飞行器热传输系统和方法与流程

1.本主题大体上涉及一种包括燃料减氧单元(fuel oxygen reduction unit)的飞行器热传输系统及其操作方法。

背景技术：

2.典型的飞行器推进系统包括一个或多个燃气涡轮发动机。燃气涡轮发动机通常包括涡轮机，涡轮机以串行流动顺序包括压缩机区段、燃烧区段、涡轮区段和排气区段。在操作中，空气被提供到压缩机区段的入口，其中一个或多个轴向压缩机逐渐压缩空气直到它到达燃烧区段。燃料与压缩空气混合并在燃烧区段内燃烧以提供燃烧气体。燃烧气体从燃烧区段输送到涡轮区段。通过涡轮区段的燃烧气体流驱动涡轮区段，然后被引导通过排气区段，例如，到达大气。
3.燃气涡轮发动机和飞行器的某些操作和系统可能产生相对大量的热量。燃料已被确定为有效的散热器，以在操作期间接收至少一些这样的热量，这至少部分是由于其热容量和燃烧操作中可能由燃烧更高温度燃料导致的增加的效率。
4.然而，在没有适当调节燃料的情况下加热燃料可能会导致燃料“焦化”，或形成可能堵塞燃料系统的某些部件(例如燃料喷嘴)的固体颗粒。此外，燃料的这种焦化防止在更高温度的系统和应用中使用燃料。因此，聚α烯烃(pao)润滑剂用于飞行器上的高温应用系统。减少燃料中的氧量可以有效地降低燃料焦化超过不可接受的量的可能性，并使燃料能够用于更高温度的系统和应用中。

技术实现要素：

5.本发明的方面和优点将在以下描述中部分地阐述，或者可以从描述中显而易见，或者可以通过本发明的实践来了解。
6.在本公开的示例性方面中，提供了一种将燃料用于发动机、具有飞行器热负载的机身、燃料箱和燃料减氧单元的方法。该方法包括在燃料减氧单元中接收入口燃料流，用于减少入口燃料流中的氧量；将燃料减氧单元内的燃料/气体混合物分离成出口气体流和离开燃料减氧单元的出口燃料流；控制到发动机的出口燃料流的第一部分；以及控制到机身的出口燃料流的第二部分以在出口燃料流的第二部分和飞行器热负载之间传递热量。
7.在某些示例性方面，该方法包括将离开燃料减氧单元的出口燃料流发送到计量单元，该计量单元分流并控制出口燃料流的第一部分和出口燃料流的第二部分。
8.在某些示例性方面，该方法包括将出口燃料流的第三部分的旁通流从计量单元引导到燃料箱。
9.在某些示例性方面，出口燃料流是脱氧燃料。
10.在某些示例性方面，出口燃料流的第二部分冷却飞行器热负载。
11.在某些示例性方面，出口燃料流的第二部分处于大于250华氏度的温度下。
12.在某些示例性方面，出口燃料流的第二部分处于大于300华氏度的温度下。
13.在某些示例性方面，出口燃料流的第二部分处于大于400华氏度的温度下。
14.在某些示例性方面，该方法包括将冷却飞行器热负载的出口燃料流的第二部分引导至燃料-燃料热交换器。
15.在某些示例性方面，分离步骤包括使用通过汽提气体(stripping gas)流路的汽提气体流来减少入口燃料流中的氧量，并将燃料减氧单元内的燃料/气体混合物分离成出口汽提气体流以及离开燃料减氧单元的出口燃料流。
16.在某些示例性方面，该方法包括将离开燃料减氧单元的出口燃料流的一部分储存在次级燃料箱中。
17.在本公开的示例性实施例中，提供了一种飞行器热传输系统。飞行器热传输系统包括发动机；具有飞行器热负载的机身；具有燃料的燃料箱；燃料减氧单元，该燃料减氧单元与来自燃料箱的入口燃料流连通，燃料减氧单元构造成减少入口燃料流中的氧量，其中出口燃料流离开燃料减氧单元；和控制单元，该控制单元与来自燃料减氧单元的出口燃料流连通，其中控制单元构造成将出口燃料流的第一部分引导至发动机，并且其中控制单元构造成将出口燃料流的第二部分引导到机身以在出口燃料流的第二部分和飞行器热负载之间传递热量。
18.在某些示例性实施例中，控制单元构造成将出口燃料流的旁通部分引导回燃料箱。
19.在某些示例性实施例中，出口燃料流是脱氧燃料。
20.在某些示例性实施例中，出口燃料流的第二部分冷却飞行器热负载。
21.在某些示例性实施例中，出口燃料流的第二部分处于大于300华氏度的温度下。
22.在某些示例性实施例中，出口燃料流的第二部分处于大于400华氏度的温度下。
23.在某些示例性实施例中，系统包括燃料-燃料热交换器，该燃料-燃料热交换器与机身下游的出口燃料流的第二部分连通。
24.在某些示例性实施例中，系统包括次级燃料箱，该次级燃料箱与离开燃料减氧单元的出口燃料流的一部分连通。
25.在某些示例性实施例中，其中燃料减氧单元包括汽提气体管线；接触器，该接触器与汽提气体管线和入口燃料流流体连通，用于形成燃料/气体混合物；和分离器，该分离器与接触器流体连通，分离器接收燃料/气体混合物并将燃料/气体混合物分离成出口汽提气体流和出口燃料流。
26.本发明的这些和其他特征、方面和优点将通过参考以下描述和所附权利要求变得更好理解。并入本说明书并构成本说明书一部分的附图说明了本发明的实施例，并且与描述一起用于解释本发明的原理。
附图说明
27.在参考附图的说明书中阐述了针对本领域普通技术人员的本发明的完整且可行的公开，包括其最佳模式，其中：
28.图1是根据本公开的示例性实施例的燃气涡轮发动机的示意性横截面视图。
29.图2是根据本公开的示例性实施例的燃料减氧单元的示意图。
30.图3是根据本公开的示例性实施例的飞行器热传输系统的示意图。
31.图4是根据本公开的另一个示例性实施例的飞行器热传输系统的示意图。
32.图5是根据本公开的另一个示例性实施例的飞行器热传输系统的示意图。
33.对应的附图标记在多个视图中指示对应的部分。本文列出的示例说明了本公开的示例性实施例，并且这些示例不应被解释为以任何方式限制本公开的范围。
具体实施方式
34.现在将详细参考本发明的当前实施例，其一个或多个示例在附图中示出。详细描述使用数字和字母标号来指代附图中的特征。附图和描述中的相似或类似的标号已用于指代本发明的相似或类似的部分。
