CN104870312B - 用于航空电功率产生的系统和方法 - Google Patents

Abstract

一种用于飞行器的电功率系统，和一种用于产生电功率的方法，该电功率系统包括：涡轮发动机(101)，其联接至飞行器(5)并且提供推进推力，并且在操作期间放出热来限定高温源；低温燃料系统(12)，其位于飞行器内并且为涡轮(101)提供燃料，并且放出处于比来自涡轮发动机的热低的温度的热来限定低温源；和电功率生成器，其位于飞行器上并且具有热力生成器，该热力生成器使用温度差来生成电功率。

Description

用于航空电功率产生的系统和方法

相关申请的交叉引用

本申请主张在2012年12月28日申请的美国临时专利申请No. 61/746,731的权益，其整体合并入本文中。

技术领域

在本文中公开的技术大体涉及飞行器系统，并且更具体地涉及在航空燃气涡轮发动机中使用双燃料的飞行器系统和操作其的方法。

背景技术

一些飞行器发动机可构造为使用一种或更多种燃料(例如，喷气燃料和/或天然气)来操作。

发明内容

在一方面中，本发明的实施例涉及用于飞行器的电功率系统，其包括：涡轮发动机，其联接至飞行器并且提供推进推力，并且在操作期间放出热来限定高温源；低温燃料系统，其位于飞行器内并且为涡轮提供燃料，并且放出处于比来自涡轮发动机的热低的温度的热来限定低温源；和电功率生成器，其位于飞行器上并且使用高温源与低温源之间的温度差来生成电功率。

在另一方面中，本发明的实施例涉及用于在飞行器中产生电功率的方法，该飞行器具有放出相对高的热的发动机和放出相对低的热的低温系统，该方法包括使用相对高的热与相对低的热之间的温度差生成电力，以生成电力。

附图说明

通过参照结合附图做出的下列说明，可最好地理解在本文中描述的技术，在附图中：

图1是具有双燃料推进系统的示范飞行器系统的等距视图；

图2是示范燃料输送/分配系统；

图2a是示范低温燃料的示意压焓图中的示范操作路径；

图3是示出燃料箱的示范布置和示范汽化用途的示意图；

图4是具有燃料输送和控制系统的示范双燃料飞行器燃气涡轮发动机的示意截面图；

图5是示出示意换热器的示范双燃料飞行器燃气涡轮发动机的一部分的示意截面图；

图6a是示范直接换热器的示意图；

图6b是示范间接换热器的示意图；

图6c是另一示范间接换热器的示意图；

图7是用于飞行器系统的示范飞行任务剖面的示意图；

图8是包括斯特林发动机的实例航空电功率生成系统的框图；以及

图9是均根据本公开的至少一些方面的包括热电生成器的实例航空电功率生成系统的框图。

具体实施方式

在附图中，相似的符号典型地鉴别相似的构件，除非上下文另外指出。在说明书、附图和权利要求中描述的例示性实施例不意图进行限定。可利用其他实施例，并且可进行其他更改，而不脱离在此提出的主题的精神或范围。将易于理解的是，如在本文中大体描述并且在附图中示出的本公开的方面可布置、置换、结合、且设计成多种不同构造，所有构造是明确地可想到的并且组成本公开的部分。

图1示出了根据本发明的示范实施例的飞行器系统5。示范飞行器系统5具有机身6和附接至机身的机翼7。飞行器系统5具有推进系统100，其在飞行中产生推动飞行器系统所需的推进推力。尽管推进系统100在图1中示为附接至机翼7，但是在其他实施例中，其可联接至飞行器系统5的其他部分，例如，尾部部分16。

示范飞行器系统5具有燃料贮存系统10，其用于贮存在推进系统100中使用的一种或更多种类型的燃料。如下面在本文中进一步说明的，在图1中示出的示范飞行器系统5使用两种类型的燃料。由此，示范飞行器系统5包括能够贮存第一燃料11的第一燃料箱21，和能够贮存第二燃料12的第二燃料箱22。在图1中示出的示范飞行器系统5中，第一燃料箱21的至少一部分位于飞行器系统5的机翼7中。在图1中示出的一个示范实施例中，第二燃料箱22在机翼联接至机身的位置附近位于飞行器系统的机身6中。在备选实施例中，第二燃料箱22可位于机身6或机翼7中的其他适当的位置处。在其他实施例中，飞行器系统5可包括能够贮存第二燃料12的可选的第三燃料箱123。可选的第三燃料箱123可例如在图1中示意地示出的，位于飞行器系统的机身的后部部分中。

如下面在本文中进一步描述的，在图1中示出的推进系统100是双燃料推进系统，其能够通过使用第一燃料11或第二燃料12或使用第一燃料11和第二燃料12两者来生成推进推力。示范双燃料推进系统100包括燃气涡轮发动机101，其能够选择性地使用第一燃料11、或第二燃料21或以选定比例使用第一燃料和第二燃料二者来生成推进推力。第一燃料可为常规液体燃料，例如，基于煤油的喷气燃料，例如在本领域中公知为Jet-A、JP-8、或JP-5或其他已知类型或等级。在本文中描述的示范实施例中，第二燃料12是在十分低的温度下贮存的低温燃料。在本文中描述的一个实施例中，低温第二燃料12是液化天然气(备选地，在本文中称为“LNG”)。低温第二燃料12在低温下贮存在燃料箱中。例如，LNG在大约-265°F下在大约15 psia的绝对压力下贮存在第二燃料箱22中。燃料箱可由已知的材料(例如，钛、因科镍合金(Inconel)、铝或复合材料)制成。

在图1中示出的示范飞行器系统5包括燃料输送系统50，其能够从燃料贮存系统10向推进系统100输送燃料。已知的燃料输送系统可用来输送常规的液体燃料，例如，第一燃料11。在本文中描述并在图1和图2中示出的示范实施例中，燃料输送系统50构造为通过运输低温燃料的管道54向推进系统100输送低温液体燃料(例如，LNG)。为了在输送期间充分维持低温燃料的液体状态，燃料输送系统50的管道54的至少一部分被隔离且构造成用于运输加压低温液体燃料。在一些示范实施例中，管道54的至少一部分具有双壁构造。管道可由已知的材料(例如，钛、因科镍合金、铝或复合材料)形成。

在图1中示出的飞行器系统5的示范实施例还包括燃料电池系统400，包括能够使用第一燃料11或第二燃料12中的至少一种来产生电功率的燃料电池。燃料输送系统50能够从燃料贮存系统10向燃料电池系统400输送燃料。在一个示范实施例中，燃料电池系统400使用由双燃料推进系统100使用的低温燃料12的一部分来生成功率。

