(57)【要約】  タービンエンジンアセンブリは、タービンコアと熱交換器と極低温燃料システムとを含み、タービンコアは  軸線方向に整合させられた圧縮機セクション、燃焼セクション、タービンセクション、およびノズルセクションを有し、燃焼セクションは内側壁部および外側壁部を有する環状のケースを含み、熱交換器はケースの周りに配置された複数の通路（６２２）を含み、極低温燃料システムは通路に連結されている供給ラインを備え、極低温燃料が極低温燃料タンクから供給ラインを通して熱交換器の通路に供給することが可能であり、通路の中の燃料は、燃焼セクションによって加熱することが可能である。熱交換器は、単段式のまたは多段式の気化器とすることが可能である。【選択図】  図１３
2016504523.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
圧縮機セクション、燃焼セクション、タービンセクション、およびノズルセクションを含むタービンコアであって、前記圧縮機セクション、前記燃焼セクション、前記タービンセクション、および前記ノズルセクションは、軸線方向に整合させられており、前記燃焼セクションは、内側壁部（６０６）および外側壁部（６０５）を有する概して環状のケース（６０２）を含む、タービンコアと、
前記内側壁部（６０６）および外側壁部（６０５）のうちの少なくとも１つに近接している複数の通路（６２２）を含む熱交換器であって、前記通路（６２２）は、前記ケース（６０２）の少なくとも一部分の周りに配置され、互いに流体連通しており、流体が、前記通路（６２２）を通って流れ得るようになっている、熱交換器と、
前記通路（６２２）のうちの１つに連結されている供給ラインを備える極低温燃料タンク（１２２）を有する極低温燃料システムであって、極低温燃料は、前記極低温燃料タンク（１２２）から、前記供給ラインを通して、前記熱交換器の前記通路（６２２）に供給することが可能であり、前記通路（６２２）の中の前記燃料は、前記燃焼セクションによって加熱することが可能である、極低温燃料システムと
を含む、タービンエンジンアセンブリ。
【請求項２】
前記通路（６２２）が、実質的に前記環状のケース（６０２）の周りに延在している、請求項１記載のタービンエンジンアセンブリ。
【請求項３】
前記通路（６２２）が、前記外側壁部（６０５）に隣接している、請求項１記載のタービンエンジンアセンブリ。
【請求項４】
前記通路（６２２）が、前記内側壁部（６０６）に隣接している、請求項１記載のタービンエンジンアセンブリ。
【請求項５】
前記通路（６２２）が、前記内側壁部（６０６）と前記外側壁部（６０５）との間にある、請求項１記載のタービンエンジンアセンブリ。
【請求項６】
前記タービンコアが、中心軸線を画定しており、前記通路（６２２）が、前記中心軸線と概して整合させられている、請求項１記載のタービンエンジンアセンブリ。
【請求項７】
前記通路（６２２）のそれぞれが、入口部および出口部を有している、請求項１記載のタービンエンジンアセンブリ。
【請求項８】
隣接する通路（６２２）の前記入口部および出口部に流体連結しているヘッダーをさらに含む、請求項７記載のタービンエンジンアセンブリ。
【請求項９】
圧縮機セクション、燃焼セクション、タービンセクション、およびノズルセクションを含むタービンコアであって、前記圧縮機セクション、前記燃焼セクション、前記タービンセクション、および前記ノズルセクションは、軸線方向に整合させられている、タービンコアと、
供給ラインを備える極低温燃料タンク（１２２）を有する極低温燃料システムと、
１つ以上の通路（６２２）を含む多段式の気化器（６０Ａ、６０Ｂ、７００、７１０、７２０）であって、前記１つ以上の通路（６２２）は、前記供給ラインに流体連結されており、前記極低温燃料タンク（１２２）から供給される極低温燃料が、前記多段式の気化器（６０Ａ、６０Ｂ、７００、７１０、７２０）の前記１つ以上の通路（６２２）を通って流れ得るようになっており、前記多段式の気化器（６０Ａ、６０Ｂ、７００、７１０、７２０）において、前記１つ以上の通路（６２２）の中の前記燃料を加熱することができる、多段式の気化器（６０Ａ、６０Ｂ、７００、７１０、７２０）と
を含む、タービンエンジンアセンブリ。
【請求項１０】
前記多段式の気化器（６０Ａ、６０Ｂ、７００、７１０、７２０）の１つ以上の段が、圧縮機空気、コア排気空気、およびタービンブリード空気を含む群から選択される高温空気を利用する高温空気エンジンシンクを含む、請求項９記載のタービンエンジンアセンブリ。
【請求項１１】
前記多段式の気化器（６０Ａ、６０Ｂ、７００、７１０、７２０）が、第１の熱交換器（７０２、７１４、７２２）および第２の熱交換器（７０４、７１２、７２４）を並列に含む、請求項９記載のタービンエンジンアセンブリ。
【請求項１２】
前記極低温燃料の一部分を前記第１の熱交換器（７０２、７１４、７２２）および前記第２の熱交換器（７０４、７１２、７２４）へ方向付けするためのスプリット弁（７０６）をさらに含む、請求項１１記載のタービンエンジンアセンブリ。
【請求項１３】
前記多段式の気化器（６０Ａ、６０Ｂ、７００、７１０、７２０）が、第１の熱交換器（７０２、７１４、７２２）および第２の熱交換器（７０４、７１２、７２４）を直列に含む、請求項９記載のタービンエンジンアセンブリ。
【請求項１４】
前記第１の熱交換器（７０２、７１４、７２２）が、前記極低温燃料を加熱するために、第１の温度の高温空気を利用し、前記第２の熱交換器（７０４、７１２、７２４）が、前記第１の温度とは異なる温度の高温空気を利用する、請求項１３記載のタービンエンジンアセンブリ。
【請求項１５】
前記極低温燃料タンク（１２２）の中の前記極低温燃料が、液化天然ガスである、請求項９乃至請求項１４のいずれか１項記載のタービンエンジンアセンブリ。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本明細書で説明されている技術は、概して、航空機システムに関し、より具体的には、航空用ガスタービンエンジンの中で二元燃料を使用する航空機システム、および、それを動作させる方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
液化天然ガス（ＬＮＧ）などのような、特定の極低温燃料は、従来のジェット燃料よりも安価である可能性がある。従来のガスタービン用途において冷却に対する現在のアプローチは、圧縮空気または従来の液体燃料を使用する。冷却するために圧縮機空気を使用することは、エンジンシステムの効率を低下させる可能性がある。
【０００３】
したがって、航空用ガスタービンエンジンの中で二元燃料を使用する航空機システムを有することが望ましいこととなる。従来のジェット燃料および／または、液化天然ガス（ＬＮＧ）などのような、より安価な極低温燃料を使用して動作させることができる航空用ガスタービンエンジンによって推進させることができる航空機システムを有することが望ましいこととなる。航空用ガスタービンコンポーネントおよびシステムにおいて、より効率的な冷却を有することは、望ましいこととなる。動作コストを低下させるために、エンジンの効率を向上させ、燃料消費率を低下させることは、望ましいこととなる。温室効果ガス（ＣＯ２）、窒素酸化物ＮＯｘ、一酸化炭素ＣＯ、未燃炭化水素および煤煙が低下されて、環境に対する影響を低減させることができる、二元燃料を使用する航空用ガスタービンエンジンを有することは、望ましいこととなる。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００４】
【特許文献１】欧州特許第０７８０６３９号
【発明の概要】
【０００５】
１つの態様では、本発明の実施形態は、圧縮機セクション、燃焼セクション、タービンセクション、およびノズルセクションを含むタービンコアであって、前記圧縮機セクション、前記燃焼セクション、前記タービンセクション、および前記ノズルセクションは、軸線方向に整合させられており、前記燃焼セクションは、内側壁部および外側壁部を有する概して環状のケースを含む、タービンコアと、前記内側壁部および外側壁部のうちの少なくとも１つに近接している複数の通路を含む熱交換器であって、前記通路は、前記ケースの少なくとも一部分の周りに配置され、互いに流体連通しており、流体が、前記通路を通って流れるようになっている、熱交換器と、前記通路のうちの１つに連結されている供給ラインを備える極低温燃料タンクを有する極低温燃料システムであって、極低温燃料は、前記極低温燃料タンクから、前記供給ラインを通して、前記熱交換器の前記通路に供給することが可能であり、前記通路の中の前記燃料は、前記燃焼セクションによって加熱することが可能である、極低温燃料システムとを含む、タービンエンジンアセンブリに関する。
【０００６】
別の態様では、本発明の実施形態は、圧縮機セクション、燃焼セクション、タービンセクション、およびノズルセクションを含むタービンコアであって、前記圧縮機セクション、前記燃焼セクション、前記タービンセクション、および前記ノズルセクションは、軸線方向に整合させられている、タービンコアと、供給ラインを備える極低温燃料タンクを有する極低温燃料システムと、１つ以上の通路を含む多段式の気化器であって、前記１つ以上の通路は、前記供給ラインに流体連結されており、前記極低温燃料タンクから供給される極低温燃料が、前記多段式の気化器の前記１つ以上の通路を通って流れるようになっており、前記多段式の気化器において、１つ以上の通路の中の前記燃料を加熱することができる、多段式の気化器とを有する、タービンエンジンアセンブリに関する。
【０００７】
本明細書で説明されている技術は、添付の図面と併せて、以下の説明を参照することによって、最良に理解することが可能である。
【図面の簡単な説明】
【０００８】
【図１】二元燃料推進システムを有する例示的な航空機システムの等角図である。
【図２】例示的な燃料送達／分配システムを示す図である。
【図２Ａ】例示的な極低温燃料の概略的な圧力−エンタルピーチャートにおいて、例示的な動作経路を示す図である。
【図３】燃料タンクの例示的な配置および例示的なボイルオフの使用を示す概略図である。
【図４】燃料送達および制御システムを有する例示的な二元燃料航空機ガスタービンエンジンの概略断面図である。
【図５】概略的な熱交換器を示す例示的な二元燃料航空機ガスタービンエンジンの一部分の概略断面図である。
【図６Ａ】例示的な直接式熱交換器の概略図である。
【図６Ｂ】例示的な間接式熱交換器の概略図である。
【図６Ｃ】別の例示的な間接式熱交換器の概略図である。
【図７】航空機システムに関する例示的なフライトミッションプロファイルの概略プロットである。
【図８】特定の液体燃料気化器の実施形態を図示する図である。
【図９】特定の液体燃料気化器の実施形態を図示する図である。
【図１０】特定の液体燃料気化器の実施形態を図示する図である。
【図１１】特定の液体燃料気化器の実施形態を図示する図である。
【図１２Ａ】特定の液体燃料気化器の実施形態を図示する図である。
【図１２Ｂ】特定の液体燃料気化器の実施形態を図示する図である。
【図１３】内部から装着された例示的な燃焼器ケース気化器の断面図である。
【図１４】外部から装着された例示的な燃焼器ケース気化器の断面図である。
【図１５】すべて本開示の少なくともいくつかの態様による、例示的な一体型の燃焼器ケース気化器の断面図である。
【図１６】特定の液体燃料気化器の実施形態を図示する図である。
【図１７Ａ】特定の液体燃料気化器の実施形態を図示する図である。
【図１７Ｂ】特定の液体燃料気化器の実施形態を図示する図である。
【図１７Ｃ】特定の液体燃料気化器の実施形態を図示する図である。
【図１８】特定の液体燃料気化器の実施形態を図示する図である。
【図１９】特定の液体燃料気化器の実施形態を図示する図である。
【図２０】特定の液体燃料気化器の実施形態を図示する図である。
【発明を実施するための形態】
【０００９】
本明細書で図面を参照すると、同一の参照番号は、様々な図を通して、同じエレメントを示している。
【００１０】
図１は、本発明の例示的な実施形態による航空機システム５を示している。例示的な航空機システム５は、胴体６と、胴体に取り付けられている翼部７とを有している。航空機システム５は、推進システム１００を有しており、推進システム１００は、飛行中の航空機システムを推進させるのに必要な推進スラストを作り出す。推進システム１００は、図１では、翼部７に取り付けられるように示されているが、他の実施形態では、それは、たとえば、テール部分１６などのような、航空機システム５の他のパーツに連結させることが可能である。