35.提供以下描述以使本领域技术人员能够制造和使用预期用于实施本发明的所描述的实施例。然而，对于本领域技术人员来说，各种修改、等价物、变化和替代物将是显而易见的。任何和所有这样的修改、变化、等价物和替代物都旨在落入本发明的精神和范围内。
36.为了下文描述的目的，术语“上”、“下”、“右”、“左”、“竖直”、“水平”、“顶部”、“底部”、“横向”、“纵向”及其派生词应与本发明有关，因为它在附图中被取向。然而，应当理解，本发明可以采用各种替代变化，除非明确指明相反。还应理解，附图中所示以及以下说明书中描述的特定装置仅仅是本发明的示例性实施例。因此，与本文公开的实施例相关的特定尺寸和其他物理特性不应被视为限制。
37.如本文所用，术语“第一”、“第二”和“第三”可以互换使用，以将一个部件与另一个部件区分开来，并且不旨在表示各个部件的位置或重要性。
38.术语“上游”和“下游”指的是相对于流体路径中的流体流动的相对方向。例如，“上游”是指流体从其流动的方向，“下游”是指流体向其流动的方向。
39.除非本文另有说明，否则术语“联接”、“固定”、“附接到”等既指是直接联接、固定或附接，也指通过一个或多个中间部件或特征间接联接、固定或附接。
40.除非上下文另有明确规定，否则单数形式“一”、“一个”和“所述”包括复数指代。
41.本文在整个说明书和权利要求书中使用的近似语言被应用于修饰任何可以允许改变而不导致与其相关的基本功能的改变的定量表示。因此，由诸如“大约”、“近似”和“基本上”之类的一个或多个术语修饰的值不限于指定的精确值。在至少一些情况下，近似语言可以对应于用于测量值的仪器的精度，或用于构造或制造部件和/或系统的方法或机器的精度。例如，近似语言可以指在10％的余量内。
42.在此以及在整个说明书和权利要求书中，范围限制被组合和互换，除非上下文或语言另有说明，否则这样的范围被标识并且包括其中包含的所有子范围。例如，本文公开的所有范围都包括端点，并且端点可以相互独立地组合。
43.在本公开的飞行器热传输系统中，飞行器热传输系统使用燃料减氧单元来去除或减少入口燃料流的氧含量并提供离开具有相对低氧含量的燃料减氧单元的出口燃料流，例如，出口燃料流是脱氧燃料。因此，这使得本公开的系统能够使用发动机和机身之间的燃料来传输和排出热量。在本公开的系统中，燃料现在能够在这种系统所需的更高温度要求下操作，而没有燃料“焦化”的风险。换言之，通过利用作为脱氧燃料的出口燃料流，本公开的系统能够直接使用燃料来冷却航空电子设备/飞行器热负载需求，从而消除对额外流体pao系统以及与之相关的所有的复杂性、重量和成本的需要。本公开的系统能够使用脱氧燃料
作为机身部件的冷却剂。
44.由于燃料的温度限制，这在常规系统中是不可能的。例如，在常规系统中，由于燃料中的氧气，以这种方式加热燃料可能导致燃料如上所述“焦化”。因此，在常规系统中，专用中间流体系统，例如pao系统，用于移动来自飞行器航空电子设备和其他负载的热量，以被发动机空气和燃料排出。在常规系统中使用pao系统需要额外的流体pao系统以及与之相关的所有复杂性、重量和成本。
45.现在参考附图，其中相同的数字在所有附图中表示相同的元件，图1提供了根据本公开的示例性实施例的发动机的示意性横截面视图。发动机可以结合到运载器中。例如，发动机可以是结合到飞行器中的航空发动机。预期本公开的发动机和系统是能够超音速的军用飞行器的一部分。然而，替代地，发动机可以是用于任何其他合适的飞行器的任何其他合适类型的发动机。
46.对于所描绘的实施例，发动机被构造成高旁通涡轮风扇发动机100。如图1所示，涡轮风扇发动机100限定轴向方向a(平行于纵向中心线或轴线101延伸以供参考)、径向方向r和周向方向(围绕轴向方向a延伸；图1中未示出)。通常，涡轮风扇100包括风扇区段102和设置在风扇区段102下游的涡轮机104。
47.所示的示例性涡轮机104通常包括限定环形入口108的基本管状外壳106。外壳106以串行流动关系包围压缩机区段，该压缩机区段包括增压器或低压(lp)压缩机110和高压(hp)压缩机112；燃烧区段114；涡轮区段，该涡轮区段包括高压(hp)涡轮116和低压(lp)涡轮118；和喷射排气喷嘴区段120。压缩机区段、燃烧区段114和涡轮区段一起至少部分地限定了从环形入口108延伸到喷射喷嘴排气区段120的核心空气流动路径121。涡轮风扇发动机还包括一个或多个驱动轴。更具体地，涡轮风扇发动机包括将hp涡轮116驱动地连接到hp压缩机112的高压(hp)轴或线轴122，以及将lp涡轮118驱动地连接到lp压缩机110的低压(lp)轴或线轴124。
48.对于所描绘的实施例，风扇区段102包括风扇126，风扇126具有以间隔开的方式联接到盘130的多个风扇叶片128。风扇叶片128和盘130可通过lp轴124一起围绕纵向轴线101旋转。盘130由可旋转的前轮毂132覆盖，该前轮毂132具有空气动力学轮廓以促进气流通过多个风扇叶片128。此外，提供了环形风扇外壳或外机舱134，环形风扇外壳或外机舱134周向地围绕风扇126和/或涡轮机104的至少一部分。机舱134通过多个周向间隔开的出口导向轮叶136相对于涡轮机104支撑。机舱134的下游区段138在涡轮机104的外部上方延伸，以便在其间限定旁通气流通道140。
