包括恒温膨胀阀的双重燃料航空器系统技术方案

涡轮发动机组件具有：涡轮核心，其具有压缩机区段、燃烧区段、涡轮区段和喷嘴区段；以及液化天然气(LNG)燃料系统，其具有LNG储存器、蒸发器热交换器、可操作地将LNG储存器联接到蒸发器热交换器的输入上的第一液体供应管线、可操作地将蒸发器热交换器的输出联接到燃烧区段上的气体供应管线、可操作地将LNG储存器联接到气体供应管线上的第二液体供应管线；以及恒温膨胀阀(TEV)和双重燃料航空器控制系统。

【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】包括恒温膨胀阀的双重燃料航空器系统相关申请的交叉引用本申请要求2012年11月30日提交的美国临时专利申请No.61/731,545的优先权，该申请整体地结合在本文中。
本文描述的技术大体涉及航空器系统，并且更特别地，涉及在航空燃气涡轮发动机中使用双重燃料的航空器系统及其运行方法。
技术介绍
诸如液化天然气(LNG)的某些低温燃料可比传统的喷气机燃料更便宜。目前在传统燃气涡轮应用中进行冷却的方法使用压缩空气或传统的液体燃料。使用压缩机空气来进行冷却可降低发动机系统的效率。因此，具有一种在航空燃气涡轮发动机中使用双重燃料的航空器系统将是合乎需要的。具有一种可由航空燃气涡轮发动机推进的航空器系统将是合乎需要的，可使用传统的喷气机燃料和/或较廉价的低温燃料(诸如液化天然气(LNG))来运行航空燃气涡轮发动机。较高效地冷却航空燃气涡轮构件和系统将是合乎需要的。为了降低运行成本，在发动机中具有改进的效率和较低的燃料消耗率将是合乎需要的。具有一种使用双重燃料的航空燃气涡轮发动机将是合乎需要的，双重燃料可减小环境影响，其具有较少的温室气体(CO2)、氮氧化物NOx、一氧化碳CO、未燃烧的烃和烟。
技术实现思路
一方面，本专利技术的实施例涉及一种涡轮发动机组件，其具有：涡轮核心，其具有沿轴向对齐的压缩机区段、燃烧区段、涡轮区段和喷嘴区段；以及液化天然气(LNG)燃料系统，其具有LNG储存器、蒸发器热交换器、可操作地将LNG储存器联接到蒸发器热交换器的输入上的第一液体供应管线、可操作地将蒸发器热交换器的输出联接到燃烧区段上的气体供应管线、可操作地将LNG储存器联接到气体供应管线上的第二液体供应管线；以及恒温膨胀阀(TEV)，其控制从第二液体供应管线到气体供应管线的LNG流，并且具有可操作地在TEV下游联接到气体供应管线上的温度传感器，其中，TEV基于气体供应管线内的流体的温度来控制通过第二液体供应管线的LNG的流率。另一方面，本专利技术的实施例涉及一种用于航空器的涡轮发动机的双重燃料航空器系统，并且包括用于控制从第一燃料箱到涡轮发动机的第一燃料流的第一燃料系统和用于控制通往涡轮发动机的液化天然气流的第二燃料系统，所述燃料系统具有LNG储存器、安装在涡轮发动机上或其附近的蒸发器热交换器、可操作地将LNG储存器联接到蒸发器热交换器的输入上的第一液体供应管线、可操作地将蒸发器热交换器的输出联接到涡轮发动机上的气体供应管线、可操作地将LNG储存器联接到气体供应管线上的第二液体供应管线；以及恒温膨胀阀(TEV)，其控制从第二液体供应管线到气体供应管线的LNG流，并且具有可操作地在TEV下游联接到气体供应管线上的温度传感器，其中，TEV基于气体供应管线内的流体的温度来控制通过第二液体供应管线的LNG的流率。