"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及び第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を備える燃料貯蔵システム10と、前記第1の燃料11又は前記第2の燃料12の少なくとも一方を使用して電力410を生成することができる燃料電池401を備える燃料電池システム400と、燃料を前記燃料貯蔵システム10から前記燃料電池システム400に供給することができる燃料供給システム50とを備える、航空機システム5。前記第2の燃料12は極低温液体燃料である、請求項1記載の航空機システム。前記第2の燃料12は液化天然ガスLNGである、請求項1記載の航空機システム。前記燃料電池401は、改質器415から化学生成物416を受け取ることができるアノード部407を備える、請求項1記載の航空機システム。化学生成物416は水素を含む、請求項4記載の航空機システム。前記燃料電池401は、空気417を受け取ることができるカソード部を備える、請求項1記載の航空機システム。前記空気417は圧縮空気である、請求項6記載の航空機システム。前記燃料電池システム400は、アノード排出物リサイクルシステム421をさらに備える、請求項1記載の航空機システム。前記燃料電池システム400は、カソード排出物リサイクルシステム422をさらに備える、請求項1記載の航空機システム。前記燃料電池システム400は、燃料電池401からの排出物405,403の少なくとも一部から熱の少なくとも一部を回収するための熱交換器413,414をさらに備える、請求項1記載の航空機システム。前記熱交換器413は、回収した前記熱の少なくとも一部を、前記燃料電池401に供給される燃料411に伝達する、請求項10記載の航空機システム。前記熱交換器414は、回収した前記熱の少なくとも一部を、前記燃料電池401に供給される空気417に伝達する、請求項10記載の航空機システム。前記燃料電池システム400は、始動燃料419を使用して始動のために動力を提供するように構成されたバーナ418をさらに備える、請求項1記載の航空機システム。前記燃料電池システム400は、排出物403,405の少なくとも一部からエネルギーを抽出することができる少なくとも1つの膨張器423,424をさらに備える、請求項1記載の航空機システム。膨張器423,424は動力を圧縮器425,426に供給する、請求項14記載の航空機システム。前記燃料電池システム400は、前記航空機システム5によって使用される電力の少なくとも一部を供給する、請求項1記載の航空機システム。前記燃料電池システム400は、二重燃料推進システム100によって使用される極低温燃料12の一部を使用して電力を生成する、請求項1記載の航空機システム。第1の燃料11を所蔵することができる第1の燃料タンク21及び第2の極低温液体燃料12を貯蔵することができる第2の燃料タンク22を備える燃料貯蔵システム10と、前記第1の燃料11及び前記第2の燃料12の少なくとも一方を使用して電力410を生成することができる燃料電池401を備える燃料電池システム400と、燃料を前記燃料貯蔵システム10から前記燃料電池システム400に供給することができる燃料供給システム50とを備え、前記燃料電池システム400は、二重燃料推進システム100によって使用される極低温燃料12の一部を使用して電力を生成し、航空機システム5によって使用される電力の少なくとも一部を供給する、航空機システム5。前記第2の燃料12は液化天然ガスLNGである、請求項18記載の航空機システム。前記燃料電池システム400は、前記燃料電池401からの排出物405,403の少なくとも一部から熱の少なくとも一部を回収するための熱交換器413,414をさらに備える、請求項19記載の航空機システム。したがって、燃料電池の動作中に発生する熱を管理する改善された能力を有する燃料電池を使用する航空機システムを有することが望ましいであろう。上記の必要性を、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及び第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を備える燃料貯蔵システム10と、第1の燃料11又は第2の燃料12の少なくとも一方を使用して電力410を生成することができる燃料電池401を備える燃料電池システム400と、燃料を燃料貯蔵システム10から燃料電池システム400に供給することができる燃料供給システム50とを含む航空機システム5を提供する、本明細書に開示される例示的な実施形態によって満たすことができる。本明細書に記載の技術は、添付図面と併せて以下の説明を参照することによって、最もよく理解することができる。本明細書の図面を参照すると、同じ参照番号は、種々の図面を通して同じ要素を示す。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、及び、胴体に取り付けられた翼7を有する。航空機システム5は、飛行中の航空機システムを推進させるために必要な推進力を発生する推進システム100を有する。推進システム100は図1では翼7に取り付けられて示されているが、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の他の部分に結合されてもよい。例示的な航空機システム5は、推進システム100で使用される1つ又は複数の種類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、本明細書で以下にさらに説明するように2種類の燃料を使用する。