49.仍然参考图1，涡轮风扇发动机100另外包括附件齿轮箱142、燃料减氧单元144和燃料输送系统146。尽管对于所示的实施例，附件齿轮箱142位于涡轮机104的整流罩/外壳106内，但预期附件齿轮箱142可位于涡轮机104的其他部分内。例如，附件齿轮箱142可位于涡轮机104的风扇126的部分内，例如风扇126的风扇整流罩或其他部分。在这样的构造中，附件齿轮箱142没有安装在核心上，仍然可以由hp轴122驱动，并且不容易接触到发动机引气。此外，将理解，尽管图1中未示意性地描绘，但附件齿轮箱142可以机械地联接到涡轮机104的一个或多个轴或线轴，并且可与涡轮机104的一个或多个轴或线轴一起旋转。例如，在至少某些示例性实施例中，附件齿轮箱142可以机械地联接到hp轴122并且可与hp轴122一起旋转。此外，对于所示的实施例，燃料减氧单元144联接到附件齿轮箱142或以其他方式与
附件齿轮箱142一起可旋转，尽管在其他实施例中，燃料减氧单元144可以使用其他或额外的旋转动力源，例如电动机。以这种方式，将理解，示例性燃料减氧单元144由附件齿轮箱142驱动。值得注意的是，如本文所用，术语“燃料氧转化或还原”通常是指能够减少燃料的游离氧含量的装置。
50.此外，燃料输送系统146通常包括燃料源148，例如燃料箱，以及一条或多条燃料管线150。一条或多条燃料管线150提供通过燃料输送系统146到涡轮风扇发动机100的涡轮机104的燃烧区段114的燃料流。此外，燃料源148和燃料减氧单元144与具有飞行器热负载的机身152连通，如图1所示的并且如参考图3-5进一步详细描述的那样。
51.然而，将理解，图1中描绘的示例性涡轮风扇发动机100仅作为示例提供。在其他示例性实施例中，任何其他合适的发动机可以与本公开的方面一起使用。预期本公开的发动机和系统是能够超音速的军用飞行器的一部分。在其他实施例中，发动机可以是任何其他合适的燃气涡轮发动机，例如涡轮轴发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮喷气发动机等。以这种方式，将进一步理解的是，在其他实施例中，燃气涡轮发动机可以具有任何其他合适的构造，例如任何其他合适数量或布置的轴、压缩机、涡轮、风扇等。此外，尽管图1中描绘的示例性燃气涡轮发动机示意性地显示为直接驱动、固定桨距涡轮风扇发动机100，在其他实施例中，本公开的燃气涡轮发动机可以是齿轮式燃气涡轮发动机(即，包括齿轮箱，齿轮箱在风扇126和驱动风扇的轴，例如lp轴124之间)，可以是可变桨距燃气涡轮发动机(即，包括风扇126，风扇126具有可围绕它们各自的俯仰轴线旋转的多个风扇叶片128)。此外，尽管本文未描绘，在其他实施例中，燃气涡轮发动机可以是任何其他合适类型的燃气涡轮发动机，例如结合到发电系统的工业燃气涡轮发动机、航海用燃气涡轮发动机等。此外，仍然在替代实施例中，本公开的方面可以结合到任何其他类型的发动机中或以其他方式与任何其他类型的发动机一起使用，例如往复式发动机。
52.此外，将理解，尽管对于所描绘的实施例，涡轮风扇发动机100包括位于涡轮机104内，即涡轮机104的外壳106内的燃料减氧单元144，在其他实施例中，燃料减氧单元144可以位于任何其他合适的位置。例如，在其他实施例中，燃料减氧单元144可替代地定位成远离涡轮风扇发动机100，例如靠近燃料输送系统146的箱或在其内。另外，在其他实施例中，燃料减氧单元144可以附加地或替代地由其他合适的动力源驱动，例如电动马达、液压马达或与hp或lp轴的独立机械联轴器等。
53.现在参考图2，提供了根据本公开的示例性实施例的用于燃气涡轮发动机的燃料减氧单元200的示意图。在至少某些示例性实施例中，所描绘的示例性燃料减氧单元200可以结合到例如上文参考图1描述的示例性发动机100中(例如，可以是图1中所描绘的和上文描述的燃料减氧单元144)。
54.如将从本文的讨论中理解的，在示例性实施例中，图2的示例性燃料减氧单元200通常包括接触器202、分离器204、预加热器212、催化剂210、气体增压泵208和汽提气体源260。此外，示例性燃料减氧单元200通常限定从分离器204到接触器202的循环气体流动路径206，对于图2中描绘的实施例，预加热器212、催化剂210和气体增压泵208定位在循环气体流动路径206内或以其他方式流体连接到循环气体流动路径206。
55.在示例性实施例中，接触器202可以以任何合适的方式构造以基本上混合接收的气体和液体流。例如，在某些实施例中，接触器202可以是机械驱动的接触器(例如，具有桨
叶，用于混合所接收的流)，或者替代地可以是用于至少部分地使用压力和/或接收流的流速来混合所接收的流的无源(passive)接触器。例如，无源接触器可以包括一个或多个湍流器、文丘里混合器等。
56.此外，示例性燃料减氧单元200包括汽提气体管线205，并且更具体地，包括多个汽提气体管线205，它们一起至少部分地限定从分离器204延伸到接触器202的循环气体流动路径206。在某些示例性实施例中，除了多个汽提气体管线205和循环气体流动路径内的结构或部件之外，循环气体流动路径206可以由一个或多个导管、管、管道等的任何组合形成。
57.将理解，燃料减氧单元200通常在操作期间提供通过多个汽提气体管线205和汽提气体流动路径206的汽提气体流220。将理解，术语“汽提气体”在本文中用作方便的术语来指代通常能够执行本文所述功能的气体。流过汽提气体流动路径/循环气体流动路径206的汽提气体220可以是实际的汽提气体，其作用是从接触器内的燃料中汽提氧气，或者替代地可以是通过液体燃料起泡以降低这种燃料的氧气含量的喷射气体(sparging gas)。这样的燃料。例如，如下文将更详细讨论的，汽提气体220可以是惰性气体，例如氮气或二氧化碳(co2)，由至少50％质量的惰性气体组成的气体混合物，或氧气含量相对较低的一些其他气体或气体混合物。
