鬼佬大哥大
  • / 41
  • 下載費用:30 金幣  

包括低溫燃料系統的渦輪發動機組件.pdf

摘要
申請專利號:

CN201380074056.5

申請日:

2013.11.26

公開號:

CN105026726A

公開日:

2015.11.04

當前法律狀態:

實審

有效性:

審中

法律詳情: 實質審查的生效IPC(主分類):F02C 3/22申請日:20131126|||公開
IPC分類號: F02C3/22; F02C7/16; F02C7/224 主分類號: F02C3/22
申請人: 通用電氣公司
發明人: T.庫皮塞夫斯基; M.J.埃普斯坦; T.J.布赫霍爾斯; A.德爾加多; C.D.馬蒂亞斯; D.A.奧亞克斯
地址: 美國紐約州
優先權: 61/746847 2012.12.28 US; 61/746872 2012.12.28 US; 61/746855 2012.12.28 US; 61/746915 2012.12.28 US; 61/746673 2012.12.28 US; 61/746882 2012.12.28 US
專利代理機構: 中國專利代理(香港)有限公司72001 代理人: 李強; 肖日松
PDF完整版下載: PDF下載
法律狀態
申請(專利)號:

CN201380074056.5

授權公告號:

|||

法律狀態公告日:

2015.12.02|||2015.11.04

法律狀態類型:

實質審查的生效|||公開

摘要

一種渦輪發動機組件,包括渦輪發動機組件,其具有渦輪核心、熱交換器和低溫燃料系統,渦輪核心包括沿軸向對準的壓縮機部段、燃燒部段、渦輪部段和噴嘴部段,其中燃燒部段包括具有內壁和外壁的大致環形的殼體,熱交換器包括位于至少內壁和外壁中的一個附近的多個通道,其中通道是圍繞至少殼體的一部分而設置的,并彼此處于流體連通,使得流體可流過通道,并且低溫燃料系統具有低溫燃料箱,其具有聯接在一個通道上的供給線路,其中低溫燃料可從低溫燃料箱通過供給線路供給熱交換器的通道,其中通道中的燃料可被燃燒部段加熱。熱交換器可為單級或多級蒸發器。

權利要求書

權利要求書
1.   一種渦輪發動機組件,包括:
渦輪核心,其包括沿軸向對準的壓縮機部段、燃燒部段、渦輪部段和噴嘴部段,其中所述燃燒部段包括大致環形的殼體,其具有內壁和外壁;
熱交換器,其包括多個通道,所述通道靠近至少所述內壁和所述外壁中的一個,其中所述通道圍繞至少所述殼體的一部分而設置,并且彼此處于流體連通,使得流體可流過所述通道;和
低溫燃料系統,其具有低溫燃料箱,所述低溫燃料箱具有聯接在所述通道中的一個上的供給線路,其中所述低溫燃料可從所述低溫燃料箱通過所述供給線路供給所述熱交換器的通道,其中所述通道中的燃料可被所述燃燒區域加熱。

2.   根據權利要求1所述的渦輪發動機組件,其特征在于,所述通道基本上圍繞所述環形殼體而延伸。

3.   根據權利要求1所述的渦輪發動機組件,其特征在于,所述通道鄰接所述外壁。

4.   根據權利要求1所述的渦輪發動機組件,其特征在于,所述通道鄰接所述內壁。

5.   根據權利要求1所述的渦輪發動機組件,其特征在于,所述通道位于所述內壁和所述外壁之間。

6.   根據權利要求1所述的渦輪發動機組件,其特征在于,所述渦輪核心限定了中心軸線,所述通道大體與所述中心軸線對準。

7.   根據權利要求1所述的渦輪發動機組件,其特征在于,所述通道中的各個具有入口和出口。

8.   根據權利要求7所述的渦輪發動機組件,其特征在于,還包括集管,其在流體方面聯接相鄰通道的入口和出口。

9.   一種渦輪發動機組件,包括:
渦輪核心,其包括沿軸向對準的壓縮機部段、燃燒部段、渦輪部段和噴嘴部段;
低溫燃料系統,其具有帶供給線路的低溫燃料箱;和
多級蒸發器,其包括至少一個與所述供給線路在流體方面聯接的通道,使得從所述低溫燃料箱供給的低溫燃料可流過所述多級蒸發器的至少一個通道,其中所述至少一個通道中的燃料可被加熱。

10.   根據權利要求9所述的渦輪發動機組件,其特征在于,所述多級蒸發器的至少一個級包括利用熱空氣的熱空氣發動機散熱器,所述熱空氣選自壓縮機空氣、核心排氣和渦輪放氣。

11.   根據權利要求9所述的渦輪發動機組件,其特征在于,所述多級蒸發器包括并聯的第一熱交換器和第二熱交換器。

12.   根據權利要求11所述的渦輪發動機組件,其特征在于,還包括分流閥,其用于將所述低溫燃料的部分引導至所述第一熱交換器和所述第二熱交換器。

13.   根據權利要求9所述的渦輪發動機組件,其特征在于,所述多級蒸發器包括串聯的第一熱交換器和第二熱交換器。

14.   根據權利要求13所述的渦輪發動機組件,其特征在于,所述第一熱交換器利用處于第一溫度的熱空氣加熱低溫燃料,并且所述第二熱交換器利用處于與所述第一溫度不同的溫度的熱空氣。

