包括低溫燃料系統(tǒng)的渦輪發(fā)動機組件的制作方法
【專利說明】包括低溫燃料系統(tǒng)的渦輪發(fā)動機組件
[0001]相關串請的交叉引用
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N0.61/746，847、N0.61/746，855、N0.61/746，872、N0.61/746，882、N0.61/746，915 和 N0.61/746，673 的權(quán)益，其全部通過引用而完整地結(jié)合在本文中。
技術領域
[0002]這里所述的技術總地涉及飛機系統(tǒng)，更具體地說，涉及在航空燃氣渦輪發(fā)動機中利用雙燃料的飛機系統(tǒng)和操作它的方法。
【背景技術】
[0003]某些低溫燃料例如液化天然氣(LNG)可能比傳統(tǒng)的噴氣燃料更為便宜。目前在傳統(tǒng)燃氣渦輪應用中冷卻的方式使用了壓縮空氣或傳統(tǒng)的液體燃料。用于冷卻的壓縮機空氣的使用可能降低了發(fā)動機系統(tǒng)的效率。
[0004]因此，需要具有在航空燃氣渦輪發(fā)動機利用雙燃料的飛機系統(tǒng)。需要的是具有這樣的飛機系統(tǒng)，其可被航空燃氣渦輪發(fā)動機推進，航空燃氣渦輪發(fā)動機可利用傳統(tǒng)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(gòu)件和系統(tǒng)中具有更高效的冷卻。需要的是改善效率和降低發(fā)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(fā)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(huán)境影響。
【發(fā)明內(nèi)容】
[0005]—方面，本發(fā)明的一個實施例涉及一種渦輪發(fā)動機組件，其包括渦輪核心、熱交換器和低溫燃料系統(tǒng)，渦輪核心包括沿軸向?qū)实膲嚎s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(nèi)壁和外壁的大致環(huán)形的殼體，熱交換器包括位于至少內(nèi)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(tǒng)具有低溫燃料箱及聯(lián)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。
[0006]另一方面，本發(fā)明的一個實施例涉及一種渦輪發(fā)動機組件，其具有渦輪核心、低溫燃料系統(tǒng)和多級蒸發(fā)器，渦輪核心包括沿軸向?qū)实膲嚎s機部段、燃燒部段、渦輪部段和噴嘴部段，低溫燃料系統(tǒng)具有低溫燃料箱和供給線路，并且多級蒸發(fā)器包括至少一個與供給線路在流體方面聯(lián)接的通道，使得低溫燃料從低溫燃料箱流過多級蒸發(fā)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】
[0007]通過參照結(jié)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(tǒng)的等距視圖，其具有雙燃料推進系統(tǒng)；
圖2是一種示例性燃料傳送/分布系統(tǒng)；
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(fā)用途；
圖4是一種示例性雙燃料飛機燃汽渦輪發(fā)動機的示意性的橫截面圖，其具有燃料傳送和控制系統(tǒng)；
圖5是一種示例性雙燃料飛機燃氣渦輪發(fā)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(tǒng)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(fā)器的實施例；
圖13是內(nèi)部安裝的示例性燃燒器殼體蒸發(fā)器的橫截面圖；
圖14是外部安裝的示例性燃燒器殼體蒸發(fā)器的橫截面圖；
圖15是全部根據(jù)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(fā)器的橫截面圖；
圖16至18顯示了特定的液體燃料蒸發(fā)器實施例；
圖19至20顯示了特定的液體燃料蒸發(fā)器實施例。
【具體實施方式】
[0008]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。
[0009]圖1顯示了根據(jù)本發(fā)明的一個示例性實施例的飛機系統(tǒng)5。示例性飛機系統(tǒng)5具有機身6和連接在機身上的機翼7。飛機系統(tǒng)5具有推進系統(tǒng)100，其產(chǎn)生了飛行中推進飛機系統(tǒng)所需要的推力。雖然在圖1中顯示推進系統(tǒng)100連接在機翼7上，但是在其它實施例中，其可聯(lián)接在飛機系統(tǒng)5的其它部件，例如尾部部分16上。
[0010]示例性飛機系統(tǒng)5具有燃料存儲系統(tǒng)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(tǒng)100中。圖1中所示的示例性飛機系統(tǒng)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(tǒng)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(tǒng)5中，至少第一燃料箱21的一部分定位在飛機系統(tǒng)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(tǒng)的機身6中，靠近機翼聯(lián)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(tǒng)5可包括能夠儲存第二燃料12的可選的第三燃料箱123?？蛇x的第三燃料箱123可定位在飛機系統(tǒng)的機身的后部部分中，例如圖1中示意性地所示。
