用于管理lng沸騰物的方法和lng沸騰物管理組件的制作方法
【專利說明】用于管理LNG沸騰物的方法和LNG沸騰物管理組件
[0001]相關(guān)申請的交叉引用
本申請要求2012年12月28日提交的美國臨時專利申請N0.61/747，007的優(yōu)先權(quán)，該申請整體地結(jié)合在本文中。
技術(shù)領(lǐng)域
[0002]本文描述的技術(shù)大體涉及航空器系統(tǒng)，而且更特別地涉及在航空燃?xì)鉁u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(shù)】
[0003]諸如液化天然氣(LNG)的某些低溫燃料可比傳統(tǒng)的噴氣燃料更廉價。目前在傳統(tǒng)的燃?xì)鉁u輪應(yīng)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?xì)鉁u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。具有一種可由可使用傳統(tǒng)的噴氣燃料和/或較低溫的燃料(諸如液化天然氣(LNG))來運行的航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機推進的航空器系統(tǒng)將是合乎需要的。在航空燃?xì)鉁u輪構(gòu)件和系統(tǒng)中具有較高效的冷卻將是合乎需要的。將是合乎需要的提高發(fā)動機中的效率且降低燃料消耗率，以降低運行成本。具有使用雙重燃料的航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機是合乎需要的，使用雙重燃料可減小溫室效應(yīng)氣體(CO2)、氮氧化物NOx、一氧化碳CO、未燃燒的烴和煙對環(huán)境的影響。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005]一方面，本發(fā)明的實施例涉及一種用于管理來自位于航空器上的LNG罐的沸騰物的方法，包括從航空器中移除沸騰物，以及從航空器中清除移除的沸騰物。
[0006]另一方面，本發(fā)明的實施例涉及一種用于航空器的液化天然氣(LNG)沸騰物管理裝備組件，航空器具有機載LNG罐，機載LNG罐具有排出系統(tǒng)，排出系統(tǒng)具有出口聯(lián)接件，LNG沸騰物管理裝備組件包括:移除系統(tǒng)，其具有流體聯(lián)接件，當(dāng)航空器在地面上時，流體聯(lián)接件選擇性地可操作地聯(lián)接到排出系統(tǒng)的出口聯(lián)接件上，而且移除系統(tǒng)構(gòu)造成從航空器上移除沸騰物；以及清除系統(tǒng)，其構(gòu)造成通過下者中的至少一個來清除沸騰物:對沸騰物進行存儲、氧化、消耗或燃燒。
【附圖說明】
[0007]可通過參照結(jié)合附圖得到的以下描述來最好地理解本文描述的技術(shù):
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是顯示燃料罐和示例性沸騰物使用的示例性布置的示意性圖； 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?xì)鉁u輪發(fā)動機的示意性橫截面圖；
圖5是顯示示意性熱交換器的示例性雙重燃料航空器燃?xì)鉁u輪發(fā)動機的一部分的示意性橫截面圖；
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；以及圖7是關(guān)于航空器系統(tǒng)的示例性飛行任務(wù)分布圖的示意性標(biāo)圖。
【具體實施方式】
[0008]參照本文的附圖，相同參考標(biāo)號表示各圖中的相同元件。
[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產(chǎn)生在飛行中推進航空器系統(tǒng)的推進力。雖然顯示了推進系統(tǒng)100附連到圖1中的機翼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的其它部件上，諸如例如機尾部分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使用兩類燃料，如在本文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的第一燃料罐21和能夠存儲第二燃料12的第二燃料罐22。在圖1中顯示的示例性航空器系統(tǒng)5中，第一燃料罐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，第二燃料罐22位于航空器系統(tǒng)的機身6中，在機翼聯(lián)接到機身上的位置附近。在備選實施例中，第二燃料罐22可位于機身6或機翼7中的其它適當(dāng)位置處。在其它實施例中，航空器系統(tǒng)5可包括能夠存儲第二燃料12的可選的第三燃料罐123?？蛇x的第三燃料罐123可位于航空器系統(tǒng)的機身的后部部分中，諸如例如圖1中示意性地顯示的那樣。
[0011]如本文后面進一步描述的那樣，圖1中顯示的推進系統(tǒng)100是雙重燃料推進系統(tǒng)，其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?xì)鉁u輪發(fā)動機101，其能夠通過選擇性地使用第一燃料11或第二燃料2，或者按選定的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(諸如)在現(xiàn)有技術(shù)中稱為Jet-A、JP-8或JP-5或者其它已知類型或級別的基于燃油的噴氣燃料。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罐中。例如，LNG在大約-265華氏度下在大約15 psia的絕對壓力下存儲在第二燃料罐22中。燃料罐可由已知材料制成，諸如鈦、鉻鎳鐵合金鋁或復(fù)合材料。