15.   根據權利要求9-14中的任一權項所述的渦輪發動機組件,其特征在于,所述低溫燃料箱中的低溫燃料是液化天然氣。

說明書

說明書包括低溫燃料系統的渦輪發動機組件
相關申請的交叉引用
本申請要求享有所有于2012年12月28日提交的美國臨時專利申請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的權益,其全部通過引用而完整地結合在本文中。
技術領域
這里所述的技術總地涉及飛機系統,更具體地說,涉及在航空燃氣渦輪發動機中利用雙燃料的飛機系統和操作它的方法。
背景技術
某些低溫燃料例如液化天然氣(LNG)可能比傳統的噴氣燃料更為便宜。目前在傳統燃氣渦輪應用中冷卻的方式使用了壓縮空氣或傳統的液體燃料。用于冷卻的壓縮機空氣的使用可能降低了發動機系統的效率。
因此,需要具有在航空燃氣渦輪發動機利用雙燃料的飛機系統。需要的是具有這樣的飛機系統,其可被航空燃氣渦輪發動機推進,航空燃氣渦輪發動機可利用傳統的噴氣燃料和/或更便宜的低溫燃料例如液化天然氣(LNG)進行操作。需要的是在航空燃氣渦輪構件和系統中具有更高效的冷卻。需要的是改善效率和降低發動機中的比燃料消耗,從而降低操作費用。需要的是具有利用雙燃料的航空燃氣渦輪發動機,其可憑借較低的溫室氣體(CO2)、氮氧化物-NOX、一氧化碳-CO、未燃燒的碳氫化合物和煙塵而減少環境影響。
發明內容
一方面,本發明的一個實施例涉及一種渦輪發動機組件,其包括渦輪核心、熱交換器和低溫燃料系統,渦輪核心包括沿軸向對準的壓縮機部段、燃燒部段、渦輪部段和噴嘴部段,其中燃燒部段包括具有內壁和外壁的大致環形的殼體,熱交換器包括位于至少內壁和外壁中的一個附近的多個通道,其中通道圍繞至少殼體的一部分而設置,并彼此處于流體連通,使得流體可流過通道,并且低溫燃料系統具有低溫燃料箱及聯接在一個通道上的供給線路,其中低溫燃料可從低溫燃料箱通過供給線路供給熱交換器的通道,其中通道中的燃料可被燃燒部段加熱。
另一方面,本發明的一個實施例涉及一種渦輪發動機組件,其具有渦輪核心、低溫燃料系統和多級蒸發器,渦輪核心包括沿軸向對準的壓縮機部段、燃燒部段、渦輪部段和噴嘴部段,低溫燃料系統具有低溫燃料箱和供給線路,并且多級蒸發器包括至少一個與供給線路在流體方面聯接的通道,使得低溫燃料從低溫燃料箱流過多級蒸發器的至少一個通道,其中至少一個通道中的燃料可被加熱。
附圖說明
通過參照結合附圖所做的以下描述可最佳地理解這里所述的技術,其中:
圖1是一種示例性飛機系統的等距視圖,其具有雙燃料推進系統;
圖2是一種示例性燃料傳送/分布系統;
圖2a是一種示例性低溫燃料的示意性的壓力-焓圖中的示例性操作路徑;
圖3是示意圖,其顯示了燃料箱的示例性布置和示例性蒸發用途;
圖4是一種示例性雙燃料飛機燃汽渦輪發動機的示意性的橫截面圖,其具有燃料傳送和控制系統;
圖5是一種示例性雙燃料飛機燃氣渦輪發動機的一部分的示意性的橫截面圖,其顯示了示意性的熱交換器;
圖6a是一種示例性直接熱交換器的示意圖;
圖6b是一種示例性間接熱交換器的示意圖;
圖6c是另一示例性間接熱交換器的示意圖;
圖7是用于該飛機系統的示例性飛行任務分布的示意圖;且
圖8至圖12B顯示了特定液體燃料蒸發器的實施例;
圖13是內部安裝的示例性燃燒器殼體蒸發器的橫截面圖;
圖14是外部安裝的示例性燃燒器殼體蒸發器的橫截面圖;
圖15是全部根據至少本公開的某些方面所述的示例性整體燃燒器殼體蒸發器的橫截面圖;
圖16至18顯示了特定的液體燃料蒸發器實施例;
圖19至20顯示了特定的液體燃料蒸發器實施例。
具體實施方式
參照這里的附圖,相同的標號表示遍及不同視圖的相同的元件。
圖1顯示了根據本發明的一個示例性實施例的飛機系統5。示例性飛機系統5具有機身6和連接在機身上的機翼7。飛機系統5具有推進系統100,其產生了飛行中推進飛機系統所需要的推力。雖然在圖1中顯示推進系統100連接在機翼7上,但是在其它實施例中,其可聯接在飛機系統5的其它部件,例如尾部部分16上。
示例性飛機系統5具有燃料存儲系統10,其用于儲存一種或多種類型的燃料,該燃料用于推進系統100中。圖1中所示的示例性飛機系統5使用兩種類型的燃料,這將在下面進行進一步地解釋。因此,示例性飛機系統5包括能夠儲存第一燃料11的第一燃料箱21和能夠儲存第二燃料12的第二燃料箱22。在圖1所示的示例性飛機系統5中,至少第一燃料箱21的一部分定位在飛機系統5的機翼7中。在圖1所示的示例性實施例中,第二燃料箱22定位在飛機系統的機身6中,靠近機翼聯接機身的位置。在備選實施例中,第二燃料箱22可定位在機身6或機翼7中的其它合適的位置。在其它實施例中,飛機系統5可包括能夠儲存第二燃料12的可選的第三燃料箱123。可選的第三燃料箱123可定位在飛機系統的機身的后部部分中,例如圖1中示意性地所示。
如本文后面進一步所述,圖1中所示的推進系統100是一種雙燃料推進系統,其能夠通過利用第一燃料11或第二燃料12,或者利用第一燃料11和第二燃料12而產生推力。示例性雙燃料推進系統100包括燃氣渦輪發動機101,其能夠選擇性地利用第一燃料11或第二燃料2l,或者在選定的比例下利用第一燃料和第二燃料而產生推力。第一燃料可為傳統的液體燃料,例如基于煤油的噴氣燃料,例如本領域中已知的Jet-A、JP-8或JP-5或其它已知的類型或級別。在這里所述的示例性實施例中,第二燃料12是低溫燃料,其儲存在非常低的溫度下。在這里所述的一個實施例中,低溫的第二燃料12是液化天然氣(或者這里被稱為“LNG”)。低溫的第二燃料12儲存在低溫的燃料箱中。例如,液化天然氣在大約15psia絕對壓力下在大約–265℉下儲存在第二燃料箱22中。燃料箱可由已知的材料,例如鈦、因科鎳合金、鋁或復合材料制成。
圖1中所示的示例性飛機系統5包括燃料傳送系統50,其能夠將燃料從燃料存儲系統10傳送給推進系統100。已知的燃料傳送系統可用于傳送傳統的液體燃料,例如第一燃料11。在這里所述且圖1和圖2所示的示例性實施例中,燃料傳送系統50配置為通過運輸低溫燃料的管道54將低溫液體燃料,例如液化天然氣傳送給推進系統100。為了在傳送期間基本保持低溫燃料的液體狀態,至少燃料傳送系統50的管道54的一部分被隔熱,并且配置為用于運輸加壓的低溫液體燃料。在某些示例性實施例中,至少管道54的一部分具有雙壁結構。管道可由已知的材料,例如鈦、因科鎳合金、鋁或復合材料制成。
圖1中所示的飛機系統5的示例性實施例還包括燃料電池系統400,其包括能夠利用至少第一燃料11或第二燃料12中的一種燃料而產生電功率的燃料電池。燃料傳送系統50能夠將燃料從燃料存儲系統10傳送給燃料電池系統400。在示例性實施例中,燃料電池系統400利用雙燃料推進系統100所使用的一部分低溫燃料12來發電。
推進系統100包括燃氣渦輪發動機101,其通過在燃燒器中燃燒燃料而產生推力。圖4是示例性燃氣渦輪發動機101的示意圖,其包括風扇103和核心發動機108,其具有高壓壓縮機105和燃燒器90。發動機101還包括高壓蒸汽渦輪155、低壓蒸汽渦輪157和增壓器104。示例性燃氣渦輪發動機101具有風扇103,其產生至少一部分推力。發動機101具有進氣側109和排氣側110。風扇103和渦輪157通過第一轉子軸114而聯接在一起,并且壓縮機105和渦輪155通過第二轉子軸115而聯接在一起。在某些應用中,例如圖4中所示,風扇103的葉片組件至少部分地定位在發動機殼體116中。在其它應用中,風扇103可形成“開放轉子”的一部分,在這種情況下沒有殼體包圍風扇葉片組件。
在操作期間,空氣在與穿過發動機101的中心軸線15基本平行的方向上沿軸向流過風扇103,并且將壓縮空氣供給高壓壓縮機105。高度壓縮的空氣輸送至燃燒器90中。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,并且類似地,渦輪155通過軸115驅動壓縮機105。在備選實施例中,發動機101可具有額外的壓縮機,有時在本領域中被稱為中壓壓縮機,其被另一渦輪級(圖4中未顯示)驅動。