58.此外，对于图2中描绘的示例性减氧单元，燃料减氧单元200还包括气体增压泵208、催化剂210和预加热器212。对于所示的实施例，气体增压泵208、催化剂210和预加热器212各自以串行流动的方式布置在循环气体流动路径206内。此外，气体增压泵208被构造为旋转式气体泵，其机械地联接到燃料气体分离器204并由其驱动。以这种方式，气体增压泵208可与燃料气体分离器204一起旋转。然而，在其他实施例中，气体增压泵208可以以任何其他合适的方式构造。例如，在其他实施例中，气体增压泵208可以与燃料气体分离器204机械地断开并且相对于燃料气体分离器204可独立地旋转。例如，在某些实施例中，气体增压泵208和/或分离器204可以独立地联接到附件齿轮箱，或者可以是电联接到合适电力源的电动泵，例如永磁交流发电机(pma)，其也可用于向全权数字控制发动机控制器(fadec)提供电力。在气体增压泵208联接到独立于分离器204的电源的实施例中，气体增压泵208可以以与燃料气体分离器204不同的转速旋转。
59.在使用永磁交流发电机(pma)作为气体增压泵208和/或分离器204的动力源的示例性实施例中，全权数字控制发动机控制器(fadec)由专用pma供电，该pma进而由燃气涡轮发动机的附件齿轮箱旋转/驱动。因此，pma的尺寸设计成能够在基本上所有操作条件(包括相对低速的操作条件，例如启动和怠速)下向fadec提供足够量的电力。然而，随着发动机加速，pma可以产生增加的电力，而操作fadec所需的电力可以保持相对恒定。因此，当发动机加速时，pma可能会产生可能需要通过电槽(electrical sink)耗散的过量电力。
60.本公开的发明人已经发现燃料减氧单元的动力消耗可以补充pma的发电。更具体地，燃料减氧单元在燃气涡轮发动机的低转速期间(当pma没有产生太多过量电力时)可能需要相对低量的电力，而在燃气涡轮发动机的高转速期间(当pma产生过量的电力时)可能需要相对高量的电力。因此，通过使用pma为燃料减氧单元供电，可以更有效地利用pma产生的电力。
61.然而，将理解，这种构造仅作为示例，并且在其他实施例中，fadec可以是任何其他合适的发动机控制器，pma可以是任何其他合适的电机等。因此，在某些实施例中，为具有发
动机和发动机控制器的飞行器提供发动机系统。发动机系统包括电机，该电机构造成与发动机控制器电连通以向发动机控制器供电；和燃料减氧单元，其限定液体燃料流动路径和汽提气体流动路径，并且被构造成将通过液体燃料流动路径的燃料流的氧气含量转移到通过汽提气体流动路径的汽提气体流，燃料减氧单元还与电机进行电连通，使得电机至少部分地为燃料减氧单元供电。
62.参考图2，在示例性实施例中，分离器204通常包括汽提气体出口214、燃料出口216和入口218。还将理解，所描绘的示例性燃料减氧单元200与燃料输送系统146一起操作，例如包括燃料减氧单元200的燃气涡轮发动机的燃料输送系统146(例如参见图1)。示例性燃料输送系统146通常包括多个燃料管线，特别是入口燃料管线222和出口燃料管线224。入口燃料管线222流体连接至接触器202，用于向接触器202提供液体燃料流或入口燃料流226(例如，从燃料源，例如燃料箱)，并且出口燃料管线224流体地连接至分离器204的燃料出口216，用于接收脱氧液体燃料流或出口燃料流227。
63.此外，在典型操作期间，汽提气体流220从分离器204的汽提气体出口214流经循环气体流动路径206到接触器202。更具体地，在典型操作期间，汽提气体220从分离器204的汽提气体出口214流动，通过预加热器212(构造为向流过其中的气体添加热能)，通过催化剂210，和至/通过气体增压泵208，其中汽提气体220的压力增加以提供汽提气体220通过循环气体流动路径206的流动。然后将相对高压的汽提气体220(即，相对于增压泵208上游的压力和进入接触器202的燃料)提供给接触器202，其中汽提气体220与来自入口燃料管线222的入口燃料流226混合以产生燃料气体混合物228。在接触器202内产生的燃料气体混合物228被提供给分离器204的入口218。
64.通常，将理解，在燃料减氧单元200的操作期间，通过入口燃料管线222提供到接触器202的入口燃料226可以具有相对高的氧气含量。提供给接触器202的汽提气体220可以具有相对低的氧气含量或其他特定的化学结构。在接触器202内，入口燃料226与汽提气体220混合，产生燃料气体混合物228。作为这种混合的结果，可以发生物理交换，由此入口燃料226中的至少一部分氧气被转移到汽提气体220，使得混合物228的燃料组分具有相对低的氧气含量(与通过入口燃料管线222提供的入口燃料226相比)，并且混合物228的汽提气体组分具有相对高的氧气含量(与通过循环气体流动路径206提供到接触器202的入口汽提气体220相比)。
65.在分离器204内，相对高氧气含量汽提气体220然后从相对低氧气含量燃料226分离回到出口汽提气体220和出口燃料227的各自流中。
66.在一个示例性实施例中，分离器204可以是双分离器泵。例如，分离器204限定了中心轴线、径向方向和围绕中心轴线延伸的周向方向。此外，分离器204被构造为机械驱动的双分离器泵，或更具体地，被构造为旋转/离心双分离器泵。因此，分离器204可包括输入轴232和单级分离器/泵组件。输入轴232可以机械地联接到单级分离器/泵组件，并且这两个部件可以一起围绕中心轴线旋转。此外，输入轴232可以机械地联接到例如附件齿轮箱(例如图1的示例性附件齿轮箱142)并由其驱动。然而，在其他实施例中，输入轴232可以机械地联接到任何其他合适的动力源，例如电动机、pma或其他电力源。如将理解的，单级分离器/泵组件可同时将混合物228分离成出口汽提气体220和来自混合物228的出口燃料227的流，并增加分离的出口燃料227的压力。