推进系统100包括燃气涡轮发动机101，其通过在燃烧器中燃烧燃料来生成推进推力。图4是示范燃气涡轮发动机101的示意图，该燃气涡轮发动机101包括风扇103、和具有高压压缩机105的核心发动机108、以及燃烧器90。发动机101还包括高压涡轮155、低压涡轮157、和增压器104。示范燃气涡轮发动机101具有风扇103，其生成推进推力的至少一部分。发动机101具有进气侧109和排气侧110。风扇103和涡轮157使用第一转子轴114联接在一起，并且压缩机105和涡轮155使用第二转子轴115联接在一起。在例如在图4中示出的一些应用中，风扇103叶片组件至少部分地定位在发动机外壳116内。在其他应用中，风扇103可形成“开放转子”，其中不存在围绕风扇叶片组件的外壳。

在操作期间，空气在基本上平行于延伸穿过发动机101的中心线轴线15的方向上轴向地穿过风扇103流动，并且压缩空气被供应至高压压缩机105。将高度压缩的空气输送至燃烧器90。来自燃烧器90的热气体(在图4中未示出)驱动涡轮155和157。涡轮157借助于轴114驱动风扇103，并且类似地，涡轮155借助于轴115驱动压缩机105。在备选实施例中，发动机101可具有在本领域中有时公知为中压压缩机的额外的压缩机，其由另一涡轮级(在图4中未示出)驱动。

在飞行器系统5的操作期间(见在图7中示出的示范飞行剖面)，在推进系统100中的燃气涡轮发动机101可在推进系统的操作的第一选择部分期间(例如，在起飞期间)使用例如第一燃料11。推进系统100可在推进系统的操作的第二选择部分期间(例如，在巡航期间)使用第二燃料12，例如，LNG。备选地，在飞行器系统5的操作的选择部分期间，燃气涡轮发动机101能够同时使用第一燃料11和第二燃料12两者来生成推进推力。在推进系统的操作的各种阶段期间，第一燃料和第二燃料的比例可在0％至100％之间酌情改变。

在本文中描述的飞行器和发动机系统能够进行使用两种燃料的操作，燃料中的一者可为低温燃料，例如，LNG(液化天然气)，另一种为常规的基于煤油的喷气燃料，例如世界范围可获得的Jet-A、JP-8、JP-5或相似的等级。

Jet-A燃料系统与常规的飞行器燃料系统类似，除了燃料喷嘴之外，该燃料喷嘴能够以从0至100％的比例向燃烧器发射Jet-A和低温/LNG。在图1中示出的实施例中，LNG系统包括燃料箱，其可选地包含下列特征：(i)排出管线，其带有适当的止回阀来维持在箱中的指定压力；(ii)用于液体低温燃料的泄放管线；(iii)估定存在于箱中的低温(LNG)燃料的温度、压力、和体积的计量或其他测量能力；(iv)位于低温(LNG)箱中或可选地在箱外侧的增压泵，其增加低温(LNG)燃料的压力来将其运输至发动机；和(iv)可选的制冷机，来无限期地将箱保持在低温下。

燃料箱将优选地在大气压力下或附近操作，但是可在0至100 psig的范围中操作。燃料系统的备选实施例可包括高箱压力和温度。从箱和增压泵行进至发动机挂架的低温(LNG)燃料管线可具有下列特征：(i)单壁或双壁构造；(ii)真空隔离或低热传导性材料隔离；和(iii)可选的制冷机，来使LNG流再循环至箱，而不向LNG箱增加热。低温(LNG)燃料箱可在常规的Jet-A辅助燃料箱位于现有系统上的地方(例如，在前或后货舱中)位于飞行器中。备选地，低温(LNG)燃料箱可位于中心机翼箱位置中。利用低温(LNG)燃料的辅助燃料箱可设计为，以便如果低温(LNG)燃料将不被使用以延长的时期，那么该辅助燃料箱可被移除。

高压泵可定位在挂架中或在发动机上，来将低温(LNG)燃料的压力提高至足以将燃料注射到燃气涡轮燃烧器中的水平。泵可将或可不将LNG/低温液体的压力提高至高于低温(LNG)燃料的临界压力(Pc)。可安装在发动机上或附近的在本文中称为“蒸发器”的换热器向液化天然气燃料增加热能，从而升高温度并使低温(LNG)燃料体积地膨胀。来自蒸发器的热(热能)可来源于许多源。这些包括但不限于：(i)燃气涡轮排气；(ii)压缩机中间冷却；(iii)高压和/或低压涡轮间隙控制空气；(iv)LPT配管冷却附加空气；(v)来自HP涡轮的冷却的冷却空气；(vi)润滑油；或(vii)机载航空电子或电子。换热器可为多种设计，包括壳体或导管、双配管、翅片板等，并且可以以并流、逆流、或错流方式流动。热交换可通过与上面列出的热源的直接或间接接触而发生。

控制阀定位于在上面描述的蒸发器/换热单元下游。控制阀的目的在于，直到指定水平跨过与燃气涡轮发动机操作相关的操作条件的范围计量供给进入燃料歧管中的流。控制阀的次要目的在于，用作背压调节器，其将系统的压力设置为高于低温(LNG)燃料的临界压力。

燃料歧管定位在控制阀的下游，其用来将气态燃料均匀地分配至燃气涡轮燃料喷嘴。在一些实施例中，歧管可以可选地用作换热器，其从核心整流罩隔间或其他热环境向低温/LNG/天然气燃料传递热能。吹扫歧管系统可以可选地与燃料歧管一起采用，来在气态燃料系统未操作时用压缩空气(CDP)吹扫燃料歧管。这将防止由环境压力变化引起的到气态燃料喷嘴中的热气体吸入。可选地，在燃料喷嘴中或附近的止回阀可防止热气体吸入。

在本文中描述的系统的示范实施例可如下地操作：低温(LNG)燃料位于处于大约15 psia和大约-265°F下的箱中。通过位于飞行器上的增压泵将其泵压至接近30 psi。液体低温(LNG)燃料经由隔离的双壁配管流过机翼至飞行器挂架，在此处其逐渐增加至大约100至1500 psia并且可高于或低于天然气/甲烷的临界压力。低温(LNG)燃料然后前进至蒸发器，在此处其体积地膨胀成气体。蒸发器可尺寸确定为将马赫数和对应的压力损失保持较低。气态天然气然后通过控制阀计量并进入燃料歧管和燃料喷嘴中，在此使该气态天然气在另外的标准航空燃气涡轮发动机系统中燃烧，从而为飞机提供推力。在循环条件改变时，增压泵(例如，大约30 psi)中的压力和在HP泵(例如，大约1000 psi)中的压力被维持在接近不变的水平。通过计量阀来控制流。流量的变化与适当地确定尺寸的燃料喷嘴结合地导致歧管中的可接受的且变化的压力。