在飛機系統5的操作期間(參見圖7中所示的示例性飛行分布),燃氣渦輪發動機101在推進系統100中可在推進系統的第一選定操作部分期間使用例如第一燃料11,例如在起飛期間。推進系統100可在推進系統的第二選定操作部分期間例如在巡航期間使用第二燃料12,例如LNG。或者,在飛機系統5的選定的操作部分期間,燃氣渦輪發動機101能夠同時利用第一燃料11和第二燃料12而產生推力。第一燃料和第二燃料的比例可在推進系統的各種操作階段,在0%至100%之間根據情形而變化。
這里所述的飛機和發動機系統能夠利用兩種燃料進行操作,其中之一可為低溫燃料,例如液化天然氣(LNG),另外一種是傳統的基于煤油的噴氣燃料,例如Jet-A、JP-8、JP-5或全世界可獲得相似級別的燃料。
Jet-A燃料系統類似于傳統的飛機燃料系統,除了燃料噴嘴之外,燃料噴嘴能夠按0-100%的比例對燃燒器點燃Jet-A和低溫/LNG。在圖1所示的實施例中,LNG系統包括燃料箱,其可選地包含以下特征:(i)排氣線路,其具有合適的止回閥,以保持箱中規定的壓力;(ii)用于液體低溫燃料的排泄線路;(iii)評估存在于箱中的低溫(LNG)燃料的溫度、壓力和體積的計量能力或其它測量能力;(iv)定位在低溫(LNG)箱中或可選地定位在箱外部的增壓泵,其增加了低溫(LNG)燃料的壓力,以便將其運輸至發動機;和(iv)可選的低溫冷卻器,以便使箱無限期地保持在低溫溫度下。
燃料箱將優選在大氣壓下或接近大氣壓下操作,但可在0至100psig的范圍內操作。燃料系統的備選實施例可包括高的箱壓力和溫度。從箱和增壓泵延伸至發動機掛架的低溫(LNG)燃料線路可具有以下特征:(i)單壁或雙壁結構;(ii)真空隔熱或低熱導率材料隔熱;和(iii)可選的低溫冷卻器,從而使LNG流再循環回至箱中,而無需加熱LNG箱。低溫(LNG)燃料箱可定位在飛機中,其中傳統的Jet-A輔助燃料箱定位在現有系統,例如定位在前貨艙或后貨艙中。或者,低溫(LNG)燃料箱可定位在中心機翼燃料箱位置。利用低溫(LNG)燃料的輔助燃料箱可經過設計,可使得如果在延長的時間周期不使用低溫(LNG)燃料時可移除輔助燃料箱。
高壓泵可定位在掛架中或在發動機上,從而將低溫(LNG)燃料的壓力升高至足以將燃料注入到燃氣渦輪燃燒器中的水平。泵可使LNG/低溫液體的壓力升高或不升高至低溫(LNG)燃料的臨界壓力(Pc)以上。這里被稱為“蒸發器”的熱交換器可安裝在發動機上或其附近,其為液化天然氣燃料添加熱能,升高溫度,并使低溫(LNG)燃料發生體積膨脹。來自蒸發器的熱量(熱能)可來自許多來源。這些包括,但不局限于:(i)燃氣渦輪排氣;(ii)壓縮機中間冷卻;(iii)高壓和/或低壓渦輪間隙控制空氣;(iv)LPT管冷卻寄生空氣;(v)來自HP渦輪的經冷卻的冷卻空氣;(vi)潤滑油;或(vii)機載航空器件或電子器件。熱交換器可具有各種設計,包括殼管、雙管、散熱片板等等,并可以同流、反流或交叉流方式流動。熱交換可按照與上述熱源直接或間接接觸的方式而發生。
控制閥定位在上述蒸發器/熱交換單元的下游。控制閥的目的是在跨越與燃氣渦輪發動機操作相關聯的操作條件的范圍內計量流量,使之達到燃料歧管中規定的水平。控制閥的輔助目的是用作背壓調節器,從而將系統壓力調節至低溫(LNG)燃料的臨界壓力之上。
燃料歧管定位在控制閥的下游,其用于將氣態燃料均勻地分布至燃氣渦輪燃料噴嘴上。在某些實施例中,歧管可選地用作熱交換器,將熱能從核心機罩艙或其它熱環境傳送至低溫/LNG/天然氣燃料中。當氣態燃料系統不運轉時,吹掃歧管系統可選地與燃料歧管一起用于以壓縮機空氣(CDP)吹掃燃料歧管。這將防止熱氣體由于周向壓力變化而被吸入到氣態燃料噴嘴中。可選地,位于燃料噴嘴中或其附近的止回閥可防止熱氣體的吸入。
這里所述系統的一個示例性實施例可進行如下操作:低溫(LNG)燃料在大約15psia和大約-265℉下定位于箱中。其被定位在飛機上的增壓泵增壓至大約30psi。液體低溫(LNG)燃料通過隔熱的雙壁管道跨越機翼而流向飛機掛架,在此處其被躍遷至高達大約100至1500psia,并且可高于或低于天然氣/甲烷的臨界壓力。低溫(LNG)燃料然后傳送至蒸發器,在此處使其體積膨脹至氣體。蒸發器可定制尺寸,以保持馬赫數和相對應的壓力損失較低。氣態天然氣然后通過控制閥進行計量,并進入燃料歧管和燃料噴嘴中,在此處使其在標準航空燃氣渦輪發動機系統中進行燃燒從而為飛機提供推力。隨著循環條件變化,增壓泵中的壓力(大約例如30psi)和HP泵中的壓力(大約例如1000psi)保持在大致恒定的水平。流量受到計量閥的控制。流量變化結合恰當尺寸的燃料噴嘴導致了歧管中有可接受的變化壓力。
示例性飛機系統5具有燃料傳送系統,其用于從存儲系統10傳送一種或多種類型的燃料,以用于推進系統100。對于傳統的液體燃料,例如基于煤油的噴氣燃料,可使用傳統的燃料傳送系統。這里所述和圖2及圖3中示意性地所示的示例性燃料傳送系統包括用于飛機系統5的低溫燃料傳送系統50。圖2中所示的示例性燃料系統50包括低溫燃料箱122,其能夠儲存低溫液體燃料112。在一個實施例中,低溫液體燃料112是LNG。還可使用其它備選低溫液體燃料。在示例性燃料系統50中,低溫液體燃料112,例如LNG處于第一壓力“P1”下。壓力P1優選接近大氣壓,例如15psia。
示例性燃料系統50具有增壓泵52,使其與低溫燃料箱122保持流連通。在操作期間,當在雙燃料推進系統100中需要低溫燃料時,增壓泵52從低溫燃料箱122中移除一部分低溫液體燃料112,并增加其壓力至第二壓力“P2”,并使其流入到機翼供給管道54中,機翼供給管道54定位在飛機系統5的機翼7中。壓力P2經過選擇,使得液體低溫燃料在供給管道54中流動期間保持其液體狀態(L)。壓力P2可在大約30psia至大約40psia的范圍內。基于利用已知方法所進行的分析,對于LNG,發現30psia是合適的。增壓泵52可定位在飛機系統5的機身6中的合適位置。或者,增壓泵52可定位在靠近低溫燃料箱122的位置。在其它實施例中,增壓泵52可定位在低溫燃料箱122的內部。為了在傳送期間基本保持低溫燃料的液體狀態,至少機翼供給管道54的一部分被隔熱。在某些示例性實施例中,至少管道54的一部分具有雙壁結構。管道54和增壓泵52可利用已知的材料,例如鈦、因科鎳合金、鋁或復合材料來制成。
示例性燃料系統50具有高壓泵58,其與機翼供給管道54保持流連通,并且能夠接收由增壓泵52供給的低溫液體燃料112。高壓泵58將液體低溫燃料(例如LNG)的壓力增加至第三壓力“P3”,其足以將燃料注入到推進系統100中。壓力P3可在大約100psia至大約1000psia的范圍內。高壓泵58可定位在飛機系統5或推進系統100中的合適位置。高壓泵58優選定位在飛機系統5的掛架55中,掛架55支撐推進系統100。
如圖2中所示,示例性燃料系統50具有蒸發器60,其用于將低溫液體燃料112填充到氣態(G)燃料13中。蒸發器60接收高壓低溫液體燃料,并為低溫液體燃料(例如LNG)添加熱量(熱能),從而升高其溫度,并使之發生體積膨脹。熱量(熱能)可從推進系統100的一個或多個來源中來供給。例如,用于在蒸發器中蒸發低溫液體燃料的熱量可從一個或多個若干來源中得到供給,例如燃氣渦輪排氣99、壓縮機105、高壓渦輪155、低壓渦輪157、風扇旁路107、渦輪冷卻空氣、發動機中的潤滑油、飛機系統航空器件/電子器件或推進系統100中的任何熱源。由于發生在蒸發器60中的熱交換原因,蒸發器60或者可稱為熱交換器。蒸發器60的熱交換器部分可包括殼管式熱交換器或雙管式熱交換器或散熱片-板式熱交換器。在蒸發器中流動的熱流體和冷流體可為同流、反流或交叉流類型。在蒸發器中的熱流體和冷流體之間的熱交換可直接通過壁或間接地利用中間工作流體而發生。