67.此外，示例性单级分离器/泵组件可包括沿中心轴线布置的内部气体过滤器和沿径向方向定位在内部气体过滤器外部的多个桨叶。在操作期间，单级分离器/泵组件围绕中心轴线的旋转，并且更具体地，多个桨叶围绕中心轴线的旋转(即，在周向方向上)，通常可以迫使较重的液体燃料226沿径向方向向外并且较轻的汽提气体220沿径向方向向内通过内部气体过滤器。以这种方式，出口燃料227可以通过分离器204的燃料出口216离开并且出口汽提气体220可以通过分离器204的气体出口214离开。
68.此外，将理解，通过这种构造，通过燃料出口216离开分离器204的出口燃料227可以处于比通过入口燃料管线222提供的入口燃料226更高的压力下，并且进一步高于通过入口218提供的燃料/气体混合物228。这可能至少部分归因于施加在这种液体燃料226上的离心力和多个桨叶的旋转。另外，将理解，对于一些实施例，液体燃料出口216沿径向方向位于入口218(即，燃料气体混合物入口)的外侧。这也有助于增加通过分离器204的燃料出口216提供的出口燃料227的压力。
69.例如，将理解，对于这样的示例性实施例，燃料减氧单元200的分离器204可以在操作期间在燃料流中产生压力升高。如本文所用，术语“压力升高”是指提供给分离器204的燃料出口216的出口燃料流227的压力(即，“液体燃料出口压力”)与通过入口燃料管线222提供到接触器202的入口燃料226的压力之间的净压差。在至少某些示例性实施例中，液体燃料226的压力升高可以是至少大约六十(60)磅每平方英寸(“psi”)，例如至少大约九十(90)psi，例如至少大约一百(100)psi，例如高达大约七百五十(750)psi。采用这种构造，将理解，在本公开的至少某些示例性实施例中，液体燃料出口压力在操作期间可以是至少大约七十(70)psi。例如，在至少某些示例性实施例中，在操作期间液体燃料的失压可以是至少大约一百(100)psi，例如在操作期间至少大约一百二十五(125)psi，例如在操作期间高达约八百(800)psi。
70.此外，将理解，提供给燃料出口216的出口燃料227已与汽提气体220相互作用，可具有相对低的氧气含量，从而可向其添加相对高量的热量，降低燃料焦化(即，化学反应形成可能堵塞或以其他方式损坏燃料流动路径内的部件的固体颗粒)的风险。例如，在至少某些示例性方面，提供给燃料出口216的出口燃料227的氧气含量可小于大约百万分之五(5)(“ppm”)，例如小于大约三(3)ppm，例如小于大约二(2)ppm，例如小于大约一(1)ppm，例如小于大约0.5ppm。
71.此外，如将理解的，所描绘的示例性燃料减氧单元200再循环并再利用至少一些或全部汽提气体220(即，汽提气体220在基本上闭合的回路中操作)。然而，离开分离器204的汽提气体220已经与液体燃料226相互作用，具有相对高的氧气含量。因此，为了再利用汽提气体220，需要降低来自分离器204的出口214的汽提气体220的氧气含量。对于所描绘的实施例，并且如上所述，汽提气体220流动通过预加热器212并流过催化剂210，在催化剂210中，汽提气体220的氧气含量被降低。更具体地，在催化剂210内，相对富氧的汽提气体220发生反应以降低其氧气含量。将理解，催化剂210可以以任何合适的方式构造以执行这些功能。例如，在某些实施例中，催化剂210可构造为燃烧相对富氧的汽提气体220以降低其氧气含量。然而，在其他实施例中，催化剂210可以另外或替代地包括催化组分的几何形状，相对富氧的汽提气体220流动通过这些几何形状以降低其氧气含量。在这些构造中的一种或多种中，可以产生副产物，例如水。水，如果产生的话，可以是蒸气形式并且继续作为汽提气体
220的一部分。或者，水或其他副产物，如果产生的话，可以通过管道输送离开催化剂210(管道未在图2的实施例中描绘)。在这些实施例中的一个或多个中，催化剂210可以被构造为将汽提气体220的氧气含量降低到按质量计小于大约百分之五(5％)的氧气(o2)，例如小于大约百分之二(2)(3％)的氧气(o2)，例如小于大约百分之一(1％)的氧气(o2)。
72.然后通过循环气体流动路径206的剩余部分提供所得的相对低氧气含量的气体并返回接触器202，从而可以重复循环。以这种方式，将理解，汽提气体220可以是能够经历上述化学转变的任何合适的气体。
73.如上所述，示例性燃料减氧单元200限定了从分离器204延伸到接触器202的循环气体流动路径206。在一个示例性实施例中，隔离阀或阀系统240与循环气体流动路径206气流连通，用于调节通过循环气体流动路径206到接触器202的气体流，或者更确切地说是汽提气体流220。在某些示例性实施例中，循环气体流动路径206可以由一个或多个导管、管、管道等的任何组合形成，以及可以是循环气体流动路径206内的部件的结构。在示例性实施例中，隔离阀可以构造成截止阀或分流阀。
74.例如，参考图2，在示例性实施例中，隔离阀被构造成分流阀。更具体地，燃料减氧单元200进一步限定了与循环气体流动路径206流体连通的旁通气体流动路径244，用于在某些操作期间绕过接触器202和燃料气体分离器204。更具体地，示例性旁通气体流动路径244在位于接触器202上游的第一位置246处和位于燃料气体分离器204下游的第二位置248处与循环气体流动路径206流体连通。更具体地，对于所描绘的实施例，第一位置246进一步定位在气体增压泵208的下游(即，在气体增压泵208和接触器202之间)，并且第二位置248定位在催化剂210和预加热器212的上游(即，在催化剂210和燃料气体分离器204之间)。
75.参照图2，在示例性实施例中，隔离阀系统240包括位于第一位置246处的第一分流阀270，并且燃料减氧单元200还包括位于第二位置处的第二分流阀272。然而，值得注意的是，在其他实施例中，燃料减氧单元200可以仅包括一个分流阀，该分流阀位于第一位置246处，或者替代地，位于第二位置248处。还应该理解的是，术语“分流阀”仅指能够将流体流的至少一部分从第一流体路径重引导到第二流体路径的一个阀或多个阀。因此，在某些示例性实施例中，分流阀270、272中的一个或两个可构造为可变的三通流体阀、二通截止阀(位于接头下游)、一对截止阀等。
