航空機エンジン燃料システム900であって、ガスタービンエンジン101と、ターボチャージャ910と、圧縮機空気Aを前記ガスタービンエンジン101から前記ターボチャージャ910に提供する圧縮器ブリード空気システム930と、加圧ガス燃料Gを前記ターボチャージャ910から前記ガスタービンエンジン101に提供する燃料送給システム940と、を備え、これにより前記圧縮機空気Aが前記ターボチャージャ910に動力を供給し、前記ターボチャージャ910が、前記加圧ガス燃料Gを前記ガスタービンエンジン101にポンプ送給する、航空機エンジン燃料システム900。前記圧縮機空気Aからの熱を前記加圧ガス燃料Gに伝達するため少なくとも1つの熱交換器915、905を更に備える、請求項1に記載の航空機エンジン燃料システム。前記少なくとも1つの熱交換器915が、前記ガスタービンエンジン101と前記ターボチャージャ910との間に配置される、請求項2に記載の航空機エンジン燃料システム。前記少なくとも1つの熱交換器905が、前記ターボチャージャ910の上流側で前記燃料送給システム940に配置される、請求項2に記載の航空機エンジン燃料システム。前記少なくとも1つの熱交換器915が、前記ターボチャージャ910の下流側で前記燃料送給システム940に配置される、請求項2に記載の航空機エンジン燃料システム。前記ターボチャージャ910が、ガス-ガスターボチャージャ910である、請求項1に記載の航空機エンジン燃料システム。少なくとも2つの熱交換器915、905を更に備える、請求項1に記載の航空機エンジン燃料システム。前記少なくとも1つの熱交換器905が、燃料送給システム940の流れに対して前記ターボチャージャ910の上流側に配置され、前記少なくとも1つの熱交換器915が、燃料送給システム940の流れに対して前記ターボチャージャ910の下流側に配置される、請求項7に記載の航空機エンジン燃料システム。前記ターボチャージャ910を迂回して圧縮機空気Aを選択的にバイパスするためのバルブ925を更に備える、請求項1に記載の航空機エンジン燃料システム。航空機エンジン燃料システム900であって、ガスタービンエンジン101と、ガス-ガスターボチャージャ910と、前記ガスタービンエンジン101から前記ターボチャージャ910に圧縮機空気Aを提供するための圧縮器ブリード空気システム930と、前記ターボチャージャ910から前記ガスタービンエンジン101に加圧ガス燃料Gを提供するための燃料送給システム940と、前記燃料送給システム940の流れに対して前記ターボチャージャ910の上流側に配置された少なくとも1つの熱交換器905及び前記燃料送給システム940の流れに対して前記ターボチャージャ910の下流側に配置された少なくとも1つの熱交換器915と、前記ターボチャージャ910を迂回して圧縮機空気Aを選択的にバイパスするためのバルブ925と、を備え、これにより前記圧縮機空気Aが前記ターボチャージャ910に動力を供給し、前記ターボチャージャ910が、前記加圧ガス燃料Gを前記ガスタービンエンジン101にポンプ送給する、航空機エンジン燃料システム900。航空機エンジン燃料システム900を作動させる方法であって、ガスタービンエンジン101を作動させるステップと、前記ガスタービンエンジン101から圧縮機空気Aを抽出するステップと、前記圧縮機空気Aをターボチャージャ910に送るステップと、前記ターボチャージャ910を作動させて、加圧ガス燃料Gを前記ガスタービンエンジン101にポンプ送給するステップと、を含む、方法。前記圧縮機空気A及び前記加圧ガス燃料Gを少なくとも1つの熱交換器905、915を通じて送るステップを更に含む、請求項11に記載の航空機エンジン燃料システム900を作動させる方法。前記圧縮機空気A及び前記加圧ガス燃料Gを少なくとも1つの熱交換器905、915を通じて送るステップは、前記圧縮機空気Aが前記ターボチャージャ910を通じて送られる前に実施される、請求項12に記載の航空機エンジン燃料システム900を作動させる方法。前記圧縮機空気A及び前記加圧ガス燃料Gを少なくとも1つの熱交換器905、915を通じて送るステップは、前記圧縮機空気Aが前記ターボチャージャ910を通じて送られる後に実施される、請求項12に記載の航空機エンジン燃料システム900を作動させる方法。前記少なくとも1つの熱交換器905、915において熱が前記圧縮機空気Aから前記加圧ガス燃料Gに伝達される、請求項12に記載の航空機エンジン燃料システム900を作動させる方法。前記ターボチャージャ910を迂回して圧縮機空気Aを選択的にバイパスするようバルブ925を作動させるステップを更に含む、請求項11に記載の航空機エンジン燃料システム900を作動させる方法。前記圧縮機空気A及び前記加圧ガス燃料Gを送る前記ステップは、前記少なくとも1つの熱交換器905が前記ターボチャージャ910の上流側にあり、前記少なくとも1つの熱交換器915が前記ターボチャージャ910の下流側にあるような少なくとも2つの熱交換器905、915を通って行われる、請求項12に記載の航空機エンジン燃料システム900を作動させる方法。