【００１１】
例示的な航空機システム５は、推進システム１００の中で使用される１つ以上のタイプの燃料を貯蔵するための燃料貯蔵システム１０を有している。図１に示されている例示的な航空機システム５は、本明細書で以下にさらに説明されているように、２つのタイプの燃料を使用する。したがって、例示的な航空機システム５は、第１の燃料１１を貯蔵することができる第１の燃料タンク２１と、第２の燃料１２を貯蔵することができる第２の燃料タンク２２とを含む。図１に示されている例示的な航空機システム５では、第１の燃料タンク２１の少なくとも一部分は、航空機システム５の翼部７の中に位置付けされている。図１に示されている１つの例示的な実施形態では、第２の燃料タンク２２は、翼部が胴体に連結されている場所の近くにおいて、航空機システムの胴体６の中に位置付けされている。代替的な実施形態では、第２の燃料タンク２２は、胴体６または翼部７の中の他の適切な場所に位置付けさせることが可能である。他の実施形態では、航空機システム５は、第２の燃料１２を貯蔵することができる随意的な第３の燃料タンク１２３を含むことが可能である。随意的な第３の燃料タンク１２３は、たとえば、図１に概略的に示されているように、航空機システムの胴体の後方部分の中に位置付けさせることが可能である。
【００１２】
本明細書で後にさらに説明されるように、図１に示されている推進システム１００は、二元燃料推進システムであり、二元燃料推進システムは、第１の燃料１１もしくは第２の燃料１２を使用することによって、または、第１の燃料１１および第２の燃料１２の両方を使用することによって、推進スラストを発生させることができる。例示的な二元燃料推進システム１００は、ガスタービンエンジン１０１を含み、ガスタービンエンジン１０１は、第１の燃料１１もしくは第２の燃料２１を選択的に使用して、または、第１の燃料および第２の燃料の両方を選択された割合で使用して、推進スラストを発生させることができる。第１の燃料は、Ｊｅｔ−Ａ、ＪＰ−８、もしくはＪＰ−５、または、他の公知のタイプもしくは等級として当技術分野で知られているような、ケロシンベースのジェット燃料などのような、従来の液体燃料とすることが可能である。本明細書で説明されている例示的な実施形態では、第２の燃料１２は、非常に低い温度で貯蔵される極低温燃料である。本明細書で説明されている一実施形態では、極低温の第２の燃料１２は、液化天然ガス（代替的に、本明細書で「ＬＮＧ」と称される）である。極低温の第２の燃料１２は、ある低い温度で燃料タンクの中に貯蔵されている。たとえば、ＬＮＧは、約１５ｐｓｉａの絶対圧において、約−２６５°Ｆで、第２の燃料タンク２２の中に貯蔵されている。燃料タンクは、チタン、インコネル、アルミニウム、または複合材料などのような、公知の材料から作製することが可能である。
【００１３】
図１に示されている例示的な航空機システム５は、燃料貯蔵システム１０から推進システム１００へ燃料を送達することができる燃料送達システム５０を含む。公知の燃料送達システムは、第１の燃料１１などのような、従来の液体燃料を送達するために使用することが可能である。本明細書で説明されており、図１および図２に示されている例示的な実施形態では、燃料送達システム５０は、たとえばＬＮＧなどのような極低温液体燃料を、極低温燃料を輸送する導管５４を通して、推進システム１００へ送達するように構成されている。送達の間に、極低温燃料の液体状態を実質的に維持するために、燃料送達システム５０の導管５４の少なくとも一部分は断熱され、加圧された極低温液体燃料を輸送するように構成されている。いくつかの例示的な実施形態では、導管５４の少なくとも一部分は、二重壁の構造を有している。導管は、チタン、インコネル、アルミニウム、または複合材料などのような、公知の材料から作製することが可能である。
【００１４】
図１に示されている航空機システム５の例示的な実施形態は、燃料電池システム４００をさらに含み、燃料電池システム４００は、第１の燃料１１または第２の燃料１２のうちの少なくとも１つを使用して、電力を作り出すことができる燃料電池を含む。燃料送達システム５０は、燃料貯蔵システム１０から燃料電池システム４００へ燃料を送達することができる。１つの例示的な実施形態では、燃料電池システム４００は、二元燃料推進システム１００によって使用される極低温燃料１２の一部分を使用して、電力を発生させる。
【００１５】
推進システム１００は、ガスタービンエンジン１０１を含み、ガスタービンエンジン１０１は、燃焼器の中で燃料を燃やすことによって、推進スラストを発生させる。図４は、ファン１０３と、高圧圧縮機１０５を有するコアエンジン１０８と、燃焼器９０とを含む例示的なガスタービンエンジン１０１の概略図である。また、エンジン１０１は、高圧タービン１５５、低圧タービン１５７、およびブースター１０４を含む。例示的なガスタービンエンジン１０１は、ファン１０３を有しており、ファン１０３は、推進スラストの少なくとも一部分を作り出す。エンジン１０１は、吸気側１０９および排気側１１０を有している。ファン１０３およびタービン１５７は、第１のローターシャフト１１４を使用して一緒に連結されており、圧縮機１０５およびタービン１５５は、第２のローターシャフト１１５を使用して一緒に連結されている。たとえば、図４に示されているようないくつかの適用例では、ファン１０３ブレードアセンブリは、エンジンケーシング１１６の中に少なくとも部分的に位置付けされている。他の適用例では、ファン１０３は、「オープンローター」の一部分を形成することが可能であり、「オープンローター」では、ファンブレードアセンブリを取り囲むケーシングが存在していない。
【００１６】
動作中に、空気は、エンジン１０１を通って延在する中心線軸線１５に実質的に平行な方向に、ファン１０３を通って軸線方向に流れ、圧縮空気が、高圧圧縮機１０５に供給される。高度に圧縮された空気が、燃焼器９０に送達される。燃焼器９０からの高温ガス（図４には示されていない）が、タービン１５５および１５７を駆動する。タービン１５７は、シャフト１１４によってファン１０３を駆動し、同様に、タービン１５５は、シャフト１１５によって圧縮機１０５を駆動する。代替的な実施形態では、エンジン１０１は、別のタービン段（図４には示されていない）によって駆動される追加的な圧縮機を有することが可能であり、それは、中圧圧縮機として、当技術分野で知られている場合がある。
【００１７】
航空機システム５の動作中に（図７に示されている例示的なフライトプロファイルを参照）、推進システム１００の中のガスタービンエンジン１０１は、たとえば、離陸の間などのような、推進システムの動作の第１の選択された部分の間に、たとえば、第１の燃料１１を使用することが可能である。推進システム１００は、クルーズの間などのような、推進システムの動作の第２の選択された部分の間に、たとえば、ＬＮＧなどのような第２の燃料１２を使用することが可能である。代替的に、航空機システム５の動作の選択された部分の間に、ガスタービンエンジン１０１は、第１の燃料１１および第２の燃料１２の両方を同時に使用して、推進スラストを発生させることができる。第１の燃料および第２の燃料の割合は、推進システムの動作の様々な段階の間に、必要に応じて、０％から１００％の間で変化させることが可能である。
【００１８】
本明細書で説明されている航空機およびエンジンシステムは、２つの燃料を使用して動作させることができ、２つの燃料のうちの１つは、たとえば、ＬＮＧ（液化天然ガス）などのような極低温燃料、他方はＪｅｔ−Ａ、ＪＰ−８、ＪＰ−５、または、世界中で入手可能な同様の等級のものなどのような、従来のケロシンベースのジェット燃料とすることが可能である。
【００１９】
Ｊｅｔ−Ａ燃料システムは、燃料ノズルを除いて、従来の航空機燃料システムと同様であり、燃料ノズルは、Ｊｅｔ−Ａおよび極低温／ＬＮＧを燃焼器へ０〜１００％の割合で噴射することができる。図１に示されている実施形態では、ＬＮＧシステムは、燃料タンクを含み、燃料タンクは、以下の特徴：（ｉ）タンクの中の特定の圧力を維持するための適当な逆止弁を備えるベントライン、（ｉｉ）液体極低温燃料のためのドレンライン、（ｉｉｉ）タンクの中の極低温の（ＬＮＧ）燃料の温度、圧力、および体積を評価するための計測または他の測定機能、（ｉｖ）極低温の（ＬＮＧ）タンクの中に、または、適宜、タンクの外側に位置付けされているブーストポンプであって、ブーストポンプは、極低温の（ＬＮＧ）燃料の圧力を増加させ、それをエンジンへ輸送する、ブーストポンプ、および、（ｉｖ）タンクを極低温の温度に無期限に維持するための随意的なクライオクーラー、を適宜含有する。
【００２０】
燃料タンクは、好ましくは、大気圧力でまたは大気圧力の近くで動作することとなるが、０から１００ｐｓｉｇの範囲の中で動作することが可能である。燃料システムの代替的な実施形態は、高いタンク圧力および温度を含むことが可能である。タンクおよびブーストポンプからエンジンパイロンへ走る極低温の（ＬＮＧ）燃料ラインは、以下の特徴：（ｉ）一重壁または二重壁の構造、（ｉｉ）真空断熱または低熱伝導率材料の断熱、および、（ｉｉｉ）ＬＮＧタンクに熱を加えることなく、ＬＮＧフローをタンクへ再循環させるための随意的なクライオクーラー、を有することが可能である。極低温の（ＬＮＧ）燃料タンクは、航空機の中に位置付けさせることが可能であり、航空機において、従来のＪｅｔ−Ａ補助燃料タンクは、既存のシステムの上に、たとえば、前方貨物倉または後方貨物倉の中に位置付けされている。代替的に、極低温の（ＬＮＧ）燃料タンクは、中央翼部タンク場所の中に位置付けさせることが可能である。極低温の（ＬＮＧ）燃料を利用する補助燃料タンクは、極低温の（ＬＮＧ）燃料が長期間にわたり使用されないこととなる場合には、それを取り外すことができるように、設計することが可能である。
【００２１】
高圧ポンプは、パイロンの中に、または、エンジンの上に位置付けされ、極低温の（ＬＮＧ）燃料の圧力を、ガスタービン燃焼器の中へ燃料を注入するのに十分なレベルまで上昇させることが可能である。ポンプは、ＬＮＧ／極低温液体の圧力を、極低温の（ＬＮＧ）燃料の臨界圧力（Ｐｃ）より高く上昇させることが可能であるか、または可能でない。熱交換器は、本明細書で「気化器」と称され、エンジンの上に、または、エンジンの近くに装着させることが可能であり、熱交換器は、熱エネルギーを液化天然ガス燃料に加え、温度を上昇させ、極低温の（ＬＮＧ）燃料を体積的に膨張させる。気化器からの熱（熱エネルギー）は、多くの供給源から来ることが可能である。これらは、それに限定されないが、（ｉ）ガスタービン排気、（ｉｉ）圧縮機中間冷却、（ｉｉｉ）高圧および／または低圧タービンのクリアランス制御空気、（ｉｖ）ＬＰＴパイプの冷却寄生（ｐａｒａｓｉｔｉｃ）空気、（ｖ）ＨＰタービンからの冷却された冷却空気、（ｖｉ）潤滑油、または、（ｖｉｉ）機上アビオニクスまたは電子機器を含む。熱交換器は、様々な設計のものとすることが可能であり、シェルアンドチューブ、二重パイプ、フィンプレートなどを含み、並流、対向流、または横流の様式で流れることが可能である。熱交換は、上記に挙げられている熱源と直接的にまたは間接的に接触して行うことが可能である。
【００２２】
制御弁は、上記に説明されている気化器／熱交換ユニットの下流に位置付けされている。制御弁の目的は、ガスタービンエンジン動作に関連付けされる動作条件の範囲にわたって、特定のレベルにフローを計量し、燃料マニホールドの中へ提供するということである。制御弁の二次的な目的は、背圧調整器として働き、システムの圧力を、極低温の（ＬＮＧ）燃料の臨界圧力より高く設定するということである。
【００２３】
燃料マニホールドは、制御弁の下流に位置付けされており、制御弁は、ガス燃料をガスタービン燃料ノズルへ均一に分配するように働く。いくつかの実施形態では、マニホールドは、適宜、熱交換器としての役割を果たし、コアカウルコンパートメントまたは他の熱的環境から極低温燃料／ＬＮＧ／天然ガス燃料へ熱エネルギーを伝達することが可能である。パージ用マニホールドシステムは、適宜、燃料マニホールドとともに用いられ、ガス燃料システムが動作していないときに、燃料マニホールドを、圧縮機空気（ＣＤＰ）を用いてパージすることが可能である。これは、円周方向の圧力変化に起因する、ガス燃料ノズルの中への高温ガスの吸い込みを防止することとなる。適宜、燃料ノズルの中の、または、燃料ノズルの近くの逆止弁が、高温ガスの吸い込みを防止することが可能である。
