包括恒溫膨脹閥的雙重燃料航空器系統(tǒng)的制作方法
【專利說明】包括恒溫膨脹閥的雙重燃料航空器系統(tǒng)
[0001]相關申請的交叉引用
本申請要求2012年11月30日提交的美國臨時專利申請N0.61/731,545的優(yōu)先權，該申請整體地結合在本文中。
技術領域
[0002]本文描述的技術大體涉及航空器系統(tǒng)，并且更特別地，涉及在航空燃氣渦輪發(fā)動機中使用雙重燃料的航空器系統(tǒng)及其運行方法。
【背景技術】
[0003]諸如液化天然氣(LNG)的某些低溫燃料可比傳統(tǒng)的噴氣機燃料更便宜。目前在傳統(tǒng)燃氣渦輪應用中進行冷卻的方法使用壓縮空氣或傳統(tǒng)的液體燃料。使用壓縮機空氣來進行冷卻可降低發(fā)動機系統(tǒng)的效率。
[0004]因此，具有一種在航空燃氣渦輪發(fā)動機中使用雙重燃料的航空器系統(tǒng)將是合乎需要的。具有一種可由航空燃氣渦輪發(fā)動機推進的航空器系統(tǒng)將是合乎需要的，可使用傳統(tǒng)的噴氣機燃料和/或較廉價的低溫燃料(諸如液化天然氣(LNG))來運行航空燃氣渦輪發(fā)動機。較高效地冷卻航空燃氣渦輪構件和系統(tǒng)將是合乎需要的。為了降低運行成本，在發(fā)動機中具有改進的效率和較低的燃料消耗率將是合乎需要的。具有一種使用雙重燃料的航空燃氣渦輪發(fā)動機將是合乎需要的，雙重燃料可減小環(huán)境影響，其具有較少的溫室氣體(CO2)、氮氧化物NOx、一氧化碳CO、未燃燒的烴和煙。
【發(fā)明內(nèi)容】
[0005]一方面，本發(fā)明的實施例涉及一種渦輪發(fā)動機組件，其具有:渦輪核心，其具有沿軸向對齊的壓縮機區(qū)段、燃燒區(qū)段、渦輪區(qū)段和噴嘴區(qū)段；以及液化天然氣(LNG)燃料系統(tǒng)，其具有LNG儲存器、蒸發(fā)器熱交換器、可操作地將LNG儲存器聯(lián)接到蒸發(fā)器熱交換器的輸入上的第一液體供應管線、可操作地將蒸發(fā)器熱交換器的輸出聯(lián)接到燃燒區(qū)段上的氣體供應管線、可操作地將LNG儲存器聯(lián)接到氣體供應管線上的第二液體供應管線；以及恒溫膨脹閥(TEV)，其控制從第二液體供應管線到氣體供應管線的LNG流，并且具有可操作地在TEV下游聯(lián)接到氣體供應管線上的溫度傳感器，其中，TEV基于氣體供應管線內(nèi)的流體的溫度來控制通過第二液體供應管線的LNG的流率。
[0006]另一方面，本發(fā)明的實施例涉及一種用于航空器的渦輪發(fā)動機的雙重燃料航空器系統(tǒng)，并且包括用于控制從第一燃料箱到渦輪發(fā)動機的第一燃料流的第一燃料系統(tǒng)和用于控制通往渦輪發(fā)動機的液化天然氣流的第二燃料系統(tǒng)，所述燃料系統(tǒng)具有LNG儲存器、安裝在渦輪發(fā)動機上或其附近的蒸發(fā)器熱交換器、可操作地將LNG儲存器聯(lián)接到蒸發(fā)器熱交換器的輸入上的第一液體供應管線、可操作地將蒸發(fā)器熱交換器的輸出聯(lián)接到渦輪發(fā)動機上的氣體供應管線、可操作地將LNG儲存器聯(lián)接到氣體供應管線上的第二液體供應管線；以及恒溫膨脹閥(TEV)，其控制從第二液體供應管線到氣體供應管線的LNG流，并且具有可操作地在TEV下游聯(lián)接到氣體供應管線上的溫度傳感器，其中，TEV基于氣體供應管線內(nèi)的流體的溫度來控制通過第二液體供應管線的LNG的流率。