示范飞行器系统5具有燃料输送系统，其用于从贮存系统10输送一种或更多种类型的燃料，以用于在推进系统100中使用。对于常规液体燃料，例如，基于煤油的喷气燃料，可使用常规的燃料输送系统。在本文中描述且在图2和图3中示意地示出的示范燃料输送系统包括用于飞行器系统5的低温燃料输送系统50。在图2中示出的示范燃料系统50包括能够贮存低温液体燃料112的低温燃料箱122。在一个实施例中，低温液体燃料112是LNG。也可使用其他备选低温液体燃料。在示范燃料系统50中，低温液体燃料112(例如，LNG)处于第一压力“P1”。压力“P1”优选地接近大气压力，例如，15 psia。

示范燃料系统50具有增压泵52，使得其与低温燃料箱122流连通。在操作期间，当在双燃料推进系统100中需要低温燃料时，增压泵52从低温燃料箱122移除一部分低温液体燃料112，并且将其压力增加至第二压力“P2”，并且使其流入定位在飞行器系统5的机翼7中的机翼供应管道54。压力P2选择为，使得当在供应管道54中流动期间，液体低温燃料维持其液体状态(L)。压力P2可在从大约30 psia至大约40 psia的范围中。基于使用用于LNG的已知方法的分析，发现30 psia是合乎需要的。增压泵52可在飞行器系统5的机身6中定位于适当的位置处。备选地，增压泵52可定位为接近低温燃料箱122。在其他实施例中，增压泵52可定位在低温燃料箱122内。为了在输送期间充分维持低温燃料的液体状态，对机翼供应管道54的至少一部分进行隔离。在一些示范实施例中，管道54的至少一部分具有双壁构造。管道54和增压泵52可使用已知的材料(例如，钛、因科镍合金、铝或复合材料)形成。

示范燃料系统50具有高压泵58，其与机翼供应管道54流连通并且能够接收由增压泵52供应的低温液体燃料112。高压泵58将液体低温燃料(例如，LNG)的压力增加至足以将燃料注射入推进系统100的第三压力“P3”。压力P3可在从大约100 psia至大约1000 psia的范围中。高压泵58可在飞行器系统5或推进系统100中定位于适当的位置处。高压泵58优选地定位在支撑推进系统100的飞行器系统5的挂架55中。

如在图2中所示出，示范燃料系统50具有用于将低温液体燃料112变换成气态(G)燃料13的蒸发器60。蒸发器60接收高压低温液体燃料并且对低温液体燃料(例如，LNG)增加热(热能)，从而提高其温度并使其体积地膨胀。热(热能)可从在推进系统100中的一个或更多个源供应。例如，用于在蒸发器中蒸发低温液体燃料的热可从数个源中的一个或更多个供应，例如，燃气涡轮排气99、压缩机105、高压涡轮155、低压涡轮157、风扇旁路107、涡轮冷却空气、发动机中的润滑油、飞行器系统航空电子/电子器件、或推进系统100中的任何热源。由于在蒸发器60中发生的热的交换，故蒸发器60可备选地称作换热器。蒸发器的换热器部分可包括壳体和导管类型的换热器、或双配管类型的换热器、或翅片和板类型的换热器。蒸发器中的热流体和冷流体流可为并流、或逆流、或错流流动类型。蒸发器中的热流体和冷流体流之间的热交换可通过壁直接地或使用中间工作流体间接地发生。

低温燃料输送系统50包括流量计量阀65(“FMV”，也称作控制阀)，其与蒸发器60和歧管70流连通。流量计量阀65定位于在上面描述的蒸发器/换热单元下游。FMV(控制阀)的目的在于，直到指定水平跨过与燃气涡轮发动机操作相关的操作条件的范围计量供给进入燃料歧管70的燃料流。控制阀的次要目的在于，用作背压调节器，其将系统的压力设置为高于低温燃料(例如，LNG)的临界压力。流量计量阀65接收从蒸发器供应的气态燃料13并且将其压力降低至第四压力“P4”。歧管70能够接收气态燃料13并且将其分配至燃气涡轮发动机101中的燃料喷嘴80。在优选的实施例中，蒸发器60将在大体不变的压力下将低温液体燃料112变换成气态燃料13。图2a示意地示出了在输送系统50中的各种点处的燃料的状态和压力。

低温燃料输送系统50还包括定位在燃气涡轮发动机101中的多个燃料喷嘴80。燃料喷嘴80将气态燃料13输送入燃烧器90以用于燃烧。定位在控制阀65下游的燃料歧管70用来向燃气涡轮燃料喷嘴80均匀地分配气态燃料13。在一些实施例中，歧管70可以可选地用作换热器，其从推进系统核心整流罩隔间或其他热环境向LNG/天然气燃料传递热能。在一个实施例中，燃料喷嘴80构造为选择性地接收常规的液体燃料(例如，常规的基于煤油的液体燃料)或通过蒸发器由低温液体燃料(例如，LNG)产生的气态燃料13。在另一实施例中，燃料喷嘴80构造为选择性地接收液体燃料和气态燃料13，并且构造为向燃烧器90供应气态燃料13和液体燃料来便于两种类型的燃料的共同燃烧。在另一实施例中，燃气涡轮发动机101包括多个燃料喷嘴80，其中，燃料喷嘴80中的一些构造为接收液体燃料，而燃料喷嘴80中的一些构造为接收气态燃料13并且布置为适用于燃烧器90中的燃烧。

在本发明的另一实施例中，在燃气涡轮发动机101中的燃料歧管包括可选的吹扫歧管系统，来在气态燃料系统未在操作中时用来自发动机的压缩空气或其他空气吹扫燃料歧管。这将防止由燃烧器90中的环境压力变化引起的向气态燃料喷嘴的热气体吸入。可选地，在燃料喷嘴中或附近的止回阀可用来防止燃料喷嘴或歧管中的热气体吸收。

