一种用于飞行器的电功率系统，和一种用于产生电功率的方法，该电功率系统包括：涡轮发动机(101)，其联接至飞行器(5)并且提供推进推力，并且在操作期间放出热来限定高温源；低温燃料系统(12)，其位于飞行器内并且为涡轮(101)提供燃料，并且放出处于比来自涡轮发动机的热低的温度的热来限定低温源；和电功率生成器，其位于飞行器上并且具有热力生成器，该热力生成器使用温度差来生成电功率。
【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】【专利说明】相关申请的交叉引用本申请主张在2012年12月28日申请的美国临时专利申请N0.61/746，731的权益，其整体合并入本文中。
在本文中公开的技术大体涉及飞行器系统，并且更具体地涉及在航空燃气涡轮发动机中使用双燃料的飞行器系统和操作其的方法。
技术介绍
一些飞行器发动机可构造为使用一种或更多种燃料(例如，喷气燃料和/或天然气)来操作。
技术实现思路
在一方面中，本专利技术的实施例涉及用于飞行器的电功率系统，其包括:涡轮发动机，其联接至飞行器并且提供推进推力，并且在操作期间放出热来限定高温源；低温燃料系统，其位于飞行器内并且为涡轮提供燃料，并且放出处于比来自涡轮发动机的热低的温度的热来限定低温源；和电功率生成器，其位于飞行器上并且使用高温源与低温源之间的温度差来生成电功率。在另一方面中，本专利技术的实施例涉及用于在飞行器中产生电功率的方法，该飞行器具有放出相对高的热的发动机和放出相对低的热的低温系统，该方法包括使用相对高的热与相对低的热之间的温度差生成电力，以生成电力。【附图说明】通过参照结合附图做出的下列说明，可最好地理解在本文中描述的技术，在附图中: 图1是具有双燃料推进系统的示范飞行器系统的等距视图； 图2是示范燃料输送/分配系统； 图2a是示范低温燃料的示意压焓图中的示范操作路径； 图3是示出燃料箱的示范布置和示范汽化用途的示意图； 图4是具有燃料输送和控制系统的示范双燃料飞行器燃气涡轮发动机的示意截面图； 图5是示出示意换热器的示范双燃料飞行器燃气涡轮发动机的一部分的示意截面图； 图6a是示范直接换热器的示意图； 图6b是示范间接换热器的示意图； 图6c是另一示范间接换热器的示意图； 图7是用于飞行器系统的示范飞行任务剖面的示意图； 图8是包括斯特林发动机的实例航空电功率生成系统的框图；以及图9是均根据本公开的至少一些方面的包括热电生成器的实例航空电功率生成系统的框图。【具体实施方式】在附图中，相似的符号典型地鉴别相似的构件，除非上下文另外指出。在说明书、附图和权利要求中描述的例示性实施例不意图进行限定。可利用其他实施例，并且可进行其他更改，而不脱离在此提出的主题的精神或范围。将易于理解的是，如在本文中大体描述并且在附图中示出的本公开的方面可布置、置换、结合、且设计成多种不同构造，所有构造是明确地可想到的并且组成本公开的部分。图1示出了根据本专利技术的示范实施例的飞行器系统5。示范飞行器系统5具有机身6和附接至机身的机翼7。飞行器系统5具有推进系统100，其在飞行中产生推动飞行器系统所需的推进推力。尽管推进系统100在图1中示为附接至机翼7，但是在其他实施例中，其可联接至飞行器系统5的其他部分，例如，尾部部分16。示范飞行器系统5具有燃料贮存系统10，其用于贮存在推进系统100中使用的一种或更多种类型的燃料。如下面在本文中进一步说明的，在图1中示出的示范飞行器系统5使用两种类型的燃料。由此，示范飞行器系统5包括能够贮存第一燃料11的第一燃料箱21，和能够贮存第二燃料12的第二燃料箱22。在图1中示出的示范飞行器系统5中，第一燃料箱21的至少一部分位于飞行器系统5的机翼7中。在图1中示出的一个示范实施例中，第二燃料箱22在机翼联接至机身的位置附近位于飞行器系统的机身6中。在备选实施例中，第二燃料箱22可位于机身6或机翼7中的其他适当的位置处。在其他实施例中，飞行器系统5可包括能够贮存第二燃料12的可选的第三燃料箱123。可选的第三燃料箱123可例如在图1中示意地示出的，位于飞行器系统的机身的后部部分中。如下面在本文中进一步描述的，在图1中示出的推进系统100是双燃料推进系统，其能够通过使用第一燃料11或第二燃料12或使用第一燃料11和第二燃料12两者来生成推进推力。