一种推进系统的制作方法

1.本公开涉及一种推进系统。
2.特别是涉及到一种用于飞机的燃料和推进系统。


背景技术：

3.双燃料能力(即同时使用一种以上类型的燃料，例如氢和甲烷的混合燃料)已被用于工业燃气涡轮机。这将减少二氧化碳的排放，而二氧化碳是气候变化的一个驱动因素。由于氢和甲烷在环境条件下都是气体，通过对燃料的预混合可以实现双燃料能力。
4.氢已被提议作为飞机燃气轮机的燃料，以便同样减少向大气中的碳排放。然而，氢，即使是处于液态，其体积能量密度仍比目前使用的液态烃燃料(如煤油)要大得多。这种更大的燃料体积使飞机的尺寸以及由此导致的阻力大大增加，和/或导致有效载荷量和乘客数量减少。飞机使用氢和液态烃燃料的组合的能力将减少飞机所需的氢量，从而也减少了阻力的影响。
5.因此，一种能够使用氢与液态烃燃料的组合的飞机推进系统是非常理想的，其配置为能够在需要时分别或同时燃烧氢和液态烃，以便在可接受的燃烧温度、稳定性余量和废气排放下提供动力输出。


技术实现要素：

6.根据本公开内容，提供了一种设备和方法，如所附权利要求中所述。本发明的其他特征将从从属权利要求和后面的描述中显而易见。
7.为此，提供了一种用于飞机(10)的推进系统(300)，包括：第一燃料储存器(100)，被配置为存储氢(h2-1)；第二燃料储存器(200)，被配置为存储烃燃料(hc)，以及包括燃料喷射单元(500)的燃气涡轮发动机(400)。所述燃料喷射单元(500)包括：一个氢引燃燃烧室(510)，通过第一流量控制阀(512)与第一燃料储存器(100)流体连通；一个双燃料主燃烧室(520)，通过第二流量控制阀(522)与第一燃料储存器(100)流体连通，通过第三流量控制阀(532)与第二燃料储存器(200)流体连通。所述推进系统(300)还包括一个控制系统(600)，所述控制系统用于控制：第一流量控制阀(512)，以控制从第一燃料储存器(100)流向氢引燃燃烧室(510)的氢(h2-1)的流量；第二流量控制阀(522)，以控制从第一燃料储存器(100)流向双燃料主燃烧室(520)的氢的流量，和/或第三流量控制阀(532)，以控制从第二燃料储存器(200)流向双燃料主燃烧室(520)的烃类燃料(hc)的流量。
8.所述第一燃料储存器(100)可以是一个用于储存液态氢的低温低压储存器。所述推进系统还包括一个第三燃料储存器(800)，其被配置为储存加压氢气(h2-2)。所述第三燃料储存器(800)可通过第四流量控制阀(542)与氢引燃燃烧室(510)流体连通。所述控制系统(600)可用于控制第四流量控制阀(542)，以控制从第三燃料储存器(800)流向氢引燃燃烧室(510)的氢(h2-2)的流量，所述第三燃料储存器(800)通过第四流量控制阀(542)与氢引燃燃烧室(510)流体连通。
9.所述第一燃料储存器(100)可通过热交换器(110)与氢引燃燃烧室(510)流体连通，所述热交换器被配置为向从第一燃料储存器(100)输出的液态氢提供热量以将其转化为气态形式。
10.所述氢引燃燃烧室(510)包括与第一燃料储存器(100)连通的多个流动出口(514)。
11.所述氢引燃燃烧室(510)包括与第一燃料储存器(100)和第三燃料储存器(800)连通的多个流动出口(514)。
12.所述双燃料主燃烧室(520)可包括围绕着氢引燃燃烧室(510)的多个出口(524，528)。双燃料主燃烧室出口(524)的第一子组(528)可通过第一流动通道(550)与第一燃料储存器(100)流体连通；而双燃料主燃烧室出口(524)的第二子组(530)通过第二流动通道(552)与第二燃料储存器(200)流体连通；第一流动通道(550)和第二流动通道(552)相互之间流体隔离。