附图说明通过参照结合附图得到的以下描述，可最佳地理解本文描述的技术，其中：图1是具有双重燃料推进系统的示例性航空器系统的立体图；图2是示例性燃料输送/分配系统；图2a是示例性低温燃料的示意性压力-焓表中的示例性运行路径；图3是显示燃料箱的示例性布置和示例性沸腾用途的示意图；图4是具有燃料输送和控制系统的示例性双重燃料航空器燃气涡轮发动机的示意性横截面图；图5是示例性双重燃料航空器燃气涡轮发动机的一部分的示意性横截面图，其显示示意性热交换器；图6a是示例性直接热交换器的示意图；图6b是示例性间接热交换器的示意图；图6c是另一个示例性间接热交换器的示意图；图7是用于航空器系统的示例性飞行任务图的示意性标图；图8是涡轮风扇发动机和蒸发器的示意图；图9是根据本专利技术的实施例的涡轮风扇发动机、LNG蒸发器和恒温膨胀阀的示意图；图10是可在图9的LNG蒸发器中使用的恒温膨胀阀的示意图；图11是恒温膨胀回路的示意图；图12是可在图9的LNG蒸发器中使用的备选恒温膨胀阀的示意图；图13是可在图9的LNG蒸发器中使用的备选恒温膨胀阀的示意图；以及图14是可在图9的LNG蒸发器中使用的备选恒温膨胀阀的示意图。具体实施方式参照本文的附图，相同参考标号在各种视图中表示相同元件。图1显示根据本专利技术的示例性实施例的航空器系统5。示例性航空器系统5具有机身6和附连到机身6上的机翼7。航空器系统5具有推进系统100，推进系统100在飞行中产生推进航空器系统5所需的推进力。虽然在图1中显示了推进系统100附连到机翼7上，但在其它实施例中，推进系统100可联接到航空器系统5的其它部分上，诸如例如尾翼部分16。示例性航空器系统5具有用于存储在推进系统100中使用的一种或多种类型的燃料的燃料存储系统10。图1中显示的示例性航空器系统5使用两种类型的燃料，如本文在下面进一步阐明的那样。因此，示例性航空器系统5包括能够存储第一燃料11的第一燃料箱21和能够存储第二燃料12的第二燃料箱22。在图1中显示的示例性航空器系统5中，第一燃料箱21的至少一部分位于航空器系统5的机翼7中。在图1中显示的一个示例性实施例中，第二燃料箱22位于航空器系统5的机身6中，在机翼7联接到机身6上的位置附近。在备选实施例中，第二燃料箱22可位于机身6或机翼7中的其它适当的位置处。在其它实施例中，航空器系统5可包括能够存储第二燃料12的可选的第三燃料箱123。可选的第三燃料箱123可位于航空器系统5的机身6的后部部分中，诸如例如图1中示意性地显示的那样。如下文进一步描述的那样，图1中显示的推进系统100是双重燃料推进系统，它能够通过使用第一燃料11或第二燃料12，或者使用第一燃料11和第二燃料12两者，来产生推进力。示例性双重燃料推进系统100包括燃气涡轮发动机101，燃气涡轮发动机101能够选择性地使用第一燃料11或第二燃料2l，或者以选定比例使用第一燃料和第二燃料两者，来产生推进力。第一燃料可为传统的液体燃料，诸如基于煤油的喷气机燃料，诸如在本领域中已知的Jet-A、JP-8或JP-5或其它已知类型或等级。在本文描述的示例性实施例中，第二燃料12是在非常低的温度下存储的低温燃料。在本文描述的一个实施例中，低温第二燃料12是液化天然气(备选地在本文称为“LNG”)。低温第二燃料12在低温下存储在燃料箱中。例如，LNG在大约-265℉下以大约15psia的绝对压力存储在第二燃料箱22中。燃料箱可由已知材料制成，诸如钛、铬镍铁合金、铝或复合材料。图1中显示的示例性航空器系统5包括燃料输送系统50，燃料输送系统50能够将燃料从燃料存储系统10输送到推进系统100。已知的燃料输送系统可用于输送传统的液体燃料，诸如第一燃料11。在本文描述的和图1和2中显示的示例性实施例中，燃料输送系统50构造成通过管道54将低温液体燃料(诸如例如LNG)输送到推进系统100，管道54传送低温燃料。