将LNG用作低温液体燃料的在本文中描述的示范双燃料燃气涡轮推进系统描述为如下：LNG定位在处于15 psia和-265°F下的箱22、122中。通过定位在飞行器上的增压泵52将其泵压至接近30 psi。液体LNG经由隔离的双壁配管54流过机翼7至飞行器挂架55，在此处将液体LNG增加至100至1500 psia并且可高于或低于天然气/甲烷的临界压力。液化天然气然后前进至蒸发器60，在此处其体积地膨胀成气体。蒸发器60可尺寸确定为将马赫数和对应的压力损失保持较低。气态天然气然后通过控制阀65计量并进入燃料歧管70和燃料喷嘴80中，在此其在双燃料航空燃气涡轮系统100、101中燃烧，从而为飞行器系统5提供推力。在循环条件改变时，增压泵中的压力(30 psi)和HP泵58中的压力(1000 psi)被维持在接近不变的水平。通过计量阀65来控制流。流的变化与适当地确定尺寸的燃料喷嘴结合地导致歧管中的可接受的且变化的压力。

双燃料系统由用于基于煤油的燃料(Jet-A、JP-8、JP-5等)和低温燃料(例如，LNG)的并联的燃料输送系统组成。煤油燃料输送与现有的设计基本不变，除了燃烧器燃料喷嘴外，该燃料喷嘴设计为共同燃烧处于任何比例的煤油和天然气。如在图2中所示出，低温燃料(例如，LNG)燃料输送系统由下列特征组成：(A)双燃料喷嘴和燃烧系统，能够利用低温燃料(例如，LNG)，和处于从0至100％的任何比例的Jet-A；(B)燃料歧管和输送系统，其也用作换热器，从而将低温燃料(例如，LNG)加热至气体或超临界流体。歧管系统设计为以均匀方式同时将燃料输送至燃烧器燃料喷嘴，并且从周围核心整流罩、排气系统、或其他热源吸收热，从而消除或降低多分离的换热器的需要。(C)燃料系统，其将处于其液体状态的低温燃料(例如，LNG)用泵增压至高于或低于临界压力，并且增加来自多种源中的任意种的热。(D)低压低温泵，其浸入低温燃料(例如，LNG)燃料箱中(可选地定位在燃料箱外)；(E)高压低温泵，其定位在飞行器挂架中或可选地在发动机或机舱上，来泵压至高于低温燃料(例如，LNG)的临界压力的压力。(F)吹扫歧管系统，其可以可选地与燃料歧管一起采用，来在气态燃料系统未处于操作中时用压缩机CDP空气吹扫燃料歧管。这将防止由环境压力变化引起的向气态燃料喷嘴的热气体吸入。可选地，燃料喷嘴中或附近的止回阀可防止热气体吸收。(G)低温燃料(例如，LNG)管线，其从箱和增压泵行进至发动机挂架，其具有如下特征：(1)单壁或双壁构造。(2)真空隔离件或可选地低热传导性隔离材料(例如，气凝胶)。(3)可选的制冷机，来使低温燃料(例如，LNG)流再循环至箱，而不向低温燃料(例如，LNG)箱增加热。(H)高压泵，其定位在挂架中或在发动机的上。该泵将把低温燃料(例如，LNG)的压力升高至足以将天然气燃料喷射入燃气涡轮燃烧器的水平。泵可将或不可将低温液体(例如，LNG)的压力提高至高于低温燃料(例如，LNG)的临界压力(Pc)。

在图1中示出的示范飞行器系统5包括用于贮存低温燃料的低温燃料贮存系统10，例如在图3中所示出。示范低温燃料贮存系统10包括低温燃料箱22、122，其具有形成贮存体积24的第一壁23，该贮存体积24能够贮存低温液体燃料12，例如，LNG。如在图3中示意地所示出，示范低温燃料贮存系统10具有：流入系统32，其能够使低温液体燃料12流入贮存体积24；和流出系统30，其适于从低温燃料贮存系统10输送低温液体燃料12。其还包括排出系统40，该系统能够从在贮存体积24中的低温液体燃料12移除(可在贮存期间形成的)气态燃料19的至少一部分。

在图3中示出的示范低温燃料贮存系统10还包括回收系统34，其适于将未使用气态燃料19中的至少一部分29返还入低温燃料箱22中。在一个实施例中，回收系统34包括制冷机42，其在将未使用燃料19的部分29返还入低温燃料箱22、122之前冷却该部分29。制冷机42的示范操作为如下：在示范实施例中，从燃料箱的汽化可使用也公知为制冷机的反向兰金致冷系统再次冷却。制冷机可由来自在飞行器系统5上的任意的可获得系统的电功率，或通过例如在停驻在登机门处时可获得的那些的地基功率系统驱动。制冷机系统还可用来在双燃料飞行器燃气涡轮发动机101共同燃烧过渡期间在燃料系统中再次液化天然气。

燃料贮存系统10还可包括安全释放系统45，其适于排出可在低温燃料箱22中形成的任何高压气体。在图3中示意地示出的一个示范实施例中，安全释放系统45包括形成第一壁23的一部分的爆破片46。爆破片46是使用已知的方法设计的安全特征，来在燃烧箱22内的过压的情况下吹走和释放任何高压气体。

低温燃烧箱22可具有单壁构造和多壁构造。例如，低温燃烧箱22还可包括(见例如图3)充分包封第一壁23的第二壁25。在箱的一个实施例中，在第一壁23和第二壁25之间存在间隙26，以便热隔离箱来降低跨过箱壁的热流动。在一个示范实施例中，在第一壁23和第二壁25之间的间隙26中存在真空。真空可通过真空泵28产生和维持。备选地，为了为箱提供热隔离，第一壁23和第二壁25之间的间隙26可充分填充已知的热隔离材料27，例如，气凝胶。可使用其他适当的热隔离材料。可包括挡板17来控制箱内的液体运动。

在图3中示出的低温燃料贮存系统10包括具有输送泵31的流出系统30。输送泵可定位于在箱22附近的便宜的位置处。为了降低传递至低温燃料中的热，可优选将输送泵31定位在如在图3中示意地示出的低温燃料箱22中。排出系统40排出可在燃料箱22中形成的任何气体。这些排出的气体可以数个有益方式在飞行器系统5中被利用。在图3中示意地示出了这些中的数个。例如，气态燃料19中的至少一部分可供应至飞行器推进系统100以用于冷却或发动机中的燃烧。在另一实施例中，排出系统40将气态燃料19中的至少一部分供应至燃烧炉，并且进一步将来自燃烧炉的燃烧产物安全地排出至飞行器系统5外。在另一实施例中，排出系统40将气态燃料19中的至少一部分供应至辅助功率单元180，其向飞行器系统5供应辅助功率。在另一实施例中，排出系统40将气态燃料19中的至少一部分供应至产生功率的燃料电池182。在另一实施例中，排出系统40将气态燃料19中的至少一部分释放至低温燃料箱22外。