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、及び、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を備える。図1に示す例示的な航空機システム5では、第1の燃料タンク21の少なくとも一部は、航空機システム5の翼7内に位置する。図1に示す例示的な一実施形態では、第2の燃料タンク22は、航空機システムの胴体6内の、翼が胴体に結合されている位置の近くに位置する。代わりの実施形態では、第2の燃料タンク22は、胴体6又は翼7内の他の適切な場所に位置してもよい。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任意の第3の燃料タンク123を備えてもよい。任意の第3の燃料タンク123は、例えば図1に概略的に示すように、航空機システムの胴体の機尾部に位置してもよい。本明細書でさらに後述するように、図1に示す推進システム100は、第1の燃料11又は第2の燃料12を使用することによって、或いは、第1の燃料11及び第2の燃料12の両方を使用することによって推進力を発生することができる二重燃料推進システムである。例示的な二重燃料推進システム100は、第1の燃料11又は第2の燃料12を選択的に使用して、或いは、第1の燃料及び第2の燃料を選択した割合で使用して推進力を発生することができるガスタービンエンジン101を備える。第1の燃料は、Jet-A、JP-8又はJP-5或いは他の既知の種類又はグレードとして当該技術分野で知られているようなケロシン系ジェット燃料のような従来の液体燃料であってもよい。本明細書に記載の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。本明細書に記載の一実施形態では、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はLNGと称されるである。極低温の第2の燃料12は、低い温度で燃料タンク内に貯蔵される。例えば、LNGは第2の燃料タンク22内に、約15psiaの絶対圧力で、約華氏-265度で貯蔵される。燃料タンクは、チタニウム、インコネル、アルミニウム又は複合材料のような既知の材料から作られてもよい。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に供給することができる燃料供給システム50を備える。既知の燃料供給システムは、第1の燃料11のような従来の液体燃料を供給するために使用することができる。本明細書に記載の図1に示す例示的な実施形態では、燃料供給システム50は、例えばLNGのような極低温液体燃料を、極低温燃料を輸送する導管を経て推進システム100に供給するように構成される。図1に示す航空機システム5の例示的な実施形態は、第1の燃料11又は第2の燃料12の少なくとも一方を使用して電力を発生することができる燃料電池を備える燃料電池システム400をさらに含む。燃料供給システム50は、燃料を燃料貯蔵システム10から燃料電池システム400に供給することができる。例示的な一実施形態では、燃料電池システム400は、二重燃料推進システム100によって使用される極低温燃料12の一部を使用して電力を発生する。上述し、図1に示す例示的な航空機システム5のような航空機システム及びその動作方法は、本発明の譲受人に譲渡された、本願と同時に出願された同時継続中の名称DualFuelAircraftSystemandMethodforOperatingsameの特許出願に、より詳細に記載されており、この出願の開示は参照により本明細書にその全体が組み込まれる。本明細書に示す例示的な実施形態では、燃料電池で発生した熱を、任意の熱交換器及び任意の膨張器を使用して有利に使用することができる。図1に示すように、航空機システム5は、第1の燃料11又は第2の燃料12の少なくとも一方を使用して電力410を生成することができる燃料電池401を備える、例えば図2に示すような、燃料電池システム400をさらに含む。例示的な一実施形態では、第2の燃料12は、例えば液化天然ガスLNGのような極低温燃料である。航空機システム5の動作中、燃料電池システム400は、航空機システム5によって使用される電力の少なくとも一部を供給することができる。図2は、燃料電池401を有する燃料電池システム400の例示的な実施形態を示す。燃料電池401は、アノード部407及びカソード部408を備える。アノード部407は、既知の予備改質器415から、例えば水素のような、化学生成物416を受け取ることができる。予備改質は、プロセスを最適化し、燃料電池内の内部改質中の炭素付着を回避するために必要である。カソード部は、推進システム100から、例えば圧縮空気のような、空気417を受け取ることができる。反応生成物は、燃料電池のアノード部品目405参照及びカソード部品目403参照から排出する。例示的な一実施形態では、燃料電池システム400は、さらに、アノード排出物405の生成物の一部を予備改質器415にリサイクルするアノード排出物リサイクルシステム421を任意に備える。他の例示的な実施形態では、燃料電池システム400は、さらに、カソード排出物403の生成物の一部をカソード部408にリサイクルするカソード排出物リサイクルシステム422を任意に備える。他の例示的な実施形態では、カソード排出物403の生成物を、主推進システムの高圧タービンHPTに戻すことができる。平板型SOFC燃料の排出物は、典型的には、約800°Cから約850°Cの範囲であってもよい。