76.所示的示例性分流阀270、272进一步与旁通气体流动路径244流体连通，并且被构造为选择性地将汽提气体流220通过循环气体流动路径206分流到旁通气体流动路径244，并围绕接触器202和分离器204分流。例如，分流阀270、272可构造成在某些操作期间将汽提气体流220的百分之一百(100％)通过循环气体流动路径206分流到旁通气体流动路径244，以基本上完全绕过接触器202和分离器204。然而，在其他示例性实施例中，分流阀270、272可构造成将少于百分之一百(100％)的汽提气体流220通过循环气体流动路径206分流到旁通气体流动路径244(例如至少百分之十(10％)，例如至少百分之二十(20％)，例如至少百分之五十(50％)，例如高达百分之五十(50％)，例如高达百分之七十五(75％)，例如高达百分之九十(90％))。
77.图3-5示出了根据本公开的示例性方面的用于航空发动机(例如燃气涡轮发动机)的飞行器热传输系统300的示意图。
78.现在参考图3，提供了根据本公开的示例性方面的用于航空发动机(例如燃气涡轮
发动机)的飞行器热传输系统300的示意图。在至少某些示例性实施例中，图3中描绘的示例性飞行器热传输系统300可以结合到例如上面参考图1描述的示例性发动机100中。
79.在本公开的飞行器热传输系统中，飞行器热传输系统利用燃料减氧单元来去除或减少入口燃料流的氧气含量并提供离开燃料减氧单元的具有相对低氧气含量的出口燃料流，例如，出口燃料流是脱氧燃料。因此，这使得本公开的系统能够使用发动机和机身之间的燃料来传输和排出热量。在本公开的系统中，燃料现在能够在这种系统所需的更高温度要求下操作，而没有燃料“焦化”的风险。换言之，通过利用作为脱氧燃料的出口燃料流，本公开的系统能够直接使用燃料来冷却航空电子设备/飞行器热负载需求，从而消除对额外流体pao系统以及所有的复杂性、重量和与之相关的成本的需要。本公开的系统能够使用脱氧燃料作为机身部件的冷却剂。
80.由于燃料的温度限制，这在常规系统中是不可能的。例如，在常规系统中，由于燃料中的氧气，以这种方式加热燃料可能导致燃料如上所述“焦化”。因此，在常规系统中，专用中间流体系统，例如pao系统，用于移动来自飞行器航空电子设备和其他负载的热量，以被发动机空气和燃料排出。在传统系统中使用pao系统需要额外的流体pao系统以及与之相关的所有复杂性、重量和成本。
81.参考图3，在本公开的示例性实施例中，飞行器热传输系统300包括具有飞行器热负载304的机身302、包含燃料312的燃料箱306、发动机308和燃料减氧单元310。燃料减氧单元310可以包括图2中描绘和上面详细描述的燃料减氧单元200。发动机308可以包括在图1中描绘并在上面详细描述的发动机100。此外，如先前所讨论的，预期本公开的发动机和系统是能够超音速的军用飞行器的一部分。
82.仍然参考图3，燃料减氧单元310与来自燃料箱306的入口燃料流314连通。如上文参考燃料减氧单元200(图2)所述，燃料减氧单元310被构造成减少入口燃料流314中的氧量。以这种方式，离开燃料减氧单元310的出口燃料流316具有相对低的氧气含量，使得相对高量的热量可以被添加到其中，降低燃料焦化(即，化学反应形成可能堵塞或以其他方式损坏燃料流动路径内的部件的固体颗粒)的风险。例如，在至少某些示例性方面，离开燃料减氧单元310的出口燃料316的氧气含量可小于大约百万分之五(5)(“ppm”)，例如小于大约三(3)ppm，例如小于大约二(2)ppm，例如小于大约一(1)ppm，例如小于大约0.5ppm。
83.参考图3，在本公开的示例性实施例中，飞行器热传输系统300还包括计量单元或控制单元320，该计量单元或控制单元320与来自燃料减氧单元310的出口燃料流316连通。飞行器热传输系统300的控制单元320被构造为将出口燃料流的第一部分322引导至发动机308，并且控制单元320被构造为将出口燃料流的第二部分324引导至机身302以在出口燃料流的第二部分324和飞行器热负载304之间传递热量。在一些示例性实施例中，控制单元320还被构造为将出口燃料流326的旁通部分引导回到燃料箱306。
84.参考图3，在示例性实施例中，行进到机身302以在出口燃料流的第二部分324和飞行器热负载304之间传递热量的出口燃料流的第二部分324然后可以作为加热的燃料流328行进回到燃料箱306。在图3所示的示例性实施例中，加热的燃料流328可以流动通过冷却热交换器354，然后行进回到燃料箱306。
85.在本公开的系统300中，出口燃料流的第二部分324冷却飞行器热负载304。换句话说，本公开的系统300利用在发动机308和机身302之间共享的燃料来传输和排出热量。由于
燃料的温度限制，这在常规系统中是不可能的。例如，在常规系统中，由于燃料中的氧气，以这种方式加热燃料可能导致燃料如上所述“焦化”。因此，在常规系统中，专用中间流体系统，例如pao系统，用于移动来自飞行器航空电子设备和其他负载的热量，以被发动机空气和燃料排出。在常规系统中使用pao系统需要额外的流体pao系统以及与之相关的所有复杂性、重量和成本。
86.重要的是，飞行器热传输系统300使用燃料减氧单元310来去除或减少入口燃料流314的氧气含量，并提供离开燃料减氧单元310的具有相对低的氧气含量的出口燃料流316，例如，出口燃料流316是脱氧燃料。因此，这使得本公开的系统300能够使用发动机308和机身302之间的燃料316来传输和排出热量。在本公开的系统300中，燃料316现在能够在这种系统所需的更高温度要求下操作，而没有燃料316“焦化”的风险。换言之，通过利用作为脱氧燃料的出口燃料流316，本公开的系统300能够直接使用燃料316来冷却航空电子设备/飞行器热负载需求，从而消除对额外流体pao系统与之相关的所有复杂性、重量和成本的需要。本公开的系统300能够使用脱氧燃料316作为机身302的部件的冷却剂。