13.所述控制系统(600)可用于控制第一流量控制阀(512)、第二流量控制阀(522)和第三流量控制阀(532)，以实现：
14.a.在第一运作模式下，第一流量控制阀(512)打开，第二流量控制阀(522)关闭，且第三流量控制阀(532)关闭，使得仅有氢被输送到引燃燃烧室(510)中；
15.b.在第二运作模式下，第一流量控制阀(512)打开，第二流量控制阀(522)打开，且第三流量控制阀(532)关闭，使得仅有氢被输送到引燃燃烧室(510)和双燃料主燃烧室(520)中；
16.c.在第三运作模式下，第一流量控制阀(512)打开，向引燃燃烧室(510)输送氢，且第二流量控制阀(522)和第三流量控制阀(532)均打开，使得氢和烃燃料(hc)被输送到双燃料主燃烧室(520)中；
17.d.在第四运作模式下，第一流量控制阀(512)打开，使得仅有氢被输送到引燃燃烧室(510)中；第二流量控制阀(522)关闭，且第三流量控制阀(532)打开，使得仅有烃燃料(hc)被输送到双燃料主燃烧室(520)中。
18.所述控制系统(600)可用于控制第四流量控制阀(542)在第一、第二、第三和第四运作模式下时被关闭。
19.所述控制系统(600)可用于控制第一流量控制阀(512)、第二流量控制阀(522)、第三流量控制阀(532)和第四流量控制阀(542)，以实现：
20.在第五运作模式下，第一流量控制阀(512)关闭，第二流量控制阀(522)关闭，且第三流量控制阀(532)关闭，以及第四流量控制阀(542)打开，使得仅有氢从第三燃料储存器(800)被输送到引燃燃烧室(510)中；
21.在第六运作模式下，第一流量控制阀(512)关闭，第二流量控制阀(522)关闭；第三流量控制阀(532)打开，使得仅有烃燃料(hc)被输送到双燃料主燃烧室(520)中；以及，第四流量控制阀(542)打开，以将氢从第三燃料储存器(800)输送到引燃燃烧室(510)中。
22.所述控制系统(600)可用于控制第一流量控制阀(512)、第二流量控制阀(522)、第三流量控制阀(532)和第四流量控制阀(542)，以实现：在第七运作模式下，第一流量控制阀(512)和第四流量控制阀(542)关闭，使得没有燃料被输送到引燃燃烧室(510)中，且第二[流量]控制阀(522)关闭，以及第三流量控制阀(532)打开，使得仅有烃燃料(hc)被输送到
双燃料主燃烧室(520)中。
[0023]
所述燃气涡轮发动机(400)还包括一个燃烧室(700)。
[0024]
还提供了一种包括如本公开所述的推进系统(300)的飞机(10)，其中：控制系统(600)可用于控制第一流量控制阀(512)、第二流量控制阀(522)和第三流量控制阀(532)彼此间相对的开/关速率，以在第一运作模式、第二运作模式、第三运作模式和/或第四运作模式之间转换。
[0025]
所述控制系统(600)可用于控制第一流量控制阀(512)、第二流量控制阀(522)、第三流量控制阀和第四流量控制阀(542)彼此间相对的开/关速率，以在所述运作模式之间进行转换。
[0026]
第一运作模式可对应于燃气轮机发动机(400)的启动、怠速和/或低功率状态。其他运作模式提供了一定范围的功率条件。
[0027]
由此，提供了一种用于能够依靠氢运行的飞机的推进系统，该推进系统具有在特定发动机条件(例如起飞)需要时切换到烃燃料或者同时燃烧氢和烃的能力。
附图说明
[0028]
现在将参照附图描述本公开的实例，其中：
[0029]
图1示出了包括了如本公开所述的燃料和推进系统的飞机的视图；
[0030]
图2示出了本公开所述的燃料和推进系统的示意图；
[0031]
图3至图7示出了图2所示的推进系统的不同可能的运作模式；
[0032]
图8示出了可用于本公开所述推进系统中的燃料喷射器和燃烧室的部分实例的横截面图；
[0033]
