JP6018065B2

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

Info

Publication number: JP6018065B2
Application number: JP2013531936A
Authority: JP
Inventors: エプシュタイン，マイケル・ジェイ; モロー，カート・デイヴィッド; ディンスモア，ニコラス・ロウ; マーティン，サミュエル; ヴォンドレル，ランディ; ワイスガーバー，ロバート・ハロルド; ジョシ，ナレンドラ・ディガンバー
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 2010-09-30
Filing date: 2011-09-30
Publication date: 2016-11-02
Anticipated expiration: 2031-09-30
Also published as: JP2013541665A; EP2622191A1; US20130186059A1; CA2812250A1; WO2012045028A1

Description

ここに述べる技術は、一般に航空機システムに関し、より具体的には、航空用ガスタービンエンジン中で二系統燃料を使用する航空機システムおよびそれを動作させる方法に関する。

液化天然ガス（ＬＮＧ）など、ある極低温燃料は、従来のジェット燃料より安価である可能性がある。従来のガスタービン用途において冷却に対する現在のアプローチは、圧縮空気または従来の液体燃料を使用する。冷却するためにコンプレッサ空気を使用することは、エンジンシステムの効率を低下させる恐れがある。

したがって、航空用ガスタービンエンジン中で二系統燃料を使用する航空機システムを設けることは、望ましいはずである。従来のジェット燃料および／または液化天然ガス（ＬＮＧ）などのより安価な極低温燃料を使用して動作させることができる航空用ガスタービンエンジンによって推進することができる航空機システムを設けることは、望ましいはずである。航空用ガスタービンの構成要素およびシステム中でより効果的に冷却することは、望ましいはずである。運転コストを低下させるために、エンジンの効率を向上させ、燃料消費率を低下させることは、望ましいはずである。温室効果ガス（ＣＯ２）、窒素酸化物ＮＯｘ、一酸化炭素ＣＯ、未燃炭化水素および煤が減少されて環境に対する影響を減少させることができる、二系統燃料を使用する航空用ガスタービンエンジンを設けることは、望ましい。

FULTON ET AL: "Cryogenic-Fueled Turbofans: Kuznetsov Bureau's pioneer work on LH2 and LNG dual-fuel engines", AIRCRAFT ENGINEERING AND AEROSPACE TECHNOLOGY, EMERALD GROUP PUBLISHING, BRADFORD, GB, vol. 19931100, no. 65, 1 November 1993 (1993-11-01), pages 8-11, XP008147106, ISSN: 1748-8842, DOI: 10.1108/EB037431

一態様では、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、二系統燃料の推進システム１００が開示される。

別の態様では、ガスタービンエンジン１０１を駆動する熱ガスを発生するために、飛行プロファイル１２０の選択される部分の間、第１の燃料１１と第２の燃料１２の割合を選択して使用する、航空機エンジン１０１を動作させる方法が開示される。

ここに開示される技術は、添付図面の図と関連してなされる次の記述を参照することによって、最善に理解することができる。

二系統燃料の推進システムを有する例示の航空機システムの等角投影図である。例示の燃料供給／配給システムを示す図である。例示の極低温燃料の概略的な圧力対エンタルピーのチャートで例示の動作経路を示す図である。燃料タンクの例示の構成および例示のボイルオフ（boil off）の使用を示す概略図である。燃料供給および制御システムを有する例示の二系統燃料の航空機ガスタービンエンジンの概略断面図である。概略の熱交換器を示す、例示の二系統燃料の航空機ガスタービンエンジンの一部分の概略断面図である。例示の直接熱交換器の概略図である。例示の間接熱交換器の概略図である。別の例示の間接熱交換器の概略図である。航空機システムに関する例示の飛行ミッションのプロファイルの概略図である。

ここで図面を参照すると、同一の参照番号は、様々な図の全体にわたって同じ要素を示す。

図１に、本発明の例示の実施形態による航空機システム５を示す。例示の航空機システム５は、機体６および機体に取り付けられる翼７を有する。航空機システム５は、航空機システムを飛行させるように推進するために必要な推進力を生成する推進システム１００を有する。図１では、推進システム１００は、翼７に取り付けられた状態で示されているが、他の実施形態では、それは、たとえば尾部部分１６など、航空機システム５の他の部分に結合することができる。

例示の航空機システム５は、推進システム１００中で使用される１つまたは複数のタイプの燃料を貯蔵するために、燃料貯蔵システム１０を有する。図１に示す例示の航空機システム５は、ここに以下でさらに述べるように、２つのタイプの燃料を使用する。したがって、例示の航空機システム５は、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と、第２の燃料１２を貯蔵することが可能な第２の燃料タンク２２とを有する。図１に示す例示の航空機システム５では、第１の燃料タンク２１の少なくとも一部分が、航空機システム５の翼７中に位置決めされる。１つの例示の実施形態では、図１に示すように、第２の燃料タンク２２は、航空機システムの機体６中で、翼が機体に結合される場所の近くに位置決めされる。代替実施形態では、第２の燃料タンク２２は、機体６または翼７中の他の適切な場所に位置決めすることができる。他の実施形態では、航空機システム５は、第２の燃料１２を貯蔵することが可能なオプションの第３の燃料タンク１２３を含むことができる。オプションの第３の燃料タンク１２３は、たとえば図１に概略的に示すように、航空機システムの機体の後部部分中に位置決めすることができる。

ここに後でさらに述べるように、図１に示す推進システム１００は、二系統燃料の推進システムであり、それは、第１の燃料１１または第２の燃料１２を使用することによって、または第１の燃料１１と第２の燃料１２の両方を使用することによって、推進力を発生することが可能である。例示の二系統燃料の推進システム１００は、第１の燃料１１または第２の燃料２１を選択的に使用して、または選択した割合で第１の燃料と第２の燃料の両方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。第１の燃料は、Ｊｅｔ−Ａ、ＪＰ−８またはＪＰ−５として当技術で知られるものなどのケロシンベースのジェット燃料、または他に知られるタイプまたは等級の燃料など、従来の液体燃料とすることができる。ここに述べる例示の実施形態では、第２の燃料１２は、極めて低温で貯蔵される極低温燃料である。ここに述べる一実施形態では、極低温の第２の燃料１２は、液化天然ガス（あるいは、ここでは「ＬＮＧ」と言う）である。極低温の第２の燃料１２は、低い温度で燃料タンク中に貯蔵される。たとえば、ＬＮＧは、約−２６５度Ｆで、絶対圧が約１５ｐｓｉａで、第２の燃料タンク２２中に貯蔵される。燃料タンクは、チタン、インコネル、アルミニウムまたは複合材料など、知られる材料から製造することができる。

