用于飞行器的调节系统、飞行器和用于调节燃料的方法与流程

本发明涉及一种用于飞行器的调节系统。更具体地，本发明涉及一种具有包括燃料罐的新型燃料供给架构的辅助动力系统。此外，本发明还涉及一种包括所述调节系统的飞行器以及一种用于调节辅助动力系统的燃料的方法。

背景技术：

1、在航空领域，一些已确定的主要挑战旨在减少燃料排放。从这个意义上说，实施在飞行器中使用基于可再生能源的新气体(例如氢气)是打算为所述飞行器提供足够能量、同时替代实际使用的化石燃料的替代方案。由于其高能量密度，氢气是用于飞行器的感兴趣的解决方案。

2、汽车领域存在已知的技术，如轿车安装有专用氢罐并且这些专用氢罐连接到发动机，以便为发动机供给非化石燃料。液体和气体氢罐是下一代发动机的关键部件，其减少排放，同时对环境更具可持续性。

3、在航空领域，在飞行器中实施专用氢罐来为发动机供给大量燃料被认为是一项挑战。最具挑战性的问题之一与以下有关：确定用于飞行器的罐的大小，在飞行时将氢维持在其最佳参数，并能够安全且高效地向飞行器发动机供给所述氢。

4、然而，在飞行器中使用氢作为燃料的一些其他问题涉及向发动机提供足够量的燃料并且还遵守飞行器中必需的储存参数。同时，正如航空领域众所周知的那样，必须考虑对为飞行器提供附加重量的燃料罐进行设计的重要性，以满足地面上和飞行中的要求。此外，由于氢储存参数和已知的飞行条件，调整专用氢罐以使飞行器的发动机始终满足其飞行要求存在明确问题。一些飞行器发动机(比如辅助动力单元)必须以高标准执行，以便在飞行中提供功率，使得其能够快速启动并为飞行器的必要装备供应电力，并且使得满足安全飞行的所有要求。

5、因此，并且考虑到上述条件，目前在除航空领域之外的技术领域中使用和实施的已知解决方案并不取决于飞行器在地面上时或更特别地在飞行中时操作所处的这些高度苛刻的条件。也就是说，本领域需要一种调节系统，该调节系统能够监测作为发动机的燃料被提供的氢的参数，并且在满足飞行器的飞行条件的同时最大化飞行器的氢储存。

技术实现思路

1、本发明提供了一种用于飞行器的调节系统、一种飞行器以及一种用于调节辅助动力单元的燃料的方法。本发明披露了本发明的特定实施例。

2、在第一发明方面，本发明提供了一种用于飞行器的调节系统，该调节系统包括辅助动力单元(apu)，其中，该辅助动力单元包括：

3、-燃料入口，该燃料入口被配置成将加压气体燃料供应至燃料导管，

4、-发动机，该发动机包括：连接到燃料导管的入口；连接到apu出口的出口，该apu出口被配置成将气体排出发动机；多个注入器；以及多个燃烧室，

5、-燃料导管将燃料入口连接到发动机，

6、其中，该调节系统包括，

7、燃料罐，该燃料罐包括连接到辅助动力单元的燃料入口的出口，该燃料罐被配置成将加压气体燃料维持在加压到压力pf，

8、位于燃料罐下游的压力调整装置，该压力调整装置被配置成调整注入到辅助动力单元的燃料入口的加压气体燃料的压力，

9、位于压力调整装置下游的第一温度传感器和位于发动机上游的第二温度传感器，

10、位于燃料罐内部的第一压力传感器、位于压力调整装置下游的第二压力传感器以及位于发动机的入口处的第三压力传感器，以及

11、连接到第一压力传感器、第二压力传感器和第三压力传感器以及第一温度传感器和第二温度传感器的控制装置，该控制装置被配置用于接收来自第一压力传感器、第二压力传感器和第三压力传感器以及来自第一温度传感器和第二温度传感器的温度值和压力值，以及