87.因此，预期出口燃料流的第二部分324(例如脱氧燃料)能够在大于250华氏度的温度下操作，而没有或降低燃料324“焦化”的风险。此外，在其他示例性实施例中，出口燃料流的第二部分324(例如脱氧燃料)能够在大于300华氏度的温度下操作，而没有或降低燃料324“焦化”的风险。在其他示例性实施例中，出口燃料流的第二部分324(例如脱氧燃料)能够在大于400华氏度的温度下操作，而没有或降低燃料324“焦化”的风险。在其他示例性实施例中，出口燃料流的第二部分324(例如脱氧燃料)能够在大于500华氏度的温度下操作，而没有或降低燃料324“焦化”的风险。在其他示例性实施例中，出口燃料流的第二部分324(例如脱氧燃料)能够在大于600华氏度的温度下操作，而没有或降低燃料324“焦化”的风险。在其他示例性实施例中，出口燃料流的第二部分324(例如脱氧燃料)能够在大于700华氏度的温度下操作，而没有或降低燃料324“焦化”的风险。
88.参考图4和5，在其他示例性实施例中，飞行器热传输系统300还包括次级燃料箱350，该次级燃料箱350与离开燃料减氧单元310的出口燃料流316的一部分连通。预期次级燃料箱350可用于储存在加热的燃料流中拾取的热能。例如，如图4和5所示，系统300可以包括从飞行器热负载304行进到次级燃料箱350的供应管线352。以这种方式，行进到机身302以在出口燃料流的第二部分324和飞行器热负载304之间传递热量的出口燃料流的第二部分324然后可以行进通过供应管线352，例如，作为加热的燃料流328，直接行进到次级燃料箱350。在图3所示的示例性实施例中，加热的燃料流328可以流动通过冷却热交换器354，然后流回燃料箱306。
89.参考图5，在另一个示例性实施例中，飞行器热传输系统300还包括燃料-燃料热交换器360，其与机身302下游的出口燃料流的第二部分324连通。在这样的实施例中，行进到机身302以在出口燃料流的第二部分324和飞行器热负载304之间传递热量的出口燃料流的第二部分324然后可以行进通过燃料-燃料热交换器360并且然后行进通过供应管线352直接到次级燃料箱350。
90.此外，参考图3-5，在其他示例性实施例中，飞行器热传输系统300可以包括泵370，用于增加出口燃料流的第二部分324到机身302的压力和流量，以在出口燃料流的第二部分324和飞行器热负载304之间传递热量。
91.如上所述，预期本公开的发动机和系统是能够超音速的军用飞行器的一部分。因此，参考图3-5，军用超音速发动机或飞行器可以包括从燃料箱306直接行进到发动机308的后燃流332。这种后燃流332不需要行进通过燃料减氧单元310。因此，燃料减氧单元310的尺寸和需求可以被最小化并保持在尺寸上。可以设想，可选的阀372可以沿着燃料箱306和发动机308之间的后燃流332设置。
92.在本公开的示例性方面，提供了一种用于将燃料用于发动机、具有飞行器热负载的机身、燃料箱和燃料减氧单元的方法。该方法包括在燃料减氧单元中接收入口燃料流，以减少入口燃料流中的氧量；将燃料减氧单元内的燃料/气体混合物分离成出口气体流和离开燃料减氧单元的出口燃料流；控制到发动机的出口燃料流的第一部分；以及控制到机身的出口燃料流的第二部分以在出口燃料流的第二部分和飞行器热负载之间传递热量。
93.本发明的进一步方面由以下条项的主题提供：
94.1.一种将燃料用于发动机、具有飞行器热负载的机身、燃料箱和燃料减氧单元的方法，该方法包括：在燃料减氧单元中接收入口燃料流以用于减少入口燃料流中的氧量；将燃料减氧单元内的燃料/气体混合物分离成出口气体流和离开燃料减氧单元的出口燃料流；控制到发动机的出口燃料流的第一部分；以及控制到机身的出口燃料流的第二部分以在出口燃料流的第二部分和飞行器热负载之间传递热量。
95.2.根据前述条项中任一项所述的方法，进一步包括将离开燃料减氧单元的出口燃料流发送到计量单元，该计量单元分流并控制出口燃料流的第一部分和出口燃料流的第二部分。
96.3.根据前述条项中任一项所述的方法，进一步包括将所述出口燃料流的第三部分的旁通流从所述计量单元引导至所述燃料箱。
97.4.根据前述条项中任一项所述的方法，其中，所述出口燃料流是脱氧燃料。
98.5.根据前述条项中任一项所述的方法，其中，所述出口燃料流的所述第二部分冷却所述飞行器热负载。
99.6.根据前述条项中任一项所述的方法，其中，所述出口燃料流的所述第二部分处于大于250华氏度的温度下。
100.7.根据前述条项中任一项所述的方法，其中，所述出口燃料流的所述第二部分处于大于300华氏度的温度下。
101.8.根据前述条项中任一项所述的方法，其中，所述出口燃料流的所述第二部分处于大于400华氏度的温度下。
102.9.根据前述条项中任一项所述的方法，进一步包括将冷却所述飞行器热负载的所述出口燃料流的所述第二部分引导至燃料-燃料热交换器。
103.10.根据前述条项中任一项所述的方法，其中，所述分离步骤包括使用通过汽提气体流动路径的汽提气体流来减少入口燃料流中的氧量，并将所述燃料减氧单元内的所述燃料/气体混合物分离成出口汽提气体流和离开燃料减氧单元的出口燃料流。
104.11.根据前述条项中任一项所述的方法，进一步包括将离开燃料减氧单元的出口燃料流的一部分储存在次级燃料箱中。
105.12.一种飞行器热传输系统，包括：发动机；具有飞行器热负载的机身；具有燃料的燃料箱；燃料减氧单元，所述燃料减氧单元与来自燃料箱的入口燃料流连通，燃料减氧单元