【附圖說明】
[0007]通過參照結合附圖得到的以下描述，可最佳地理解本文描述的技術，其中:
圖1是具有雙重燃料推進系統(tǒng)的示例性航空器系統(tǒng)的立體圖；
圖2是示例性燃料輸送/分配系統(tǒng)；
圖2a是示例性低溫燃料的示意性壓力-焓表中的示例性運行路徑；
圖3是顯示燃料箱的示例性布置和示例性沸騰用途的示意圖；
圖4是具有燃料輸送和控制系統(tǒng)的示例性雙重燃料航空器燃氣渦輪發(fā)動機的示意性橫截面圖；
圖5是示例性雙重燃料航空器燃氣渦輪發(fā)動機的一部分的示意性橫截面圖，其顯示示意性熱交換器；
圖6a是示例性直接熱交換器的示意圖；
圖6b是示例性間接熱交換器的示意圖；
圖6c是另一個示例性間接熱交換器的示意圖；
圖7是用于航空器系統(tǒng)的示例性飛行任務圖的示意性標圖；
圖8是渦輪風扇發(fā)動機和蒸發(fā)器的示意圖；
圖9是根據(jù)本發(fā)明的實施例的渦輪風扇發(fā)動機、LNG蒸發(fā)器和恒溫膨脹閥的示意圖；
圖10是可在圖9的LNG蒸發(fā)器中使用的恒溫膨脹閥的示意圖；
圖11是恒溫膨脹回路的示意圖；
圖12是可在圖9的LNG蒸發(fā)器中使用的備選恒溫膨脹閥的示意圖；
圖13是可在圖9的LNG蒸發(fā)器中使用的備選恒溫膨脹閥的示意圖；以及圖14是可在圖9的LNG蒸發(fā)器中使用的備選恒溫膨脹閥的示意圖。
【具體實施方式】
[0008]參照本文的附圖，相同參考標號在各種視圖中表示相同元件。
[0009]圖1顯示根據(jù)本發(fā)明的示例性實施例的航空器系統(tǒng)5。示例性航空器系統(tǒng)5具有機身6和附連到機身6上的機翼7。航空器系統(tǒng)5具有推進系統(tǒng)100，推進系統(tǒng)100在飛行中產(chǎn)生推進航空器系統(tǒng)5所需的推進力。雖然在圖1中顯示了推進系統(tǒng)100附連到機翼7上，但在其它實施例中，推進系統(tǒng)100可聯(lián)接到航空器系統(tǒng)5的其它部分上，諸如例如尾翼部分16。
[0010]示例性航空器系統(tǒng)5具有用于存儲在推進系統(tǒng)100中使用的一種或多種類型的燃料的燃料存儲系統(tǒng)10。圖1中顯示的示例性航空器系統(tǒng)5使用兩種類型的燃料，如本文在下面進一步闡明的那樣。因此，示例性航空器系統(tǒng)5包括能夠存儲第一燃料11的第一燃料箱21和能夠存儲第二燃料12的第二燃料箱22。在圖1中顯示的示例性航空器系統(tǒng)5中，第一燃料箱21的至少一部分位于航空器系統(tǒng)5的機翼7中。在圖1中顯示的一個示例性實施例中，第二燃料箱22位于航空器系統(tǒng)5的機身6中，在機翼7聯(lián)接到機身6上的位置附近。在備選實施例中，第二燃料箱22可位于機身6或機翼7中的其它適當?shù)奈恢锰帯Ｔ谄渌鼘嵤├?，航空器系統(tǒng)5可包括能夠存儲第二燃料12的可選的第三燃料箱123?？蛇x的第三燃料箱123可位于航空器系統(tǒng)5的機身6的后部部分中，諸如例如圖1中示意性地顯示的那樣。