燃料贮存系统的示范操作、包括燃料箱的其构件、以及示范子系统和构件如下地描述。

天然气以液体形式(LNG)在接近大约-260°F的温度和大气压力下存在。为了维持在旅客、货物、军用、或通用航空飞行器上的这些温度和压力，处于选择的组合的，在下面识别的特征允许LNG的安全、有效且成本有效的贮存。参照图3，这些包括：燃料箱21、22，其由如下合金构成，例如但不限于，铝AL5456和更高强度的铝AL5086或其他适当的合金。燃料箱21、22由轻量化复合材料构成。上面的箱21、22带有双壁真空特征以用于改进的隔离和向LNG流体的极大地降低的热流动。双壁箱也用作在初级箱破裂的稀有的情况下的安全封闭装置。上面利用的轻量化隔离件27中的任一项的备选实施例(例如，气凝胶)，用来降低从环境向LNG箱和其包含物的热流动。可除双壁箱设计之外或替代其使用气凝胶隔离件。可选的真空泵28设计为用于双壁箱之间的空间的主动排空。泵可脱离LNG汽化燃料、LNG、Jet-A、电功率或对于飞行器可获得的任何其他功率源来操作。LNG箱带有浸入初级箱内以用于向LNG液体的降低的热传递的低温泵31。LNG箱具有一个或更多个泄放管线36，其能够在正常或紧急条件下从箱移除LNG。LNG泄放管线36连接至适当的低温泵来将移除的速率增加至超出由LNG重力压头引起的泄放速率。LNG箱具有一个或更多个排出管线41，其用于移除通过从外部环境的热吸收形成的气态天然气。该排出管线41系统通过使用1路安全阀或背压阀39将箱维持在期望的压力。万一过压情况发生，LNG箱带有去往主排出管线的并联的安全释放系统45。爆破片是备选特征或并行特征46。释放排出口将气态燃料引导至舱外。具有在上面的设计特征中的一些或全部的LNG燃料箱，其几何形状设计为符合与标准Jet-A辅助燃料箱(例如，在商业上可获得的飞行器上设计和可获得的那些)相关的现有包线。具有在上面的设计特征中的一些或全部的LNG燃料箱，其几何形状设计为符合且配合在常规的旅客和货物飞行器(例如，在商业上可获得的飞行器中发现的那些)的较低(多个)货舱内。

对现有或新飞行器的中心机翼箱22修改来正确地隔离LNG、箱、以及结构元件。

使用已知方法设计排出和汽化系统。LNG的汽化是吸收能量并且冷却箱和其包含物的蒸发工序。汽化LNG可被多种不同工序利用和/或消耗，在一些情况下，为飞行器系统提供有益的功，在其他情况下，仅为更加环境可接受的设计来燃烧燃料。例如，来自LNG箱的排出气体主要由甲烷组成，并且用于下列中的任何或全部组合：

前进至飞行器APU(辅助功率单元)180。如在图3中所示出，来自箱的气态排出管线与用于在燃烧器中使用的辅助功率单元串联地或并联地前进。APU可为典型地在商业或军用飞行器上发现的现有的APU，或专用于将汽化天然气转化成有益的电和/或机械功率的单独的APU。利用汽化天然气压缩机来将天然气压缩至在APU中利用所需的适当压力。APU又向在发动机或A/C上的任何系统提供电功率。

前进至一个或更多个飞行器燃气涡轮发动机101。如在图3中所示出，从LNG燃料箱的天然气排出管线前进至一个或更多个主燃气涡轮发动机101，并且在操作期间向发动机提供额外的燃料源。利用天然气压缩机来将排出气体泵压至在飞行器燃气涡轮发动机中的利用所需要的适当的压力。

突燃。如在图3中所示出，来自箱的天然气排出管线前进至小、专用排气燃烧器190，其带有其自身的电火花点火系统。以这种方式，甲烷气体不被释放至大气。排出燃烧的产物，这导致更加环境可接受的系统。

排出。如在图3中所示出，来自箱的天然气排出管线前进至一个或更多个飞行器燃气涡轮的排气管。备选地，排出管线可前进至APU排气管或向任意的飞行器后缘的分离的专用管线。天然气可在这些位置中的一个或更多个处适当地排出至大气。

如在图3中所示出，在地面操作期间，任意的系统可设计为，使得排出管线41附接至地面支撑装备，其收集和利用在任何地基系统中汽化的天然气。排出还可在用地面支撑设备的补给燃料操作期间发生，该补给操作可同时使用流入系统32将燃料注入飞行器LNG箱，并且俘获并且再次使用排出气体(同时排出和加燃料在图3中指代为(S))。

IV推进(发动机)系统

图4示出了包括燃气涡轮发动机101的示范双燃料推进系统100,该燃气涡轮发动机101能够使用低温液体燃料112产生推进推力。燃气涡轮发动机101包括：压缩机105，其由高压涡轮155驱动；燃烧器90，其燃烧燃料并产生驱动高压涡轮155的热气体。燃烧器90能够燃烧常规的液体燃料，例如，基于煤油的燃料。燃烧器90还能够燃烧低温燃料，例如，已经通过例如蒸发器60适当地准备用于燃烧的LNG。图4示意地示出了能够将低温液体燃料112变换成气态燃料13的蒸发器60。双燃料推进系统100的燃气涡轮发动机101还包括燃料喷嘴80，其将气态燃料13供应至燃烧器90以用于点燃。在一个示范实施例中，使用的低温液体燃料112是液化天然气(LNG)。在涡轮风扇类型的双燃料推进系统100(例如在图4中示出)中，燃气涡轮发动机101包括从高压压缩机105轴向地定位在前方的风扇103。增压器104(在图4中示出)可轴向地定位在风扇103和高压压缩机105之间，其中，风扇和增压器由低压涡轮157驱动。在其他实施例中，双燃料推进系统100的燃气涡轮发动机101还包括中压压缩机，其由中压涡轮(均在图4中未示出)驱动。增压器104(或中压压缩机)增加进入压缩机105的空气的压力，并且便于通过压缩机105的更高的压力比的产生。在图4中示出的示范实施例中，风扇和增压器由低压涡轮157驱动，而高压压缩机由高压涡轮155驱动。