图9示出了图8所示的燃料喷射器的端面视图。
具体实施方式
[0034]
本公开涉及一种飞机的推进系统，一种包括如本公开所述的推进系统的飞机，以及所述推进系统的操作方法和飞机的操作方法。
[0035]
图1中示出了包括如本公开所述的推进系统300的飞机10的示意图。由此，所述飞机10包括一个机身12和机翼14。所述推进系统300包括一个被配置为储存氢h2-1的第一燃料储存器100和一个被配置为储存烃燃料hc的第二燃料储存器200。所述第一燃料储存器(也可称为"第一氢燃料储存器")100为一个用于储存液态氢的低温低压储存器。第一燃料储存器100通过一个热交换器110与氢引燃燃烧室510流体连通，所述热交换器被配置为向从第一燃料储存器100输送的液态氢提供热量，以将其转化为气态形式。
[0036]
所述推进系统可进一步包括一个第三燃料储存器800，其被配置为储存加压的氢气h2-2。所述第三燃料储存器800(也可称为"第二氢燃料储存器")可通过第四流量控制阀542与氢引燃燃烧室510流体连通。
[0037]
图1中所示的储存器100、200、800的位置仅是示例性的。图1中所示的发动机和燃料箱的位置是典型的，但是其可以设置在与所示不同的位置和构造中。
[0038]
所述推进系统进一步包括一个燃气涡轮发动机400，该燃气涡轮发动机包括燃料喷射单元500，例如，如图2至图7和图8、图9所示。所述燃气涡轮发动机400还包括一个燃烧
室700，由燃料喷射单元500向其输送燃料。在图2至图7中未示出燃烧室。图8中显示了燃烧室700的一个示例。燃烧室700为环形，如图8所示。其他示例中，燃烧室可以有不同的配置。燃烧室700的设计可以是任何合适的设计，其细节不需要在此讨论。同样，配置有一个以上的燃料喷射单元500，例如在环形燃烧室700中，可配置有围绕燃烧室700的入口间隔开的多个燃料喷射单元500。或者，如果发动机400包括多个燃烧室，则每个燃烧室可设有一个或多个燃料喷射单元500。
[0039]
所述热交换器110可以与一个热源进行热连通。在一些示例中，热源可以是发动机400。由此，当液态氢在第一储液器102和燃料喷射单元500之间通过时，可以将由发动机400产生的一些热量传递给液态氢。
[0040]
所述燃料喷射单元500包括一个氢引燃燃烧室510，其通过第一流量控制阀512与第一氢燃料储存器100流体连通。在提供有第二氢燃料储存器800的示例中，所述氢引燃燃烧室510通过第二流量控制阀542与第二氢燃料储存器800流体连通。例如，氢引燃燃烧室510只与氢燃料源流体连通，并与任何其他燃料源完全隔离。
[0041]
所述燃料喷射单元500进一步包括一个双燃料主燃烧室520，其通过第二流量控制阀522与第一燃料储存器100流体连通，并通过第三流量控制阀532与第二燃料储存器200流体连通。
[0042]
所述推进系统300可进一步包括控制系统600，所述控制系统可用于控制第一流量控制阀512以控制从第一燃料储存器100流向氢引燃燃烧室510的氢h2-1的流量，第二流量控制阀522以控制从第一燃料储存器100流向双燃料主燃烧室520的氢的流量，以及第三流量控制阀532以控制从第二燃料储存器200流向双燃料主燃烧室520的烃燃料hc的流量。
[0043]
所述控制系统600可用于控制第四流量控制阀542，以控制从第三燃料储存器800流向氢引燃燃烧室510的氢h2-2的流量。
[0044]
如图2至7和9所示，所述氢引燃燃烧室510包括通过流动通道562a与第一燃料储存器100流体连通的多个流动出口514。换言之，氢引燃燃烧室510包括一个通向第三歧管的第一入口560，所述第三歧管通过流动通道562a与多个流动出口514流体连通。所述多个流动出口514还通过一个流动通道562b与第三燃料储存器800流体连通。
