動作の例示の方法は、図7に概略的に示す例示の飛行ミッションのプロファイルに関連して、次のように述べる。図7に概略的に示す例示の飛行ミッションのプロファイルは、文字記号A−B−C−D−E−…−X−Yなどによって識別される飛行ミッションの様々な部分中のエンジンパワー設定を示す。たとえば、A−Bは、スタートを表し、B−Cは、地上のアイドルを示し、G−Hは、テイクオフを示し、T−LおよびO−Pは、クルーズを示すなどである。航空機システム5の動作の間(図7の例示の飛行プロファイル120参照)、推進システム100中のガスタービンエンジン101は、たとえば、推進システムの動作の第1の選択される部分の間、たとえばテイクオフの間など、第1の燃料11を使用することができる。推進システム100は、クルーズ中などの推進システムの動作の第2の選択される部分の間、たとえばLNGなどの第2の燃料12を使用することができる。あるいは、航空機システム5の動作の選択される部分の間、ガスタービンエンジン101は、第1の燃料11と第2の燃料12の両方を同時に使用して推進力を発生することが可能である。第1の燃料と第2の燃料の割合は、二系統燃料の推進システム100の動作の様々なステージの間、必要に応じて0%と100%の間で変化させることができる。
P1 第1の圧力
P2 第2の圧力
P3 第3の圧力
P4 第4の圧力
S1 制御信号
S2 別の制御信号
2 コンプレッサ排出空気、高圧コンプレッサ(105)からの空気流
3 一部分
4 一部分
5 航空機システム
6 機体
7 翼
10 極低温燃料の貯蔵システム
11 第1の燃料
12 第2の燃料
13 気体燃料
15 中心線の軸
16 尾部部分
19 未使用の気体燃料
21 燃料タンク
22 燃料タンク
23 第1の壁
24 貯蔵容積
25 第2の壁
26 ギャップ
27 断熱材料
28 オプションの真空ポンプ
29 一部分
30 流出システム
31 供給ポンプ
32 流入システム
34 再利用システム
36 ドレイン管路
38 制御バルブ
39 一方向リリーフバルブまたは背圧バルブ
40 ベントシステム
41 ベント管路
42 極低温冷却器
45 安全リリースシステム
46 破裂板
50 燃料供給システム
52 ブーストポンプ
54 翼供給導管
55 パイロン
58 高圧ポンプ
60 気化器
63 直接熱交換器
64 間接熱交換器
65 流れ絞りバルブ
68 加熱流体
70 マニホールド
80 燃料ノズル
90 燃焼器
96 加熱流体
97 一部分
98 排気ノズル
99 排気流
100 二系統燃料の推進システム
101 ガスタービンエンジン
103 ファン
104 ブースタ
105 高圧コンプレッサ
107 ファンバイパス
108 コアエンジン
109 吸気側
110 排気側
112 極低温の液体燃料
114 第1のロータシャフト
115 第2のロータシャフト
116 エンジン囲壁
120 飛行プロファイル
122 極低温燃料タンク
123 第3の燃料タンク
130 制御システム
131 制御信号
132 別の制御信号
133 フィードバック信号
134 制御器
135 制御バルブ
155 高圧タービン
157 低圧タービン
180 補助パワーユニット
182 燃料電池
190 通気燃焼器
400 燃料電池システム
Claims (29)
- 機体(6)とパイロン(55)を介し該機体に取り付けられた翼(7)とを備える航空機システム(5)であって、
第1の燃料(11)を貯蔵することが可能な第1の燃料タンク(21)、および、前記航空機システムの機体(6)中に位置決めされ、極低温の液体燃料(112)を貯蔵することが可能な第2の燃料タンク(122)を含む燃料貯蔵システム(10)と、
前記第1の燃料(11)と前記極低温の液体燃料(112)の少なくとも1つを使用して推進力を発生することが可能なガスタービンエンジン(101)を含む二系統燃料の推進システム(100)と、
前記燃料貯蔵システム(10)から前記推進システム(100)に燃料を供給することが可能な燃料供給システム(50)と、
前記推進システム(100)に導入される前記第1の燃料(11)及び前記極低温の液体燃料(112)の量を制御する制御システム(130)と
を含み、
前記燃料供給システム(50)は、
前記極低温の液体燃料(112)を前記極低温燃料タンク(122)から取り出し、その圧力を第2の圧力(P2)に上昇させ、そしてそれを翼(7)中に位置決めされる翼供給導管(54)中に流入させることが可能であるブーストポンプ(52)と、
前記翼供給導管(54)と流れが連通し、前記極低温の液体燃料(112)を受け取り、そしてその圧力を第3の圧力(P3)に上昇させることが可能な高圧ポンプ(58)と、
を含み、
前記ブーストポンプ(52)は、前記第2の燃料タンク(122)の内部に又は近接して位置決めされ、前記高圧ポンプ(58)は前記パイロン(55)中に位置決めされ、
前記制御システム(130)は、前記ブーストポンプ(52)を制御して前記極低温の液体燃料(112)が前記翼(7)横切る圧力を206.843kPa〜275.79kPaに保ち、前記高圧ポンプ(58)を制御して該高圧ポンプ(58)の下流の差圧を689.476kPa〜10342.1kPaに保つ
航空機システム(5)。 - 前記ガスタービンエンジン(101)は、
高圧タービン(155)によって駆動されるコンプレッサ(105)と、
前記高圧タービン(155)を駆動する熱ガスを発生する燃焼器(90)と、
前記極低温の液体燃料(112)を気体燃料(13)に変えることが可能な気化器(60)と、