在图4中示意地示出的蒸发器60安装在发动机101上或附近。蒸发器60的一个功能在于向低温燃料(例如，液化天然气(LNG))增加热能，从而升高其温度。在本文中，蒸发器作为换热器起作用。蒸发器60的另一功能在于使低温燃料(例如，液化天然气(LNG)燃料)体积地膨胀成气态形式以用于稍后的燃烧。用于在蒸发器60中使用的热(热能)可来源于在推进系统100和飞行器系统5中的多个源中的一个或更多个。这些包括但不限于：(i)燃气涡轮排气；(ii)压缩机中间冷却；(iii)高压和/或低压涡轮间隙控制空气；(iv)LPT配管冷却附加空气；(v)在高压和/或低压涡轮中使用的冷却空气；(vi)润滑油；以及(vii)飞行器系统5中的机载航空电子、电子器件。用于蒸发器的热也可从压缩机105、增压器104、中压压缩机(未示出)和/或风扇旁路空气流107(见图4)供应。在图5中示出了使用来自压缩机105的排放空气的一部分的示范实施例。如在图5中通过项目3所示出的，压缩机排放空气2的一部分被吹至蒸发器60。低温液体燃料21(例如，LNG)进入蒸发器60，其中，来自空气流动流3的的热被传递至低温液体燃料21。在一个示范性实施例中，如在之前所描述的，加热的低温燃料进一步膨胀，从而在蒸发器60中产生气态燃料13。然后使用燃料喷嘴80(见图5)将气态燃料13引入燃烧器90中。从蒸发器离开的冷却的空气流4可用于冷却其他发动机构件，例如，燃烧器90结构和/或高压涡轮155结构。蒸发器60中的换热器部分可为已知的设计，例如，壳体和导管设计、双配管设计、和/或翅片板设计。蒸发器60(见图4)中的燃料112流方向和加热流体96方向可为并流方向、逆流方向、或者它们可以错流方式流动，来促进低温燃料与加热流体之间的有效的热交换。

在蒸发器60中的热交换可通过金属壁在低温燃料和加热流体之间以直接方式发生。图5示意地示出了蒸发器60中的直接换热器。图6a示意地示出了一种示范直接换热器63，其使用燃气涡轮发动机101排气气体99的一部分97来加热低温液体燃料112。备选地，在蒸发器60中的热交换可通过中间加热流体的使用在低温燃料和在上面列出的热源之间以间接方式发生。图6b示出了一种使用间接换热器64的示范蒸发器60，该间接换热器64使用中间加热流体68来加热低温液体燃料112。在图6中示出的这种间接换热器中，中间加热流体68通过来自燃气涡轮发动机101的排气气体99的一部分97而被加热。来自中间加热流体68的热然后传递至低温液体燃料112。图6c示出了在蒸发器60中使用的间接交换器的另一实施例。在该备选实施例中，中间加热流体68由燃气涡轮发动机101的风扇旁路流107的一部分，以及发动机排气气体99的一部分97加热。中间加热流体68然后加热低温液体燃料112。控制阀38用来控制在流动流之间的相对热交换。

(V)操作双燃料飞行器系统的方法

使用双燃料推进系统100的飞行器系统5的操作的示范方法关于在图7中示意地示出的示范飞行任务剖面如下地描述。在图7中示意地示出的示范飞行任务剖面示出了在由字母标记A-B-C-D-E-...-X-Y等识别的飞行任务的各种部分期间的发动机功率设置。例如，A-B代表开始，B-C示出了地面怠速，G-H示出了起飞，T-L和O-P示出了巡航等。在飞行器系统5的操作(见在图7中的示范飞行剖面120)期间，在推进系统100中的燃气涡轮发动机101可在推进系统的操作的第一选择部分期间(例如，在起飞期间)使用例如第一燃料11。推进系统100可在推进系统的操作的第二选择部分期间(例如，在巡航期间)使用第二燃料12，例如，LNG。备选地，在飞行器系统5的操作的选择部分期间，燃气涡轮系统101能够同时使用第一燃料11和第二燃料12两者，来产生推进推力。在双燃料推进系统100的操作的各种阶段期间，第一燃料和第二燃料的比例可酌情在0％至100％之间改变。

操作使用双燃料燃气涡轮发动机101的双燃料推进系统100的示范方法包括下列步骤：通过在燃烧器90中燃烧第一燃料11来启动飞行器发动机101(见在图7中的A-B)，该燃烧器90产生驱动发动机101中的燃气涡轮的热气体。第一燃料11可为已知类型的液体燃料，例如，基于煤油的喷气燃料。发动机101在启动时可产生足够的热气体，其可用来蒸发第二燃料，例如，低温燃料。第二燃料12然后被使用在蒸发器60中的热蒸发，来形成气态燃料13。第二燃料可为低温燃料112，例如，LNG。示范蒸发器60的操作已经在之前在本文中描述。然后使用燃料喷嘴80将气态燃料13引入发动机101的燃烧器90，并且气态燃料13在生成热气体的燃烧器90中燃烧，该热气体驱动发动机中的燃气涡轮。引入燃烧器中的第二燃料的量可使用流量计量阀65来控制。如果期望，那么示范方法可进一步包括在启动飞行器发动机之后停止第一燃料11的供应的步骤。

在操作双燃料飞行器燃气涡轮发动机101的示范方法中，蒸发第二燃料12的步骤可使用来自从发动机101中的热源取出的热气体的热进行。如之前所描述的，在方法的一个实施例中，热气体可为来自发动机(例如，如在图5中所示出)中的燃烧器155的压缩空气。在方法的另一实施例中，热气体从发动机(例如，如在图6a中所示出)的排气喷嘴98或排气流99供应。

操作双燃料飞行器发动机101的示范方法可以可选地包括，在例如在图7中示出的飞行剖面120的选择的部分期间，使用选定比例的第一燃料11和第二燃料12来生成驱动燃气涡轮发动机101的热气体的步骤。第二燃料12可为低温液体燃料112，例如，液化天然气(LNG)。在上面的方法中，在飞行剖面120(见图7)的不同部分期间改变第一燃料12和第二燃料13的比例的步骤可用来有利于以经济且有效的方式操作飞行器系统。这例如在第二燃料12的成本比第一燃料11的成本低的情况下是有可能的。这可为例如当将LNG用作第二燃料12并且将基于煤油的液体燃料(例如，Jet-A燃料)用作第一燃料11时的情况。在操作双燃料飞行器燃料101的示范方法中，使用的第二燃料12的量比使用的第一燃料的量的比例(比率)可根据飞行任务的部分在大约0％和100％之间改变。例如，在一个示范方法中，在飞行剖面的巡航部分期间，使用的更廉价的第二燃料(例如，LNG)比使用的基于煤油的燃料的比例为大约100％，以便降低燃料的成本。在另一示范操作方法中，在需要更高的推力水平的飞行剖面的起飞部分期间第二燃料的比例为大约50％。