[0011]如下文進一步描述的那樣，圖1中顯示的推進系統(tǒng)100是雙重燃料推進系統(tǒng)，它能夠通過使用第一燃料11或第二燃料12，或者使用第一燃料11和第二燃料12兩者，來產(chǎn)生推進力。示例性雙重燃料推進系統(tǒng)100包括燃氣渦輪發(fā)動機101，燃氣渦輪發(fā)動機101能夠選擇性地使用第一燃料11或第二燃料21，或者以選定比例使用第一燃料和第二燃料兩者，來產(chǎn)生推進力。第一燃料可為傳統(tǒng)的液體燃料，諸如基于煤油的噴氣機燃料，諸如在本領域中已知的Jet-A、JP-8或JP-5或其它已知類型或等級。在本文描述的示例性實施例中，第二燃料12是在非常低的溫度下存儲的低溫燃料。在本文描述的一個實施例中，低溫第二燃料12是液化天然氣(備選地在本文稱為“LNG”)。低溫第二燃料12在低溫下存儲在燃料箱中。例如，LNG在大約-265 °FT以大約15 psia的絕對壓力存儲在第二燃料箱22中。燃料箱可由已知材料制成，諸如鈦、鉻鎳鐵合金、鋁或復合材料。
[0012]圖1中顯示的示例性航空器系統(tǒng)5包括燃料輸送系統(tǒng)50，燃料輸送系統(tǒng)50能夠將燃料從燃料存儲系統(tǒng)10輸送到推進系統(tǒng)100。已知的燃料輸送系統(tǒng)可用于輸送傳統(tǒng)的液體燃料，諸如第一燃料11。在本文描述的和圖1和2中顯示的示例性實施例中，燃料輸送系統(tǒng)50構造成通過管道54將低溫液體燃料(諸如例如LNG)輸送到推進系統(tǒng)100，管道54傳送低溫燃料。為了在輸送期間基本保持低溫燃料的液體狀態(tài)，燃料輸送系統(tǒng)50的管道54的至少一部分被隔離，并且構造成傳送經(jīng)加壓的低溫液體燃料。在一些示例性實施例中，管道54的至少一部分具有雙壁結構。管道可由已知材料制成，諸如鈦、鉻鎳鐵合金、鋁或復合材料。
[0013]圖1中顯示的航空器系統(tǒng)5的示例性實施例進一步包括燃料電池系統(tǒng)400，包括能夠使用第一燃料11或第二燃料12中的至少一個來產(chǎn)生電功率的燃料電池。燃料輸送系統(tǒng)50能夠將燃料從燃料存儲系統(tǒng)10輸送到燃料電池系統(tǒng)400。在一個示例性實施例中，燃料電池系統(tǒng)400使用由雙重燃料推進系統(tǒng)100使用的低溫燃料12的一部分來產(chǎn)生功率。
[0014]推進系統(tǒng)100包括燃氣渦輪發(fā)動機101，燃氣渦輪發(fā)動機101通過在燃燒器中燃燒燃料來產(chǎn)生推進力。圖4是示例性燃氣渦輪發(fā)動機101的示意圖，其包括風扇103和核心發(fā)動機108，核心發(fā)動機108具有高壓壓縮機105和燃燒器90。發(fā)動機101還包括高壓渦輪155、低壓渦輪157和升壓器104。示例性燃氣渦輪發(fā)動機101具有風扇103，風扇133產(chǎn)生至少一部分推進力。發(fā)動機101具有進氣側109和排氣側110。風扇103和渦輪157使用第一轉子軸114來聯(lián)接在一起，并且壓縮機105和渦輪155使用第二轉子軸115來聯(lián)接在一起。在諸如例如圖4中顯示的一些應用中，風扇103葉片組件至少部分地定位在發(fā)動機殼116內(nèi)。在其它應用中，風扇103可形成“開放轉子”的一部分，其中，沒有殼包圍風扇葉片組件。