低溫燃料傳送系統50包括流量計量閥65(“FMV”,也被稱為控制閥),其與蒸發器60和歧管70保持流連通。流量計量閥65定位在上述蒸發器/熱交換單元的下游。FMV(控制閥)的目的是在跨越與燃氣渦輪發動機操作相關聯的操作條件的范圍內計量燃料流量,使之達到燃料歧管70中規定的水平。控制閥的輔助目的是用作背壓調節器,從而將系統壓力調節至低溫燃料,例如LNG的臨界壓力之上。流量計量閥65接收從蒸發器供給的氣態燃料13,并將其壓力減少至第四壓力“P4”。歧管70能夠接收氣態燃料13,并將其分配至燃氣渦輪發動機101的燃料噴嘴80中。在一個優選實施例中,蒸發器60使低溫液體燃料112在基本恒定的壓力下轉變成氣態燃料13。圖2a示意性地顯示了在傳送系統50中的各個點的燃料的狀態和壓力。
低溫燃料傳送系統50還包括定位在燃氣渦輪發動機101中的多個燃料噴嘴80。燃料噴嘴80將氣態燃料13傳送到燃燒器90中,以用于燃燒。定位在控制閥65下游的燃料歧管70用于使氣態燃料13均勻地分配到燃氣渦輪燃料噴嘴80。在某些實施例中,歧管70可選地用作熱交換器,將熱能從推進系統核心機罩艙或其它熱環境傳送至LNG/天然氣燃料中。在一個實施例中,燃料噴嘴80配置為用于選擇性地接收傳統的液體燃料(例如傳統的基于煤油的液體燃料)或由低溫液體燃料例如LNG通過蒸發器產生的氣態燃料13。在另一實施例中,燃料噴嘴80配置為用于選擇性地接收液體燃料和氣態燃料13,并且配置為用于將氣態燃料13和液體燃料供給燃燒器90,從而促進兩種類型的燃料的共同燃燒。在另一實施例中,燃氣渦輪發動機101包括多個燃料噴嘴80,其中某些燃料噴嘴80配置為用于接收液體燃料,并且某些燃料噴嘴80配置為用于接收氣態燃料13,并恰當地設置為用于燃燒器90中的燃燒。
在本發明的另一實施例中,燃氣渦輪發動機101中的燃料歧管70包括可選的吹掃歧管系統,以便當氣態燃料系統不運轉時利用壓縮機空氣或來自發動機的其它空氣來吹掃燃料歧管。這將防止熱氣體由于燃燒器90中的周向壓力變化而被吸入到氣態燃料噴嘴中。可選地,燃料噴嘴中或附近的止回閥可用于防止熱氣體吸入到燃料噴嘴或歧管中。
在這里所述的使用LNG作為低溫液體燃料的示例性雙燃料燃氣渦輪推進系統中,其描述如下:LNG在大約15psia和大約-265℉下定位于箱22,122中。其被定位在飛機上的增壓泵52增壓至大約30psi。液體LNG通過隔熱的雙壁管道54跨越機翼而流向飛機掛架55,在此處其被躍遷至高達100至1500psia,并且可高于或低于天然氣/甲烷的臨界壓力。然后將液化天然氣傳送至蒸發器60,在此處使其體積膨脹至氣體。蒸發器60經過定制尺寸,以保持馬赫數和相對應的壓力損失較低。氣態天然氣然后通過控制閥65進行計量,并進入燃料歧管70和燃料噴嘴80中,在此處使其在雙燃料航空燃氣渦輪發動機系統100,101中進行燃燒,從而為飛機系統5提供推力。隨著循環條件變化,增壓泵中的壓力(大約例如30psi)和HP泵58中的壓力(大約例如1000psi)保持在大致恒定的水平。流量受到計量閥65的控制。流量變化結合恰當尺寸的燃料噴嘴導致了歧管中有可接受的變化壓力。
雙燃料系統由用于基于煤油的燃料(Jet-A、JP-8、JP-5等等)和低溫燃料(例如LNG)的并行燃料傳送系統組成。煤油燃料傳送與當前設計基本沒有變化,除了燃燒器燃料噴嘴之外,燃燒器燃料噴嘴設計為用于共同點燃任何比例的煤油和天然氣。如圖2中所示,低溫燃料(例如LNG)燃料傳送系統由以下特征組成:(A)雙燃料噴嘴和燃燒系統,其能夠利用0-100%的任何比例的低溫燃料(例如LNG)和Jet-A;(B)燃料歧管和輸送系統,其還用作熱交換器,從而將低溫燃料(例如LNG)加熱成氣體或超臨界的流體。歧管系統設計為用于以均勻的方式將燃料并發傳送至燃燒器燃料噴嘴中,并從周圍核心機罩、排氣系統或其它熱源中吸收熱量,消除或最大限度地減少對于獨立熱交換器的需求;(C)燃料系統,其使低溫燃料(例如LNG)在其液體狀態下增壓至臨界壓力之上或之下,并從任意許多來源添加熱量;(D)低壓低溫泵,其浸在低溫燃料(例如LNG)的燃料箱(可選地定位燃料箱的外部)中;(E)高壓低溫泵,其定位在飛機掛架中或可選地定位在發動機或吊艙上,從而使壓力增壓至低溫燃料(例如LNG)的臨界壓力之上。(F)當氣態燃料系統不運轉時,吹掃歧管系統可選地被燃料歧管用于以壓縮機CDP空氣吹掃燃料歧管。這將防止熱氣體由于周向壓力變化而被吸入到氣態燃料噴嘴中。可選地,位于燃料噴嘴中或其附近的止回閥可防止熱氣體的吸入。(G)從箱和增壓泵延伸至發動機掛架的低溫燃料(例如LNG)線路具有以下特征:(1)單壁或雙壁結構。(2)真空隔熱或可選地低熱導率隔熱材料,例如氣凝膠。(3)可選的低溫冷卻器,從而在不加熱低溫燃料(例如LNG)箱的條件下使低溫燃料(例如LNG)流量再循環至箱中。(H)定位在掛架或發動機上的高壓泵。這種泵將使低溫燃料(例如LNG)的壓力升高至足以將天然氣燃料注入到燃氣渦輪燃燒器中的水平。泵可使低溫液體(例如LNG)的壓力升高或不升高至低溫燃料(例如LNG)的臨界壓力(Pc)之上。
III。燃料存儲系統
圖1中所示的示例性飛機系統5包括例如圖3中所示的低溫燃料存儲系統10,其用于儲存低溫燃料。示例性低溫燃料存儲系統10包括具有第一壁23的低溫燃料箱22,122,第一壁23形成了能夠儲存低溫液體燃料12,例如LNG的存儲空間24。如圖3中示意性地所示,示例性低溫燃料存儲系統10具有能夠使低溫液體燃料12流入到儲存空間24中的流入系統32以及適合于從低溫燃料存儲系統10中傳送低溫液體燃料12的流出系統30。其還包括能夠從存儲空間24中的低溫液體燃料12中移除至少一部分(可能在儲存期間形成的)氣態燃料19的排氣系統40。
圖3中所示的示例性低溫燃料存儲系統10還包括再循環系統34,其適合于將未使用的氣態燃料19的至少一部分29返回到低溫燃料箱22中。在一個實施例中,再循環系統34包括低溫冷卻器42,其在未使用的氣態燃料19的部分29返回到低溫燃料箱22,122中之前冷卻它。低溫冷卻器42的操作的一種示例性操作如下:在一個示例性實施例中,來自燃料箱的蒸發氣體可利用反向蘭金制冷系統(也被稱為低溫冷卻器)進行再冷卻。低溫冷卻器可由來自飛機系統5上的任何可用系統的電功率來驅動,或者由地面功率系統,例如在停于登機口時可獲得的功率系統來驅動。低溫冷卻器系統還可用于在雙燃料飛機燃氣渦輪發動機101共同燃燒過渡期間使燃料系統中的液化天然氣再液化。
燃料存儲系統10還可包括安全釋放系統45,其適合于排出可能在低溫燃料箱22中形成的任何高壓氣體。在示例性實施例中,如圖3中示意性地所示,安全釋放系統45包括爆破盤46,其形成了第一壁23的一部分。爆破盤46是利用已知方法設計的一種安全特征,以便在燃料箱22的內部超壓的情況下爆破,并釋放任何高壓氣體。
低溫燃料箱22可具有單壁結構或多壁結構。例如,低溫燃料箱22還可包括(例如見圖3)第二壁25,其基本上封裝了第一壁23。在箱的一個實施例中,在第一壁23和第二壁25之間存在間隙26,以便使箱隔熱,從而減少流過箱壁的熱量。在示例性實施例中,在第一壁23和第二壁25之間的間隙26中存在真空。真空可通過真空泵28來產生并保持。或者,為了給箱提供隔熱,在第一壁23和第二壁25之間的間隙26基本上可填充已知的隔熱材料27,例如氣凝膠。其它合適的隔熱材料也可使用。擋板17可被包含進來,以控制箱中的液體運動。
圖3中所示的低溫燃料存儲系統10包括流出系統30,其具有傳送泵31。傳送泵可定位在靠近箱22的便利位置。為了減少低溫燃料中的熱傳導,優選使傳送泵31定位在低溫燃料箱22中,如圖3中示意性地所示。排氣系統40排出可能在燃料箱22中形成的任何氣體。這些排出的氣體在飛機系統5中可以若干有效的方式加以利用。在圖3中示意性地顯示了一些。例如氣態燃料19的至少一部分可供給飛機推進系統100,用于發動機中的冷卻或燃燒。在另一實施例中,排氣系統40至少將一部分氣態燃料19供給燃燒器,并進一步將燃燒產物從燃燒器安全地排出至飛機系統5的外部。在另一實施例中,排氣系統40至少將一部分氣態燃料19供給輔助功率單元180,其為飛機系統5供給輔助功率。在另一實施例中,排氣系統40將至少一部分氣態燃料19供給產生功率的燃料電池182。在另一實施例中,排氣系統40至少將一部分氣態燃料19釋放至低溫燃料箱22的外部。