前記ターボチャージャ910が、ガス-ガスターボチャージャ910である、請求項11に記載の航空機エンジン燃料システム900を作動させる方法。前記圧縮機空気Aを別の航空機システムに送るステップを更に含む、請求項11に記載の航空機エンジン燃料システム900を作動させる方法。航空機エンジン燃料システム900を作動させる方法であって、ガスタービンエンジン101を作動させるステップと、前記ガスタービンエンジン101から圧縮機空気Aを抽出するステップと、少なくとも1つの熱交換器915を通して前記圧縮機空気Aを送るステップと、前記圧縮機空気Aをターボチャージャ910に送るステップと、前記ターボチャージャ910を作動させて、加圧ガス燃料Gを前記ガスタービンエンジン101にポンプ送給するステップと、前記加圧ガス燃料Gを前記少なくとも1つの熱交換器915を通して送った後、前記ガスタービンエンジン101に送給するステップと、を含み、これにより前記少なくとも1つの熱交換器915において前記圧縮機空気Aから前記加圧ガス燃料Gに熱が伝達される、方法。種々の図全体を通して同一の参照符号が同じ要素を表す図面を参照する。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を示す。例示的な航空機システム5は、胴体6と、該胴体に取り付けられた翼7とを有する。航空機システム5は、飛行中に航空機システムを推進させるのに必要な推進力を発生させる推進システム100を有する。推進システム100は、図1において翼7に取り付けられて図示されているが、他の実施形態では、例えば、尾部16のような航空機システム5の他の部分に結合することもできる。例示的な航空機システム5は、推進システム100において使用される1つ又はそれ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を有する。図1に示す例示的な航空機システム5は、本明細書で以下において更に説明するように、2つのタイプの燃料を使用している。従って、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とを備える。図1に示す例示的な航空機システム5において、第1の燃料タンク21の少なくとも一部は、航空機システム5の翼7に配置される。図1に示す1つの例示的な実施形態において、第2の燃料タンク22は、胴体に翼が結合される場所の近くの航空機システムの胴体6に配置される。代替の実施形態において、第2の燃料タンク22は、胴体6又は翼7における他の好適な位置に配置することができる。他の実施形態において、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任意選択の第3の燃料タンク123を備えることができる。任意選択の第3の燃料タンク123は、例えば、図1に概略的に示すような、航空機システムの胴体の後方部分に配置することができる。本明細書において以下で更に説明するように、図1に示す推進システムは、第1の燃料11又は第2の燃料12を用いることにより、或いは、第1の燃料11及び第2の燃料12の両方を用いることにより、推進力を発生させることができる2系統燃料推進システムである。例示的な2系統燃料推進システム100は、第1の燃料11又は第2の燃料12を選択的に用いて、或いは第1の燃料及び第2の燃料の両方を用いることにより、推進力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。第1の燃料は、Jet-A、JP-8、又はJP-5、或いは他の既知のタイプ又はグレードとして当該技術分野で公知のもののような、ケロシンベースのジェット燃料などの従来の液体燃料とすることができる。本明細書で記載される例示的な実施形態において、第2の燃料12は、超低温で貯蔵される極低温液体燃料である。本明細書で記載される1つの実施形態において、極低温の第2の燃料12は、液化天然ガス或いは、本明細書でLNGと呼ばれるである。極低温の第2の燃料12は、低温で燃料タンク内に貯蔵される。例えば、LNGは、絶対圧力約15psiaの約-265°Fで第2の燃料タンク22に貯蔵される。燃料タンクは、チタン、インコネル、アルミニウム、又は複合材料などの公知の材料から作ることができる。図1に示す例示的な航空機システム5は、燃料を燃料貯蔵システム10から推進システム100に送給することができる燃料送給システム50を備える。公知の燃料送給システムは、第1の燃料11のような従来の液体燃料を送給するのに用いることができる。本明細書で記載される例示的な実施形態において、燃料送給システム50は、例えば、LNGなどの極低温液体燃料を、極低温燃料を輸送する導管を通じて推進システム100に送給するよう構成される。