【００２４】
本明細書で説明されているシステムの例示的な実施形態は、次のように動作することが可能である。極低温の（ＬＮＧ）燃料が、約１５ｐｓｉａおよび約−２６５°Ｆで、タンクの中に位置付けされる。それは、航空機の上に位置付けされているブーストポンプによって、おおよそ３０ｐｓｉまでポンプで昇圧される。液体の極低温の（ＬＮＧ）燃料は、断熱された二重壁の配管を介して、翼部を横切って、航空機パイロンへ流れ、航空機パイロンにおいて、それは、約１００から１，５００ｐｓｉａまで上昇させられ、天然ガス／メタンの臨界圧力より高く、または低くすることが可能である。次いで、極低温の（ＬＮＧ）燃料は、気化器へ送られ、気化器において、それは、体積的に膨張させられ、ガスになる。気化器は、マッハ数および対応する圧力損失を低く維持するようにサイズ決めさせることが可能である。次いで、ガス状の天然ガスは、制御弁を通して計量され、燃料マニホールドおよび燃料ノズルの中へ至り、そこにおいて、それは、そうでなければ標準的な航空用ガスタービンエンジンシステムの中で燃焼させられ、飛行機にスラストを提供する。サイクル条件が変化するときに、ブーストポンプの中の圧力（たとえば、約３０ｐｓｉ）およびＨＰポンプの中の圧力（たとえば、約１，０００ｐｓｉ）は、おおよそ一定のレベルに維持される。流れは、絞り弁によって制御される。適当にサイズ決めされている燃料ノズルと組み合わせて、流れの変化は、マニホールドの中に、許容可能であって変化する圧力を結果として生じさせる。
【００２５】
例示的な航空機システム５は、推進システム１００の中で使用するために、１つ以上のタイプの燃料を貯蔵システム１０から送達するための燃料送達システムを有している。たとえば、ケロシンベースのジェット燃料などのような、従来の液体燃料に関して、従来の燃料送達システムを使用することが可能である。本明細書で説明されており、図２および図３で概略的に示されている例示的な燃料送達システムは、航空機システム５のための極低温燃料送達システム５０を含む。図２に示されている例示的な燃料システム５０は、極低温液体燃料１１２を貯蔵することができる極低温燃料タンク１２２を含む。一実施形態では、極低温液体燃料１１２は、ＬＮＧである。また、他の代替的な極低温液体燃料を使用することも可能である。例示的な燃料システム５０では、たとえば、ＬＮＧなどのような、極低温液体燃料１１２は、第１の圧力「Ｐ１」である。圧力Ｐ１は、好ましくは、たとえば、１５ｐｓｉａなどのように、大気圧力の近くになっている。
【００２６】
例示的な燃料システム５０は、ブーストポンプ５２を有しており、それが、極低温燃料タンク１２２と流れ連通するようになっている。動作中に、極低温燃料が二元燃料推進システム１００の中で必要とされるときには、ブーストポンプ５２は、極低温液体燃料１１２の一部分を極低温燃料タンク１２２から取り出し、その圧力を第２の圧力「Ｐ２」まで増加させ、航空機システム５の翼部７の中に位置付けされている翼部供給導管５４の中へ、それを流入させる。流れが供給導管５４の中にある間に、液体極低温燃料がその液体状態（Ｌ）を維持するように、圧力Ｐ２は選ばれる。圧力Ｐ２は、約３０ｐｓｉａから約４０ｐｓｉａの範囲内とすることが可能である。公知の方法を使用した分析に基づいて、ＬＮＧに関して、３０ｐｓｉａが適切であるということが見出されている。ブーストポンプ５２は、航空機システム５の胴体６の中の適切な場所に位置付けさせることが可能である。代替的に、ブーストポンプ５２は、極低温燃料タンク１２２に近接して位置付けさせることが可能である。他の実施形態では、ブーストポンプ５２は、極低温燃料タンク１２２の内側に位置付けさせることが可能である。送達の間に、極低温燃料の液体状態を実質的に維持するために、翼部供給導管５４の少なくとも一部分は、断熱されている。いくつかの例示的な実施形態では、導管５４の少なくとも一部分は、二重壁の構造を有している。導管５４およびブーストポンプ５２は、チタン、インコネル、アルミニウム、または複合材料などのような、公知の材料を使用して作製することが可能である。
【００２７】
例示的な燃料システム５０は、高圧ポンプ５８を有し、高圧ポンプ５８は、翼部供給導管５４と流れ連通しており、ブーストポンプ５２によって供給される極低温液体燃料１１２を受け入れることができる。高圧ポンプ５８は、液体極低温燃料（たとえば、ＬＮＧなど）の圧力を、推進システム１００の中へ燃料を注入するのに十分な第３の圧力「Ｐ３」まで増加させる。圧力Ｐ３は、約１００ｐｓｉａから約１０００ｐｓｉａの範囲内とすることが可能である。高圧ポンプ５８は、航空機システム５または推進システム１００の中の適切な場所に位置付けさせることが可能である。高圧ポンプ５８は、好ましくは、推進システム１００を支持する航空機システム５のパイロン５５の中に位置付けされている。
【００２８】
図２に示されているように、例示的な燃料システム５０は、極低温液体燃料１１２をガス（Ｇ）燃料１３へ変化させるための気化器６０を有している。気化器６０は、高圧の極低温液体燃料を受け入れ、極低温液体燃料（たとえば、ＬＮＧなど）に熱（熱エネルギー）を加え、その温度を上昇させ、それを体積的に膨張させる。熱（熱エネルギー）は、推進システム１００の中の１つ以上の供給源から供給することが可能である。たとえば、気化器の中の極低温液体燃料を気化させるための熱は、たとえば、ガスタービン排気９９、圧縮機１０５、高圧タービン１５５、低圧タービン１５７、ファンバイパス１０７、タービン冷却空気、エンジンの中の潤滑油、航空機システムアビオニクス／電子機器、または、推進システム１００の中の任意の熱の供給源などのような、いくつかの供給源のうちの１つ以上から供給することが可能である。気化器６０の中で起こる熱の交換に起因して、気化器６０は、代替的に、熱交換器と称することが可能である。気化器６０の熱交換器部分は、シェルアンドチューブタイプの熱交換器、二重パイプタイプの熱交換器、または、フィンアンドプレートタイプの熱交換器を含むことが可能である。気化器の中の高温流体および冷温流体フローは、並流、対向流、または横流フロータイプとすることが可能である。気化器の中の高温流体と冷温流体との間の熱交換は、壁部を通して直接的に、または、中間の作動流体を使用して間接的に、行うことが可能である。
【００２９】
極低温燃料送達システム５０は、流れ絞り弁６５（「ＦＭＶ」、または、制御弁とも称される）を含み、流れ絞り弁６５は、気化器６０およびマニホールド７０と流れ連通している。流れ絞り弁６５は、上記に説明されている気化器／熱交換ユニットの下流に位置付けされている。ＦＭＶ（制御弁）の目的は、ガスタービンエンジン動作に関連付けされる動作条件の範囲にわたって、燃料フローを特定のレベルまで計量して、燃料マニホールド７０の中へ提供するということである。制御弁の二次的な目的は、背圧調整器としての役割を果たし、ＬＮＧなどのような極低温燃料の臨界圧力より高く、システムの圧力を設定するということである。流れ絞り弁６５は、気化器から供給されるガス燃料１３を受け入れ、その圧力を第４の圧力「Ｐ４」まで低減させる。マニホールド７０は、ガス燃料１３を受け入れることができ、それをガスタービンエンジン１０１の中の燃料ノズル８０へ分配することができる。好適な実施形態では、気化器６０は、実質的に一定の圧力で、極低温液体燃料１１２をガス燃料１３へ変化させる。図２ａは、送達システム５０の中の様々な点において、燃料の状態および圧力を概略的に示している。
【００３０】
極低温燃料送達システム５０は、ガスタービンエンジン１０１の中に位置付けされている複数の燃料ノズル８０をさらに含む。燃料ノズル８０は、燃焼させるために、燃焼器９０の中へガス燃料１３を送達する。制御弁６５の下流に位置付けされている燃料マニホールド７０が、ガス燃料１３をガスタービン燃料ノズル８０へ均一に分配するように働く。いくつかの実施形態では、マニホールド７０は、適宜、熱交換器としての役割を果たし、推進システムのコアカウルコンパートメントまたは他の熱的環境からＬＮＧ／天然ガス燃料へ熱エネルギーを伝達することが可能である。一実施形態では、燃料ノズル８０は、従来の液体燃料（たとえば、従来のケロシンベースの液体燃料など）、または、ＬＮＧなどのような極低温液体燃料から気化器によって発生させられたガス燃料１３を、選択的に受け入れるように構成されている。別の実施形態では、燃料ノズル８０は、液体燃料およびガス燃料１３を選択的に受け入れるように構成されており、また、ガス燃料１３および液体燃料を燃焼器９０に供給し、２つのタイプの燃料をともに燃焼させることを促進させるように構成されている。別の実施形態では、ガスタービンエンジン１０１は、複数の燃料ノズル８０を含み、燃料ノズル８０のうちのいくつかが、液体燃料を受け入れるように構成されており、燃料ノズル８０のうちのいくつかが、ガス燃料１３を受け入れるように構成され、燃焼器９０の中で燃焼させるために適切に配置されている。
【００３１】
本発明の別の実施形態では、ガスタービンエンジン１０１の中の燃料マニホールド７０は、随意的なパージ用マニホールドシステムを含み、ガス燃料システムが動作していないときに、エンジンからの圧縮機空気または他の空気を用いて燃料マニホールドをパージする。これは、燃焼器９０の中の円周方向の圧力変化に起因する、ガス燃料ノズルの中への高温ガスの吸い込みを防止することとなる。適宜、燃料ノズルの中の、または、燃料ノズルの近くの逆止弁は、燃料ノズルまたはマニホールドの中の高温ガスの吸い込みを防止するために使用することが可能である。
【００３２】
極低温液体燃料としてＬＮＧを使用する、本明細書で説明されている例示的な二元燃料ガスタービン推進システムでは、次のことが説明される：ＬＮＧが、１５ｐｓｉａおよび−２６５°Ｆで、タンク２２、１２２の中に位置付けされる。それは、航空機の上に位置付けされているブーストポンプ５２によって、おおよそ３０ｐｓｉまでポンプで昇圧される。液体ＬＮＧは、断熱された二重壁の配管５４を介して、翼部７を横切って、航空機パイロン５５へ流れ、航空機パイロン５５において、それは、１００から１，５００ｐｓｉａまで上昇させられ、天然ガス／メタンの臨界圧力より高く、または低くすることが可能である。次いで、液化天然ガスは、気化器６０へ送られ、気化器６０において、それは、体積的に膨張させられ、ガスになる。気化器６０は、マッハ数および対応する圧力損失を低く維持するようにサイズ決めされている。次いで、ガス状の天然ガスは、制御弁６５を通して計量され、燃料マニホールド７０および燃料ノズル８０の中へ至り、そこにおいて、それは、二元燃料航空用ガスタービンシステム１００、１０１の中で燃焼させられ、航空機システム５にスラストを提供する。サイクル条件が変化するときに、ブーストポンプの中の圧力（３０ｐｓｉ）およびＨＰポンプ５８の中の圧力（１，０００ｐｓｉ）は、おおよそ一定のレベルに維持される。流れは、絞り弁６５によって制御される。適当にサイズ決めされている燃料ノズルと組み合わせて、流れの変化は、マニホールドの中に、許容可能であって変化する圧力を結果として生じさせる。
【００３３】