図１に示す例示の航空機システム５は、燃料貯蔵システム１０から推進システム１００に燃料を供給することが可能な燃料供給システム５０を含む。知られる燃料供給システムは、第１の燃料１１など、従来の液体燃料を供給するために使用することができる。ここに述べ図１および２に示す例示の実施形態では、燃料供給システム５０は、極低温の液体燃料、たとえばＬＮＧなどを、極低温燃料を移送する導管５４を通じて推進システム１００に供給するように構成される。供給する間、極低温燃料を実質的に液体状態に保つために、燃料供給システム５０の導管５４の少なくとも一部分が断熱されて、加圧された極低温の液体燃料を移送するように構成される。いくつかの例示の実施形態では、導管５４の少なくとも一部分は、二重壁構造を有する。導管は、チタン、インコネル、アルミニウムまたは複合材料など、知られる材料から製造することができる。

図１に示す航空機システム５の例示の実施形態は、燃料電池システム４００をさらに含み、それは、第１の燃料１１または第２の燃料１２の少なくとも１つを使用して電力を生成することが可能な燃料電池を含む。燃料供給システム５０は、燃料貯蔵システム１０から燃料電池システム４００に燃料を供給することが可能である。１つの例示の実施形態では、燃料電池システム４００は、二系統燃料の推進システム１００によって使用される極低温燃料１２の一部分を使用して、電力を発生する。

推進システム１００は、燃焼器中で燃料を燃焼させることによって推進力を発生するガスタービンエンジン１０１を含む。図４は、ファン１０３と、高圧コンプレッサ１０５を有するコアエンジン１０８と、燃焼器９０とを含む例示のガスタービンエンジン１０１の概略図である。また、エンジン１０１は、高圧タービン１５５、低圧タービン１５７およびブースタ１０４を含む。例示のガスタービンエンジン１０１は、推進力の少なくとも一部分を生成するファン１０３を有する。エンジン１０１は、吸気側１０９および排気側１１０を有する。ファン１０３とタービン１５７は、第１のロータシャフト１１４を使用して互いに結合され、コンプレッサ１０５とタービン１５５は、第２のロータシャフト１１５を使用して互いに結合される。いくつかの用途、たとえば図４に示す用途では、ファン１０３のブレードアセンブリは、エンジン囲壁１１６内に少なくとも部分的に位置付けられる。他の用途では、ファン１０３は、ファンのブレードアセンブリを囲繞する囲壁が存在しない「オープンロータ（open rotor）」の一部分を形成することができる。

動作の間、空気がファン１０３によって軸方向に、エンジン１０１を貫通して伸びる中心線の軸１５に対して実質的に平行な方向に流れ、そして圧縮された空気が、高圧コンプレッサ１０５に供給される。大いに圧縮された空気は、燃焼器９０に供給される。燃焼器９０からの熱ガス（図４に示さず）が、タービン１５５および１５７を駆動する。タービン１５７が、シャフト１１４によってファン１０３を駆動し、同様に、タービン１５５が、シャフト１１５によってコンプレッサ１０５を駆動する。代替実施形態では、エンジン１０１は、中間圧コンプレッサとして当技術でときには知られ、別のタービンステージ（図４に示さず）によって駆動される、追加のコンプレッサを有することができる。

航空機システム５の動作の間（図７に示す例示の飛行プロファイル参照）、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などの間、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、推進システムの動作の第２の選択される部分の間、第２の燃料１２、たとえばＬＮＧなど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１１と第２の燃料１２の割合は、推進システム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。

航空機およびエンジンシステムは、ここに述べるように、２つの燃料を使用する動作が可能であり、その１つは、たとえばＬＮＧ（liquefied natural gas）などの極低温燃料とすることができ、他は、Ｊｅｔ−Ａ、ＪＰ−８、ＪＰ−５または同様の世界中で入手できる等級の燃料など、従来のケロシンベースのジェット燃料とすることができる。

Ｊｅｔ−Ａの燃料システムは、燃料ノズルを除いて、従来の航空機燃料システムと同様であり、その燃料ノズルは、Ｊｅｔ−Ａおよび極低温燃料／ＬＮＧを燃焼器に０〜１００％の割合で噴射することが可能である。図１に示す実施形態では、ＬＮＧシステムは、燃料タンクを含み、それは、適宜、次の特徴を含む：（ｉ）タンク中で規定された圧力に保つのに適切なチェックバルブを備えるベント管路；（ｉｉ）液体の極低温燃料のためのドレイン管路；（ｉｉｉ）タンク中に存在する極低温の（ＬＮＧ）燃料の温度、圧力および容積を見積もるための計量または他の測定能力；（ｉｖ）極低温の（ＬＮＧ）タンク中に、または適宜タンクの外部に位置決めされるブーストポンプ、それは、極低温の（ＬＮＧ）燃料の圧力を上昇させて、それをエンジンに移送する；および（ｖ）無期限にタンクを極低温の温度に保つためのオプションの極低温冷却器である。

燃料タンクは、大気圧で、またはその近傍で動作することになることが好ましいが、０〜１００ｐｓｉｇの範囲内で動作することができる。燃料システムの代替実施形態は、タンク圧力および温度を高くすることができる。タンクおよびブーストポンプからエンジンのパイロンに走る極低温の（ＬＮＧ）燃料管路は、次の特徴を有することができる：（ｉ）一重または二重の壁構造；（ｉｉ）真空断熱または低熱伝導材料による断熱；および（ｉｉｉ）ＬＮＧタンクに熱を加えることなく、ＬＮＧ流をタンクに再循環させるためのオプションの極低温冷却器である。極低温の（ＬＮＧ）燃料タンクは、従来のＪｅｔ−Ａ補助燃料タンクが、既存システム上に位置決めされる場所で、たとえば前部または後部の貨物倉中で、航空機中に位置決めすることができる。あるいは、極低温の（ＬＮＧ）燃料タンクは、中央翼のタンク場所中に位置決めすることができる。極低温の（ＬＮＧ）燃料を利用する補助燃料タンクは、延長される期間では極低温の（ＬＮＧ）燃料を使用しないことになる場合、それを取り外すことができるように、設計することができる。