[0045]
所述流动通道562a和流动通道562b通过一个阀门544与第一入口560流体连通。另一个流动通道564为阀门544和入口560之间提供流体连通。
[0046]
如图8所示，所述多个流动出口514设置在氢引燃燃烧室510的下游端面上。
[0047]
一个内旋流器540可从氢引燃燃烧室510径向向外延伸到双燃料燃烧室520，从而物理连接氢引燃燃烧室510和双燃料燃烧室520，例如使得一个可承载在另一个上。
[0048]
一个外旋流器546可从双燃料燃烧室520径向向外延伸至护罩548，从而物理连接双燃料燃烧室520和护罩546，例如使得一个可承载在另一个上。
[0049]
所述内旋流器540和所述外旋流器546可包括多个间隔开的叶片，以允许空气在其间通过。叶片可以与流动方向成一定角度，从而使气流产生漩涡，从而有助于将输送到燃烧室700的燃料和空气混合。叶片也可以以这样的方式倾斜，以使气流产生漩涡，从而使液态烃燃料雾化，以助于其燃烧并与氢混合。
[0050]
双燃料主燃烧室520可设置为一个围绕氢引燃燃烧室510的环526。在所述环526的下游端可设有多个出口524，所述出口524环绕氢引燃燃烧室510。
[0051]
双燃料主燃烧室出口524的第一子组528通过第一流动通道550与第一燃料储存器100流体连通。换言之，所述环526包括一个通向第二歧管的第二入口556，所述第二歧管与双燃料主燃烧室出口524的第一子组528流体连通。双燃料主燃烧室出口524的第二子组530通过第二流动通道552与第二燃料储存器200流体连通。换言之，所述环526包括一个通向第二歧管的第三入口559，所述第二歧管与双燃料主燃烧室出口524的第二子组530流体连通。所述第一流动通道550和所述第二流动通道552彼此流体隔离。所述第一歧管和所述第二歧管彼此流体隔离。
[0052]
在一个示例中(如图2所示)，双燃料主燃烧室出口524的第一子组528和第二子组530可设置在所述环526的下游端/面上。
[0053]
在第二个示例中(如图8所示)，双燃料主燃烧室出口524的第一子组528和第二子组530可设置在环526的下游端/面上，并且双燃料主燃烧室出口524的第二子组530可径向延伸，例如如图8所示，在双燃料主燃烧室出口524的第一子组528所在面的上游离开双燃料主燃烧室的主体。
[0054]
如图3至7所示，所述控制系统600可在不同的运作模式下控制第一流量控制阀512、第二流量控制阀522和第三流量控制阀532。在图3至图7中，重叠在流量通道上的箭头表示沿流量通道的流动。在没有箭头指示流动的地方，就没有流动。
[0055]
在第一运作模式下，如图3所示，第一流量控制阀512打开，第二流量控制阀522关闭，且第三流量控制阀532关闭，使得仅有氢被输送到引燃燃烧室510中。所述第一运作模式可以对应于燃气涡轮发动机400的启动、怠速和/或低功率状态。
[0056]
其它运作模式，如下阐述，提供了一系列动力条件以最佳地匹配推进系统300和飞机10任务的要求。
[0057]
在第二运作模式下，如图4所示，第一流量控制阀512打开，第二流量控制阀522打开，且第三流量控制阀532关闭，使得仅有氢被输送到引燃燃烧室510和双燃料主燃烧室520中。这可以提供一个高功率的巡航状态。
[0058]
在第三运作模式下，如图5所示，第一流量控制阀512打开，以将氢输送到引燃燃烧室510中，第二流量控制阀522和第三流量控制阀532均打开，使得氢和烃燃料hc被输送到双燃料主燃烧室520中。这可以对应于高功率状态，以在满足氮氧化物排放的情况下最大化地减少二氧化碳。
[0059]
在第四运作模式下，如图6所示，第一流量控制阀512打开，使得仅有氢被输送到引燃燃烧室510中，且第二流量控制阀522关闭，以及第三流量控制阀532打开，使得仅有烃燃料hc被输送到双燃料主燃烧室520中。这种模式可以对应于飞机/发动机的起飞状态。