在上面描述的操作双燃料飞行器发动机101的示范方法还可包括，使用控制系统130控制引入燃烧器90中的第一燃料11和第二燃料12的量的步骤。在图4中示意地示出了示范控制系统130。控制系统130向控制阀135发送控制信号131(S1)，来控制引入至燃烧器90的第一燃料11的量。控制系统130还向控制阀65发送另一控制信号132(S2)，来控制引入至燃烧器90的第二燃料12的量。使用的第一燃料11和第二燃料12的比例可通过控制器134在0％至100％之间改变，该控制器134被编程为在飞行剖面120的不同飞行节段期间根据需要改变比例。控制系统130还可接收反馈信号133，该反馈信号133基于例如风扇速度或压缩机速度或其他适当的发动机操作参数。在一个示范方法中，控制系统也可为发动机控制系统的一部分，例如，全权限数字电子控制(FADEC)357。在另一示范方法中，机械或水力机械发动机控制系统可形成控制系统的部分或全部。

控制系统130、357架构和策略被适当地设计来实现飞行器系统5的经济操作。对增压泵52和(多个)高压泵58的控制系统反馈可经由发动机FADEC 357或通过利用单独的控制系统的分布式计算来实现，该单独的控制系统可以可选地通过各种可获得数据总线与发动机FADEC和飞行器系统5控制系统连通。

控制系统(例如，在图4中示出的项130)可改变泵52、58速度和输出来维持用于安全目的的跨过机翼7的指定压力(例如，处于大约30-40 psi)，和高压泵58下游的不同压力(例如，处于大约100至1500 psi)，以将系统压力维持为高于LNG的临界点，并且避免两相流，并且通过在高压和燃料密度下的操作来降低LNG燃料输送系统的体积和重量。

在示范控制系统130、357中，控制系统软件可包括下列逻辑中的任一种或全部：(A)使低温燃料(例如，LNG)在处于高压缩机排放温度(T3)和/或涡轮入口温度(T41)下的起飞和/或包线中的其他点上的使用最大化的控制系统策略；(B)使低温燃料(例如，LNG)在任务上的使用最大化来降低燃料成本的控制系统策略；(C)控制系统130、357，其通过第一燃料(例如，Jet-A)重新点火，仅用于高空重新点火；(D)控制系统130、357，其仅作为缺省设置进行通过常规Jet-A的地面启动；(E)控制系统130、357，其仅在非典型机动期间默认为Jet-A；(F)控制系统130、357，其允许处于任何比例的常规燃料(如，Jet-A)或低温燃料(例如，LNG)的手动(飞行员命令)选择；(G)控制系统130、357，其利用100％常规燃料(如，Jet-A)以用于所有的快速加速和降速。

本发明的实施例构思到使用联接至飞行器的发动机的发电机生成电功率的系统，该系统可提高发动机的比燃料消耗。根据本公开的至少一些方面的一些实例实施例可便于来自在飞行器上的废热的电功率生成，该飞行器在单和双燃料发动机中使用低温燃料。一些实例实施例可提供对比燃料消耗有十分小的影响的电功率产生能力。实例实施例可结合任意类型的燃气涡轮飞行器发动机(例如，涡轮风扇、涡轮喷气、涡轮螺桨、开放式转子等)使用。

用于飞行器5的这种电功率系统可包括：涡轮发动机101，其联接至飞行器5并且提供推进推力，并且在操作期间放出热来限定高温源；低温燃料系统，其定位在飞行器5内并且为涡轮发动机101提供燃料12，并且放出处于比来自涡轮发动机101的热更低温的热来限定低温源；以及电功率生成器，其定位在飞行器5上并且使用在高温源和低温源之间的温度差来产生电功率。涡轮发动机101可生成放出空气来形成高温源，并且低温燃料系统具有提供低温源的贮存燃料12。贮存燃料12可为压缩至液相的气体(例如，LNG)。

图8示出了一种示范电功率生成系统500，其可被利用来在飞行器中产生电功率。更具体地，系统500已示为包括处于机械生成器的形式的电功率生成器，其将温度差转化成机械能，由此，机械能可用来生成电力。更具体地，机械生成器可包括由温度差产生机械能的斯特林发动机502。

斯特林发动机502可为包括自由活塞斯特林发动机的任意适当类型的斯特林发动机502。斯特林发动机典型地包括至少一个热源、至少一个热沉、和至少一个换热器。自由活塞斯特林发动机可相对于其他斯特林发动机具有更少的部分和其他优点。本公开构思，斯特林发动机502是闭合循环再生热发动机，其构造为通过处于不同温度下的工作流体的循环压缩和膨胀而操作，使得热能被转化成机械功。通常，工作流体在发动机的较冷部分中压缩并且在较热部分中膨胀。

斯特林发动机502可以可操作地与电生成器504联接，使得斯特林发动机502可对电生成器504供应机械能，并且电生成器504可供应电功率。更具体地，电生成器504可以可操作地联接至飞行器5的电气系统，以将电功率供应至其。

斯特林发动机502可布置为使用热空气和需要加热的冷LNG的温度势操作，该热空气需要被冷却以用于环境温度控制系统。在操作期间，可在506处将来自发动机压缩机的相对热的放出空气，和/或在508处将来自燃料系统的相对冷的LNG供应至航空电功率生成系统500。可想到的是，高温源可作为用于斯特林发动机502的热源起作用，并且低温源可作为用于斯特林发动机502的热沉起作用。以这种方式，斯特林发动机502可将在506处的相对热的空气用作热源，和/或将在508处的相对冷的LNG用作热沉。在热空气经过斯特林发动机502之后，其可在510处供应至飞行器的环境控制系统。在LNG经过斯特林发动机502之后，其可供应至512处的燃料系统。斯特林发动机502可产生机械能，该机械能可如通过箭头514所指示地供应至电生成器504。电生成器504可如通过箭头516所指示地将电功率供应至发动机和/或飞行器系统。热运动的方向通过箭头520指示。

将理解的是，用于产生电功率的系统可以以任何适当的方式形成，例如图9示出了系统600，其与之前描述的系统500相似并且因而，相似的部分将用增大100的相似的标号识别，其中，应当理解的是，系统500的相似部分的说明适用于系统600，除非另外指出。一个差异为，系统600包括电功率生成设备，其为热电生成器602而非斯特林发动机502和生成器504的形式。热电生成器602可为任何适当的装置，其构造为将处于温度差的形式的热直接转化成电能。例如，热电生成器602可使用高温源和低温源之间的温度差来产生电功率。