二元燃料システムは、ケロシンベースの燃料（Ｊｅｔ−Ａ、ＪＰ−８、ＪＰ−５など）および極低温燃料（たとえば、ＬＮＧ）のための並列の燃料送達システムから構成されている。ケロシン燃料の送達は、燃焼器燃料ノズルを除いて、現在の設計から実質的に変更されておらず、その燃焼器燃料ノズルは、ケロシンおよび天然ガスを任意の割合でともに燃やすように設計されている。図２に示されているように、極低温燃料（たとえば、ＬＮＧ）の燃料送達システムは、以下の特徴から構成されている：（Ａ）極低温燃料（たとえば、ＬＮＧ）およびＪｅｔ−Ａを０〜１００％の任意の割合で利用することができる、二元燃料ノズルおよび燃焼システム、（Ｂ）熱交換器としての役割も果たし、極低温燃料（たとえば、ＬＮＧ）を加熱し、ガスまたは超臨界の流体にする、燃料マニホールドおよび送達システム。マニホールドシステムは、燃料を燃焼器燃料ノズルへ均一な様式で同時に送達するように設計されており、取り囲むコアカウル、排気システム、または他の熱源から熱を吸収し、別個の熱交換器に対する必要性を排除するか、または最小化する、（Ｃ）その液体状態にある極低温燃料（たとえば、ＬＮＧ）を臨界圧力より高く、または低くするようにポンプで昇圧し、複数の供給源のいずれかからの熱を加える、燃料システム、（Ｄ）極低温燃料（たとえば、ＬＮＧ）燃料タンクの中に沈められる（適宜、燃料タンクの外側に位置付けされる）、低圧クライオポンプ、（Ｅ）航空機パイロンの中に位置付けされているか、または、適宜、エンジンもしくはナセルの上に位置付けされ、極低温燃料（たとえば、ＬＮＧ）の臨界圧力よりも高く圧力をポンプで昇圧する、高圧クライオポンプ。（Ｆ）パージ用マニホールドシステムは、適宜、燃料マニホールドとともに使用され、ガス燃料システムが動作していないときに、圧縮機ＣＤＰ空気を用いて燃料マニホールドをパージすることが可能である。これは、円周方向の圧力変化に起因する、ガス燃料ノズルの中への高温ガスの吸い込みを防止することとなる。適宜、燃料ノズルの中の、または、燃料ノズルの近くの逆止弁は、高温ガスの吸い込みを防止することが可能である。（Ｇ）タンクおよびブーストポンプからエンジンパイロンへ走る極低温燃料（たとえば、ＬＮＧ）ラインは、以下の特徴を有している：（１）一重壁または二重壁の構造。（２）真空断熱、または、適宜、エアロゲルなどのような低熱伝導率の断熱材料。（３）極低温燃料（たとえば、ＬＮＧ）タンクに熱を加えることなく、極低温燃料（たとえば、ＬＮＧ）フローをタンクへ再循環させる、随意的なクライオクーラー。（Ｈ）パイロンの中に、または、エンジンの上に位置付けされている、高圧ポンプ。このポンプは、極低温燃料（たとえば、ＬＮＧ）の圧力を、ガスタービン燃焼器の中へ天然ガス燃料を注入するのに十分なレベルまで上昇させることとなる。ポンプは、極低温液体（たとえば、ＬＮＧ）の圧力を、極低温燃料（たとえば、ＬＮＧ）の臨界圧力（Ｐｃ）より高く上昇させることが可能であるか、または可能でない。
【００３４】
ＩＩＩ．  燃料貯蔵システム
図１に示されている例示的な航空機システム５は、たとえば、図３に示されているような、極低温燃料を貯蔵するための極低温燃料貯蔵システム１０を含む。例示的な極低温燃料貯蔵システム１０は、極低温燃料タンク２２、１２２を含み、極低温燃料タンク２２、１２２は、たとえばＬＮＧなどのような極低温液体燃料１２を貯蔵することができる貯蔵体積２４を形成する第１の壁部２３を有している。図３に概略的に示されているように、例示的な極低温燃料貯蔵システム１０は、極低温液体燃料１２を貯蔵体積２４の中へ流入させることができる流入システム３２と、極低温燃料貯蔵システム１０から極低温液体燃料１２を送達するように適合されている流出システム３０とを有している。それは、ベントシステム４０をさらに含み、ベントシステム４０は、貯蔵体積２４の中の極低温液体燃料１２から、ガス燃料１９（それは、貯蔵の間に形成される可能性がある）の少なくとも一部分を取り除くことが可能である。
【００３５】
図３に示されている例示的な極低温燃料貯蔵システム１０は、リサイクルシステム３４をさらに含み、リサイクルシステム３４は、未使用のガス燃料１９の少なくとも一部分２９を極低温燃料タンク２２の中へ戻すように適合されている。一実施形態では、リサイクルシステム３４は、クライオクーラー４２を含み、クライオクーラー４２は、極低温燃料タンク２２、１２２の中へ未使用のガス燃料１９を戻す前に、未使用のガス燃料１９の一部分２９を冷却する。クライオクーラー４２動作の例示的な動作は、以下の通りである：例示的な実施形態では、燃料タンクからのボイルオフは、クライオクーラーとしても知られる逆ランキン冷凍システムを使用して再冷却することが可能である。航空機システム５の上の利用可能なシステムのいずれかから来る電力によって、または、搭乗ゲートに駐機している間に利用できる可能性があるものなどのような、地上ベースの電力システムによって、クライオクーラーは給電され得る。また、クライオクーラーシステムは、二元燃料航空機ガスタービンエンジン１０１の同時燃焼移行時に、燃料システムの中の天然ガスを再液化するために使用することが可能である。
【００３６】
燃料貯蔵システム１０は、安全放出システム４５をさらに含むことが可能であり、安全放出システム４５は、極低温燃料タンク２２の中に形成され得る任意の高圧ガスをベントするように適合されている。図３に概略的に示されている１つの例示的な実施形態では、安全放出システム４５は、第１の壁部２３の一部分を形成するラプチャーディスク４６を含む。ラプチャーディスク４６は、安全機構であり、公知の方法を使用して設計され、燃料タンク２２の内側で過大圧力が発生した場合には、任意の高圧ガスを噴出および放出させる。
【００３７】
極低温燃料タンク２２は、一重の壁部構造または多重の壁部構造を有することが可能である。たとえば、極低温燃料タンク２２は、第１の壁部２３を実質的に囲む第２の壁部２５をさらに含むことが可能である（たとえば、図３を参照）。タンクの一実施形態では、タンクを断熱して、タンク壁部を横切る熱流量を低減させるために、第１の壁部２３と第２の壁部２５との間にギャップ２６が存在している。１つの例示的な実施形態では、第１の壁部２３と第２の壁部２５との間のギャップ２６の中に真空が存在している。真空は、真空ポンプ２８によって生成して維持することが可能である。代替的に、タンクのために断熱を提供するために、第１の壁部２３と第２の壁部２５との間のギャップ２６は、たとえば、エアロゲルなどのような、公知の断熱材料２７を用いて、実質的に充填することが可能である。他の適切な断熱材料を使用することも可能である。タンクの中の液体の移動を制御するために、バッフル１７を含めることが可能である。
【００３８】
図３に示されている極低温燃料貯蔵システム１０は、送達ポンプ３１を有する流出システム３０を含む。送達ポンプは、タンク２２の近くの都合の良い場所に位置付けさせることが可能である。極低温燃料の中への熱伝達を低減させるために、図３に概略的に示されているように、極低温燃料タンク２２の中に送達ポンプ３１を位置付けすることが好ましい可能性がある。ベントシステム４０は、燃料タンク２２の中で形成され得る任意のガスをベントする。これらのベントされるガスは、航空機システム５の中のいくつかの有用な方式で、利用することが可能である。これらのうちのいくつかは、図３に概略的に示されている。たとえば、ガス燃料１９の少なくとも一部分は、エンジンの中の冷却または燃焼のために、航空機推進システム１００に供給することが可能である。別の実施形態では、ベントシステム４０は、ガス燃料１９の少なくとも一部分をバーナーに供給し、さらに、燃焼生成物をバーナーから航空機システム５の外側に安全にベントする。別の実施形態では、ベントシステム４０は、ガス燃料１９の少なくとも一部分を補助電力ユニット１８０に供給し、補助電力ユニット１８０は、航空機システム５に補助電力を供給する。別の実施形態では、ベントシステム４０は、ガス燃料１９の少なくとも一部分を燃料電池１８２に供給し、燃料電池１８２は、電力を作り出す。別の実施形態では、ベントシステム４０は、ガス燃料１９の少なくとも一部分を極低温燃料タンク２２の外側に放出する。
【００３９】
本発明の実施形態によれば、フォームスタビライザー（ｆｏａｍ  ｓｔａｂｉｌｉｚｅｒ）が、極低温燃料送達システム５０に加えられ、流体回路の中の圧力パルスおよび流動不安定性を最小化し、安全なエンジン動作および強化されたシステム寿命を可能にすることができる。また、フォームスタビライザーは、膜沸騰状態とならないように沸騰プロセスを維持することによって、および、圧力損失メカニズムを生成し、下流燃料ノズルから上流ポンプを隔離することによって、ＬＮＧ混合物の気化安定性を改善させることが可能である。
【００４０】
典型的に、フォームスタビライザーは、移送ラインの中に、および、コンポーネントの中に位置付けさせることが可能であり、その中において、圧力パルスおよび流動不安定性を最小化することが有益である。本発明の実施形態のフォームスタビライザーは、一元燃料エンジンまたは二元燃料エンジンの中で使用することが可能である。
【００４１】
一般的に、フォームスタビライザーは、それに限定されないが、開いたまたは閉じた細胞構造を有する固体材料を含むことが可能であり、細胞構造は、ガス充填される細孔の大きい体積分率を有している。細孔は、相互接続されたネットワークを形成することが可能であり、それは、流体がそれを通過することを可能にする。フォームのリガメント（ｌｉｇａｍｅｎｔ）構造によって生成される高い表面積および乱流は、流体通路の壁部に沿った蒸気膜の形成を防止するか、または低減させることが可能である。
【００４２】
フォームスタビライザーは、それに限定されないが、金属もしくは複合材料、または、それらの組み合わせを含むことが可能である。金属製のフォームスタビライザーは、典型的に、高い多孔率を有し、それは、非常に軽量の材料を可能にする。たとえば、それに限定されないが、アルミニウム、チタン、およびタンタルを含む金属を、フォームスタビライザーとして使用することが可能である。本発明の実施形態によれば、フォームスタビライザーは、金属のブレージングシートによって、フォームの両側に構築することが可能であり、それによって、ＬＮＧのための流体通路を生成させる。
【００４３】
フォームスタビライザーの密度および細孔サイズは、最適なシステム性能を実現するために変化させることが可能である。たとえば、本発明の実施形態によるフォームスタビライザーは、約０．１から約１．５ｇ／ｃｍ３または約０．４から約０．９ｇ／ｃｍ３の密度を有することが可能である。フォームスタビライザーの細孔サイズは、約０．５から約１５ｍｍまたは約１から約８ｍｍとすることが可能である。
【００４４】
燃料貯蔵システムの例示的な動作、燃料タンクを含むそのコンポーネント、ならびに、例示的なサブシステムおよびコンポーネントが、以下のように説明されている。
【００４５】
天然ガスは、おおよそ約−２６０°Ｆの温度および大気圧力で、液体の形態（ＬＮＧ）で存在する。旅客機、貨物機、軍用機、または民間航空機の機上で、これらの温度および圧力を維持するために、以下に特定される特徴が、選択された組み合わせで、安全な、効率的な、およびコスト効率の良いＬＮＧの貯蔵を可能にする。図３を参照すると、これらは、以下を含む：
（Ａ）燃料タンク２１、２２は、それに限定されないが、アルミニウムＡＬ５４５６および高強度アルミニウムＡＬ５０８６または他の適切な合金などのような、合金から構築されるということ。
【００４６】
（Ｂ）燃料タンク２１、２２は、軽量複合材料から構築されるといこと。
【００４７】
（Ｃ）上記のタンク２１、２２は、断熱を改善するために、および、流体への熱流量を大きく低減するために、二重壁の真空機構を備えるということ。また、二重壁のタンクは、主タンクが破裂するという稀なケースにおいて、安全格納デバイスとしての役割を果たす。
【００４８】
（Ｄ）上記のいずれかの代替的な実施形態は、たとえば、エアロゲルなどのような、軽量の断熱材２７を利用し、周囲環境からＬＮＧタンクおよびその内容物への熱流量を最小化するということ。エアロゲル断熱材は、二重壁のタンク設計に加えて、または、二重壁のタンク設計の代わりに、使用することが可能である。
【００４９】
（Ｅ）随意的な真空ポンプ２８は、二重壁のタンクの間のスペースを能動的に排気するように設計されているということ。ポンプは、ＬＮＧボイルオフ燃料、ＬＮＧ、Ｊｅｔ−Ａ、電力、または、航空機に利用可能な任意の他の動力源で動作することが可能である。
【００５０】
（Ｆ）ＬＮＧタンクは、ＬＮＧ流体への熱伝達を低減されるために主タンクの内側に沈められたクライオポンプ３１を備えるということ。ポンプは、電気モーターによって駆動することが可能であり、電気モーターは、タンクの内側にポンプとともに位置付けされているということが考えられる。電気モーター損失は、ＬＮＧの中で消散させられ、それによって、追加的なボイルオフによってタンクを加圧することを助けることが可能である。
【００５１】
（Ｇ）ＬＮＧタンクは、通常条件または緊急条件下において、タンクからＬＮＧを取り除くことができる１つ以上のドレンライン３６を備えるということ。ＬＮＧドレンライン３６は、適切なクライオポンプに接続され、ＬＮＧ重力水頭に起因するドレナージ速度を超えて、除去の速度を増加させる。
【００５２】
（Ｈ）ＬＮＧタンクは、外部環境からの熱の吸収によって形成されるガス状の天然ガスの除去のための１つ以上のベントライン４１を備えるということ。このベントライン４１システムは、１方向リリーフ弁または背圧弁３９の使用によって、タンクを所望の圧力に維持する。
【００５３】
（Ｉ）ＬＮＧタンクは、過大圧力の状況が生じた場合に、メインベントラインに並列の安全リリーフシステム４５を備えるということ。バーストディスクは、代替的な機構または並列の機構４６である。リリーフベントは、ガス燃料を機外に方向付けすることとなる。