高圧ポンプは、極低温の（ＬＮＧ）燃料の圧力を、ガスタービン燃焼器中に燃料を注入するのに十分なレベルに上昇させるために、パイロン中に、またはエンジン上に位置決めすることができる。ポンプは、ＬＮＧ／極低温液体の圧力を、極低温の（ＬＮＧ）燃料の臨界圧（Ｐｃ）より高く上昇させることができる、またはそうしなくてもよい。熱交換器は、ここでは「気化器」と言い、エンジン上に、またはその近くに搭載することができ、熱エネルギーを液化天然ガスの燃料に加えて、その温度を上昇させ、それによって極低温の（ＬＮＧ）燃料を容積的に膨張させる。気化器からの熱（熱エネルギー）は、多くの源からもたらすことができる。これらは、ただし、これらに限定されないが：（ｉ）ガスタービン排気；（ｉｉ）コンプレッサ中間冷却；（ｉｉｉ）高圧および／または低圧タービンのクリアランス制御空気；（ｉｖ）ＬＰＴパイプの冷却寄生空気（cooling parasitic air）；（ｖ）ＨＰタービンからの冷却された冷却空気；（ｖｉ）潤滑油；または（ｖｉｉ）機上アビオニックスまたはエレクトロニックスを含む。熱交換器は、様々な設計のものとすることができ、シェルおよびチューブ、二重パイプ、フィンプレートなどを含み、そして、並流、逆流または横流の形態で流れることができる。熱交換は、上記に挙げられた熱源と直接的に、または間接的に接触させて行うことができる。

制御バルブが、上記に述べた気化器／熱交換ユニットの下流に位置決めされる。制御バルブの目的は、ガスタービンエンジンの動作と関連する動作条件の範囲全体にわたって、規定のレベルに流れを計量して燃料マニホールド中へ提供することである。制御バルブの二次的な目的は、システムの圧力を、極低温の（ＬＮＧ）燃料の臨界圧より高く設定する、背圧レギュレータとして働くことである。

燃料マニホールドは、制御バルブの下流に位置付けられ、それは、ガスタービンの燃料ノズルに気体燃料を一様に配給するように働く。いくつかの実施形態では、マニホールドは、適宜、コアカウル区画または他の熱的環境から極低温燃料／ＬＮＧ／天然ガス燃料に熱エネルギーを伝達する熱交換器として働くことができる。適宜、気体燃料システムが動作していないとき、コンプレッサ空気（ＣＤＰ：compressor air）を用いて燃料マニホールドをパージするために、燃料マニホールドとともにパージ用マニホールドシステムを用いることができる。これは、円周方向の圧力変化に起因する、気体燃料ノズル中への熱ガスの吸い込みを防止することになる。適宜、燃料ノズル中の、またはその近くのチェックバルブが、熱ガスの吸い込みを防止することができる。

ここに述べるシステムの例示の実施形態は、次のように動作することができる：極低温の（ＬＮＧ）燃料が、約１５ｐｓｉａおよび約−２６５度Ｆでタンク中に置かれる。それは、航空機上に位置決めされるブーストポンプによって、約３０ｐｓｉに上げられる。液体の極低温の（ＬＮＧ）燃料は、断熱されて二重に取り囲まれた配管を介して翼を横切って航空機パイロンに流れ、そこでは、それは、約１００〜１,５００ｐｓｉａに上げられて、天然ガス／メタンの臨界圧より高く、または低くすることができる。次いで、極低温の（ＬＮＧ）燃料は、気化器に送られ、そこでは、それは、容積的に膨張して気体になる。気化器は、マッハ数および対応する圧力損失を低く保つような大きさにすることができる。次いで、気体の天然ガスは、制御バルブによって計量されて、燃料マニホールド中に、そして燃料ノズル中に提供され、そこでは、それは、そうでなければ標準である航空用ガスタービンエンジンのシステム中で燃焼して、飛行機に推力をもたらす。サイクル条件が変化するのにつれても、ブーストポンプ中の圧力（たとえば約３０ｐｓｉ）およびＨＰポンプ中の圧力（たとえば約１,０００ｐｓｉ）は、ほぼ一定のレベルに保たれる。流れは、絞りバルブによって制御される。適切な大きさに作られた燃料ノズルと組み合わされて、流れの変化は、マニホールド中で許容可能であって変化する圧力をもたらすことになる。

例示の航空機システム５は、推進システム１００中で使用するために、１つまたは複数のタイプの燃料を貯蔵システム１０から供給するための燃料供給システムを有する。たとえばケロシンベースのジェット燃料など、従来の液体燃料について、従来の燃料供給システムを使用することができる。ここに述べ、図２および３で概略的に示す例示の燃料供給システムは、航空機システム５のために、極低温燃料供給システム５０を含む。図２に示す例示の燃料システム５０は、極低温の液体燃料１１２を貯蔵することが可能な極低温燃料タンク１２２を含む。一実施形態では、極低温の液体燃料１１２は、ＬＮＧである。また、他の代替の極低温の液体燃料を使用することができる。例示の燃料システム５０では、たとえばＬＮＧなど、極低温の液体燃料１１２は、第１の圧力「Ｐ１」である。圧力Ｐ１は、たとえば１５ｐｓｉａなどの大気圧に近いことが好ましい。

例示の燃料システム５０は、それが極低温燃料タンク１２２と流れが連通しているようなブーストポンプ５２を有する。動作の間、極低温燃料が、二系統燃料の推進システム１００中に求められたとき、ブーストポンプ５２は、極低温の液体燃料１１２の一部分を極低温燃料タンク１２２から取り出して、その圧力を第２の圧力「Ｐ２」に上昇させ、それを、航空機システム５の翼７中に位置決めされる翼供給導管５４中に流入させる。圧力Ｐ２は、液体極低温燃料が、供給導管５４中で流れている間、その液体状態（Ｌ）を保つように、選択される。圧力Ｐ２は、約３０ｐｓｉａ〜約４０ｐｓｉａの範囲内とすることができる。知られる方法を使用するＬＮＧに関する解析に基づくと、３０ｐｓｉａは、適切であるということが見出されている。ブーストポンプ５２は、航空機システム５の機体６中で適切な場所に位置決めすることができる。あるいは、ブーストポンプ５２は、極低温燃料タンク１２２に接近して位置決めすることができる。他の実施形態では、ブーストポンプ５２は、極低温燃料タンク１２２の内部に位置決めすることができる。供給する間、実質的に極低温燃料の液体状態を保つために、翼供給導管５４の少なくとも一部分が断熱される。いくつかの例示の実施形態では、導管５４の少なくとも一部分は、二重壁構造を有する。導管５４およびブーストポンプ５２は、チタン、インコネル、アルミニウムまたは複合材料など、知られる材料を使用して製造することができる。