前記気体燃料(13)を前記燃焼器(90)に供給する燃料ノズル(80)と
を含む、請求項1記載の航空機システム(5)。 - 前記極低温の液体燃料(112)は、液化天然ガス(LNG)である、請求項1又は2記載の航空機システム(5)。
- 前記高圧コンプレッサ(105)から軸方向で前部に位置決めされるファン(103)と、
前記ファン(103)と前記高圧コンプレッサ(105)間で軸方向に位置決めされるブースタ(104)をさらに含み、
前記ファンおよび前記ブースタは、低圧タービン(157)によって駆動される、請求項1乃至3のいずれか1項記載の航空機システム(5)。 - 中間圧タービン(156)によって駆動される中間圧コンプレッサ(106)をさらに含む、請求項1乃至4のいずれか1項記載の航空機システム(5)。
- 前記気化器(60)は、前記極低温の液体燃料(112)を加熱するために、前記ガスタービンエンジン(101)からの排気気体(99)の一部分(97)を使用する、請求項1乃至5のいずれか1項記載の航空機システム(5)。
- 前記気化器(60)は、前記極低温の液体燃料(112)を加熱するために、直接熱交換器(63)を使用する、請求項1乃至5のいずれか1項記載の航空機システム(5)。
- 前記気化器(60)は、前記極低温の液体燃料(112)を加熱するために、加熱流体(68)を使用する間接熱交換器(64)を使用する、請求項1乃至5のいずれか1項記載の航空機システム(5)。
- 前記加熱流体(68)は、前記ガスタービンエンジン(101)からの前記排気気体(99)の一部分(97)によって加熱される、請求項8記載の航空機システム(5)。
- 前記加熱流体(68)は、前記ガスタービンエンジン(101)のファンバイパス流(107)の一部分によって加熱される、請求項8記載の航空機システム(5)。
- 前記気化器(60)は、前記極低温の液体燃料(112)を加熱するために、前記ガスタービンエンジン(101)の前記高圧コンプレッサ(105)からの空気流(2)の一部分(3)を使用する、請求項1乃至5のいずれか1項記載の航空機システム(5)。
- 前記極低温の液体燃料(112)によって冷却される前記空気流(3)の少なくとも一部分(4)が、前記ガスタービンエンジン(101)の構成要素(155)を冷却するために使用される、請求項11記載の航空機システム(5)。
- 前記ガスタービンエンジン(101)は、前記推進システムの動作の第1の選択される部分の間、前記第1の燃料(11)を使用し、前記推進システムの動作の第2の選択される部分の間、前記極低温の液体燃料(112)を使用する、請求項1乃至12のいずれか1項記載の航空機システム。
- 前記ガスタービンエンジン(101)は、前記推進システムの前記動作の少なくとも一部分の間、前記第1の燃料(11)と前記極低温の液体燃料(112)の両方を同時に使用して推進力を発生する、請求項1乃至13のいずれか1項記載の航空機システム。
- 前記極低温の液体燃料(112)は、前記第2の燃料タンク(22)中に実質的に一定の圧力で保持される極低温燃料である、請求項1乃至14のいずれか1項記載の航空機システム。
- 前記極低温の液体燃料(112)は、約−250度Fより低い温度で保持される極低温燃料である、請求項1乃至15のいずれか1項記載の航空機システム。
- 前記第1の燃料タンク(21)の少なくとも一部分は、前記航空機システムの翼(7)中に位置決めされる、請求項1乃至16のいずれか1項記載の航空機システム。
- 極低温燃料を貯蔵することが可能な第3の燃料タンク(123)をさらに含む、請求項1乃至17のいずれか1項記載の航空機システム。
- 前記第3の燃料タンク(123)は、前記航空機システムの前記機体の後部の部分に位置決めされる、請求項18記載の航空機システム。
- 前記導管(54)の少なくとも一部分は、断熱される、請求項1乃至19のいずれか1項記載の航空機システム。
- 前記導管(54)の少なくとも一部分は、二重壁構造を有する、請求項1乃至20のいずれか1項記載の航空機システム。
- 前記気化器(60)は、前記極低温の液体燃料(112)を実質的に一定の圧力である前記気体燃料(13)に変える、請求項2記載の航空機システム(5)。
- 前記気化器(60)および前記マニホールド(70)と流れが連通している流れ絞りバルブ(65)をさらに含む、請求項2記載の航空機システム(5)。
- 前記流れ絞りバルブ(65)は、前記気化器から供給される前記気体燃料(13)を受け取り、そしてその圧力を第4の圧力(P4)に減少させる、請求項23記載の航空機システム(5)。
- 複数の前記燃料ノズル(80)をさらに含む、請求項1乃至24のいずれか1項記載の航空機システム(5)。
- 前記燃料ノズル(80)は、前記推進システム中に位置決めされる、請求項25記載の航空機システム(5)。
- 前記燃料ノズル(80)は、燃焼させるために、前記気体燃料(13)を燃焼器(90)中に供給する、請求項1乃至26のいずれか1項記載の航空機システム(5)。
- 前記燃料ノズル(80)は、液体燃料または前記気体燃料(13)を選択的に受け取るように構成される、請求項27記載の航空機システム(5)。
- 前記燃料ノズル(80)は、前記気体燃料(13)および液体燃料を燃焼器(90)に供給して、共に燃焼させることを促進するように構成される、請求項27又は28記載の極低温燃料供給システム(50)。
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