为了在输送期间基本保持低温燃料的液体状态，燃料输送系统50的管道54的至少一部分被隔离，并且构造成传送经加压的低温液体燃料。在一些示例性实施例中，管道54的至少一部分具有双壁结构。管道可由已知材料制成，诸如钛、铬镍铁合金、铝或复合材料。图1中显示的航空器系统5的示例性实施例进一步包括燃料电池系统400，包括能够使用第一燃料11或第二燃料12中的至少一个来产生电功率的燃料电池。燃料输送系统50能够将燃料从燃料存储系统10输送到燃料本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种涡轮发动机组件，包括：涡轮核心，其包括：　　压缩机区段；　　燃烧区段；　　涡轮区段；以及　　沿轴向对齐的喷嘴区段；以及液化天然气(LNG)燃料系统，其包括：　　LNG储存器；　　位于所述涡轮核心内的蒸发器热交换器；　　第一液体供应管线，其可操作地将所述LNG储存器联接到所述蒸发器热交换器的输入上；　　气体供应管线，其可操作地将所述蒸发器热交换器的输出联接到所述燃烧区段上；　　第二液体供应管线，其可操作地将所述LNG储存器联接到所述气体供应管线上；以及　　恒温膨胀阀(TEV)，其控制从所述第二液体供应管线到所述气体供应管线的LNG流，并且具有可操作地在所述TEV下游联接到所述气体供应管线上的温度传感器，其中，所述TEV基于所述气体供应管线内的流体的温度来控制通过所述第二液体供应管线的LNG的流率。

【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】2012.11.30 US 61/7315451.一种涡轮发动机组件，包括：涡轮核心，其包括：压缩机区段；燃烧区段；涡轮区段；以及沿轴向对齐的喷嘴区段；以及液化天然气LNG燃料系统，其包括：LNG储存器；位于所述涡轮核心内的蒸发器热交换器；第一液体供应管线，其可操作地将所述LNG储存器联接到所述蒸发器热交换器的输入上；气体供应管线，其可操作地将所述蒸发器热交换器的输出联接到所述燃烧区段上；其特征是，所述液化天然气LNG燃料系统还包括：第二液体供应管线，其可操作地将所述LNG储存器联接到所述气体供应管线上；以及恒温膨胀阀TEV，其控制从所述第二液体供应管线到所述气体供应管线的LNG流，并且具有可操作地在所述TEV下游联接到所述气体供应管线上的温度传感器，其中，所述TEV基于所述气体供应管线内的流体的温度来控制通过所述第二液体供应管线的LNG的流率。2.根据权利要求1所述的涡轮发动机组件，其特征在于，所述第二液体供应管线从所述第一液体供应管线分支。3.根据权利要求2所述的涡轮发动机组件，其特征在于，所述分支发生在所述TEV的上游。4.根据权利要求1所述的涡轮发动机组件，其特征在于，所述蒸发器热交换器浸入排气流中。5.根据权利要求1所述的涡轮发动机组件，其特征在于，所述蒸发器热交换器安装在所述涡轮发动机的排气通道的壁上。6.根据权利要求1至5中的任一项所述的涡轮发动机组件，其特征在于，所述涡轮发动机组件进一步包括控制通过所述气体供应管线的流体流的流控制阀。7.根据权利要求6所述的涡轮发动机组件，其特征在于，所述流控制阀在所述TEV的下游。8.根据权利要求1至5中的任一项所述的涡轮发动机组件，其特征在于，所述TEV可在完全打开位置和完全关闭位置之间移动。9.根据权利要求8所述的涡轮发动机组件，其特征在于，所述TEV进一步包括在流体方面与所述第二液体供应管线联接的入口和选择性地在流体方...

【专利技术属性】
技术研发人员：GC沃伦韦伯，
申请(专利权)人：通用电气公司，
类型：发明
国别省市：美国;US