例示の燃料システム５０は、高圧ポンプ５８を有し、それは、翼供給導管５４と流れが連通しており、ブーストポンプ５２によって供給される極低温の液体燃料１１２を受け取ることが可能である。高圧ポンプ５８は、液体の極低温燃料（たとえばＬＮＧなど）の圧力を、推進システム１００中に燃料を注入するのに十分な第３の圧力「Ｐ３」に上昇させる。圧力Ｐ３は、約１００ｐｓｉａ〜約１０００ｐｓｉａの範囲内とすることができる。高圧ポンプ５８は、航空機システム５または推進システム１００中の適切な場所に位置決めすることができる。高圧ポンプ５８は、推進システム１００を支持する航空機システム５のパイロン５５中に位置決めすることが好ましい。

図２に示すように、例示の燃料システム５０は、極低温の液体燃料１１２を気体の（G：gaseous）燃料１３に変えるために、気化器６０を有する。気化器６０は、高圧の極低温の液体燃料を受け取り、極低温の液体燃料（たとえばＬＮＧなど）に熱（熱エネルギー）を加えて、その温度を上昇させ、それを容積的に膨張させる。熱（熱エネルギー）は、推進システム１００中の１つまたは複数の源から供給することができる。たとえば、気化器中で極低温の液体燃料を気化させるための熱は、いくつかの源の１つまたは複数から、たとえばガスタービン排気９９、コンプレッサ１０５、高圧タービン１５５、低圧タービン１５７、ファンバイパス１０７、タービン冷却空気、エンジン中の潤滑油、航空機システムのアビオニックス／エレクトロニックス、または推進システム１００中のいずれもの熱源などから供給することができる。気化器６０中で行われる熱交換によって、気化器６０は、あるいは熱交換器と言うことができる。気化器６０の熱交換器部分は、シェルおよびチューブタイプの熱交換器、または二重パイプタイプの熱交換器、またはフィン・プレートタイプの熱交換器を含むことができる。気化器中の熱い流体および冷たい流体は、並流、または逆流、または横流の流れタイプとすることができる。気化器中の熱い流体と冷たい流体の間の熱交換を、壁を通して直接的に、または中間の仕事流体を使用して間接的に行うことができる。

極低温燃料供給システム５０は、気化器６０およびマニホールド７０と流れが連通している流れ絞りバルブ６５（「ＦＭＶ」：flow metering valve、または制御バルブと言う）を含む。流れ絞りバルブ６５は、上記に述べた気化器／熱交換ユニットの下流に位置決めされる。ＦＭＶ（制御バルブ）の目的は、ガスタービンエンジンの動作に関連する動作条件の範囲の全部にわたって、燃料流量を規定のレベルに計量して燃料マニホールド７０中に提供することである。制御バルブの二次的な目的は、ＬＮＧなどの極低温燃料の臨界圧より高くシステムの圧力を設定する背圧レギュレータとして働くことである。流れ絞りバルブ６５は、気化器から供給される気体燃料１３を受け取り、その圧力を第４の圧力「Ｐ４」に低下させる。マニホールド７０は、気体燃料１３を受け取り、それをガスタービンエンジン１０１中の燃料ノズル８０に配給することが可能である。好ましい実施形態では、気化器６０は、極低温の液体燃料１１２を実質的に一定の圧力である気体燃料１３に変える。図２ａに、供給システム５０中の様々な点で、燃料の状態および圧力を概略的に示す。

極低温燃料供給システム５０は、ガスタービンエンジン１０１中に位置決めされる複数の燃料ノズル８０をさらに含む。燃料ノズル８０は、燃焼させるために気体燃料１３を燃焼器９０に供給する。燃料マニホールド７０は、制御バルブ６５の下流に位置決めされ、気体燃料１３をガスタービンの燃料ノズル８０に一様に配給する。いくつかの実施形態では、マニホールド７０は、適宜、推進システムのコアカウル区画または他の熱的な環境からＬＮＧ／天然ガス燃料に熱エネルギーを伝達する熱交換器として働く。一実施形態では、燃料ノズル８０は、従来の液体燃料（従来のケロシンベースの液体燃料など）、またはＬＮＧなどの極低温の液体燃料から気化器によって発生される気体燃料１３を選択的に受け取るように構成される。別の実施形態では、燃料ノズル８０は、液体燃料および気体燃料１３を選択的に受け取るように構成され、そして気体燃料１３および液体燃料を燃焼器９０に供給して２つのタイプの燃料を共に燃焼させるのを促進するように構成される。別の実施形態では、ガスタービンエンジン１０１は、複数の燃料ノズル８０を含み、燃料ノズル８０のいくつかが、液体燃料を受け取るように構成され、そして燃料ノズル８０のいくつかが、気体燃料１３を受け取るように構成され、燃焼器９０中で燃焼させるのに適切なように配置される。

本発明の別の実施形態では、ガスタービンエンジン１０１中の燃料マニホールド７０は、気体燃料システムが動作中でないとき、エンジンからのコンプレッサ空気または他の空気を用いて燃料マニホールドをパージするために、オプションのパージ用マニホールドシステムを含む。これは、燃焼器９０中の円周方向の圧力変化に起因する、気体燃料ノズル中への熱ガスの吸い込みを防止することになる。適宜、燃料ノズル中の、またはその近くのチェックバルブは、燃料ノズルまたはマニホールド中への熱ガスの吸い込みを防止するために使用することができる。

極低温の液体燃料としてＬＮＧを使用する、ここに述べる例示の二系統燃料のガスタービン推進システムでは、次のことが述べられる：ＬＮＧは、タンク２２、１２２中に１５ｐｓｉａおよび−２６５度Ｆで置かれる。それは、航空機上に位置決めされるブーストポンプ５２によって約３０ｐｓｉに上げられる。液体のＬＮＧは、断熱されて二重に囲まれる配管５４を介して翼７を横切り、航空機パイロン５５に流れ、そこでは、それは、１００〜１,５００ｐｓｉに上げられて、天然ガス／メタンの臨界圧より高く、または低くすることができる。次いで、液化天然ガスは、気化器６０に送られ、そこでは、それは、容積的に膨張して気体になる。気化器６０は、マッハ数および対応する圧力損失を低く保つような大きさにされる。次いで、気体の天然ガスは、制御バルブ６５によって計量されて、燃料マニホールド７０中に、そして燃料ノズル８０中に提供され、そこでは、それは、二系統燃料の航空用ガスタービンシステム１００、１０１中で燃焼して、航空機システム５に推力をもたらす。サイクル条件が変化するにつれても、ブーストポンプ中の圧力（３０ｐｓｉ）およびＨＰポンプ５８中の圧力（１,０００ｐｓｉ）が、おおよそ一定のレベルに保たれる。流れが絞りバルブ６５によって制御される。適切な大きさに形作られる燃料ノズルと組み合わされて、流れの変化は、マニホールド中で、許容可能であって変化する圧力をもたらすことになる。