【００５４】
タンク壁部が破裂することとなり、それによって、燃料在庫を真空スペースの中へ流出させ、流出した燃料をフラッシュ気化させ、追加的な安全リリーフシステムがなかった場合には、壊滅的な過大圧力パルスが結果として生じ得るようになっている場合には、同様の並列の安全リリーフシステム４７が、極低温燃料タンクを包囲する真空断熱スペースのために設置される。
【００５５】
（Ｊ）ＬＮＧ燃料タンクは、上記の設計特徴部のうちのいくつかまたはすべてを備え、その幾何学形状は、市販の航空機の上で利用可能に設計されたものなどのような、標準的なＪｅｔ−Ａ補助燃料タンクに関連付けされた既存のエンベロープと一致するように設計されているということ。
【００５６】
（Ｋ）ＬＮＧ燃料タンクは、上記の設計特徴部のうちのいくつかまたはすべてを備え、その幾何学形状は、市販の航空機の上で見られるものなどのような、従来の旅客機および貨物機の下側貨物倉に一致し、その中に適合するように設計されているということ。
【００５７】
（Ｌ）ＬＮＧ、タンク、および構造的エレメントを適正に断熱するための既存のまたは新しい航空機の中央翼部タンク２２の修正例。
【００５８】
（Ｍ）ＬＮＧ燃料タンクは、上記の設計特徴部のうちのいくつかまたはすべてを備え、その幾何学形状は、軍用機またはヘリコプターの機体の外部のチャイン、翼部装着型のポッド（ｗｉｎｇ−ｍｏｕｎｔｅｄ  ｐｏｄ）、または他の空気力学的な構造体に一致し、その中に適合するように設計されているということ。
【００５９】
ベンティングシステムおよびボイルオフシステムは、公知の方法を使用して設計される。ＬＮＧのボイルオフは、蒸発プロセスであり、それは、エネルギーを吸収し、タンクおよびその内容物を冷却する。ボイルオフＬＮＧは、様々な異なるプロセスによって利用および／または消費することが可能であり、場合によっては、航空機システムに有用な仕事を提供し、他のケースでは、環境的により許容可能な設計として、燃料を単に燃焼させる。たとえば、ＬＮＧタンクからのベントガスは、主にメタンから構成されており、以下のものの任意のまたはすべての組み合わせのために使用される：
（Ａ）航空機ＡＰＵ（補助電力ユニット）１８０へ送る。図３に示されているように、タンクからのガスのベントラインは、燃焼器の中での使用のために、直列にまたは並列に補助電力ユニットへ送られる。ＡＰＵは、商用航空機および軍用機の機上に典型的に見られる既存のＡＰＵとすることが可能であり、または、天然ガスボイルオフを有用な電気的および／または機械的なパワーに変換するための専用の別個のＡＰＵとすることが可能である。ボイルオフ天然ガス圧縮機は、ＡＰＵの中での利用のために必要とされる適当な圧力まで天然ガスを圧縮するために利用される。そして、ＡＰＵは、エンジンまたはＡ／Ｃの上の任意のシステムに電力を提供する。
【００６０】
（Ｂ）１つ以上の航空機ガスタービンエンジン１０１へ送る。図３に示されているように、ＬＮＧ燃料タンクからの天然ガスベントラインは、メインガスタービンエンジン１０１のうちの１つ以上へ送られ、動作中に、追加的な燃料供給源をエンジンに提供する。天然ガス圧縮機が、航空機ガスタービンエンジンの中での利用のために必要とされる適当な圧力までベントガスをポンプで昇圧するために利用される。
【００６１】
（Ｃ）燃やされる。図３に示されているように、タンクからの天然ガスベントラインは、それ自身の電気火花点火システムを備える小さい専用のベント燃焼器１９０へ送られる。このように、メタンガスは、大気に放出されない。燃焼の生成物はベントされ、それは、環境的により許容可能なシステムを結果として生じさせる。
【００６２】
（Ｄ）ベントされる。図３に示されているように、タンクからの天然ガスベントラインは、航空機ガスタービンのうちの１つ以上の排気ダクトへ送られる。代替的に、ベントラインは、ＡＰＵ排気ダクト、または、航空機の後縁部のいずれかへの別個の専用のラインへ送られ得る。天然ガスは、これらの場所Ｖの１つ以上において、大気へ適切にベントすることが可能である。
【００６３】
（Ｅ）地上動作。図３に示されているように、地上動作の間に、ベントライン４１が地上サポート機器に取り付けられるように、システムのいずれかを設計することが可能であり、地上サポート機器は、任意の地上ベースのシステムの中に、天然ガスボイルオフを収集し、利用する。また、ベンティングは、地上サポート機器を用いて、燃料補給動作の間に行うことが可能であり、地上サポート機器は、流入システム３２を使用して、航空機ＬＮＧタンクの中へ燃料を同時に注入し、ベントガスを捕捉して再使用することが可能である（同時のベンティングおよび燃料供給は、図３において（Ｓ）として示されている）。
【００６４】
ＩＶ．  推進（エンジン）システム
図４は、極低温液体燃料１１２を使用して推進スラストを発生させることができるガスタービンエンジン１０１を含む、例示的な二元燃料推進システム１００を示している。ガスタービンエンジン１０１は、高圧タービン１５５によって駆動される圧縮機１０５と、燃料を燃やし、高圧タービン１５５を駆動する高温ガスを発生させる燃焼器９０とを含む。燃焼器９０は、ケロシンベースの燃料などのような、従来の液体燃料を燃やすことができる。また、燃焼器９０は、たとえば、ＬＮＧなどのような、極低温燃料を燃やすこともでき、極低温燃料は、たとえば、気化器６０などによって、燃焼のために適切に準備されたものである。図４は、極低温液体燃料１１２をガス燃料１３へ変化させることができる気化器６０を概略的に示している。二元燃料推進システム１００のガスタービンエンジン１０１は、燃料ノズル８０をさらに含み、燃料ノズル８０は、点火のためにガス燃料１３を燃焼器９０に供給する。１つの例示的な実施形態では、使用される極低温液体燃料１１２は、液化天然ガス（ＬＮＧ）である。ターボファンタイプの二元燃料推進システム１００（たとえば、図４に示されている）では、ガスタービンエンジン１０１は、高圧圧縮機１０５から軸線方向前方に位置付けされているファン１０３を含む。ブースター１０４（図４に示されている）は、ファン１０３と高圧圧縮機１０５との間に軸線方向に位置付けさせることが可能であり、ファンおよびブースターは、低圧タービン１５７によって駆動される。他の実施形態では、二元燃料推進システム１００のガスタービンエンジン１０１は、中圧タービンによって駆動される中圧圧縮機を含むことが可能である（両方とも、図４に示されていない）。ブースター１０４（または、中圧圧縮機）は、空気の圧力を増加させ、空気は、圧縮機１０５に進入し、圧縮機１０５によって、より高い圧力比が発生することを促進させる。図４に示されている例示的な実施形態では、ファンおよびブースターは、低圧タービン１５７によって駆動され、高圧圧縮機は、高圧タービン１５５によって駆動される。
【００６５】
図４に概略的に示されている気化器６０は、エンジン１０１の上に、または、エンジン１０１の近くに装着されている。気化器６０の機能のうちの１つは、液化天然ガス（ＬＮＧ）燃料などのような極低温燃料に熱エネルギーを加え、その温度を上昇させることである。この文脈では、気化器は、熱交換器として機能する。気化器６０の別の機能は、液化天然ガス（ＬＮＧ）燃料などのような極低温燃料を体積的に膨張させ、その後の燃焼のために、ガス状の形態にすることである。気化器６０の中で使用するための熱（熱エネルギー）は、推進システム１００および航空機システム５の中の多くの供給源のうちの１つ以上から来ることが可能である。これらは、それに限定されないが、（ｉ）ガスタービン排気、（ｉｉ）圧縮機中間冷却、（ｉｉｉ）高圧および／または低圧タービンクリアランス制御空気、（ｉｖ）ＬＰＴパイプ冷却寄生空気、（ｖ）高圧および／または低圧タービンの中で使用される冷却空気、（ｖｉ）潤滑油、ならびに、（ｖｉｉ）航空機システム５の中の機上アビオニクス、電子機器を含む。また、気化器のための熱は、圧縮機１０５、ブースター１０４、中圧圧縮機（図示せず）、および／または、ファンバイパス空気ストリーム１０７から供給することが可能である（図４を参照）。圧縮機１０５からの吐出空気の一部分を使用する例示的な実施形態が、図５に示されている。圧縮機吐出空気２の一部分は、図５のアイテム３によって示されているように、抽気されて気化器６０へ送られる。たとえば、ＬＮＧなどのような極低温液体燃料２１は、気化器６０に進入し、空気フローストリーム３からの熱が、極低温液体燃料２１に伝達される。１つの例示的な実施形態では、加熱された極低温燃料は、本明細書で先述されているように、さらに膨張させられ、気化器６０の中でガス燃料１３を作り出す。次いで、ガス燃料１３は、燃料ノズル８０を使用して、燃焼器９０の中へ導入される（図５を参照）。気化器から出ていく、冷却された空気フロー４は、燃焼器９０構造体および／または高圧タービン１５５構造体などのような、他のエンジンコンポーネントを冷却するために使用することが可能である。気化器６０の中の熱交換器部分は、たとえば、シェルアンドチューブ設計、二重パイプ設計、および／またはフィンプレート設計などのような、公知の設計のものとすることが可能である。気化器６０の中の燃料１１２の流れ方向および加熱流体９６の方向（図４を参照）は、並流方向、対向流方向であることが可能であり、または、それらは、横流の様式で流れ、極低温燃料と加熱流体との間の効率的な熱交換を促進させることが可能である。
【００６６】
気化器６０の中の熱交換は、極低温燃料と加熱流体との間で、金属製の壁部を通して、直接的な様式で行うことが可能である。図５は、気化器６０の中の直接式熱交換器を概略的に示している。図６ａは、ガスタービンエンジン１０１の排気ガス９９の一部分９７を使用して極低温液体燃料１１２を加熱する、例示的な直接式熱交換器６３を概略的に示している。代替的に、気化器６０の中の熱交換は、極低温燃料と上記に挙げられている熱源との間で、中間加熱流体の使用を通して、間接的な様式で行うことが可能である。図６ｂは、間接式熱交換器６４を使用する例示的な気化器６０を示しており、間接式熱交換器６４は、仲介の加熱流体６８を使用して極低温液体燃料１１２を加熱する。図６ｂに示されているそのような間接式熱交換器では、仲介の加熱流体６８は、ガスタービンエンジン１０１からの排気ガス９９の一部分９７によって加熱される。次いで、仲介の加熱流体６８からの熱は、極低温液体燃料１１２に伝達される。図６ｃは、気化器６０の中で使用される間接式交換器の別の実施形態を示している。この代替的な実施形態では、仲介の加熱流体６８は、ガスタービンエンジン１０１のファンバイパスストリーム１０７の一部分によって、および、エンジン排気ガス９９の一部分９７によって、加熱される。次いで、仲介の加熱流体６８は、極低温液体燃料１１２を加熱する。制御弁３８が使用され、フローストリームの間での相対的な熱交換を制御する。
【００６７】
（Ｖ）二元燃料航空機システムを動作させる方法
二元燃料推進システム１００を使用する航空機システム５の動作の例示的な方法が、図７に概略的に示されている例示的なフライトミッションのプロファイルに関して、以下のように説明される。図７に概略的に示されている例示的なフライトミッションのプロファイルは、文字ラベルＡ−Ｂ−Ｃ−Ｄ−Ｅ−．．．−Ｘ−Ｙなどによって特定されているフライトミッションの様々な部分の間のエンジンパワー設定を示している。たとえば、Ａ−Ｂは、スタートを表し、Ｂ−Ｃは、グランドアイドルを示し、Ｇ−Ｈは、離陸を示し、Ｋ−ＬおよびＯ−Ｐは、クルーズを示すなどである。航空機システム５の動作中に（図７の例示的なフライトプロファイル１２０を参照）、推進システム１００の中のガスタービンエンジン１０１は、たとえば、離陸の間などのような、推進システムの動作の第１の選択された部分の間に、たとえば、第１の燃料１１を使用することが可能である。推進システム１００は、クルーズの間などのような、推進システムの動作の第２の選択された部分の間に、たとえば、ＬＮＧなどのような、第２の燃料１２を使用することが可能である。代替的に、航空機システム５の動作の選択された部分の間に、ガスタービンエンジン１０１は、第１の燃料１１および第２の燃料１２の両方を同時に使用して、推進スラストを発生させることができる。第１の燃料および第２の燃料の割合は、二元燃料推進システム１００の動作の様々な段階の間に、必要に応じて、０％から１００％の間で変化させることが可能である。
【００６８】