図2に示すように、燃料電池システム400は、さらに、燃料電池401からのカソード排出物403及び/又はアノード排出物405から熱の少なくとも一部を回収するために、高温熱交換器413,414を任意に備えることができる。任意の熱交換器413は、アノード排出物及び、任意のバーナ418及び/又は任意の膨張器423から回収した熱の少なくとも一部を、燃料電池401に供給される例えば、液体又は気体の状態のLNGのような極低温燃料のような燃料411に伝達する。他の例示的な実施形態では、任意の熱交換器414は、カソード排出物403から回収された熱の少なくとも一部を、燃料電池401に供給される空気流417に伝達する。空気流417を、推進システム100内の、圧縮器図示せずのような、適切なソースから抽出することができる。主推進システムが動作するとき、高圧圧縮器HPCの抽気を、燃料電池を動作させるために使用することができ、高圧タービンHPTの抽気を、燃料電池アノードへの吸気流を予熱するために使用することができる。論理的にはSOFCの性能は加圧によって向上するが、スタックの劣化が一般的には加速するため、典型的には15:1より高い加圧は達成されない。例えばSOFCが補助動力装置APUとして機能している場合のような、主推進システムが動作していない場合、典型的には図2に示す膨張器及び圧縮器のみが利用される。例示的な一実施形態では、燃料電池システム400は、始動燃料419を使用してシステムの始動中に動力を提供する任意のバーナ418をさらに備える。バーナ418からの燃焼の生成物を、膨張器423の一部からエネルギーを抽出することができる任意の膨張器423で膨張させることができる。膨張器は、バーナからのガスによって駆動されるタービンであってもよい。一実施形態では、任意の膨張器423は、例えば任意の圧縮器425のような他のユニットに動力を提供することができる。追加の任意の膨張器424を、例えば任意の圧縮器426のような他のユニットに動力を提供するために、燃料電池システム400からの排出物から追加の動力を抽出するために任意に使用することができる。膨張器424を通過した後、排出物を428で機外に排出することができる。燃料電池システム400の例示的な実施形態の動作を以下のように説明することができる。図1及び2に示すように、航空機システム5の電気供給及び負荷グリッドによって利用することができる及び/又はこれらに統合することができる電力410を発生するために、天然ガスを燃料電池401内で空気と組み合わせて使用することができる。代わりに、燃料電池401を、他の用途のための抵抗及び/又はファンを動作させるために利用することができる。代わりの実施形態は、航空機がゲートに駐機されている間、地上の負荷源に対して電力を正味に測定することができるように航空機5から供給することができるようにインバータを含む。高温燃料電池401は、NOx排出量が実質的にほとんど又はまったく無しで60までの効率に達することができる。燃料及びわずかに加圧された空気が、システム400に供給される。燃料411、12、112は、燃料の最初の改質が起こる予備改質器415を通過する。約500°C華氏932度の出口温度で平衡に達した後、予備改質された燃料は内部改質ユニットに入り、最終的な改質が起こる。種々の種類の燃料改質器が知られており、利用可能である。システム400は、水が中性である必要がある。したがって、部分酸化改質器415が第1の選択である。考えられる代わりの選択は、オートサーマル改質器である。必要な生成水を提供するために、水を含むSOFCアノード排出物405を改質器415にリサイクルし戻すことができる。他の実施形態の選択では、凝縮器を有する水タンクから蒸気を提供する蒸気発生器を有する水ポンプが、燃料電池システム400の始動中に必要であってもよい。両方の選択は水の中性を維持する。改質された燃料は、約625°C華氏1157度で燃料電池のアノード部407の区画に達する。炭素付着を回避するために温度が監視される。例示的な一実施形態では、空気417は約700°C華氏1292度でSOFCカソードに入る。燃料電池内の空気温度の上昇は、約100から200°Cである。システム400を、401内のスタックを通して一定の空気温度上昇で動作するように設計することができる。次いで、この前提により、燃料電池401を通る空気流が必要になる。空気温度の上昇は、スタックの空気入口マニホールドからスタックの空気出口マニホールドまで測定される。空気温度の上昇は、通常、電池温度勾配によって制限される。空気温度の上昇又は空気流及び最大許容電池温度勾配間の関係は、スタック及び電池設計に依存し、既知のエンジニアリング方法を使用して設計することができる。好適実施形態では、SOFCシステム動作温度は約800°C華氏1472度である。燃料電池の入口空気の予熱を、空気入口へのスタックのカソード排気流の任意のリサイクル部分によって、又は、任意の高温熱交換器を使用して、或いはこれら2つの組み合わせを使用して達成することができる。高温熱交換器はシステムのコスト及び重量を増加させるかもしれないため、リサイクルの選択が最も望ましい。加えて、SOFCへの入口流を予熱するために、主推進システムからの高圧タービンHPTの抽気を利用することができる。この明細書は、最良の形態を含んで本発明を開示するために、また、当業者が本発明を作製及び使用することができるようにするために、例を使用する。本発明の特許可能な範囲は、当業者に想起される他の例を含むことができる。このような他の例は、それらが特許請求の範囲の文言と異ならない構造的要素を有する場合、又は、それらが特許請求の範囲と実質的に異ならない等価の構造的要素を含む場合、特許請求の範囲内であるものとする。"