二系統燃料のシステムは、ケロシンベースの燃料（Ｊｅｔ−Ａ、ＪＰ−８、ＪＰ−５など）および極低温燃料（たとえばＬＮＧ）のための並列の燃料供給システムからなる。ケロシン燃料の供給は、実質的には、燃焼器の燃料ノズルを除いて現在の設計と変わらず、その燃料ノズルは、ケロシンと天然ガスをいずれもの割合でも共に燃やすように設計される。図２に示すように、極低温燃料（たとえばＬＮＧ）の燃料供給システムは、次の特徴からなる：（Ａ）極低温燃料（たとえばＬＮＧ）とＪｅｔ−Ａを０〜１００％の範囲のいずれもの割合でも利用することが可能である、二系統燃料のノズルおよび燃焼システム；（Ｂ）熱交換器としても働き、極低温燃料（たとえばＬＮＧ）を加熱して気体または超臨界的な流体にする燃料マニホールドおよび供給システム。マニホールドシステムは、同時に燃料を燃焼器の燃料ノズルに一様に供給し、そして囲繞するコアカウル、通気システムまたは他の熱源から熱を吸収し、それによって、別個の熱交換器に対する必要性を無くす、または最小限にする；（Ｃ）その液体状態にある極低温燃料（たとえばＬＮＧ）を臨界圧より高い、または低い圧力に上げ、そして、いくつかの源の中のいずれもからの熱を加える燃料システム；（Ｄ）極低温燃料（たとえばＬＮＧ）の燃料タンク中に沈められる低圧の極低温ポンプ（適宜、燃料タンクの外部に位置決めされる）；（Ｅ）航空機パイロン中に、または、適宜、エンジンまたはナセル上に位置決めされて、極低温燃料（たとえばＬＮＧ）の臨界圧より高い圧力に上げるための高圧の極低温ポンプ；（Ｆ）気体燃料システムが動作していないとき、燃料マニホールドとともに使用して、コンプレッサＣＤＰ空気を用いて燃料マニホールドをパージすることができるパージ用マニホールドシステム。これは、円周方向の圧力変化に起因する、熱ガスの気体燃料ノズル中への吸い込みを防止することになる。適宜、燃料ノズル中の、またはその近くのチェックバルブが、熱ガスの吸い込みを防止することができる；（Ｇ）タンクおよびブーストポンプからエンジンのパイロンに走り、次の特徴を有する極低温燃料（たとえばＬＮＧ）の管路：（１）一重または二重の壁構造、（２）真空断熱、または、適宜、エアロゲルなどの低熱伝導性断熱材料、（３）極低温燃料（たとえばＬＮＧ）のタンクに熱を加えることなく、極低温燃料（たとえばＬＮＧ）の流れをタンクへ再循環させるためのオプションの極低温冷却器、（Ｈ）パイロン中に、またはエンジン上に位置決めされる高圧ポンプ。このポンプは、極低温燃料（たとえばＬＮＧ）の圧力を、天然ガス燃料をガスタービン燃焼器に注入するのに十分なレベルに上昇させることになる。ポンプは、極低温燃料（たとえばＬＮＧ）の圧力を、極低温燃料（たとえばＬＮＧ）の臨界圧（Ｐｃ）より高く上昇させることができる、またはそうしなくてもよい。

ＩＩＩ．燃料貯蔵システム
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。

図３に示す例示の極低温燃料の貯蔵システム１０は、未使用の気体燃料１９の少なくとも一部分２９を極低温燃料タンク２２中に戻すように適合させる再利用システム３４をさらに含む。一実施形態では、再利用システム３４は、極低温燃料タンク２２、１２２中に未使用の気体燃料１９を戻す前に、その一部分２９を冷却する極低温冷却器４２を含む。極低温冷却器４２の動作の例示の動作は、次のようである：例示の実施形態では、燃料タンクからのボイルオフ（boil off）は、逆ランキン冷凍（reverse Rankine refrigeration）システム、または極低温冷却器として知られるものを使用して再冷却することができる。極低温冷却器は、航空機システム５上の利用できるシステムのいずれもからもたらされる電力によって、または搭乗ゲートに駐機中、利用できる可能性がある地上ベースの電力システムなど、地上ベースの電力システムによって、給電することができる。また、極低温冷却器システムは、二系統燃料の航空機ガスタービンエンジン１０１で共に燃焼させて遷移中に、燃料システム中の天然ガスを再液化するために使用することができる。

燃料貯蔵システム１０は、極低温燃料タンク２２中に形成される恐れがあるいずれもの高圧のガスを通気させるように適合させる安全リリースシステム４５をさらに含むことができる。１つの例示の実施形態では、図３に概略的に示すように、安全リリースシステム４５は、第１の壁２３の一部分を形成する破裂板（rapture disk）４６を含む。破裂板４６は、安全機能であり、知られる方法を使用して設計され、燃料タンク２２の内部で過圧が生じた場合、いずれもの高圧のガスを噴出させ、放出させる。

極低温燃料タンク２２は、一重の壁構造または多重の壁構造を有することができる。たとえば、極低温燃料タンク２２は、実質的に第１の壁２３を取り囲む第２の壁２５をさらに含むことができる（たとえば図３参照）。タンクの一実施形態では、タンクを断熱してタンク壁を横切る熱流量を減少させるために、第１の壁２３と第２の壁２５の間にギャップ２６が存在する。１つの例示の実施形態では、第１の壁２３と第２の壁２５の間のギャップ２６中が真空である。真空は、真空ポンプ２８によって生成して維持することができる。あるいは、タンクを断熱するために、第１の壁２３と第２の壁２５の間のギャップ２６は、たとえばエアロゲルなど、知られる断熱材料２７を実質的に充填することができる。他の適切な断熱材料を使用することができる。タンク内の液体の移動を制御するために、バッフル１７を含めることができる。