二元燃料ガスタービンエンジン１０１を使用して二元燃料推進システム１００を動作させる例示的な方法は、以下のステップを含む：エンジン１０１の中のガスタービンを駆動する高温ガスを発生させる燃焼器９０の中で第１の燃料１１を燃やすことによって、航空機エンジン１０１をスタートさせるステップ（図７のＡ−Ｂを参照）。第１の燃料１１は、ケロシンベースのジェット燃料などのような、公知のタイプの液体燃料とすることが可能である。エンジン１０１は、スタートさせられると、たとえば、極低温燃料などのような、第２の燃料を気化させるために使用することができる十分な高温ガスを作り出すことが可能である。次いで、第２の燃料１２は、気化器６０の中の熱を使用して気化され、ガス燃料１３を形成する。第２の燃料は、たとえば、ＬＮＧなどのような、極低温液体燃料１１２とすることが可能である。例示的な気化器６０の動作は、本明細書で以前に説明されている。次いで、ガス燃料１３は、燃料ノズル８０を使用して、エンジン１０１の中の燃焼器９０の中へ導入され、ガス燃料１３が、燃焼器９０の中で燃やされ、燃焼器９０は、エンジンの中のガスタービンを駆動する高温ガスを発生させる。燃焼器の中へ導入される第２の燃料の量は、流れ絞り弁６５を使用して制御することが可能である。例示的な方法は、望まれる場合には、航空機エンジンをスタートさせた後に、第１の燃料１１の供給を停止させるステップをさらに含むことが可能である。
【００６９】
二元燃料航空機ガスタービンエンジン１０１を動作させる例示的な方法では、第２の燃料１２を気化させるステップは、エンジン１０１の中の熱源から抜き出された高温ガスからの熱を使用して行うことが可能である。先述のように、この方法の一実施形態では、高温ガスは、エンジンの中の圧縮機１０５からの圧縮空気とすることが可能である（たとえば、図５に示されているように）。この方法の別の実施形態では、高温ガスは、エンジンの排気ノズル９８または排気ストリーム９９から供給される（たとえば、図６ａに示されているように）。
【００７０】
二元燃料航空機エンジン１０１を動作させる例示的な方法は、適宜、たとえば、図７に示されているようなフライトプロファイル１２０の選択された部分の間に、第１の燃料１１および第２の燃料１２の選択される割合を使用し、ガスタービンエンジン１０１を駆動する高温ガスを発生させるステップを含むことが可能である。第２の燃料１２は、たとえば、液化天然ガス（ＬＮＧ）などのような、極低温液体燃料１１２とすることが可能である。上記の方法では、フライトプロファイル１２０（図７を参照）の異なる部分の間の第１の燃料１２および第２の燃料１３の割合を変化させるステップは経済的なおよび効率的な様式で航空機システムを動作させる上で利点を得るために使用することが可能である。たとえば、第２の燃料１２のコストが第１の燃料１１のコストよりも低い状況において、これは可能である。これは、たとえば、第２の燃料１２として、ＬＮＧを使用し、第１の燃料１１として、Ｊｅｔ−Ａ燃料などのようなケロシンベースの液体燃料を使用する間のことである。二元燃料航空機エンジン１０１を動作させる例示的な方法では、使用される第１の燃料の量に対する使用される第２の燃料１２の量の割合（比率）は、フライトミッションの部分に応じて、約０％から１００％の間で変化させることが可能である。たとえば、１つの例示的な方法では、使用されるケロシンベースの燃料に対する、使用されるより安い第２の燃料（たとえば、ＬＮＧなど）の割合は、燃料のコストを最小化させるために、フライトプロファイルのクルーズ部分の間では約１００％である。別の例示的な動作方法では、第２の燃料の割合は、非常に高いスラストレベルを必要とするフライトプロファイルの離陸部分の間では約５０％である。
【００７１】
上記に説明されている二元燃料航空機エンジン１０１を動作させる例示的な方法は、制御システム１３０を使用して、燃焼器９０の中へ導入される第１の燃料１１および第２の燃料１２の量を制御するステップをさらに含むことが可能である。例示的な制御システム１３０が、図４に概略的に示されている。制御システム１３０は、制御信号１３１（Ｓ１）を制御弁１３５へ送信し、燃焼器９０に導入される第１の燃料１１の量を制御する。また、制御システム１３０は、別の制御信号１３２（Ｓ２）を制御弁６５へ送信し、燃焼器９０の中に導入される第２の燃料１２の量を制御する。使用される第１の燃料１１および第２の燃料１２の割合は、制御装置１３４によって、０％から１００％の間で変化させることが可能であり、制御装置１３４は、フライトプロファイル１２０の異なるフライトセグメントの間に、必要に応じて、割合を変化させるようにプログラムされている。また、制御システム１３０は、ファン速度または圧縮機速度または他の適切なエンジン動作パラメーターに基づいて、フィードバック信号１３３を受信することが可能である。１つの例示的な方法では、制御システムは、たとえば、Ｆｕｌｌ  Ａｕｔｈｏｒｉｔｙ  Ｄｉｇｉｔａｌ  Ｅｌｅｃｔｒｏｎｉｃ  Ｃｏｎｔｒｏｌ（ＦＡＤＥＣ）３５７などのような、エンジン制御システムの一部とすることが可能である。別の例示的な方法では、機械式のまたは油圧機械式のエンジン制御システムが、制御システムの一部またはすべてを形成することが可能である。
【００７２】
制御システム１３０、３５７のアーキテクチャーおよび戦略は、航空機システム５の経済的な動作を達成するように適切に設計されている。ブーストポンプ５２および高圧ポンプ５８への制御システムフィードバックは、エンジンＦＡＤＥＣ３５７を介して達成することが可能であり、または、様々な利用可能なデータバスを通して、エンジンＦＡＤＥＣ、および、航空機システム５の制御システムと、適宜通信することができる別個の制御システムを備える分散型コンピューティングによって、達成することが可能である。
【００７３】
たとえば、図４に示されているアイテム１３０などのような、制御システムは、ポンプ５２、５８の速度および出力を変化させ、安全目的のために、翼部７を横切る特定の圧力を（たとえば、約３０〜４０ｐｓｉに）維持し、また、高圧ポンプ５８の下流の異なる圧力を（たとえば、約１００から１５００ｐｓｉに）維持し、ＬＮＧの臨界点よりも高くシステム圧力を維持し、二相流を防止し、高い圧力および燃料密度での動作によって、ＬＮＧ燃料送達システムの体積および重量を低減させることが可能である。
【００７４】
例示的な制御システム１３０、３５７では、制御システムソフトウェアは、以下のロジックのいずれかまたはすべてを含むことが可能である：（Ａ）離陸のとき、および／または、高い圧縮機吐出温度（Ｔ３）および／またはタービン入口部温度（Ｔ４１）でのエンベロープの中に他の点で、たとえば、ＬＮＧなどのような極低温燃料の使用を最大化する制御システム戦略、（Ｂ）燃料コストを最小化するために、ミッションのときに、たとえば、ＬＮＧなどのような極低温燃料の使用を最大化する制御システム戦略、（Ｃ）高い高度での再点火のためだけに、たとえば、Ｊｅｔ−Ａなどのような第１の燃料を再点火する制御システム１３０、３５７、（Ｄ）デフォルト設定として、従来のＪｅｔ−Ａだけでグランドスタートを行う制御システム１３０、３５７、（Ｅ）任意の非典型的な機動飛行の間に、デフォルトのＪｅｔ−Ａだけになる制御システム１３０、３５７、（Ｆ）（Ｊｅｔ−Ａのような）従来の燃料、または、たとえば、ＬＮＧなどのような極低温燃料の、任意の割合での手動の（パイロットのコマンドによる）選択を可能にする制御システム１３０、３５７、（Ｇ）すべての迅速な加速および減速のために、１００％の（Ｊｅｔ−Ａのような）従来の燃料を利用する制御システム１３０、３５７。
【００７５】
図８は、矢印５０２として図示されている、ジェットエンジンの排気ガスフローの中に位置付けされている液体燃料気化器５００の例示的な実施形態を図示している。具体的には、燃料は、パネル装着部５０６を介して装着されている１つ以上のパネル５０４によって気化される。パネル５０４は、中央本体部５０８に取り付けることが可能であり、タービン後方フレーム支柱５１０の空気力学的なウェイクの中に位置付けすることが可能である。
【００７６】
図９〜図１２Ｂは、液体燃料が、液体ヘッダー５２１を有する液体供給ライン５２０を通して供給され、気化された燃料が、ガスヘッダー５２３を有するガス戻りライン５２２を通して戻されるように、パネル５０４が構築されているということを図示している。パネル５０４は、タービン後方フレーム支柱５１０の空気力学的なウェイクの中に位置付けすることが可能であり、したがって、それは、タービン後方フレーム支柱５１０のウェイクの外側に存在し得るものよりも低い抗力の構造体である。タービン後方フレーム支柱５１０の近くに位置付けされているパネル５０４の前方端部が、タービン後方フレーム支柱５１０の幅のものと同様の厚さのものとなるように、パネル５０４の外部形状は構築されている。パネル５０４の後方端部は、尖らずに（ｂｌｕｎｔｌｙ）終端するか、または、より空気力学的な形状で終端することが可能である。中央本体部５０８または排気ノズルに近接するパネル５０４の縁部は、中央本体部５０８または排気ノズル表面において、尖らずに終端することが可能である。パネル高さが、中央本体部５０８と排気ノズルとの間の全距離に及んでいない場合には、パネル５０４は、より空気力学的な形状で終端することも可能である。それぞれのパネル５０４の長さは、燃料を完全に気化させてそれを所望の温度まで加熱するために必要などのような長さにも変化することが可能である。
【００７７】
パネル５０４の外部５１２は、不浸透性のシェル５１２とすることが可能である。パネル５０４の内部は、圧力下で燃料を含有し、それを液体入口部からガス状の排気へ方向付けする能力を備える半中空のキャビティーとすることが可能である。それは、発泡金属５１４、バッフル５１６、または、一方の表面から他方の表面への燃料圧力に反作用してパネルの形状および完全性を維持するいくつかの他の構造体または材料で充填され、かつ／または、それらに結合させることが可能である（燃料圧力が、矢印５１８によって示されており、金属フォーム、バッフル、または他の内部構造体の反作用の力が、矢印５１９によって示されている図１２Ａに、より明確に示されているように）。また、内部構造体は、燃料と気化器壁部表面との間の熱伝達を強化するように、サーマルフィンとして働くことが可能である。発泡金属、バッフル５１６、または他の構造体は、燃料の気化を安定化させる寸法および特性で設計され、気化システムに固有の燃料圧力脈動を低減させることが可能である。パネル５０４の外部面を接続するバッフル５１６または他の構造体は、燃料フローを方向付けすることが可能である。
【００７８】
取り付け方法は、タービン後方フレーム支柱、中央本体部、および排気ノズル表面を利用することが可能である。
【００７９】
パネル５０４の外部は、滑らかで平坦であることが可能であり、または、境界層流れを妨害するためにフィン、テクスチャー、デバイスを加えることによって、または、排気ガスフローを方向付けし直すように、パネル表面を捩じり、もしくは湾曲させることによって、排気ガスへの熱伝達を強化するように修正することが可能である。
【００８０】
気化器は、１つのタービン後方フレーム支柱５１０の後ろに１つのパネル５０４を含むように限定することが可能であり、または、気化器は、複数のタービン後方フレーム支柱５１０の後ろに複数のパネル５０４を含むことが可能である。これらのパネル５０４は、独立しているか、並列に接続されているか、直列に接続されているか、または、バイパス弁を備えており、他のパネルにはその中を流れる燃料がない状態で、流れがいくつかのパネルを通ることを可能にし、したがって、気化されるガス温度を調整することが可能である。
【００８１】
タービン後方フレーム支柱５１０の空気力学的なウェイクの中に気化器パネル５０４を設置することは、気化器が排気システムの中に設置されるときに、高い抗力の空気力学的な損失の問題を解決する。内部に結合されたバッフル５１６または発泡金属５１４を含むことは、内部燃料を取り扱うことが可能でありながら、気化器が薄く軽量になることを可能にする。発泡金属内部構造体は、安定した気化を確実にし、気化システムの中の主要な問題から守る。
【００８２】
本発明によって説明されている低い空力的損失の気化器の解決策は、関連の抗力ペナルティーに起因して排気フローを妨害する他の気化器の解決策に対して、ＳＦＣの著しい改善を提供する。外部の薄い金属エンベロープに結合されている発泡金属コアの技術は、軽量の自立式の構造体の中の本質的に安定した気化を可能にする。
【００８３】