根據本發明的一個實施例,可將泡沫穩定劑添加至低溫燃料傳送系統50中,以便最大限度地減小壓力脈沖和流體回路中的流動不穩定性,從而容許安全的發動機操作并增強系統壽命。泡沫穩定劑還可通過保持薄膜蒸發機制之外的蒸發過程并通過創造壓力損失機構而改善液化天然氣混合物的蒸發穩定性,從而將上游泵和下游燃料噴嘴隔離開。
典型地,泡沫穩定劑可定位在傳送線路和構件中,其中其有益于最大限度地減小壓力脈沖和流動不穩定性。本發明的實施例的泡沫穩定劑可用于單燃料發動機或雙燃料發動機。
大體上,泡沫穩定劑可包括,但不局限于具有打開的或關閉的細胞狀結構的固體材料,其具有極大體積百分比的充氣孔。氣孔可形成連通的網絡,其容許流體穿過它。由泡沫紐帶結構所產生的高的表面面積和湍流可防止或減少蒸氣薄膜沿著流體通道的壁的成形。
泡沫穩定劑可包括,但不局限于金屬或復合材料或其組合。金屬泡沫穩定劑典型地具有高的多孔度,其容許非常輕的材料。例如,包括但不局限于鋁、鈦和鉭等金屬可用作泡沫穩定劑。根據本發明的一個實施例,泡沫穩定劑可通過泡沫的任一面上燜烤金屬片材而構成,從而產生用于液化天然氣的流體通道。
泡沫穩定劑的密度和氣孔尺寸可變化,以實現最佳的系統性能。例如,根據本發明實施例的泡沫穩定劑可具有大約0.1至大約1.5g/cm3或大約0.4至大約0.9g/cm3的密度。泡沫穩定劑的氣孔尺寸可為大約0.5至大約15mm,或者大約1至大約8mm。
燃料存儲系統、包括燃料箱的構件、以及示例性子系統和構件的示例性操作描述如下。
天然氣以液體形式(LNG)存在于大約-162.22℃的溫度和大氣壓下。為了在客機、貨機、軍用飛機或一般航空飛機上保持這些溫度和壓力,下面所確定的特征按照選定的組合容許LNG實現安全、有效且成本有效的儲存。參照圖3,這些包括:
(A)燃料箱21,22,其由合金,例如但不局限于鋁AL5456和更高強度的鋁AL5086或其它合適的合金構成。
(B)燃料箱21,22,其由輕質復合材料構成。
(C)上面的箱21,22,其具有用于改善隔熱并極大地減少流向LNG流體熱量的雙壁真空特征。在主箱發生破壞的罕見的情況下,雙壁箱還用作安全容器裝置。
(D)上面利用輕質隔熱材料27,例如氣凝膠的備選實施例,以便最大限度地減小從周圍流向LNG箱和其內容物的熱量。除了雙壁箱設計之外或替代雙壁箱設計,還可使用氣凝膠隔熱。
(E)可選的真空泵28,其設計為用于雙壁箱之間空間的主動抽氣。泵可用下者操作:LNG蒸發燃料、LNG、Jet-A、電功率或飛機可用的任何其它功率源。
(F)LNG箱,其具有浸在主箱內部的低溫泵31,用于減少對LNG流體的熱傳遞。設想泵可被電動機驅動,電動機與泵共同定位在箱內部;電動機損失可能耗散在液化天然氣中,從而有助于利用額外蒸發氣體壓縮箱。
(G)LNG箱,其具有一個或多個能夠在正常條件或緊急條件下從箱中移除LNG的排泄線路36。LNG排泄線路36連接在合適的低溫泵上,以便提高去除速率,超過由于LNG重力壓頭而引起的排泄速率。
(H)LNG箱,其具有一個或多個排氣線路41,用于移除由于吸收來自外部環境的熱量而形成的氣態天然氣。這種排氣線路系統41通過使用單通安全閥或背壓閥39而使箱保持在所需的壓力下。
(I)LNG箱,其具有與主排氣線路并行的安全減壓系統45,以防發生過壓情形。爆破盤是一種備選結構或并行結構46。減壓排氣口將氣態燃料引導至艙外。
可安裝類似的并行安全減壓系統47,以用于在箱壁可能破裂的情況下包圍低溫燃料箱的真空隔離空間,從而將燃料庫存泄至真空空間中,并使泄出的燃料閃式蒸發,使得如果不存在額外的安全減壓系統的話可能導致災難性的過壓脈沖。
(J)LNG燃料箱,其具有上面某些或全部設計特點,其幾何形狀設計為符合標準Jet-A輔助燃料箱相關聯的現有包絡,例如商用飛機上所設計并可得到的那些。
(K)LNG燃料箱,其具有上面某些或全部設計特點,其幾何形狀設計為符合并配合在傳統客機和貨機的下面貨艙中,例如商用飛機上發現的那些。
(L)對現有飛機或新飛機的中心機翼箱22進行修改,從而將LNG箱和結構元件恰當地隔離開。
(M)具有某些或所有上面設計特點的LNG燃料箱,其幾何形狀經過設計,以符合并裝配在折角線機翼安裝的吊艙中,或者軍用飛機或直升機的機身外部的其它空氣動力結構中。
排氣和蒸發系統是利用已知方法來設計的。LNG的蒸發是一種吸收能量并冷卻箱和其內容物的蒸發過程。蒸發的LNG可被各種不同的過程加以利用和/或消耗,在某些情況下為飛機系統提供有用功,在其它情況下出于更環保的設計而簡單地燃燒燃料。例如,來自LNG箱的排氣主要由甲烷組成,并且用于以下任何或全部組合:
(A)轉向飛機APU(輔助功率單元)180。如圖3中所示,來自箱的氣態排氣線路串行或并行地轉向輔助功率單元,以用于燃燒器中使用。APU可為典型地在商用飛機和軍用飛機上發現的現有APU,或者是單獨的APU,其專用于將蒸發的天然氣轉換成有用的電功率和/或機械功率。蒸發的天然氣壓縮機用于將天然氣壓縮至用于APU所需要的合適壓力。APU則為發動機或A/C上的任何系統提供電功率。
(B)轉送至一個或多個飛機燃氣渦輪發動機101。如圖3中所示,天然氣排氣線路從LNG燃料箱轉送至一個或多個主燃氣渦輪發動機101,并在操作期間為發動機提供額外的燃料源。天然氣壓縮機用于將排氣加壓至用于飛機燃氣渦輪發動機所需要的合適的壓力。
(C)燃燒。如圖3中所示,天然氣排氣線路從箱轉送至小的專用的排氣燃燒器190,其具有自身電火花點火系統。這樣就不會將甲烷釋放至大氣中。燃燒產物被排出,其導致更環保的系統。
(D)排氣。如圖3中所示,天然氣排氣線路從箱轉送至一個或多個飛機燃氣渦輪的排氣管道。或者,排氣線路可路由至APU排氣管道或通向任何飛機后緣的獨立的專用線路。天然氣可在這些位置V的一個或多個位置恰當地排出至大氣中。
(E)地面操作。如圖3中所示,在地面操作期間,任何系統可經過設計,使得排氣線路41連接在地面支撐設備上,其收集并利用任何陸基系統中蒸發的天然氣。排氣還可能發生在利用地面保障設備加注燃料操作期間,地面保障設備可同時利用流入系統32將燃料注入到飛機LNG箱中,并捕獲和重復使用排氣(圖3中所示的同時的排氣和加注燃料)。
IV。推進(發動機)系統
圖4顯示了示例性雙燃料推進系統100,其包括能夠利用低溫液體燃料112產生推力的燃氣渦輪發動機101。燃氣渦輪發動機101包括由高壓渦輪155驅動的壓縮機105和燃燒燃料并產生熱氣體的燃燒器90,熱氣體驅動高壓渦輪155。燃燒器90能夠燃燒傳統的液體燃料,例如基于煤油的燃料。燃燒器90還能夠燃燒低溫燃料,例如LNG,其已經恰當地通過例如蒸發器60而準備好用于燃燒。圖4示意性地顯示了蒸發器60,其能夠將低溫液體燃料112轉變成氣態燃料13。雙燃料推進系統100的燃氣渦輪發動機101還包括燃料噴嘴80,其將氣態燃料13供給燃燒器90,以用于點火。在一個示例性實施例中,所使用的低溫液體燃料112是液化天然氣(LNG)。在(例如圖4中所示的)渦輪風扇類型的雙燃料推進系統100中,燃氣渦輪發動機101包括風扇103,其沿軸向定位在高壓壓縮機105的前方。增壓器104(圖4中所示)可沿軸向定位在風扇103和高壓壓縮機105之間,其中風扇和增壓器被低壓渦輪157驅動。在其它實施例中,雙燃料推進系統100的燃氣渦輪發動機101可包括由中壓蒸汽渦輪驅動的中壓壓縮機(這兩者在圖4中均未顯示)。增壓器104(或中壓壓縮機)提高了進入壓縮機105中的空氣的壓力,并通過壓縮機105促進較高壓力比的產生。在圖4中所示的示例性實施例中,風扇和增壓器由低壓蒸汽渦輪157來驅動,并且高壓壓縮機由高壓蒸汽渦輪155來驅動。