図1に示す航空機システム5の例示的な実施形態は更に、第1の燃料11及び第2の燃料12の少なくとも1つを用いて電力を生成することができる燃料電池を備えた燃料電池システム400を含む。燃料送給システム50は、燃料貯蔵システム10から燃料電池システム400に燃料を送給することができる。1つの例示的な実施形態において、燃料電池システム400は、2系統燃料推進システム100によって使用される極低温燃料12の一部を用いて出力を発生する。上述され且つ図1に示された例示的な航空機システムなどの航空機システム、並びにこれを作動させる方法は、名称がDualfuelAircraftsystemandMethodforOperatingSame2系統燃料航空機システム及びこれを作動させる方法である、2011年9月30に出願された、同一出願人による同時係属の特許出願シリアル番号PCT/US11/54396により詳細に記載され、この開示内容は、引用により全体が本明細書に組み込まれる。図2は、航空機エンジン燃料システム900の例示的な実施形態を示す。図2に示すシステムは、極低温液体燃料112を貯蔵できる極低温燃料タンク122を含む。1つの実施形態において、極低温液体燃料112はLNGである。他の代替の極低温液体燃料もまた用いることができる。例示的な燃料システム900において、例えば、LNGなどの極低温液体燃料112は、第1の圧力P1である。圧力P1は、例えば、15psiaなどの大気圧に近接しているのが好ましい。極低温燃料タンク122は、航空機胴体6内に配置されて図示されているが、他の設置位置を利用することもできる。文字Q及びタンク122の壁を横切る矢印で示されるように、航空機環境からの熱がタンク内の液体に加わり、極低温液体燃料112の温度を上昇させる可能性がある。タンク122からの燃料は、熱交換器905への途中で液相L又は気相Gの何れかとして流出し、該熱交換器905により燃料112に追加の熱が加わり、燃料112は、何れかの好適な工業用設計のものとすることができるガス-ガスターボチャージャ910の圧縮機セクションに気体状態Gで流れる。ターボチャージャ910は、ガス燃料Gを加圧して第2の熱交換器915を通じてポンプ移送し、該熱交換器915が追加の熱及びエネルギーを燃料に加えた後、燃料送給システム940を通って燃焼のためガスタービンエンジン101に流れる。圧縮機空気Aは、圧縮器ブリード空気システム930を介してガスタービンエンジン101から抽出される。圧縮機空気Aは通常、大気環境空気よりも高い温度及び圧力の状態にあり、従って、熱及び運動エネルギーのための可能性のある供給源を提供する。よって、圧縮機空気Aは、熱交換器に対する高温又はホット側供給源を提供するのに用いることができる。圧縮機空気Aは、熱交換器915を通って送られ、上述のようにガス燃料Gと熱及びエネルギーを交換する。バルブ925は、熱交換器915と、タンク122を離れた後燃料が到達する最初の熱交換器である熱交換器905との間で、圧縮機空気Aの流れを選択的に制御するのに用いることができる。バルブ925はまた、ターボチャージャ910を迂回して圧縮機空気Aをバイパスさせるのに用いることができる。熱交換器915を離れた後、次いで圧縮機空気Aは、ターボチャージャ910のタービンセクションを通って流れ、ここで圧縮機空気Aは、ターボチャージャにエネルギーを送給して、該ターボチャージャを駆動し、上述のようにガス燃料Gを加圧しポンプ移送する役割を果たす。次に、圧縮機空気Aは、ターボチャージャ910から離れて熱交換器905を通って流れ、ここで燃料に熱を供給し、燃料を液体Lから気体状態Gに変換し、或いは、気体状態Gの燃料のエネルギーを高めるようにする。圧縮機空気Aの熱及び運動エネルギーの大部分が、熱交換器905、915及びターボチャージャ910を通じて抽出された後、圧縮機空気Aは、符号920にて図示されるように航空機エンジン燃料システム900から流出し、次いで、環境制御システムECSなどの他の航空機システムを通じて送られる、又は上述のように主要構成要素の冷却のため低圧及び低温でガスタービンエンジン101に戻されるなど、他の目的を果たすことができる。図2の例示的な実施形態は、システムの作動パラメータに応じて、2つの熱交換器905、915の使用を描いているが、単一の熱交換器又は2つよりも多い熱交換器を有することも望ましいとすることができる。ターボチャージャ910は、熱交換器の上流側又は下流側、或いは熱交換器の間を含む、システム内のあらゆる場所に配置することができる。同様に、熱交換器は、燃料システム流に対してターボチャージャ910の上流側又は下流側に配置することができる。本明細書は、最良の形態を含む実施例を用いて本発明を開示し、更に、本発明を当業者が実施及び利用することを可能にする。本発明の特許保護される範囲は、請求項によって定義され、当業者であれば想起される他の実施例を含むことができる。このような他の実施例は、請求項の文言と差違のない構造要素を有する場合、或いは、請求項の文言と僅かな差違を有する均等な構造要素を含む場合には、本発明の範囲内にあるものとする。