図３に示す極低温燃料の貯蔵システム１０は、供給ポンプ３１を有する流出システム３０を含む。供給ポンプは、タンク２２の近くの都合のよい場所に位置決めすることができる。極低温燃料中への熱伝達を減少させるために、図３に概略的に示すように、極低温燃料タンク２２中に供給ポンプ３１を位置決めすることは、好ましい可能性がある。通気システム４０は、燃料タンク２２中に形成される恐れがあるいずれもの気体を通気させる。これら通気されたガスは、航空機システム５中で、いくつかの有用な方法で利用することができる。これらの中のいくつかは、図３に概略的に示されている。たとえば、気体燃料１９の少なくとも一部分は、冷却する、またはエンジン中で燃焼させるために、航空機推進システム１００に供給することができる。別の実施形態では、通気システム４０は、気体燃料１９の少なくとも一部分をバーナに供給し、さらに、燃焼生成物をバーナから航空機システム５の外部に安全に排出する。別の実施形態では、通気システム４０は、気体燃料１９の少なくとも一部分を補助パワーユニット１８０に供給し、それは、補助電力を航空機システム５に供給する。別の実施形態では、通気システム４０は、気体燃料１９の少なくとも一部分を燃料電池１８２に供給し、それは、電力を生成する。別の実施形態では、通気システム４０は、気体燃料１９の少なくとも一部分を極低温燃料タンク２２の外部に放出する。

燃料貯蔵システムの例示の動作、燃料タンクを含むその構成要素、および例示のサブシステムおよび構成要素について、次のように述べる。

天然ガスは、温度が約−２６０度Ｆで、大気圧である液体の形態（ＬＮＧ）で存在する。これらの温度と圧力を、旅客、貨物、軍用または汎用の航空機の機上で保つために、以下で識別される特徴は、選択される組み合わせで、ＬＮＧの安全な、効率的な、および費用効率が高い貯蔵をもたらす。図３を参照すると、これらは、以下を含む：
（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。

（Ｂ）軽量複合材料から構築される燃料タンク２１、２２。

（Ｃ）断熱を向上させて、ＬＮＧ流体への熱流量を大いに減少させるために、二重壁の真空機能を備える上記のタンク２１、２２。また、二重壁のタンクは、主タンクが破裂するまれな場合に安全閉じ込め装置として働く。

（Ｄ）環境からＬＮＧタンクおよびその内容物への熱流量を最小にするために、たとえばエアロゲルなどの軽量断熱２７を利用する上記のどちらでもの代替実施形態。エアロゲル断熱は、二重壁のタンク設計に加えて、またはその代わりに使用することができる。

（Ｅ）タンクの二重壁の間のスペースを能動的に排気するために設計されるオプションの真空ポンプ２８。ポンプは、ＬＮＧのボイルオフの燃料、ＬＮＧ、Ｊｅｔ−Ａ、電力または航空機で利用できるいずれもの他のパワー源から動作させることができる。

（Ｆ）ＬＮＧ流体への熱伝達を減少させるために、主タンクの内部に沈められる極低温のポンプ３１を備えるＬＮＧタンク。

（Ｇ）正常、または非常時の条件の下でタンクからＬＮＧを除去することが可能な１つまたは複数のドレイン管路３６を備えるＬＮＧタンク。ＬＮＧのドレイン管路３６は、重力ＬＮＧ頭による排出速度より低い除去速度を増加させるために、適切な極低温のポンプに接続される。

（Ｈ）外部環境からの熱吸収によって形成される気体の天然ガスを取り出すために、１つまたは複数のベント管路４１を備えるＬＮＧタンク。このベント管路４１システムは、タンクを、一方向リリーフバルブまたは背圧バルブ３９を使用して所望の圧力に保つ。

（Ｉ）過圧状況が生じた場合、主ベント管路に対する並列の安全リリースシステム４５を備えるＬＮＧタンク。バーストディスク（burst disk）が、代替機能または並列機能４６である。リリース通気が、気体燃料を機外に導くことになるはずである。

（Ｊ）ＬＮＧ燃料タンクであって、上記の設計特徴のいくつか、またはすべてを備え、その形状は、商用の航空機上で設計され利用できるようなものなど、標準のＪｅｔ−Ａ補助燃料タンクと関連する既存のエンベロープに適合するように設計される、ＬＮＧ燃料タンク。

（Ｋ）ＬＮＧ燃料タンクであって、上記の設計特徴のいくつか、またはすべてを備え、その形状は、商用の航空機上で見られるようなものなど、従来の旅客機および貨物航空機の下部貨物倉（複数可）内に適合し合うように設計される、ＬＮＧ燃料タンク。

（Ｌ）ＬＮＧ、タンクおよび構造上の要素を適切に断熱するための、既存の、または新しい航空機の中央翼タンク２２に対する変更。

通気およびボイルオフのシステムは、知られる方法を使用して設計される。ＬＮＧのボイルオフは、エネルギーを吸収して、タンクおよびその内容物を冷却する蒸発プロセスである。ボイルオフしたＬＮＧは、様々な異なるプロセスによって利用する、および／または消費することができ、いくつかの場合、航空機システムに対して有用な仕事をし、他の場合、環境上より許容可能な設計として、燃料を単に燃焼させる。たとえば、ＬＮＧタンクからの通気ガスは、主にメタンからなり、次の事項のいずれもの、またはすべての組み合わせのために使用される：
（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。

（Ｂ）１つまたは複数の航空機ガスタービンエンジン（複数可）１０１に送る。図３に示すように、ＬＮＧ燃料タンクからの天然ガスのベント管路は、主ガスタービンエンジン１０１の１つまたは複数に至る経路に指定され、動作の間、追加の燃料源をエンジンにもたらす。天然ガスのコンプレッサが、航空機ガスタービンエンジン中で利用するのに必要な適切な圧力に通気気体を上げるために利用される。

（Ｃ）燃やされる。図３に示すように、タンクからの天然ガスのベント管路は、それ自体の電気的な火花点火システムを備える小さな専用の通気燃焼器１９０に至る経路に指定される。このようにして、メタンガスは、大気に放出されない。燃焼生成物は、排出され、それは、環境上より許容可能なシステムをもたらすことになる。