示范双燃料推进系统100包括燃气涡轮发动机101，其能够选择性地使用第一燃料11、或第二燃料21或以选定比例使用第一燃料和第二燃料二者来生成推进推力。第一燃料可为常规液体燃料，例如，基于煤油的喷气燃料，例如在本领域中公知为Jet-A、JP-8、或JP-5或其他已知类型或等级。在本文中描述的示范实施例中，第二燃料12是在十分低的温度下贮存的低温燃料。在本文中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，在本文中称为“LNG”)。低温第二燃料12在低温下贮存在燃料箱中。例如，LNG在大约-265° F下在大约15 psia的绝对压力下贮存在第二燃料箱22中。燃料箱可由已知的材料(例如，钛、因科镍合金(Inconel)、铝或复合材料)制成。在图1中示出的示范飞行器系统5包括燃料输送系统50，其能够从燃料贮存系统10向推进系统100输送燃料。已知的燃料输送系统可用来输送常规的液体燃料，例如，第一燃料11。在本文中描述并在图1和图2中示出的示范实施例中，燃料输送系统50构造为通过运输低温燃料的管道54向推进系统100输送低温液体燃料(例如，LNG)。为了在输送期间充分维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且构造成用于运输加压低温液体燃料。在一些示范实施例中，管道54的至少一部分具有双壁构造。管道可由已知的材料(例如，钛、因科镍合金、铝或复合材料)形成。在图1中示出的飞行器系统5的示范实施例还包括燃料电池系统400，包括能够使用第一燃料11或第二燃料12中的至少一种来产生电功率的燃料电池。燃料输送系统50能够从燃料贮存系统10向燃料电池系统400输送燃料。在一个示范实施例中，燃料电池系统400使用由双燃料推进系统100使用的低温燃料12的一部分来生成功率。推进系统100包括燃气涡轮发动机101，其通过在燃烧器中燃烧燃料来生成推进推力。图4是示范燃气涡轮发动机101的示意图，该燃气涡轮发动机101包括风扇103、和具有高压压缩机105的核心发动机108、以及燃烧器90。发动机101还包括高压涡轮155、低压涡轮157、和增压器104。示范燃气涡轮发动机101具有风扇103，其生成推进推力的至少一部分。发动机101具有进气侧109和排气侧110。风扇103和涡轮157使用第一转子轴114联接在一起，并且压缩机105和涡轮155使用第二转子轴115联接在一起。在例如在图4中示出的一些应用中，风扇103叶片组件至少部分地定位在发动机外壳116内。在其他应用中，风扇103可形成“开放转子”，其中不存在围绕风扇叶片组件的外壳。在操作期间，空气在基本上平行于延伸穿过发动机101的中心线轴线15的方向上轴向地穿过风扇103流动，并且压缩空气被供应至高压压缩机105。将高度压缩的空气输送至燃烧器90。来自燃烧器90的热气体(在图4中未示出)驱动涡轮155和157。涡轮157借助于轴114驱动风扇103，并且类似地，涡轮155借助于轴115驱动压缩机105。在备选实施例中，发动机101可具有在本领域中有时公知为中压压缩机的额外的压缩机，其由另一涡轮级(在图4中未示出)驱动。在飞行器系统5的操作期间(见在图7中示出的示范飞行剖面)，在推进系统100中的燃气涡轮发动机101可在推进系统的操作的第一选择部分期间(例如，在起飞期间)使用例如第一燃料11。推进系统100可在推进系统的操作的第二本文档来自技高网...
【技术保护点】
一种用于飞行器的电功率系统，其包括：涡轮发动机，其联接至所述飞行器并且提供推进推力，并在操作期间放出热来限定高温源；低温燃料系统，其位于所述飞行器内，并且为所述涡轮提供燃料并放出处于比来自所述涡轮发动机的热低的温度的热来限定低温源；和电功率生成器，其位于所述飞行器上并且利用所述高温源与所述低温源之间的温度差来生成电功率。
【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】...
【专利技术属性】
技术研发人员：A小德尔加多，TJ布赫霍尔斯，CD马蒂亚斯，
申请(专利权)人：通用电气公司，
类型：发明
国别省市：美国;US
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