被构造为减少入口燃料流中的氧量，其中出口燃料流离开燃料减氧单元；和控制单元，所述控制单元与来自燃料减氧单元的出口燃料流连通，其中控制单元构造成将出口燃料流的第一部分引导至发动机，并且其中控制单元构造成将第二部分出口燃料流引导至机身以在出口燃料流的第二部分和飞行器热负载之间传递热量。
106.13.根据前述条项中任一项所述的飞行器热传输系统，其中，所述控制单元构造成将所述出口燃料流的旁通部分引导回所述燃料箱。
107.14.根据前述条项中任一项所述的飞行器热传输系统，其中，所述出口燃料流是脱氧燃料。
108.15.根据前述条项中任一项所述的飞行器热传输系统，其中，所述出口燃料流的所述第二部分冷却所述飞行器热负载。
109.16.根据前述条项中任一项所述的飞行器热传输系统，其中，所述出口燃料流的所述第二部分处于大于300华氏度的温度下。
110.17.根据前述条项中任一项所述的飞行器热传输系统，其中，所述出口燃料流的所述第二部分处于大于400华氏度的温度下。
111.18.根据前述条项中任一项所述的飞行器热传输系统，进一步包括燃料-燃料热交换器，所述燃料-燃料热交换器与所述机身下游的出口燃料流的第二部分连通。
112.19.根据前述条项中任一项所述的飞行器热传输系统，进一步包括次级燃料箱，所述次级燃料箱与离开所述燃料减氧单元的出口燃料流的一部分连通。
113.20.根据前述条项中任一项所述的飞行器热传输系统，其中所述燃料减氧单元进一步包括：汽提气体管线；接触器，所述接触器与汽提气体管线和入口燃料流流体连通，用于形成燃料/气体混合物；以及分离器，所述分离器与接触器流体连通，分离器接收燃料/气体混合物并将燃料/气体混合物分离成出口汽提气体流和出口燃料流。
114.该书面描述使用示例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使本领域的任何技术人员能够实践本发明，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何结合的方法。本发明的专利范围由权利要求书限定，并且可以包括本领域技术人员想到的其他示例。如果这些其他示例包括与权利要求书的字面语言没有区别的结构元件，或者如果它们包括与权利要求书的字面语言没有实质性差异的等效结构元件，则这些其他示例旨在处于权利要求书的范围内。
115.虽然本公开已被描述为具有示例性设计，但本公开可在本公开的精神和范围内进一步修改。因此，本技术旨在涵盖使用其一般原理的本公开的任何变化、用途或改编。此外，本技术旨在涵盖属于本公开所属领域的已知或惯常实践并且落入所附权利要求的限制内的与本公开的这种偏离。

技术特征：

1.一种将燃料用于发动机、具有飞行器热负载的机身、燃料箱和燃料减氧单元的方法，其特征在于，所述方法包括：在所述燃料减氧单元中接收入口燃料流，用于减少所述入口燃料流中的氧量；将所述燃料减氧单元内的燃料/气体混合物分离成出口气体流和离开所述燃料减氧单元的出口燃料流；控制到所述发动机的所述出口燃料流的第一部分；以及控制到所述机身的所述出口燃料流的第二部分以在所述出口燃料流的所述第二部分和所述飞行器热负载之间传递热量。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，进一步包括将离开所述燃料减氧单元的所述出口燃料流发送到计量单元，所述计量单元分流并控制所述出口燃料流的所述第一部分和所述出口燃料流的所述第二部分。3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，进一步包括将所述出口燃料流的第三部分的旁通流从所述计量单元引导至所述燃料箱。4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，其中，所述出口燃料流是脱氧燃料。5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，其中，所述出口燃料流的所述第二部分冷却所述飞行器热负载。6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，其中，所述出口燃料流的所述第二部分处于大于250华氏度的温度下。7.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，其中，所述出口燃料流的所述第二部分处于大于300华氏度的温度下。8.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，其中，所述出口燃料流的所述第二部分处于大于400华氏度的温度下。9.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，进一步包括将冷却所述飞行器热负载的所述出口燃料流的所述第二部分引导至燃料-燃料热交换器。10.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，其中分离步骤包括使用通过汽提气体流路的汽提气体流来减少所述入口燃料流中的氧量，并将所述燃料减氧单元内的所述燃料/气体混合物分离成出口汽提气体流和离开所述燃料减氧单元的所述出口燃料流。

技术总结

提供了一种将燃料用于发动机、具有飞行器热负载的机身、燃料箱和燃料减氧单元的系统和方法。该方法包括在燃料减氧单元中接收入口燃料流，以减少入口燃料流中的氧量；将燃料减氧单元内的燃料/气体混合物分离成出口气体流和离开燃料减氧单元的出口燃料流；控制到发动机的出口燃料流的第一部分；以及控制到机身的出口燃料流的第二部分以在出口燃料流的第二部分和飞行器热负载之间传递热量。分和飞行器热负载之间传递热量。分和飞行器热负载之间传递热量。