热电生成器典型地使用“塞贝克效应(Seebeck)”(也称为“热电效应”)操作。正如上述系统500那样，驱动热电生成器602的温度差可提供在指示为在606处的相对热压缩机放出空气和指示为在608处的相对冷、低温液体燃料之间。在操作期间，可将在606处的来自发动机压缩机的相对热的放出空气，和/或在608处的来自燃料系统的相对冷LNG供应至航空电功率生成系统600。热电生成器602可使用606处的相对热的空气和608处的相对冷的LNG之间的温度差来产生电功率。在热空气经过热电生成器602之后，该热空气可在610处供应至飞行器的环境控制系统，并且在LNG经过热电生成器602之后，该LNG可在612处供应至燃料系统。由热电生成器602产生的电功率可供应至飞行器的电气系统，包括但不限于，飞行器的发动机和/或其他飞行器系统。

在上面描述的系统中的各个构思，飞行器环境控制系统除其他功能外，对飞行器座舱提供空气、加压、和热控制。典型地，空气经由一个或更多个泄放孔从飞行器发动机压缩机供应至ECS。各种压力调节器和断流阀控制放出空气对ECS的供应。在一些操作条件下，放出空气可比期望用于ECS的更热。预冷却器可通过对风扇空气流传递热来冷却供应至ECS的放出空气。根据本公开的至少一些方面的一些实例实施例可在将放出空气引导穿过预冷却器之前、之后、或替代其而使用相对热的放出空气来操作斯特林发动机502和/或热电生成器602。

通过将这两个热势与斯特林发动机502和/或热电生成器602配合，可产生用于飞行器的电功率。可构思斯特林发动机502和/或热电生成器602可与LNG蒸发器流体串联或并联地配置。例如，斯特林发动机502和/或热电生成器602可定位在蒸发器上游来用作用于进入蒸发器的LNG的预加热器。

上面的示范系统可在用于在飞行器中产生电功率的方法中使用。这种方法可包括在飞行器中产生电功率，该飞行器具有放出相对高的热的发动机和放出相对低的热的低温系统，该方法包括生成电力，其使用在相对高热和相对低热之间的温度差来产生电力。这可包括由飞行器5的涡轮发动机101产生放出空气，和将放出空气用作相对高的热，和将来自低温系统的处于流体状态的压缩气体用作相对低温的热。例如，可使用来自LNG燃料系统的相对冷的LNG，并且可使用来自发动机压缩机的相对热的放出空气。可构思到的是，产生电力可包括使用温度差来产生机械能，其然后用来产生电力。例如，产生机械能可包括使用温度差来驱动斯特林发动机或热电生成器。备选地，温度差可用来通过驱动热电生成器直接生成电力。

在未描述的范围下，各种实施例的不同特征和结构可根据需要结合彼此使用。可能不在所有的实施例中示出的一个特征不意图被解释为其不可被示出，而是出于说明的简洁性这样做。因而，不同实施例的各种特征可如所期望地混合和配合来形成新实施例，不论新实施例是否明确地被描述。在本文中描述的特征的所有的组合或排列由本公开覆盖。

本书面说明使用实例以公开本发明，包括最佳实施方式，并且还使任何本领域技术人员能够实践本发明，包括制造并且使用任何设备或系统并且实行任何合并的方法。本发明的可申请专利的范围由权利要求限定，并且可包括由本领域技术人员想到的其他示例。如果这些其他示例包括不与权利要求的字面语言不同的结构元件，或者如果这些其他示例包括与权利要求的字面语言无显著差别的等同结构元件，则这些其他示例意图在权利要求的范围内。

Claims (15)

1.一种用于飞行器的电功率系统，其包括：

涡轮发动机，其联接至所述飞行器并且提供推进推力，并在操作期间放出热来限定高温源；

低温燃料系统，其位于所述飞行器内，并且为所述涡轮提供燃料并放出处于比来自所述涡轮发动机的热低的温度的热来限定低温源；和

电功率生成器，其位于所述飞行器上并且直接利用所述高温源与所述低温源之间的温度差来生成电功率。

2.根据权利要求1所述的电功率系统，其特征在于，所述涡轮发动机生成放出空气来形成所述高温源，并且所述低温燃料系统具有提供所述低温源的贮存燃料。

3.根据权利要求2所述的电功率系统，其特征在于，所述贮存燃料是压缩至液相的气体。

4.根据权利要求1-3中的任一项所述的电功率系统，其特征在于，所述电功率生成器包括机械生成器，其将所述温度差转化成机械能，由此，所述机械能可用来生成电力。

5.根据权利要求4所述的电功率系统，其特征在于，所述机械生成器包括从所述温度差产生机械能的斯特林发动机。

6.根据权利要求5所述的电功率系统，其特征在于，所述电功率生成器还包括电生成器，所述电生成器可操作地联接至所述斯特林发动机，使得所述斯特林发动机可对所述电生成器供应机械能，并且所述电生成器可供应电功率。

7.根据权利要求6所述的电功率系统，其特征在于，所述电生成器可操作地联接至所述飞行器的电气系统。

8.根据权利要求6所述的电功率系统，其特征在于，所述斯特林发动机包括自由活塞斯特林发动机。

9.根据权利要求6所述的电功率系统，其特征在于，所述高温源作用为用于所述斯特林发动机的热源，并且所述低温源作用为用于所述斯特林发动机的热沉。

10.根据权利要求9所述的电功率系统，其特征在于，所述涡轮发动机生成放出空气来形成所述高温源，并且所述低温燃料系统具有提供所述低温源的贮存燃料。

11.根据权利要求1-3中的任一项所述的电功率系统，其特征在于，所述电功率生成器包括热电生成器，所述热电生成器构造为使用所述高温源与所述低温源之间的所述温度差来产生电功率。

12.一种用于在飞行器中产生电功率的方法，所述飞行器具有放出相对高的热的发动机和放出相对低的热的低温系统，所述方法包括直接使用所述相对高的热与所述相对低的热之间的温度差生成电力，来生成电力。

13.根据权利要求12所述的方法，其特征在于，生成电力包括使用所述温度差来生成机械能，所述机械能然后用来生成电力。

14.根据权利要求13所述的方法，其特征在于，生成机械能包括使用所述温度差来驱动斯特林发动机。

15.根据权利要求12-14中的任一项所述的方法，其特征在于，还包括从所述飞行器的涡轮发动机生成放出空气，和将所述放出空气用作所述相对高的热，和将来自所述低温系统的处于液体状态的压缩气体用作相对低温的热。