（Ｄ）通気される。図３に示すように、タンクからの天然ガスのベント管路は、航空機ガスタービンの１つまたは複数の排気ダクトに至る経路に指定される。あるいは、ベント管路は、ＡＰＵ排気ダクトまたは航空機の後縁のいずれもへの別個の専用の管路に至る経路に指定することができる。天然ガスは、これらの場所Ｖの１つまたは複数で、大気中に適切に排出することができる。

（Ｅ）地上動作。図３に示すように、地上動作の間、ベント管路４１が、地上支援装置に取り付けられるように、システムのいずれも設計することができ、地上支援装置は、天然ガスのボイルオフを集めて、いずれもの地上ベースのシステム中でそれを利用する。また、通気は、地上支援装置を用いて燃料を補給する動作中に、行うことができ、地上支援装置は、流入システム３２を使用して航空機のＬＮＧタンク中に燃料を注入し、かつ通気ガスを捕捉して再使用することが同時にできる（同時の通気および燃料補給は、図３で（Ｓ）として示す）。

ＩＶ．推進（エンジン）システム
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。

気化器６０は、図４に概略的に示され、エンジン１０１上に、またはその近くに搭載される。気化器６０の機能の１つは、液化天然ガス（ＬＮＧ）燃料などの極低温燃料に熱エネルギーを加えて、その温度を上昇させることである。この文脈では、気化器は、熱交換器として機能する。気化器６０の別の機能は、液化天然ガス（ＬＮＧ）燃料などの極低温燃料を容積的に膨張させて、その後で燃焼させるために気体の形態にすることである。気化器６０中で使用するための熱（熱エネルギー）は、推進システム１００および航空機システム５中の多くの源の１つまたは複数からもたらすことができる。これらは、ただし、これらに限定されないが、：（ｉ）ガスタービン排気、（ｉｉ）コンプレッサ中間冷却、（ｉｉｉ）高圧および／または低圧タービンのクリアランス制御空気、（ｉｖ）ＬＰＴパイプ冷却寄生空気（cooling parasitic air）、（ｖ）高圧および／または低圧のタービン中で使用される冷却空気、（ｖｉ）潤滑油、および（ｖｉｉ）機上のアビオニックス、航空機システム５中のエレクトロニックスを含む。また、気化器のための熱は、コンプレッサ１０５、ブースタ１０４、中間圧コンプレッサ（図示せず）および／またはファンバイパス空気流１０７（図４参照）から供給することができる。図５に、コンプレッサ１０５からの排出空気の一部分を使用する例示の実施形態を示す。コンプレッサ排出空気２の一部分は、図５のアイテム３によって示すように、抽気されて気化器６０に送られる。たとえばＬＮＧなどの極低温の液体燃料２１は、気化器６０に入り、空気流３からの熱が、極低温の液体燃料２１に伝達される。１つの例示の実施形態では、加熱された極低温燃料は、さらに膨張して、ここに既に述べたように、気化器６０中で気体燃料１３を生成する。次いで、気体燃料１３は、燃料ノズル８０を使用して燃焼器９０中に導入される（図５参照）。気化器から出た冷却された空気流は、燃焼器９０の構造および／または高圧タービン１５５の構造など、他のエンジン構成要素を冷却するために使用することができる。気化器６０中の熱交換器部分は、たとえばシェルおよびチューブ設計、二重パイプ設計、および／またはフィンプレート設計など、知られる設計のものとすることができる。気化器６０中の燃料１１２の流れ方向および加熱流体９６の方向は（図４参照）、並流の方向、逆流の方向とすることができ、またはそれらは、極低温燃料と加熱流体の間の効率的な熱交換を促進するために、横流の形態で流れることができる。

気化器６０中の熱交換は、極低温燃料と加熱流体の間で金属製壁を介して直接行うことができる。図５に、気化器６０中の直接熱交換器を概略的に示す。図６ａに、ガスタービンエンジン１０１の排気気体９９の一部分９７を使用して極低温の液体燃料１１２を加熱する例示の直接熱交換器６３を概略的に示す。あるいは、気化器６０中の熱交換は、極低温燃料と上記で挙げた加熱源の間で、中間の加熱流体の使用を介して間接的に行うことができる。図６ｂに、中継の加熱流体６８を使用して極低温の液体燃料１１２を加熱する間接熱交換器６４を使用する例示の気化器６０を示す。図６ｂに示す、そのような間接熱交換器では、中継の加熱流体６８は、ガスタービンエンジン１０１からの排気気体９９の一部分９７によって加熱される。次いで、中継の加熱流体６８からの熱は、極低温の液体燃料１１２に伝達される。図６ｃに、気化器６０中で使用される間接交換器の別の実施形態を示す。この代替実施形態では、中継の加熱流体６８は、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、さらにその上エンジン排気気体９９の一部分９７によって加熱される。次いで、中継の加熱流体６８は、極低温の液体燃料１１２を加熱する。制御バルブ３８が、流れの間での相互的な熱交換を制御するために使用される。

（Ｖ）二系統燃料の航空機システムを動作させる方法
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。

二系統燃料のガスタービンエンジン１０１を使用して二系統燃料の推進システム１００を動作させる例示の方法は：エンジン１０１中でガスタービンを駆動する熱ガスを発生する燃焼器９０中で第１の燃料１１を燃焼させることによって、航空機エンジン１０１（図７のＡ−Ｂ参照）をスタートさせるステップを含む。第１の燃料１１は、ケロシンベースのジェット燃料など、知られるタイプの液体燃料とすることができる。エンジン１０１は、スタートされたとき、たとえば極低温燃料などの第２の燃料を気化させるために使用することができるのに十分な熱ガスを生成することができる。次いで、第２の燃料１２は、気化器６０中の熱を使用して気化されて、気体燃料１３を形成する。第２の燃料は、たとえばＬＮＧなどの極低温の液体燃料１１２とすることができる。例示の気化器６０の動作は、ここに既に述べられている。次いで、気体燃料１３は、燃料ノズル８０を使用してエンジン１０１の燃焼器９０中に導入され、そして気体燃料１３は、燃焼器９０中で燃焼して、燃焼器９０は、エンジン中のガスタービンを駆動する熱ガスを発生する。燃焼器中に導入される第２の燃料の量は、流れ絞りバルブ６５を使用して制御することができる。例示の方法は、航空機エンジンをスタートさせた後、必要に応じて、第１の燃料１１の供給を停止するステップをさらに含む。