圖4中示意性所示的蒸發器60安裝在發動機101上或其附近。蒸發器60的其中一個功能是為低溫燃料,例如液化天然氣(LNG)燃料增加熱能,從而升高其溫度。在這種情況下,蒸發器起到熱交換器的作用。蒸發器60的另一功能是使低溫燃料,例如液化天然氣(LNG)燃料的體積膨脹至氣態形式,以用于后面燃燒。用于蒸發器60中的熱量(熱能)可能來自推進系統100和飛機系統5中的一個或多個來源。這些包括,但不局限于:(i)燃氣渦輪排氣,(ii)壓縮機中間冷卻,(iii)高壓和/或低壓渦輪間隙控制空氣,(iv)LPT管冷卻寄生空氣,(v)用于高壓和/或低壓渦輪的冷卻空氣,(vi)潤滑油,和(vii)飛機系統5中的機載航空電子設備、電子器件。用于蒸發器的熱量還可能供自壓縮機105、增壓器104、中壓壓縮機(未顯示)和/或風扇旁路氣流107(見圖4)。在圖5中顯示了利用來自壓縮機105的一部分排氣的一個示例性實施例。一部分壓縮機排氣2被排出蒸發器60之外,如圖5中的條目3所示。低溫液體燃料21,例如LNG進入蒸發器60中,其中來自空氣流3的熱量被傳遞至低溫液體燃料21中。在一個示例性實施例中,如之前所述,加熱的低溫燃料進一步膨脹,從而在蒸發器60中產生氣態燃料13。然后利用燃料噴嘴80將氣態燃料13引入到燃燒器90中(見圖5)。離開蒸發器的冷卻的空氣流4可用于冷卻其它發動機構件,例如燃燒器90的結構和/或高壓渦輪155的結構。蒸發器60中的熱交換器部分可具有已知的設計,例如殼管設計、雙管設計和/或散熱片板設計。燃料112的流動方向和蒸發器60中的加熱流體96的方向(見圖4)可為同流方向、反流方向,或者它們可以交叉流方式流動,以促進低溫燃料和加熱流體之間的有效的熱交換。
蒸發器60中的熱交換可能以直接方式通過金屬壁而發生在低溫燃料和加熱流體之間。圖5示意性地顯示了蒸發器60中的直接熱交換器。圖6a示意性地顯示了示例性直接熱交換器63,其使用燃氣渦輪發動機101的排氣99的一部分97來加熱低溫液體燃料112。或者,蒸發器60中的熱交換可以間接方式通過使用中間加熱流體而發生在低溫燃料和上述熱源之間。圖6b顯示了一種示例性蒸發器60,其使用間接熱交換器64,間接熱交換器64使用中間加熱流體68來加熱低溫液體燃料112。在圖6b所示的這種間接熱交換器中,中間加熱流體68被燃氣渦輪發動機101的排氣99的一部分97加熱。來自中間加熱流體68的熱量然后被傳遞至低溫液體燃料112中。圖6c顯示了用于蒸發器60中的間接交換器的另一實施例。在這個備選實施例中,中間加熱流體68由燃氣渦輪發動機101的風扇旁路氣流107的一部分以及發動機排氣99的一部分97來加熱。中間加熱流體68然后加熱低溫液體燃料112。控制閥38用于控制流之間相對的熱交換。
(V)操作雙燃料飛機系統的方法
以下參照圖7中示意性地所示的示例性飛行任務分布描述利用雙燃料推進系統100的飛機系統5的示例性操作方法。圖7中示意性地所示的示例性飛行任務分布顯示了在由字母標記A-B-C-D-E-…-X-Y等所標識的飛行任務的不同部分期間的發動機功率的設置。例如,A-B代表起動,B-C顯示了地面空轉,G-H顯示了起飛,T-L和O-P顯示了巡航等等。在飛機系統5的操作期間(參見圖7中的示例性飛行分布120),推進系統100中的燃氣渦輪發動機101可在推進系統操作的第一選定部分,例如在起飛期間使用例如第一燃料11。推進系統100可在推進系統的第二選定操作部分期間例如在巡航期間使用第二燃料12,例如LNG。或者,在飛機系統5的選定操作部分期間,燃氣渦輪發動機101能夠同時利用第一燃料11和第二燃料12而產生推力。第一燃料和第二燃料的比例可在雙燃料推進系統100的各種操作階段,在0%至100%之間根據情形而變化。
利用雙燃料燃氣渦輪發動機101操作雙燃料推進系統100的示例性方法包括以下步驟:通過在燃燒器90中燃燒第一燃料11起動飛機發動機101(參見圖7中的A-B),其產生驅動發動機101中的燃氣渦輪的熱氣體。第一燃料11可為已知類型的液體燃料,例如基于煤油的噴氣燃料。發動機101在起動時可產生足夠的熱氣體,其可用于使第二燃料,例如低溫燃料蒸發。第二燃料12然后利用蒸發器60中的熱量進行蒸發,從而形成氣態燃料13。第二燃料可為低溫液體燃料112,例如LNG。之前已經描述了示例性蒸發器60的操作。然后利用燃料噴嘴80將氣態燃料13引入到發動機101的燃燒器90中,并且在燃燒器90中燃燒氣態燃料13,其產生驅動發動機中的燃氣渦輪的熱氣體。引入到燃燒器中的第二燃料的數量可利用流量計量閥65進行控制。示例性方法還可包括在起動飛機發動機之后根據需要停止供給第一燃料11的步驟。
在操作雙燃料飛機燃氣渦輪發動機101的示例性方法中,蒸發第二燃料12的步驟可利用從發動機101的熱源中提取的熱氣體的熱量來執行。如之前所述,在該方法的一個實施例中,熱氣體可為來自發動機的壓縮機155中的壓縮空氣(例如圖5中所示)。在該方法的另一實施例中,熱氣體供自發動機的排氣噴嘴98或排氣流99(例如圖6a中所示)。
操作雙燃料航空發動機101的示例性方法可選地包括在例如圖7中所示的飛行分布120的選定部分期間利用選定比例的第一燃料11和第二燃料12的步驟,從而產生驅動燃氣渦輪發動機101的熱氣體。第二燃料12可為低溫液體燃料112,例如液化天然氣(LNG)。在上面的方法中,在飛行分布120的不同部分期間改變第一燃料12和第二燃料13的比例的步驟(見圖7)可用于促進以經濟且有效的方式操作飛機系統。這在例如第二燃料12的成本低于第一燃料11的成本的情況下是可行的。這可為例如利用LNG作為第二燃料12,并且基于煤油的液體燃料例如Jet-A燃料作為第一燃料11的情形。在操作雙燃料航空發動機101的示例性方法中,所使用的第二燃料12的數量相對于所使用的第一燃料的數量的比例(比)可在大約0%至100%之間變化,其依賴于飛行任務的部分。例如,在一種示例性方法中,在飛行分布的巡航部分期間,所使用的更便宜的第二燃料(例如LNG)相對于所使用的基于煤油的燃料的比例大約為100%,從而最大限度地減小燃料的成本。在另一示例性操作方法中,在飛行分布的起飛部分期間,第二燃料的比例大約為50%,該期間需要高得多的推力水平。
上述操作雙燃料航空發動機101的示例性方法還可包括利用控制系統130控制引入到燃燒器90中的第一燃料11和第二燃料12的數量的步驟。在圖4中示意性地顯示了一種示例性控制系統130。控制系統130將控制信號131(S1)發送給控制閥135,以控制引入到燃燒器90中的第一燃料11的數量。控制系統130還將另一控制信號132(S2)發送給控制閥65,以控制引入到燃燒器90中的第二燃料12的數量。使用的第一燃料11和第二燃料12的比例可通過控制器134而在0%至100%之間變化,控制器經過編制程序,以便在飛行分布120的不同的飛行段期間根據需要而改變比例。控制系統130還可基于例如風扇速度或壓縮機速度或其它合適的發動機操作參數而接收反饋信號133。在一種示例性方法中,控制系統可為發動機控制系統的一部分,例如全授權數字電子控制(FADEC)357。在另一示例性方法中,機械式或液壓機械式發動機控制系統可形成控制系統的部分或全部。
控制系統130,357的架構和策略經過恰當地設計,從而完成飛機系統5的經濟操作。控制系統對增壓泵52和高壓泵58的反饋可通過發動機FADEC357或通過具有獨立控制系統的分布式計算來完成,獨立控制系統可選地通過各種可用數據總線而與發動機FADEC和飛機系統5的控制系統連通。
控制系統,例如圖4中條目130所示可出于安全性目的而改變泵52,58的速度和輸出,以便保持規定的跨機翼7的壓力(例如大約30-40psi)和高壓泵58下游不同的壓力(例如大約100-1500psi),從而保持系統壓力高于LNG的臨界點以上,并避免兩相流,并從而通過在高的壓力和燃料密度下的操作而減少LNG燃料傳送系統的體積和重量。
在一種示例性控制系統130,357中,控制系統軟件可包括任何或所有以下邏輯:(A)控制系統策略,其在高的壓縮機排出溫度(T3)和/或渦輪入口溫度(T41)下,在包絡線中的起飛和/或其它點上最大限度地利用低溫燃料,例如LNG,;(B)控制系統策略,其在任務期間最大限度地使用低溫燃料例如LNG,以便最大限度地減小燃料成本;(C)控制系統130,357,其僅僅針對高度再點火時對第一燃料例如Jet-A再點火;(D)控制系統130,357,其僅以傳統的Jet-A作為缺省設置執行地面起動;(E)控制系統130,357,其僅在任何非典型機動飛行期間缺省使用Jet-A;(F)控制系統130,357,其容許手動(引航命令)選擇任何比例的傳統燃料(如Jet-A)或低溫燃料,例如LNG;(G)控制系統130,357,其對于所有快速加速和減速利用100%傳統燃料(如Jet-A)。