[0060]
在存在第四流量控制阀542的示例中，控制系统600可用于控制第四流量控制阀542在第一、第二、第三和第四运作模式下关闭。
[0061]
由此，在第一、第二、第三和第四种运作模式下，提供了一个恒定的引燃燃烧室火焰。在提供有烃燃料的示例中，这使得烃燃料能够在主燃烧室520中更稀薄地燃烧，从而使燃烧更清洁，并且避免了限制氮氧化物还原能力的常规双环形分级燃烧室所需的富燃烧主区。
[0062]
所述控制系统600可用于控制第一流量控制阀512、第二流量控制阀522、第三流量控制阀532和第四流量控制阀542，使得在第五运作模式下，如图7所示，第一流量控制阀512
被关闭，第二流量控制阀522被关闭，且第三流量控制阀532被关闭，以及第四流量控制阀542被打开，使得仅有氢从第三燃料储存器800被输送到引燃燃烧室510中。第五运作模式可对应于正常的发动机启动模式，并可用于在无法获得来自第一氢燃料储存器100的液态氢供应时向引燃燃烧室提供氢。
[0063]
所述控制系统600可用于控制第一流量控制阀512、第二流量控制阀522、第三流量控制阀532和第四流量控制阀542，使得在第六运作模式下，如图7所示，第一流量控制阀512关闭，第二流量控制阀522关闭，且第三流量控制阀532打开，使得仅有烃燃料hc被输送到双燃料主燃烧室520中(如覆盖在流量通道552上的粗虚线所示)，以及第四流量控制阀542打开，将氢从第三燃料储存器800输送到引燃燃烧室510中。
[0064]
所述控制系统600可用于控制第一流量控制阀512、第二流量控制阀522、第三流量控制阀532和第四流量控制阀542，使得在第七运作模式下，第一流量控制阀512和第四流量控制阀542关闭，使得没有燃料被输送到引燃燃烧室510中，且第二流量控制阀522关闭以及第三流量控制阀532打开，使得仅有烃燃料hc被输送到双燃料主燃烧室520中。这样的示例可在主火焰稳定且不需要引燃器时处于燃气涡轮机发动机的较高功率输出条件下。该模式还可减轻在非常苛刻的起飞操作条件下由氢燃烧引起的引燃燃烧室的热损坏的风险。当液态氢燃料源不可用时，该模式也可允许飞机运行。例如，这种运作模式可允许从没有加氢站的机场到具有这种能力的机场间的运行/恢复。该模式还可对应于关闭了引燃器的发动机的巡航状态，因为引燃器可能仅被低功率运行所需要。
[0065]
所述控制系统600可用于控制第一流量控制阀512、第二流量控制阀522和第三流量控制阀532彼此间相对的开/关速率，以在第一运作模式、第二运作模式、第三运作模式和/或第四运作模式之间转换。
[0066]
所述控制系统600可用于控制第一流量控制阀512、第二流量控制阀522、第三流量控制阀和第四流量控制阀542彼此间相对的开/关速率，以在运作模式之间转换。
[0067]
已研发出包含有氢引燃燃烧室510的燃料喷射单元500，以解决由于氢与常规烃燃料hc相比而显著不同的物理性质而给飞机10和燃气涡轮发动机400带来的问题。
[0068]
对于飞机10来说，使用氢作为燃料的主要问题是氢的低体积密度，这导致需要大的燃料箱，并伴随着对于重量和空气动力阻力的影响。载客能力也会下降。
[0069]
通过使用在低温(-253k)下存储的液氢，减少了在飞机中存储氢燃料所需的体积，因此对飞机航程的影响较小。
[0070]
供应引燃喷射所需的氢罐尺寸将显著小于100％氢燃料的飞机10，并且存在更多的选择，像氢罐可以位于飞机10内。除了此基准引燃燃烧室允许了飞机10的全航程能力之外，向主燃烧室提供额外的氢供给可允许在不增加罐尺寸的情况下更多的节省二氧化碳。此流量可根据飞行的长度进行调节。
[0071]