本開示は、いくつかの状況では、現在のノズル設計を使用して、特定の液体燃料（たとえば、液体天然ガス、液体水素）を、液体形態で、燃焼器ノズル（「燃料ノズル」とも称される）に供給することは、不利益である可能性があると考える。燃焼器の中への注入の前にそのような燃料を気化させることは、燃料が、より効果的に点火し、燃えることを可能にし得る。
【００８４】
本開示は、いくつかの気化システムが、重い中間流体システムを使用し、エンジンの他の領域から熱を抜き出すことが可能であると考える。本開示の少なくともいくつかの態様によるいくつかの例示的な実施形態は、中間流体システムの使用を必要としない可能性がある。
【００８５】
本開示の少なくともいくつかの態様によるいくつかの例示的な実施形態は、ジェットエンジンの燃焼器および／または関連のコンポーネントを熱源として使用して、液体燃料を気化させるための方法および装置に関することが可能である。いくつかの例示的な実施形態では、燃焼領域（たとえば、燃焼器９０および／または燃焼器ケース（両方とも図３および図４に示されている））からの熱は、全体的に燃焼器の付近に位置付けされている気化器によって吸収させることが可能である。例示的な気化器は、燃焼器ケースに（たとえば、内部におよび／または外部に）取り付けられている別個のコンポーネントを含むことが可能であり、それは、概して環状であることが可能であり、かつ／または、燃焼器ケースの内側壁部および／もしくは外側壁部と一体であることが可能である。例示的な気化器は、ヘッダーによって接続され得る複数の通路（たとえば、概して平行な通路）、直列に接続されている１つ以上の通路、および／または、これらの構成および他の構成の組み合わせを含むことが可能である。
【００８６】
例示的な気化器は、燃焼器ケースに外部から（たとえば、燃焼器ケース壁部の外部表面に）装着された別個のコンポーネント、燃焼器ケースの内側に（たとえば、燃焼器ケース壁部の内部表面に）装着された別個のコンポーネントとすることが可能であり、かつ／または、気化器通路は、燃焼器ケース壁部と一体的に製造させることが可能である。
【００８７】
一般的に、液体燃料が、気化器の入口部に供給されると、燃焼プロセスから気化器の中へ吸収される熱は、気化器出口から（たとえば、ガスとして）それが現れるまで、液体燃料を加熱および／または沸騰させることが可能である。いくつかの例示的な実施形態では、ガス燃料を、燃焼器燃料ノズルに供給することが可能である。
【００８８】
本開示は、典型的に、燃焼器が、エンジンの最も高温のパーツのうちの１つである可能性があると考える。燃焼器に、または、燃焼器の近くに配設されている気化器は、所与の量のエネルギーを吸収するために、エンジンの中の、または、エンジンの上の他の場所に配設されるよりも、少ない表面積しか必要としないことが可能である。したがって、燃焼器に、または、燃焼器の近くに装着するように構成されている気化器は、より低い温度の場所に装着するように構成されている気化器よりも、小さくおよび／または軽くサイズ決めすることができる可能性がある。
【００８９】
図１３は、本開示の少なくともいくつかの態様による、内部に装着された例示的な燃焼器ケース気化器の断面図である。より具体的には、燃焼器６００は、外側ケース６０２を有しており、外側ケース６０２は、燃焼器ケース壁部６０４によって形成されており、燃焼器ケース壁部６０４は、外部表面６０５および内部表面６０６を有している。燃焼器６００に進入する空気供給は、矢印６０８で図示されており、燃焼器のための燃料供給を有する燃料ノズル６１２は、６１０で指定されている。気化器通路６２２を有する気化器６２０は、外側ケース６０２を形成する燃焼器ケース壁部６０４の上に内部から装着されているものとして図示されている。液体燃料は、６３０において気化器に進入し、６１４において気化器から出ていくことが可能である。一般的に、燃焼器ケース壁部６０４によって少なくとも部分的に画定されている体積の中に気化器６２０が配設されている場合には、気化器６２０は、内部から装着されていると称することが可能である。いくつかの例示的な実施形態では、気化器６２０は、燃焼器ケース壁部６０４の内部表面６０６と実質的に直接的に接触するように装着させることが可能である。いくつかの例示的な実施形態では、気化器６２０は、燃焼器ケース壁部６０４に装着させることが可能であるが、燃焼器ケース壁部６０４に接触して直接的に置かないことが可能である。たとえば、いくつかの実施形態は、ギャップを含むことが可能であり、ギャップは、少なくともいくらかの空気が、燃焼器ケース壁部６０４の内部表面６０６と気化器６２０との間に流れることを可能にする。換言すれば、気化器６２０は、燃焼器ケース壁部６０４の内部表面６０６から間隔を離して配置させることが可能である。いくつかの例示的な実施形態では、気化器６２０は、燃焼器ケース壁部６０４の内部表面６０６によって装着および／または支持させることが可能であるが、スペーサーエレメントが、気化器６２０と燃焼器ケース壁部６０４の内部表面６０６との間に少なくとも部分的に介在することが可能である。
【００９０】
図１４は、本開示の少なくともいくつかの態様による、外部から装着された例示的な燃焼器ケース気化器６２０の断面図である。一般的に、気化器６２０は、燃焼器ケース壁部６０４と熱伝達接触するように配設させることが可能である。いくつかの例示的な実施形態では、気化器６２０の少なくとも一部分は、燃焼器ケース壁部６０４の外部表面６０５に実質的に接触して、燃焼器ケース壁部６０４からの熱を伝導によって受け入れるように装着させることが可能である。
【００９１】
図１５は、本開示の少なくともいくつかの態様による、例示的な一体になった燃焼器ケース気化器６２０の断面図である。いくつかの例示的な実施形態では、気化器６２０の少なくともいくつかの部分は、燃焼器ケース壁部６０４とモノリシックに（たとえば、単一のエレメントとして）形成させることが可能である。いくつかの例示的な実施形態では、気化器６２０の少なくともいくらかの部分は、燃焼器ケース壁部６０４の中に少なくとも部分的に埋め込むことが可能である。たとえば、気化器通路６２２を形成するチュービングは、燃焼器ケース壁部６０４の厚さの中に少なくとも部分的に埋め込むことが可能である。いくつかの例示的な実施形態では、気化器６２０の少なくとも一部分は、燃焼器ケース壁部６０４の内部表面６０６および／または燃焼器ケース壁部６０４の外部表面６０５の少なくとも一部分を形成することが可能である。代替的に、タービンセクションまたはノズルセクションは、環状のケースを含むことが可能であり、環状のケースに、気化器の一部分を取り付けるか、または埋め込むことが可能であり、通路の中の燃料が、タービンセクションまたはノズルセクションによって加熱され得るようになっている。
【００９２】
図１３〜図１５は、燃焼器ケース壁部の上の概して前方の場所に、液体燃料入口部を図示しており、燃焼器ケース壁部の上の概して後方の場所に、気化された燃料の出口を図示しているが、概して後方の入口部の中に液体を方向付けし、概して前方の出口から蒸気を引き出すということも、本開示の範囲の中にある。
【００９３】
図１３〜図１５は、概して円形の断面および実質的に均一な直径を有する通路を含む気化器を図示しているが、代替的な形状（たとえば、概して正方形、概して長方形、概して三角形の、概して楕円形など）の断面を有する気化器通路を使用すること、および／または、直列および／または並列の流れ配置で、異なる直径（または、有効直径）の気化器通路を使用することも、本開示の範囲の中にある。
【００９４】
以下は、新規性の可能性のある点の包括的でないリストである：燃料気化器が、ガスタービンエンジンの燃焼器と熱伝達連通するように配設されているということ。燃料気化器は、ガスタービンエンジンの燃焼器ケース壁部と熱伝達連通するように配設されているということ。燃料気化器が、燃焼器から燃料へ熱を伝達させることによって、燃料気化器を通って流れる液体燃料を気化させるように配置されているということ。燃料気化器が、燃焼器ケース壁部の内部表面の上において、燃焼器ケースの中に装着されているということ。燃料気化器が、燃焼器ケース壁部の外部表面の上に装着されているということ。燃料気化器が、燃焼器ケース壁部と一体的に形成されているということ。
【００９５】
図１６は、液体天然ガスの気化のために、圧縮機ブリードフローを、熱交換器または気化器６０の中で利用することが可能であるということを除いて、図４に開示されているものと同様の実施形態を図示している。気化器６０は、流体を低温から任意の必要とされるシステムおよび／または燃焼温度まで加熱するために設けることが可能である。実施形態は、航空機エンジンの圧縮機吐出ガスに関連付けされる熱伝達を利用するものを含む。望み通りに、実施形態は、流体が、加熱によって、液体からガスへの相変化を受けることが可能であるということを提供し、また、実施形態は、流体が単一の相のままであるということを提供する。相は、液体またはガスを含む群から選択することが可能である。そのように、飛行機エンジンのための一元燃料燃焼または二元燃料燃焼を可能にする実施形態および代替例が提供される。
【００９６】
図示されている例は、（液体からガスへの相変化の有無にかかわらず）気化器６０を通して送られる流体に熱を伝達することができ、航空機エンジンの圧縮機吐出ガスを使用する、気化器／熱交換器に限定されるということを意味していない。気化器６０は、コイル状のチューブ、すべて軸線方向のチューブ、および／または、望み通りに選択されたチューブの組み合わせ（コイル状および軸線方向）を提供し、流体への所望の熱伝達要件を達成する実施形態を含むことが可能である。代替例は、気化器／熱交換器が、圧縮機ケース自身と一体となることが可能であるということを提供する。気化器６０の実施形態は、金属、複合材、または、それらの組み合わせを含む材料から製造することが可能である。
【００９７】
本明細書の実施形態および代替例の利用は、排気ガスが、燃料消費率の最小の増加も実現しながら、燃料温度をシステムおよび／または燃焼要件まで持っていくための熱源である、様々な一元燃料エンジンおよび二元燃料エンジンを提供する。
【００９８】
図１７Ａ〜図１７Ｃを参照すると、実施形態は、多段式の液体天然ガス気化器を提供している。図１７Ａを参照すると、多段式の気化器システム７００は、第２の熱交換器７０４と並列の第１の熱交換器７０２を含む。第１の熱交換器７０２は、ＬＮＧを加熱するために高温空気エンジンシンクを利用することが可能である。例として、高温空気は、圧縮機空気、コア排気空気、および／または、タービンブリード空気を含む群から選択することが可能である。第２の熱交換器７０４は、図示されているように、ＬＮＧを加熱するために、代替的な流体フローを利用することが可能である。第２の熱交換器７０４は、より低い温度の空気シンクを利用することが可能であるということが考えられる。弁７０６は、ＬＮＧのフローを、第１の熱交換器７０２および／または第２の熱交換器７０４へ方向付けするために利用することが可能である。２つの熱交換器が、異なる温度までＬＮＧを加熱している場合には、弁７０６が使用され、多段式の気化器システム７００を離れるＬＮＧの温度を調節することが可能である。ガス絞り弁７０８は、多段式の気化器システム７００から気化されたガスのフローを調節するために利用することが可能である。
【００９９】
図１７Ｂを参照すると、代替的な多段式の気化器システム７１０が図示されており、それは、熱交換器７１４を含み、熱交換器７１４は、熱源としてコア排気クロスフローを利用し、熱交換器７１２と直列であり、熱交換器７１２は、圧縮機空気、コア排気空気、および／またはタービンブリード空気を含む群から選択される高温空気を利用する。弁７１６は、多段式の気化器システム７１０の中へのフローを調節するために利用することが可能であり、ガス絞り弁７１８は、多段式の気化器システム７１０から気化されたガスのフローを調節するために利用することが可能である。
【０１００】
動作中に、熱交換器７１４は、天然ガスの相を変化させ、一方、第２の熱交換器７１２は、より低い温度の空気シンクを利用し、レキュペレーターとして動作し、気化された液体ガスの温度を、望み通りに低下または上昇させる。たとえば、第２の熱交換器７１２は、低いＬＮＧ流量で温度を低下させることが可能であり、または、代替的に、高いＬＮＧ流量で温度を上昇させることが可能である。
【０１０１】