圖8顯示了液體燃料蒸發器500的一個示例性實施例,其定位在噴氣發動機的排氣流中,如箭頭502所示。具體地說,燃料蒸發通過面板504進行蒸發,面板通過面板支架506進行安裝。面板504可連接在中心體508上,并可定位在渦輪后框架支柱510的空氣動力尾流中。
圖9-12B顯示了面板504的構造,使得液體燃料通過具有液體集管521的液體供給線路520進行供給,并且蒸發燃料通過具有氣體集管523的氣體返回線路522返回。面板504可定位在渦輪后框架支柱510的空氣動力尾流中,所以它是比居于渦輪后框架支柱510的尾流之外的面板更低阻力的結構。面板504的外部形狀經過構造,使得定位在渦輪后框架支柱510附近的面板504的前端具有與渦輪后框架支柱510的寬度相似的厚度。面板504的后端可能以鈍角方式進行端接或者以更具空氣動力性能的形狀進行端接。面板504的邊緣靠近中心體508,或者排氣噴嘴可能以鈍角方式端接在中心體508或排氣噴嘴表面上。如果面板高度沒有跨越中心體508和排氣噴嘴之間的整個距離,那么面板504還可以更具空氣動力性能的形狀進行端接。各個面板504的長度可改變至使燃料完全蒸發并將其加熱至所需溫度所必要的任何長度。
面板504的外表512可為不透氣的殼512。面板504的內部可為半空心的空腔,其具有包含壓力下的燃料并將其從液體入口引導至氣狀排氣的能力。其可填充和/或粘合到泡沫金屬514、擋板516或某些其它結構或材料上,它們反作用于從一個表面至另一表面的燃料壓力,從而保持面板的形狀和完整性(如圖12A中更清晰所示,其中燃料壓力如箭頭518所示,金屬泡沫、擋板或其它內部結構的反作用力如箭頭519所示)。內部結構還可用作散熱片,以增強在燃料和蒸發器壁表面之間的熱傳遞。泡沫金屬、擋板516或其它結構可設計尺寸和屬性,以穩定燃料的蒸發,減少蒸發系統固有的燃料壓力脈沖。連接面板504外面的擋板516或其它結構可引導燃料流動。
連接方法可利用渦輪后框架支柱、中心體和排氣噴嘴表面。
面板504的外面可為平滑且平坦的,或者可經過修改,以便通過增加散熱片、紋理、裝置以捕獲邊界層流,或者通過扭轉或彎曲面板表面以使排氣流重新定向,從而增強對排氣的熱傳遞。
蒸發器可能被限制于位于渦輪后框架支柱510之后的一個面板504上,或者可能包括位于多個渦輪后框架支柱510之后的多個面板504。這些面板504可為獨立的、并聯的、串聯的,或者與旁通閥一起容許流過某些面板,而其它面板沒有燃料流過它們,因而調節蒸發的氣體溫度。
將蒸發器面板504放置在渦輪后框架支柱510的空氣動力尾流中解決了當蒸發器安裝在排氣系統中時的高阻力空氣動力損失的問題。內部粘合的擋板516或泡沫金屬514的引入容許蒸發器更薄且重量更輕,同時能夠處理內部燃料。泡沫金屬內部結構確保穩定的蒸發,這是蒸發系統的主要問題。
本發明所述的低飛行損失蒸發器方案提供了在SFC方面超越其它蒸發器方案的顯著改良,其它蒸發器方案由于相關的阻力懲罰而堵塞了排氣流。粘合在薄的金屬殼外表的泡沫金屬核心的技術容許在輕質的自支撐結構中實現天生穩定的蒸發。
本公開設想在某些情況下,利用當前噴嘴設計以液體形式將某些液體燃料(例如液化天然氣、液氫)供給燃燒器噴嘴(也被稱為“燃料噴嘴”)可為不利的。在注入到燃燒器中之前使這種燃料蒸發可容許燃料更有效地點火和燃燒。
本公開設想某些蒸發系統可使用重型中間流體系統來提取發動機的其它區域中的熱量。根據本公開的至少某些方面,某些示例性實施例可能不需要使用中間流體系統。
根據本公開的至少某些方面,某些示例性實施例可能涉及利用燃燒器和/或相關聯的噴氣發動機的構件作為熱源使液體燃料蒸發的方法和裝置。在某些示例性實施例中,來自燃燒區域(例如燃燒器90和/或燃燒器殼體(兩者均在圖3和圖4有所顯示))的熱量可被蒸發器吸收,蒸發器大體定位在燃燒器附近。示例性蒸發器可包括連接(例如從內部和/或從外部)在燃燒器殼體上的單獨構件,其大體可為環形的,并且/或者可集成到燃燒器殼體的內壁和/或外壁上。示例性蒸發器可包括由集管連接起來的多個通道(例如大體平行的通道),一個或多個串聯的通道,和/或這些以及其它配置的組合。
示例性蒸發器可為從外部安裝到燃燒器殼體上(例如燃燒器殼體壁的外表面上)的單獨構件,安裝在燃燒器內部(例如燃燒器殼體壁的內表面上)的單獨構件,并且/或者蒸發器通道可與燃燒器殼體壁整體地制造而成。
大體上,當液體燃料供給蒸發器的入口時,從燃燒過程吸收到蒸發器中的熱量可加熱液體燃料和/或使之沸騰,直至其顯現于蒸發器出口(例如作為氣體形式)。在某些示例性實施例中,氣體燃料可供給燃燒器燃料噴嘴。
本公開設想,典型地,燃燒器可為發動機的其中一個最熱的部件。設置在燃燒器上或其附近的蒸發器可能比發動機中或發動機上的其它位置需要更少的表面積,以吸收給定的能量。因此,用于安裝在燃燒器上或燃燒器附近的蒸發器配置能夠比用于安裝在較低溫度位置的蒸發器配置具有更小的尺寸和/或更輕。
圖13是根據至少本公開的某些方面所述的內部安裝的示例性燃燒器殼體蒸發器的橫截面圖。更具體地說,燃燒器600具有由燃燒器殼體壁604形成的外部殼體602,其具有外表面606和內表面606。進入燃燒器600的空氣供給如箭頭608所示,并且燃料噴嘴612以標號610指定,其具有用于燃燒器的燃料供給。圖中顯示具有蒸發器通道622的蒸發器620從內部安裝在燃燒器殼體壁604中,殼體壁形成了外部殼體602。液體燃料可在630處進入蒸發器,并在614處離開蒸發器。大體上,如果蒸發器620設置在至少部分地由燃燒器殼體壁604所限定的空間中時,蒸發器620可被稱為內部安裝。在某些示例性實施例中,蒸發器620可基本安裝在與燃燒器殼體壁604的內表面606直接接觸的位置。在某些示例性實施例中,蒸發器620可安裝在燃燒器殼體壁604上,但可能不直接靠在上面。例如,某些實施例可能包括間隙,從而容許在燃燒器殼體壁604的內表面606和蒸發器620之間至少存在某些空氣流。換句話說,蒸發器620可與燃燒器殼體壁604的內表面606間隔開。在某些示例性實施例中,蒸發器620可安裝在燃燒器殼體壁604的內表面606上和/或受其支撐,但墊片元件可至少部分地插入到蒸發器620和燃燒器殼體壁604的內表面606之間。
圖14是根據至少本公開的某些方面所述的外部安裝的示例性燃燒器殼體蒸發器620的橫截面圖。大體,蒸發器620可設置在與燃燒器殼體壁604發生熱傳遞接觸的位置。在某些示例性實施例中,至少蒸發器620的一部分可基本安裝在燃燒器殼體壁604的外表面605上,從而通過傳導而接收來自燃燒器殼體壁604的熱量。
圖15是根據至少本公開的某些方面所述的示例性整體燃燒器殼體蒸發器620的橫截面圖。在某些示例性實施例中,至少蒸發器620的某些部分可為與燃燒器殼體壁604整體成形的(即單個元件)。在某些示例性實施例中,至少蒸發器620的某些部分可至少部分地埋置在燃燒器殼體壁604中。例如,形成蒸發器通道622的管道可至少部分地埋置在燃燒器殼體壁604的厚度中。在某些示例性實施例中,至少蒸發器620的一部分可形成燃燒器殼體壁604的內表面606和/或燃燒器殼體壁604的外表面605的至少一部分。或者,渦輪部段或噴嘴部段可包括環形殼體,其中蒸發器的一部分可連接在或埋置于環形殼體中,使得通道中的燃料可被渦輪部段或噴嘴部段加熱。
雖然圖13-15顯示了大體位于燃燒器殼體壁的前向位置的液體燃料入口以及大體位于燃燒器殼體壁的后面位置的蒸發燃料出口,但是在本公開的范圍內可將引導液體到大致后面入口中,并從大致前向出口抽出蒸氣。
雖然圖13-15顯示蒸發器包括具有大致圓形橫截面和基本均勻直徑的通道,但是在本公開的范圍內可使用具有備選形狀橫截面的蒸發器通道(例如大致方形,大致矩形、大致三角形、大致橢圓形等等),并且/或者在串流和/或并流裝置中使用不同直徑(或有效直徑)的蒸發器通道。