[0011]如本文后面進一步所述，圖1中所示的推進系統(tǒng)100是一種雙燃料推進系統(tǒng)，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(chǎn)生推力。示例性雙燃料推進系統(tǒng)100包括燃氣渦輪發(fā)動機101，其能夠選擇性地利用第一燃料11或第二燃料21，或者在選定的比例下利用第一燃料和第二燃料而產(chǎn)生推力。第一燃料可為傳統(tǒng)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 °F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。
[0012]圖1中所示的示例性飛機系統(tǒng)5包括燃料傳送系統(tǒng)50，其能夠?qū)⑷剂蠌娜剂洗鎯ο到y(tǒng)10傳送給推進系統(tǒng)100。已知的燃料傳送系統(tǒng)可用于傳送傳統(tǒng)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(tǒng)50配置為通過運輸?shù)蜏厝剂系墓艿?4將低溫液體燃料，例如液化天然氣傳送給推進系統(tǒng)100。為了在傳送期間基本保持低溫燃料的液體狀態(tài)，至少燃料傳送系統(tǒng)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(jié)構(gòu)。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。
[0013]圖1中所示的飛機系統(tǒng)5的示例性實施例還包括燃料電池系統(tǒng)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(chǎn)生電功率的燃料電池。燃料傳送系統(tǒng)50能夠?qū)⑷剂蠌娜剂洗鎯ο到y(tǒng)10傳送給燃料電池系統(tǒng)400。在示例性實施例中，燃料電池系統(tǒng)400利用雙燃料推進系統(tǒng)100所使用的一部分低溫燃料12來發(fā)電。
[0014]推進系統(tǒng)100包括燃氣渦輪發(fā)動機101，其通過在燃燒器中燃燒燃料而產(chǎn)生推力。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，其具有高壓壓縮機105和燃燒器90。發(fā)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(fā)動機101具有風扇103，其產(chǎn)生至少一部分推力。發(fā)動機101具有進氣側(cè)109和排氣側(cè)110。風扇103和渦輪157通過第一轉(zhuǎn)子軸114而聯(lián)接在一起，并且壓縮機105和渦輪155通過第二轉(zhuǎn)子軸115而聯(lián)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(fā)動機殼體116中。在其它應用中，風扇103可形成“開放轉(zhuǎn)子”的一部分，在這種情況下沒有殼體包圍風扇葉片組件。
[0015]在操作期間，空氣在與穿過發(fā)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(qū)動渦輪155和157。渦輪157通過軸114驅(qū)動風扇103，并且類似地，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(qū)動。
[0016]在飛機系統(tǒng)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(fā)動機101在推進系統(tǒng)100中可在推進系統(tǒng)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(tǒng)100可在推進系統(tǒng)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?；蛘?，在飛機系統(tǒng)5的選定的操作部分期間，燃氣渦輪發(fā)動機101能夠同時利用第一燃料11和第二燃料12而產(chǎn)生推力。第一燃料和第二燃料的比例可在推進系統(tǒng)的各種操作階段，在0%至100%之間根據(jù)情形而變化。
[0017]這里所述的飛機和發(fā)動機系統(tǒng)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(tǒng)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。
[0018]Jet-A燃料系統(tǒng)類似于傳統(tǒng)的飛機燃料系統(tǒng)，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(tǒng)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(guī)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栗，其增加了低溫(LNG)燃料的壓力，以便將其運輸至發(fā)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。
[0019]燃料箱將優(yōu)選在大氣壓下或接近大氣壓下操作，但可在O至10psig的范圍內(nèi)操作。燃料系統(tǒng)的備選實施例可包括高的箱壓力和溫度。從箱和增壓栗延伸至發(fā)動機掛架的低溫(LNG)燃料線路可具有以下特征:(i)單