逆に、図１７Ｃでは、代替的な多段式の気化器システム７２０が図示されており、それは、熱交換器７２２を含み、熱交換器７２２は、圧縮機空気、コア排気空気、および／またはタービンブリード空気を含む群から選択される高温空気を利用し、熱交換器７２４と直列であり、熱交換器７２４は、熱源としてコア排気クロスフローを利用する。弁７２６は、多段式の気化器システム７２０の中へのフローを調節するために利用することが可能であり、ガス絞り弁７２８は、多段式の気化器システム７２０から気化されたガスのフローを調節するために利用することが可能である。第２の熱交換器としての高温空気エンジンシンクが直列になっているので、これらの実施形態が出現した前のものと同じ高さの温度に耐え得る必要のない材料の使用を可能にすることによって、熱交換器システムの全体重量を低減させることが可能である。
【０１０２】
図１８は、気化器が直列に利用されるということを除いて、図１６に開示されているものと同様の実施形態を図示している。図示されているように、第１の気化器６０Ａは、ファンブリードまたは圧縮機吐出圧力ブリードを利用して天然ガスを加熱し、第２の気化器６０Ｂは、ガスタービンエンジン１０１の排気ガス９９の一部分９７を利用して極低温液体燃料１１２を加熱する。
【０１０３】
上記に説明されている実施形態は、航空機エンジンの中の液体天然ガスの気化のために、異なるヒートシンクの利用を可能にする。多段式の気化器システムは、液体天然ガスを気化させるだけでなく、その温度も制御する。当技術分野では、気化されるＬＮＧの温度制御は、本実施形態の生成まで克服されなかった挑戦である。現在より前に、熱交換器が、高いエンジンデマンドＬＮＧ流量で必要とされる気化を提供するようにサイズ決めされるとしたら、燃料は、より低いエンジンデマンドＬＮＧ流量で過熱しやすくなったであろう。先行技術設計は、バイパスシステムおよび弁操作を使用するアクティブ制御が提供されるということをさらに必要とする。そのような先行技術のアクティブに制御される設計は、複雑であり、システムに重量を追加する。既存の設計の先行技術の挑戦は、温度燃料が規格内にあるということを確実にするために、制御システムが必要とされないという点において、本実施形態によって克服される。実際に、この受動的に制御される実施形態、および、したがって、より簡単なシステムは、余分な弁操作に対する必要性をなしで済ます。また、アルミニウムなどのような、より低い密度の材料の使用を可能にするという点において、より低い温度のヒートシンクを最初に置くことに関する、いくつかの可能性のある重量の利点が存在する。
【０１０４】
実施形態は、ターボファン、ターボジェット、ターボプロップ、オープンローターなどを含む、飛行機エンジンの排気ガスを用いて、液体天然ガスの形態の燃料などのような流体を、低温から、必要とされるシステムおよび／または燃焼温度まで加熱するために提供される。望み通りに、実施形態は、流体が、加熱によって、液体からガスへの相変化を受けることが可能であるということを提供し、また、実施形態は、流体が単一の相のままであるということを提供する。相は、液体またはガスを含む群から選択することが可能である。そのように、飛行機エンジンのための一元燃料燃焼または二元燃料燃焼を可能にする実施形態および代替例が提供される。
【０１０５】
例示的な実施形態は、液体からガスへの相変化の有無にかかわらず、飛行機エンジンの排気ガスの中で、流体に熱を伝達することができる気化器／熱交換器を含む。図１９を参照すると、気化器８００は、排気中央本体部８０２を取り囲み、チューブ８１０を含む。チューブ８１０は、すべてコイル状のチューブ、すべて軸線方向のチューブ、および／または、コイル状のチューブおよび軸線方向のチューブの組み合わせのような、チューブの説明の群から選択することが可能であり、すべての選択は、燃料消費率に対する最小の有害な影響を伴って、必要に応じて、流体への所望の量の熱伝達を達成するために行われる。ハットバンド８１２は、チューブの荷重を担持するために、シュラウドに取り付けることが可能である。さらに、任意の数の補強リングを利用して、チューブ８１０に剛性を提供することが可能である。
【０１０６】
図２０を参照すると、気化器／熱交換器は、内部軸線方向のクロスチャネルおよびスイッチバックチャネル、またはサーペンタインチャネルを備える、およびそれを備えないパネル設計を含むものとして図示されている。内部チャネルに沿った蒸気トラッピング、および、関連の熱伝達劣化または二相流不安定性を緩和するために、内部チャネルの配向は、１つ以上のデカルト座標軸の周りのチャネルフロー方向の局所的な回転によって、重力に対して選択的に傾けられる。パネル８２０は、排気中央本体部８２２および排気ノズルシュラウド８２４に取り付けることが可能である。パネル８２０は、フィン付きの金属／複合材フォーム、および／または、工学的な金属／複合材フォーム（ＤＭＬＳ）を用いて内部に構築することが可能である。気化器／熱交換器のための実施形態は、温度変化、重量、コストなどに関する所望の特性のために選択される材料から製造されている。代替例は、金属、複合材、または、２つの組み合わせで作り出される。
【０１０７】
二元燃料システムは、第２の燃料システムから独立した第１の燃料システムを含むものとして説明および図示されてきたが、二元燃料システムは、任意の適切な様式で構築することが可能であるということが理解されることとなる。たとえば、第１および第２の燃料システムの一部分は、任意の適切な様式で組み合わせることが可能であり、それは、重量を低減させることが可能である。非限定的な例として、そのようなシステムは、燃料が１つの供給システムの中で混合され得るということを含むことが可能である。たとえば、燃料は、液体として混合し、気化させることが可能であり、結果として生じる混合物は、単一ポートの燃料ノズルから供給することが可能である。
【０１０８】
まだ説明されていない範囲において、様々な実施形態の異なる特徴および構造体を、望み通りに、互いに組み合わせて使用することが可能である。１つの特徴が、実施形態のすべてには図示されていない可能性があるということは、それが存在することができないと解釈されるということを意味しておらず、それは、説明を簡潔にするために行われている。したがって、異なる実施形態の様々な特徴は、新しい実施形態が明示的に説明されているかどうかにかかわらず、新しい実施形態を形成させるために望み通りに混合および調和させることが可能である。本明細書で説明されている特徴のすべての組み合わせまたは置換が、本開示によってカバーされている。
【０１０９】
この書面による説明は、本発明を開示するために、また、任意の当業者が本発明を実施（任意のデバイスまたはシステムを製造および使用すること、ならびに任意の組み込まれた方法を実行することを含む）することができるように、例（最良の形態を含む）を使用している。本発明の特許の範囲は、特許請求の範囲によって画定され、当業者が考え付く他の例を含むことが可能である。そのような他の例が、特許請求の範囲の文言と異ならない構造的要素を含んでいる場合には、または、特許請求の範囲の文言とわずかに異なる、均等な構造的要素を含んでいる場合には、そのような他の例は、特許請求の範囲内に含まれるということが意図されている。
【符号の説明】
【０１１０】
２  圧縮機吐出空気
３  空気フローストリーム
４  空気フロー
５  航空機システム
６  胴体
７  翼部
１０  極低温燃料貯蔵システム
１１  第１の燃料
１２  第２の燃料、極低温燃料
１３  ガス燃料
１５  中心線軸線
１６  テール部分
１７  バッフル
１９  ガス燃料
２１  第１の燃料タンク、極低温液体燃料
２２  第２の燃料タンク、中央翼部タンク
２３  第１の壁部
２４  貯蔵体積
２５  第２の壁部
２６  ギャップ
２７  断熱材料
２８  真空ポンプ
２９  一部分
３０  流出システム
３１  送達ポンプ、クライオポンプ
３２  流入システム
３４  リサイクルシステム
３６  ドレンライン
３８  制御弁
３９  背圧弁
４０  ベントシステム
４１  ベントライン
４２  クライオクーラー
４５  安全リリーフシステム、安全放出システム
４６  ラプチャーディスク
４７  安全リリーフシステム
５０  極低温燃料送達システム
５２  ブーストポンプ
５４  翼部供給導管
５５  航空機パイロン
５８  高圧ポンプ
６０  気化器
６０Ａ  第１の気化器
６０Ｂ  第２の気化器
６３  直接式熱交換器
６４  間接式熱交換器
６５  流れ絞り弁、制御弁
６８  加熱流体
７０  燃料マニホールド
８０  燃料ノズル
９０  燃焼器
９６  加熱流体
９７  一部分
９８  排気ノズル
９９  排気ガス、排気ストリーム
１００  二元燃料推進システム、二元燃料航空用ガスタービンシステム
１０１  ガスタービンエンジン
１０３  ファン
１０４  ブースター
１０５  高圧圧縮機
１０７  ファンバイパス空気ストリーム
１０８  コアエンジン
１０９  吸気側
１１０  排気側
１１２  極低温液体燃料
１１４  第１のローターシャフト
１１５  第２のローターシャフト
１１６  エンジンケーシング
１２０  フライトプロファイル
１２２  極低温燃料タンク
１２３  第３の燃料タンク
１３０  制御システム
１３１  制御信号
１３２  別の制御信号
１３３  フィードバック信号
１３４  制御装置
１３５  制御弁
１５５  高圧タービン
１５７  低圧タービン
１８０  補助電力ユニット
１８２  燃料電池
１９０  ベント燃焼器
４００  燃料電池システム
５００  液体燃料気化器
５０２  矢印
５０４  パネル
５０６  パネル装着部
５０８  中央本体部
５１０  タービン後方フレーム支柱
５１２  シェル
５１４  発泡金属
５１６  バッフル
５１８  矢印
５１９  矢印
５２０  液体供給ライン
５２１  液体ヘッダー
５２２  ガス戻りライン
５２３  ガスヘッダー
６００  燃焼器
６０２  外側ケース
６０４  燃焼器ケース壁部
６０５  外部表面
６０６  内部表面
６０８  矢印
６１２  燃料ノズル
６２０  気化器
６２２  気化器通路
７００  多段式の気化器システム
７０２  第１の熱交換器
７０４  第２の熱交換器
７０６  弁
７０８  ガス絞り弁
７１０  気化器システム
７１２  第２の熱交換器
７１４  熱交換器
７１６  弁
７１８  ガス絞り弁
７２０  気化器システム
７２２  熱交換器
７２４  熱交換器
７２６  弁
７２８  ガス絞り弁
８００  気化器
８０２  排気中央本体部
８１０  チューブ
８１２  ハットバンド
８２０  パネル
８２２  排気中央本体部
８２４  排気ノズルシュラウド
【図１】
2016504523.tif 000003
【図２】
2016504523.tif 000004
【図２Ａ】
2016504523.tif 000005
【図３】
2016504523.tif 000006
【図４】
2016504523.tif 000007
【図５】
2016504523.tif 000008
【図６Ａ】
2016504523.tif 000009
【図６Ｂ】
2016504523.tif 000010
【図６Ｃ】
2016504523.tif 000011
【図７】
2016504523.tif 000012
【図８】
2016504523.tif 000013
【図９】
2016504523.tif 000014
【図１０】
2016504523.tif 000015
【図１１】
2016504523.tif 000016
【図１２Ａ】
2016504523.tif 000017
【図１２Ｂ】
2016504523.tif 000018
【図１３】
2016504523.tif 000019
【図１４】
2016504523.tif 000020
【図１５】
2016504523.tif 000021
【図１６】
2016504523.tif 000022
【図１７Ａ】
2016504523.tif 000023
【図１７Ｂ】
2016504523.tif 000024
【図１７Ｃ】
2016504523.tif 000025
【図１８】
2016504523.tif 000026
【図１９】
2016504523.tif 000027
【図２０】
2016504523.tif 000028
【国際調査報告】
2016504523.tif 000029
2016504523.tif 000030
2016504523.tif 000031
2016504523.tif 000032
2016504523.tif 000033