此外，携带有烃燃料供给，如煤油或可持续航空燃料，允许飞机10在全推力范围内使用两种燃料进行更长时间的飞行。
[0072]
液态烃可用作储备燃料以应对备降情况。这减少了氢罐的尺寸以及相关的重量和阻力损耗。
[0073]
改变巡航期间中的液态烃和氢的消耗比率的能力，是管理由氢燃烧引起的增加的控制风险的另一潜在缓解措施。
[0074]
氢的极端反应性和高熄灭应变率导致了出色的火焰稳定性，并允许使用较低的当量比来降低火焰温度，而在低功率运行或在燃气涡轮发动机400减速时燃料不足的条件下不会出现火焰弱熄灭问题。
[0075]
使用可在非常低的当量比下运行的氢燃料先导区具有消除限制氮氧化物还原的约束的潜力，所述氮氧化物还原可通过当前燃烧室概念实现。
[0076]
本公开的这种布置还允许对额外的氢到主燃烧室的供应加以限制至飞行条件，如巡航，在这种条件下，压缩机的输送压力和温度明显较低，损坏燃料喷射器的风险也减少。将氢喷射到主燃烧室的气流中，可以确保在低当量比和低排放下的燃烧。较低的氢流量也减少了燃料输送和热管理系统的规模。
[0077]
在机场周围低功率运行可以使用氢燃料，这将减少未燃烧的烃和颗粒物的排放。
[0078]
据预测，氢比需要氢气和捕获的二氧化碳进行处理的绿色合成燃料的成本更低。氢引燃还可以减少使用可持续或常规烃燃料hc的飞机10的氮氧化物的排放。
[0079]
提供一种加压氢气以及液态氢气源是有好处的，因为加压氢气因其没有液态氢的汽化问题而可以长期储存。这种燃料源组合将允许从没有加氢站的机场到有加氢能力的机场间的运行/恢复。飞机的续航能力将取决于加压燃料箱的大小和引燃燃烧室的流量率。
[0080]
此外，燃料喷射单元500可采用结构用于使用液态烃燃料(例如煤油)的燃烧室，而不是用于双燃料使用的特别构造的燃烧室。换言之，从优化用于起飞操作的燃烧室设计开始，其中端口和冷却被配置用于起飞(通常为热天)操作点，并且控制系统将煤油输送到主燃烧室，被确定为一个以实现在该飞行条件下所需的涡轮机入口温度的最低实际主区温度的合适配置。这设定了可用于衬垫冷却和稀释的空气量。
[0081]
发明人已经确定，在起飞状态下，需要一个指示较贫燃烧室主区的较高氢火焰温度，以避免因过多的氮氧化物而留下较少的空气用于冷却和稀释。如本公开所述的推进系统设置有一个被配置为在起飞状态下使用煤油，并利用氢在引燃区中的优异的火焰稳定性燃烧特性的燃烧室。
[0082]
在本公开的推进系统中，为了增加在飞行中消耗的氢的量，在巡航期间将额外的氢输送到主燃烧室。
[0083]
本公开所述控制系统的布置允许改变氢与烃的比例，从而使推进系统的性能可以根据需要进行"调整"。
[0084]
应注意与本说明书同时或之前提交的与本技术有关的所有论文和文献，这些论文和文献与本说明书一起公开供公众查阅，所有这些论文和文献的内容通过引用结合于此。
[0085]
本说明书(包括任何所附权利要求书、摘要和附图)中公开的所有特征和/或如此公开的任何方法或过程的所有步骤可以以任何组合进行组合，但至少一些这样的特征和/或步骤是相互排斥的组合除外。
[0086]
除非另有明确说明，否则本说明书(包括任何随附的权利要求、摘要和附图)中公开的每个特征可由具有相同、等同或类似目的的替代特征代替。因此，除非另有明确说明，否则所公开的每个特征仅是等同或类似特征的通用系列的一个示例。
[0087]
本发明不限于上述实施例的细节。本发明扩展到本说明书(包括任何附带的权利要求、摘要和附图)中公开的特征的任何新颖的一个或任何新颖的组合，或者扩展到如此公开的任何方法或方法的步骤的任何新颖一个或任何新颖的组合。

技术特征：