[0015]在運行期間，空氣沿軸向，沿基本平行于延伸通過發(fā)動機101的中心線軸線15的方向流過風扇103，并且壓縮空氣供應到高壓壓縮機105。經(jīng)高度壓縮的空氣輸送到燃燒器90。來自燃燒器90的熱氣體(圖4中未顯示)驅動渦輪155和157。渦輪157通過軸114驅動風扇103，而且類似地，渦輪155通過軸115驅動壓縮機105。在備選實施例中，發(fā)動機101可具有由另一個渦輪級(圖4中未顯示)驅動的額外的壓縮機，這有時在本領域中被稱為中壓壓縮機。
[0016]在航空器系統(tǒng)5的運行期間(參見圖7中顯示的示例性飛行曲線)，推進系統(tǒng)100中的燃氣渦輪發(fā)動機101可在推進系統(tǒng)的運行的第一選定部分(諸如例如在起飛期間)使用例如第一燃料11。推進系統(tǒng)100可在推進系統(tǒng)的運行的第二選定部分期間(諸如在巡航期間)，使用第二燃料12，諸如例如LNG。備選地，在航空器系統(tǒng)5的運行的選定部分期間，燃氣渦輪發(fā)動機101能夠同時使用第一燃料11和第二燃料12兩者來產(chǎn)生推進力。在推進系統(tǒng)的運行的各種階段期間，第一燃料和第二燃料的比例可適當?shù)卦?%至100%之間改變。
[0017]本文描述的航空器和發(fā)動機系統(tǒng)能夠使用兩種燃料來運行，其中一種可為低溫燃料，諸如例如LNG(液化天然氣)，另一種可為傳統(tǒng)的基于煤油的噴氣機燃料，諸如Jet-A、JP-8、JP-5或在全世界范圍內(nèi)可獲得的相似等級的燃料。
[0018]Jet-A燃料系統(tǒng)類似于傳統(tǒng)的航空器燃料系統(tǒng)，燃料噴嘴除外，燃料噴嘴能夠以0-100%的比例將Jet-A和低溫/LNG噴射向燃燒器。在圖1中顯示的實施例中，LNG系統(tǒng)包括燃料箱，燃料箱可選地包含以下特征:(i)通氣管線，其用以在箱中保持規(guī)定壓力的合適的止回閥；(ii)用于液體低溫燃料的排泄管線；(iii)用以評價箱中存在的低溫(LNG)燃料的溫度、壓力和體積的測定或其它測量能力；(iv)位于低溫(LNG)箱中或者可選地位于箱外部的增壓泵，其提高低溫(LNG)燃料的壓力，以將其傳送到發(fā)動機；以及(iv)用以使箱無限地保持處于低溫溫度的可選的低溫冷卻器。
[0019]燃料箱將優(yōu)選地在大氣壓力下或在大氣壓力附近運行，但可在O至100 psig的范圍中運行。燃料系統(tǒng)的備選實施例可包括高的箱壓力和溫度。從箱和增壓泵延伸到發(fā)動機外掛架的低溫(LNG)燃料管線可具有以下特征:(i)單壁或雙壁結構；(ii)真空隔離或低導熱率材料隔離；以及(iii)可選的低溫冷卻器，其用以使LNG流再循環(huán)到箱，而不對LNG箱添加熱。低溫(LNG)燃料箱可位于航空器中，其中，傳統(tǒng)的Jet-A輔助燃料箱位于現(xiàn)有系統(tǒng)上，例如在前部或后部貨艙中。備選地，低溫(LNG)燃料箱可位于中間機翼箱位置上。利用低溫(LNG)燃料的輔助燃料箱可設計成使得能夠在很長的時間里不使用低溫(LNG)燃料的情況下移除它。
[0020]高壓泵可位于外掛架中，或者位于發(fā)動機上