二系統燃料の航空機ガスタービンエンジン１０１を動作させる例示の方法では、第２の燃料１２を気化させるステップは、エンジン１０１中の熱源から抽出される熱ガスからの熱を使用して実施することができる。既に述べたように、本方法の一実施形態では、熱ガスは、エンジン中のコンプレッサ１５５からの圧縮空気とすることができる（たとえば、図５に示すように）。本方法の別の実施形態では、熱ガスは、排気ノズル９８またはエンジンの排気流９９から供給される（たとえば、図６ａに示すように）。

二系統燃料の航空機エンジン１０１を動作させる例示の方法は、たとえば図７に示すようなものなど、飛行プロファイル１２０の選択される部分の間、第１の燃料１１と第２の燃料１２の選択される割合を使用して、ガスタービンエンジン１０１を駆動する熱ガスを発生するステップを、適宜、含む。第２の燃料１２は、たとえば液化天然ガス（ＬＮＧ）など、極低温の液体燃料１１２とすることができる。上記の方法では、飛行プロファイル１２０（図７参照）の異なる部分の間、第１の燃料１２と第２の燃料１３の割合を変化させるステップを、経済的および効率的な形で航空機システムを動作させる上で役立たせるために使用することができる。たとえば、これは、第２の燃料１２のコストが第１の燃料１１のコストより低い状況では、可能である。この事例は、たとえば、第２の燃料１２としてＬＮＧを、第１の燃料１１としてＪｅｔ−Ａ燃料などのケロシンベースの液体燃料を使用する間のことである。二系統燃料の航空機エンジン１０１を動作させる例示の方法では、使用される第２の燃料１２の量の使用される第１の燃料の量に対する割合（比）は、飛行ミッションの部分に依存して約０％と１００％の間で変化させることができる。たとえば、１つの例示の方法では、使用されるより安価な第２の燃料（ＬＮＧなど）の使用されるケロシンベースの燃料に対する割合は、飛行プロファイルのクルーズ部の間、燃料のコストを最小にするために、約１００％である。別の例示の動作させる方法では、第２の燃料の割合は、非常により高い推力レベルが必要である飛行プロファイルであるテイクオフ部の間、約５０％である。

上記に述べた二系統燃料の航空機エンジン１０１を動作させる例示の方法は、制御システム１３０を使用して、燃焼器９０中に導入される第１の燃料１１および第２の燃料１２の量を制御するステップをさらに含むことができる。例示の制御システム１３０は、図４に概略的に示されている。制御システム１３０は、燃焼器９０に導入される第１の燃料１１の量を制御するために、制御信号１３１（Ｓ１）を制御バルブ１３５に送る。また、制御システム１３０は、燃焼器９０に導入される第２の燃料１２の量を制御するために、別の制御信号１３２（Ｓ２）を制御バルブ６５に送る。使用される第１の燃料１１と第２の燃料１２の割合は、制御器１３４によって０％と１００％の間で変化させることができ、制御器１３４は、飛行プロファイル１２０の異なる飛行セグメントの間、必要に応じて、割合を変化させるようにプログラムされる。また、制御システム１３０は、たとえばファン速度またはコンプレッサ速度または他の適切なエンジン動作パラメータに基づくフィードバック信号１３３を受け取ることができる。１つの例示の方法では、制御システムは、たとえばＦＡＤＥＣ（Full Authority Digital Electronic Control）３５７など、エンジン制御システムの一部分とすることができる。別の例示の方法では、機械的な、または油圧機械式のエンジン制御システムが、制御システムの一部分またはそのすべてを形成することができる。

制御システム１３０、３５７のアーキテクチャおよび戦略は、航空機システム５の経済的な動作を達成するために、適切に設計される。ブーストポンプ５２および高圧ポンプ（複数可）５８への制御システムのフィードバックは、エンジンのＦＡＤＥＣ３５７を介して、あるいは、様々な利用できるデータバスを通じてエンジンのＦＡＤＥＣと、および航空機システム５の制御システムと適宜通信することができる別個の制御システムを備える分散コンピューティングによって実現することができる。

たとえば図４に示すアイテム１３０などの制御システムは、安全のためにポンプ５２、５８の速度および出力を変化させて、翼７を横切る規定された圧力を（たとえば、約３０〜４０ｐｓｉで）保ち、高圧ポンプ５８の下流の差圧を（たとえば、約１００〜１５００ｐｓｉで）保ち、それによってＬＮＧの臨界点より高くシステム圧力を保ち、そして二相流を防止し、さらに高い圧力および燃料密度での動作によるＬＮＧ燃料供給システムの容積および重量を減少させる。

例示の制御システム１３０、３５７では、制御システムのソフトウェアは、次のロジックのいずれか、またはすべてを含むことができる：（Ａ）テイクオフ時および／または高いコンプレッサ排気温度（Ｔ３）および／またはタービン入口温度（Ｔ４１）でのエンベロープ中の他の点で、たとえばＬＮＧなどの極低温燃料の使用を最大にする制御システムの戦略；（Ｂ）燃料コストを最小にするために、ミッション時、たとえばＬＮＧなどの極低温燃料の使用を最大にする制御システムの戦略；（Ｃ）高い高度での再点火のためだけに、たとえばＪｅｔ−Ａなどの第１の燃料に再点火する制御システム１３０、３５７；（Ｄ）既定設定としてだけで従来のＪｅｔ−Ａに基づきグランドスタートを実施する制御システム１３０、３５７；（Ｅ）いずれもの通常のマニューバーでない間だけ、Ｊｅｔ−Ａを既定状態とする制御システム１３０、３５７；（Ｆ）いずれもの割合にでも、従来の燃料（Ｊｅｔ−Ａのような）、またはたとえばＬＮＧなどの極低温燃料を手動（パイロット指示）によって選択することを可能にする制御システム１３０、３５７；（G）すべての迅速な加速および減速のために、従来の燃料（Ｊｅｔ−Ａのような）を１００％利用する制御システム１３０、３５７。

この書面による記述は、本発明を開示するために、また、いずれもの当業者が本発明を実施し使用することを可能にするために、最良の形態を含む実施例を使用している。本発明の特許性がある範囲は、当業者に思い浮かぶ他の実施例を含むことができる。そのような他の実施例は、それらが請求項の文字通りの意味と違わない構造上の要素を有する場合、または請求項の文字通りの意味と差が実質的でない同等の構造上の要素を含む場合、請求項の範囲内に含まれるものと意図される。

Ｐｃ極低温の（ＬＮＧ）燃料の臨界圧
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

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）。