1.一种用于飞机(10)的推进系统(300)，其特征在于，包括：第一燃料储存器(100)，被配置为存储氢(h2-1)；第二燃料储存器(200)，被配置为存储烃燃料(hc)；燃气涡轮发动机(400)，包括所述燃料喷射单元(500)，其包括：氢引燃燃烧室(510)，通过第一流量控制阀(512)与第一燃料储存器(100)流体连通；双燃料主燃烧室(520)，通过第二流量控制阀(522)与第一燃料储存器(100)流体连通，通过第三流量控制阀(532)与第二燃料储存器(200)流体连通；控制系统(600)，用于控制：第一流量控制阀(512)，以控制从第一燃料储存器(100)流向氢引燃燃烧室(510)的氢(h2-1)的流量；第二流量控制阀(522)，以控制从第一燃料储存器(100)流向双燃料主燃烧室(520)的氢的流量；第三流量控制阀(532)，以控制从第二燃料储存器(200)流向双燃料主燃烧室(520)的烃类燃料(hc)的流量。2.如权利要求1所述的一种推进系统(300)，其特征在于，所述第一燃料储存器(100)为一个用于储存液态氢的低温低压储存器；以及，所述推进系统还包括第三燃料储存器(800)，其被配置为储存加压氢气(h2-2)；所述第三燃料储存器(800)通过第四流量控制阀(542)与氢引燃燃烧室(510)流体连通；所述控制系统(600)可用于控制：所述第四流量控制阀(542)，以控制从第三燃料储存器(800)流向氢引燃燃烧室(510)的氢(h2-2)的流量；所述第三燃料储存器(800)通过第四流量控制阀(542)与所述氢引燃燃烧室(510)流体连通。3.如权利要求2所述的一种推进系统(300)，其特征在于：所述第一燃料储存器(100)通过热交换器(110)与氢引燃燃烧室(510)流体连通，所述热交换器被配置为向从第一燃料储存器(100)输出的液态氢提供热量以将其转化为气态形式。4.如权利要求1-3所述的一种推进系统(300)，其特征在于：所述氢引燃燃烧室(510)包括与第一燃料储存器(100)连通的多个流动出口(514)。5.如权利要求1-3所述的一种推进系统(300)，其特征在于：所述氢引燃燃烧室(510)包括与第一燃料储存器(100)和第三燃料储存器(800)连通的多个流动出口(514)。6.如上述权利要求中任一一项所述的一种推进系统(300)，其特征在于：所述双燃料主燃烧室(520)包括围绕着氢引燃燃烧室(510)的多个出口(524，528)；其中，双燃料主燃烧室出口(524)的第一子组(528)通过第一流动通道(550)与第一燃料储存器(100)流体连通；双燃料主燃烧室出口(524)的第二子组(530)通过第二流动通道(552)与第二燃料储存器(200)流体连通；第一流动通道(550)和第二流动通道(552)相互之间流体隔离。
7.如上述权利要求中任一一项所述的一种推进系统(300)，其特征在于,所述控制系统(600)用于控制第一流量控制阀(512)、第二流量控制阀(522)和第三流量控制阀(532)，以执行：a.在第一运作模式下，第一流量控制阀(512)打开，第二流量控制阀(522)关闭，且第三流量控制阀(532)关闭，使得仅有氢被输送到引燃燃烧室(510)中；b.在第二运作模式下，第一流量控制阀(512)打开，第二流量控制阀(522)打开，且第三流量控制阀(532)关闭，使得仅有氢被输送到引燃燃烧室(510)和双燃料主燃烧室(520)中；c.在第三运作模式下，第一流量控制阀(512)打开，向引燃燃烧室(510)输送氢，且第二流量控制阀(522)和第三流量控制阀(532)均打开，使得氢和烃燃料(hc)被输送到双燃料主燃烧室(520)中；以及，d.在第四运作模式下，第一流量控制阀(512)打开，使得仅有氢被输送到引燃燃烧室(510)中；第二流量控制阀(522)关闭，且第三流量控制阀(532)打开，使得仅有烃燃料(hc)被输送到双燃料主燃烧室(520)中。8.如从属于权利要求2的权利要求7所述的一种推进系统(300)，其特征在于，所述控制系统(600)用于控制所述第四流量控制阀(542)在所述第一、第二、第三和第四运作模式中关闭。