以下是并非無遺漏的潛在新穎點的列表:燃料蒸發器設置為與燃氣渦輪發動機的燃燒器保持熱傳遞連通。燃料蒸發器設置為與燃氣渦輪發動機的燃燒器殼體壁保持熱傳遞連通。燃料蒸發器設置為通過將熱量從燃燒器傳遞給燃料,從而使流過它的液體燃料蒸發。燃料蒸發器安裝在燃燒器殼體中,位于燃燒器殼體壁的內表面上。燃料蒸發器安裝在燃燒器殼體壁的外表面上。燃料蒸發器與燃燒器殼體壁整體成形。
圖16顯示了與圖4中所公開的相似的實施例,除了壓縮機排氣流可在熱交換器或蒸發器60中用于蒸發液化天然氣之外。蒸發器60可用于將流體從冷的溫度加熱至任何需要的系統溫度和/或燃燒溫度。實施例包括那些利用與航空發動機的壓縮機排氣相關聯的熱傳遞的實施例。根據需要,本發明提供了流體在加熱過程中可能經歷從液體至氣體的相變的實施例,以及流體仍保持單相的實施例。相態可選自包括液體或氣體的相態組。因此,提供了實施例和備選方案,其容許飛機發動機的單燃料燃燒或雙燃料燃燒。
所示的示例并不意味著蒸發器/熱交換器的限制,其能夠將熱量傳遞給流體(有或沒有相變,液體至氣體),其穿過蒸發器60而且使用飛機發動機的壓縮機排氣。蒸發器60可包括實施例,其提供根據需要而選擇的盤繞、全軸向和/或組合式(盤繞和軸向)管道,以完成對流體的所需熱傳遞需求。備選方案規定蒸發器/熱交換器可能集成在壓縮機殼體本身上。蒸發器60的實施例可由包括金屬、復合物或其組合的材料制造而成。
利用這里的實施例和備選方案提供了各種單燃料和雙燃料發動機,對于這種發動機而言,排氣是熱源,以便使燃料溫度滿足系統和/或燃燒要求,同時還實現了比燃料消耗方面最小的增加。
參照圖17A-17C,實施例提供了多級液化天然氣蒸發器。參照圖17A,多級蒸發器系統700包括與第二熱交換器704平行的第一熱交換器702。第一熱交換器702可利用熱空氣發動機散熱器加熱液化天然氣。作為示例,熱空氣可選自包含壓縮機空氣、核心排氣和/或渦輪放氣。如圖所示,第二熱交換器704可利用備選流體流,以加熱液化天然氣。可以設想第二熱交換器704可利用較低溫度的空氣散熱器。閥門706可用于引導LNG流向第一熱交換器702和/或第二熱交換器704。如果兩個熱交換器將LNG加熱至不同的溫度,那么閥門706可用于調整離開多級蒸發器系統700的LNG的溫度。氣體計量閥708可用于調整來自多級蒸發器系統700的蒸發氣體的流量。
相對于圖17B,其顯示了備選的多級蒸發器系統710,其包括熱交換器714,利用核心排氣交叉流作為熱源,與熱交換器712串聯,利用熱空氣,熱空氣選自包括壓縮機空氣、核心排氣和/或渦輪放氣。閥門716可用于調整進入多級蒸發器系統710中的流量,并且氣體計量閥718可用于調整來自多級蒸發器系統710的蒸發氣體的流量。
在操作期間,熱交換器714改變了天然氣的相態,而第二熱交換器712利用較低溫度的空氣散熱器,以便作為蓄熱器進行操作,從而根據需要降低或升高蒸發的液態氣體的溫度。例如,第二熱交換器712可在低的LNG流速下降低溫度,或者在高的LNG流速下升高溫度。
相反在圖17C中,其顯示了備選的多級蒸發器系統720,其包括熱交換器722,利用熱空氣,熱空氣選自包括壓縮機空氣、核心排氣和/或與熱交換器724串聯的渦輪放氣,熱交換器724利用核心排氣交叉流作為熱源,。閥門726可用于調整進入多級蒸發器系統720中的流量,并且氣體計量閥728可用于調整來自多級蒸發器系統720的蒸發氣體的流量。在熱空氣發動機散熱器作為串聯的第二熱交換器的條件下,通過容許使用不需要能夠承受與之前這些實施例那樣高的溫度的材料,從而可減少熱交換器系統的總重量。
圖18顯示了與圖16中所公開的相似的一個實施例,除了利用了兩個串聯的蒸發器之外。如圖所示,第一蒸發器60A利用風扇排氣或壓縮機排出壓力的排氣加熱天然氣,并且第二蒸發器60B利用燃氣渦輪發動機101的排氣99的一部分97,從而加熱低溫液體燃料112。
上面所述的實施例容許利用不同的散熱器,以用于飛機發動機中的液化天然氣的蒸發。多級蒸發器系統不僅使液化天然氣蒸發,而且還控制其溫度。在本技術領域中,蒸發的LNG的溫度控制是不可克服的挑戰,直至本實施例的產生。之前如果熱交換器經過定制,以便提供在高發動機要求的LNG流速下所需要的蒸發,那么燃料將有可能在較低的發動機要求的LNG流速下過熱。現有技術設計還需要提供利用旁路系統和閥門的主動控制。這種現有技術的主動控制設計是復雜的,并且將增加系統的重量。現存設計的現有技術挑戰通過本實施例來克服,其在于不需要控制系統來確保燃料的溫度在規定的范圍內。相反,用于這種被動控制并因而更為簡單的系統的實施例免除了對額外閥門的需求。對于放置較低溫度的散熱器而言還有某些潛在的重量優勢,其首先在于能夠使用較低密度的材料,例如鋁。
提供的實施例用于利用飛機發動機的排氣將流體例如液化天然氣形式的燃料從冷的溫度加熱至所需的系統溫度和/或燃燒溫度,飛機發動機包括渦輪風扇、渦輪噴氣發動機、渦輪推進器、開放的轉子等等。根據需要,本發明提供了流體在加熱過程中可能經歷從液體至氣體的相變的實施例,以及流體仍保持單相的實施例。相態可選自包括液體或氣體的相態組。因此,提供了實施例和備選方案,其容許飛機發動機的單燃料燃燒或雙燃料燃燒。
示例性實施例包括蒸發器/熱交換器,其能夠在有或沒有液體至氣體的相變的條件下,在飛機發動機的排氣中將熱量傳遞給流體。參照圖19,蒸發器800包圍了排氣中心體802并包括管道810。管道810可選自被描述為全部盤繞、全軸向和/或盤繞和軸向組合式管道的管道組,所有選擇都是為了在對比燃料消耗造成最小有害影響的條件下,根據需要完成對流體所需數量的熱傳遞而做出的。帽圈812可連接在護罩上,以攜帶管道負載。此外,可利用許多加強環為管道810提供硬度。
參照圖20,所示蒸發器/熱交換器包括面板設計,其具有或沒有內部軸向、交叉和Z字形或蜿蜒的通道。為了減輕沿著內部通道對蒸氣的俘獲和相關聯的熱傳遞退化或雙相流動的不穩定性,通過通道流向關于至少一個直角座標軸的局部旋轉,從而使內部通道的定向選擇性地相對于重力傾斜。面板820可連接在排氣中心體822和排氣噴嘴護罩824上。面板820可在內部構建帶散熱片的金屬/復合泡沫,以及/或者工程金屬/復合泡沫(DMLS)。用于蒸發器/熱交換器的實施例由針對所需的屬性而選擇的材料制成,例如溫度變化、重量、成本等等。備選方案是以金屬、復合材料或這兩者的組合來生產的。
應該懂得,雖然已經描述和顯示了雙燃料系統包括相對第二燃料系統獨立的第一燃料系統,但雙燃料系統可以任何合適的方式來構造。例如,第一燃料系統和第二燃料系統的一部分可以任何合適的方式進行組合,其可減少重量。作為非限制性的示例,這種系統可包括燃料,其可在一個供給系統中進行混合。例如,燃料可作為液體進行混合、蒸發,并且導致的混合物可從單端口的燃料噴嘴中來供給。
至于沒有描述的程度,各種實施例的不同的特征和結構可根據需要而彼此進行組合。可能沒有在所有實施例中舉例說明的一個特征并不意味著應理解為其可能不是那樣,而是出于簡要描述的目的。因而,不同實施例的各種特征可根據需要進行混合和匹配,從而形成新的實施例,而不管新的實施例是否得到明確地描述。這里所述特征的所有組合或置換都被本公開所覆蓋。
本文使用示例來公開本發明,包括最佳模式,并且還可使本領域中的技術人員實踐本發明,包括制造和利用任何裝置或系統,并執行任何所含方法。本發明可達到專利的范圍由權利要求限定,并且可包括本領域中的技術人員想到的其它示例。如果這些其它示例具有并非不同于權利要求語言的結構元件,或者如果其包括與權利要求語言無實質差異的等效的結構元件,那么這些其它示例都屬于權利要求的范圍內。

關 鍵 詞:
包括 低溫 燃料 系統 渦輪 發動機 組件
  專利查詢網所有資源均是用戶自行上傳分享,僅供網友學習交流,未經上傳用戶書面授權,請勿作他用。
關于本文
本文標題:包括低溫燃料系統的渦輪發動機組件.pdf
鏈接地址:http://www.wwszu.club/p-6401762.html
關于我們 - 網站聲明 - 網站地圖 - 資源地圖 - 友情鏈接 - 網站客服客服 - 聯系我們

[email protected] 2017-2018 zhuanlichaxun.net網站版權所有
經營許可證編號:粵ICP備17046363號-1 
 


收起
展開
鬼佬大哥大