[0012]圖1中顯示的示例性航空器系統(tǒng)5包括能夠?qū)⑷剂蠌娜剂洗鎯ο到y(tǒng)10輸送到推進系統(tǒng)100的燃料輸送系統(tǒng)50。已知的燃料輸送系統(tǒng)可用來輸送傳統(tǒng)的液體燃料，諸如第一燃料11。在本文描述和圖1和2中顯示的示例性實施例中，燃料輸送系統(tǒng)50構(gòu)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運送低溫燃料。為了使低溫燃料在輸送期間基本保持液態(tài)，燃料輸送系統(tǒng)50的管道54的至少一部分被隔熱，并且構(gòu)造成運送加壓低溫液體燃料。在一些示例性實施例中，管道54的至少一部分具有雙壁結(jié)構(gòu)。管道可由已知材料制成，諸如鈦、鉻鎳鐵合金、鋁或復(fù)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，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?qū)⑷剂蠌娜剂洗鎯ο到y(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使用雙重燃料推進系統(tǒng)100所使用的低溫燃料12的一部分來產(chǎn)生功率。
[0014]推進系統(tǒng)100包括燃?xì)鉁u輪發(fā)動機101，燃?xì)鉁u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?xì)鉁u輪發(fā)動機101的示意圖，示例性燃?xì)鉁u輪發(fā)動機101包括風(fēng)扇103和具有高壓壓縮機105的核心發(fā)動機108，以及燃燒器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?xì)鉁u輪發(fā)動機101具有產(chǎn)生至少一部分推進力的風(fēng)扇103。發(fā)動機101具有進氣側(cè)109和排氣側(cè)110。風(fēng)扇103和渦輪157使用第一轉(zhuǎn)子軸114聯(lián)接在一起，并且壓縮機105和渦輪155使用第二轉(zhuǎn)子軸115聯(lián)接在一起。在諸如例如圖4中顯示的一些應(yīng)用中，風(fēng)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(yīng)用中，風(fēng)扇103可形成“開放轉(zhuǎn)子”的一部分，其中沒有殼包圍風(fēng)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(fēng)扇103，并且壓縮空氣供應(yīng)到高壓壓縮機105。高度壓縮的空氣輸送到燃燒器90。來自燃燒器90的熱氣體(未在圖4中顯示)驅(qū)動渦輪155和157。渦輪157通過軸114驅(qū)動風(fēng)扇103，而且類似地，渦輪155通過軸115驅(qū)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(未在圖4中顯示)驅(qū)動的額外的壓縮機，它在本領(lǐng)域中有時被稱為中壓壓縮機。
[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分布圖)，推進系統(tǒng)100中的燃?xì)鉁u輪發(fā)動機101在推進系統(tǒng)的第一選定運行部分期間(諸如例如在起飛期間)可使用例如第一燃料11。推進系統(tǒng)100在推進系統(tǒng)的第二選定運行部分期間(諸如在巡航期間)可使用第二燃料12，諸如例如LNG。備選地，在航空器系統(tǒng)5的選定運行部分期間，燃?xì)鉁u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)的各種運行階段期間，第一燃料和第二燃料的比例可適當(dāng)?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，一種燃料可為低溫燃料，諸如例如LNG (液化天然氣)，另一種燃料可為傳統(tǒng)的基于燃油的噴氣燃料，諸如Jet-A、JP-8、JP-5，或者世界范圍內(nèi)可用的類似級別的燃料。
[0018]除了燃料噴嘴之外，Jet-A燃料系統(tǒng)類似于傳統(tǒng)的航空器燃料系統(tǒng)，燃料噴嘴能夠以0%-100%的比例燃燒通往燃燒器的Jet-A和低溫/LNG。在圖1中顯示的實施例中，LNG系統(tǒng)包括燃料罐，燃料罐可選地包含以下特征:(i)排出管線，其具有合適的止回閥，以在罐中保持特定壓力；(ii)用于液體低溫燃料的排泄管線；(iii)估量或其它測量能力，其用以評價罐中存在的低溫(LNG)燃料的溫度、壓力和容積；(iv)位于低溫(LNG)罐中或者可選地位于罐外部的增壓泵，其提高低溫(LNG)燃料的壓力，以將其運送到發(fā)動機；以及(iv)可選的低溫冷卻器，其用以使罐無限地保持處于低溫溫度。
[0019]燃料罐將優(yōu)選以大氣壓力或接近大氣壓力的壓力運行，但可在O psig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罐壓力和溫度。從罐和增壓泵延伸到發(fā)動機掛架的低溫(LNG)燃料管線可具有以下特征:(i)單壁或雙壁結(jié)構(gòu)；(ii)真空