9.如权利要求8所述的一种推进系统(300)，其特征在于，所述控制系统(600)用于控制第一流量控制阀(512)、第二流量控制阀(522)、第三流量控制阀(532)和第四流量控制阀(542)，以执行：在第五运作模式下，第一流量控制阀(512)关闭，第二流量控制阀(522)关闭，且第三流量控制阀(532)关闭，以及第四流量控制阀(542)打开，使得仅有氢从第三燃料储存器(800)被输送到引燃燃烧室(510)中；以及在第六运作模式下，第一流量控制阀(512)关闭，第二流量控制阀(522)关闭；第三流量控制阀(532)打开，使得仅有烃燃料(hc)被输送到双燃料主燃烧室(520)中；以及，第四流量控制阀(542)打开，以将氢从第三燃料储存器(800)输送到引燃燃烧室(510)中。10.如权利要求2-9中任一一项所述的一种推进系统(300)，其特征在于，所述控制系统(600)用于控制第一流量控制阀(512)、第二流量控制阀(522)、第三流量控制阀(532)和第四流量控制阀(542)，以执行：在第七运作模式下，第一流量控制阀(512)和第四流量控制阀(542)关闭，使得没有燃料被输送到引燃燃烧室(510)中，且第二[流量]控制阀(522)关闭，以及第三流量控制阀(532)打开，使得仅有烃燃料(hc)被输送到双燃料主燃烧室(520)中。11.如上述权利要求中任一一项所述的一种推进系统(300)，其特征在于：所述燃气涡轮发动机(400)还包括一个燃烧室(700)。12.一种飞机(10)，包括了如权利要求7-11中任一一项所述的推进系统，其特征在于：所述控制系统(600)用于控制第一流量控制阀(512)、第二流量控制阀(522)和第三流量控制阀(532)彼此间相对的开/关速率，以在第一运作模式、第二运作模式、第三运作模式和/或第四运作模式之间转换。13.一种飞机(10)，包括了如权利要求9所述的推进系统，其特征在于：所述控制系统(600)用于控制第一流量控制阀(512)、第二流量控制阀(522)、第三流量控制和第四控制阀
(542)彼此间相对的开/关速率，以在所述运作模式之间进行转换。14.一种飞机(10)，包括了如权利要求7-11所述的推进系统，其特征在于：所述第一运作模式可对应于燃气轮机发动机(400)的启动、怠速和/或低功率状态。15.一种飞机(10)，包括了如权利要求14所述的推进系统，其特征在于：其他运作模式提供了一定范围的功率条件。

技术总结
一种用于飞机(10)的推进系统(300)，包括用于存储氢(H2-1、H2-2)的燃料储存器(100、800)和用于存储烃燃料(HC)的燃料储存器(200)。推进系统可设置包括燃料喷射单元(500)的燃气涡轮发动机(400)，燃料喷射单元(500)包括：通过流量控制阀(512、542)与氢燃料储存器(100、800)流体连通的氢引燃燃烧室(510)；还设置有通过流量控制阀(522)与氢燃料储存器(100、800)流体连通的，且通过流量控制阀(532)与烃燃料储存器(200)流体连通的双燃料主燃烧室(520)。控制系统(600)被设置为用于控制：流量控制阀(512、542)控制从氢燃料储存器(100、800)流向氢引燃燃烧室(510)的氢的流量；流量控制阀(522)控制从氢燃料储存器(100、800)流向双燃料主燃烧室(520)的氢的流量；以及，流量控制阀(532)控制从烃燃料储存器(200)流向双燃料主燃烧室(520)的烃燃料(HC)的流量。燃料主燃烧室(520)的烃燃料(HC)的流量。燃料主燃烧室(520)的烃燃料(HC)的流量。


技术研发人员：特雷弗
受保护的技术使用者：德稳科技有限公司
技术研发日：2023.03.29
技术公布日：2023/5/24