12、用于对压力调整装置和/或加压气体燃料在发动机的该多个燃烧室内部的注入位置进行致动，并且

13、该调节系统被配置用于

14、在第三压力传感器的压力p3高于或等于预先设定的参考压力值pref时，藉由控制装置来致动压力调整装置并将加压气体燃料在固定位置处注入到发动机的该多个燃烧室中，或者在第三压力传感器的压力p3低于pref时，藉由控制装置来致动压力调整装置并将加压气体燃料在较低位置处注入到发动机的该多个燃烧室中。

15、本调节系统包括提供标准功能(比如为地面上和飞行中的操作来输送电功率和/或气动功率)的apu。

16、本发明的apu包括燃料入口，该燃料入口被配置成将加压气体燃料供应至燃料导管。燃料导管将燃料入口连接至发动机，更具体地连接至发动机的该多个燃烧室，并且发动机还包括多个注入器。

17、然后，apu的发动机包括连接至燃料导管的入口和连接至apu出口的出口。apu出口被配置成将气体排出发动机。在特定实施例中，排出的气体是nox。

18、本发明的调节系统包括燃料罐，该燃料罐具有连接到apu的燃料入口的出口并且被配置成将加压气体燃料维持在压力pf。燃料罐的大小确定对于在飞行器中实施本发明至关重要，因为燃料罐的大小过度过大可能导致飞行器总重量的大幅增加以及安装燃料罐所需的体积大。

19、然而，燃料罐有利地是过大的，以便确保以使得apu的发动机高效所需的恒定压力从燃料罐向apu持续提供燃料。注入到燃料导管并且延伸到发动机的燃料的压力介于8000kpa至20000kpa之间，更优选地大于或等于15000kpa。维持这样的燃料压力值确保apu的发动机的效率满足地面上或飞行中的要求。

20、调节系统包括位于燃料罐下游的压力调整装置，以调整注入到apu的燃料入口的加压气体燃料的压力。

21、有利地，压力调整装置确保加压气体燃料以所需压力被持续注入，该所需压力介于8000kpa至20000kpa之间、更优选地大于或等于10000kpa，以提供使得apu的发动机充分高效所必须的加压气体燃料量。

22、还有利地，压力调整装置向本发明的调节系统提供了修改从燃料罐输送到燃料导管、因此输送到发动机的加压气体燃料的压力的能力，以便向发动机提供足够的燃料，使得在燃料罐的燃料量较低时、特别是在加压气体燃料正在用完并且因此燃料罐内部的压力值pf降低并接近15000kpa或接近10000kpa时，该发动机产生功率。因此，压力调整装置通过调节燃料在发动机内部的注入位置来帮助补偿相对于参考值而言较低的压力值。

23、该调节系统还包括位于压力调整装置下游的第一温度传感器和位于发动机上游的第二温度传感器。

24、第一温度传感器提供关于加压气体燃料在调节系统的较早点处、在apu的入口处被注入之前的温度的监测参数。第二温度传感器提供关于燃料在进入发动机之前的温度的监测参数，以确保加压气体燃料处于所需温度，使得燃料导管和发动机不会被比所需温度更冷并且不会有助于受控燃烧的加压燃料损坏，该比所需温度更冷并且不会有助于受控燃烧的加压燃料可能引起低效率、不受控制的行为或停机。优选地，加压气体燃料温度高于或等于15℃。

25、本发明的调节系统包括第一压力传感器、第二压力传感器和第三压力传感器。第一压力传感器位于燃料罐内部，并且提供对压力pf的持续监测。第二压力传感器位于压力调整装置下游，并确保要注入到apu入口中的加压气体燃料的正确压力值，使得如果第二压力传感器处的压力值高于或低于预先设定的压力参考值pref，则可以调节压力调整装置。第三压力传感器位于发动机的入口处，以便监测加压气体燃料在调节系统的该特定点处的压力值，即在注入到发动机的该多个燃烧室中之前的压力值。

26、在一些实施例中，在上述传感器之间实施主从算法，以便按重要性对调节系统内部测量的监测值进行排序。在一些优选实施例中，第三压力传感器和第二温度传感器应当被认为是主传感器，并且第一压力传感器和第二压力传感器以及第一温度传感器应当被认为是从传感器。

27、调节系统还包括连接至第一压力传感器、第二压力传感器和第三压力传感器以及连接至第一温度传感器和第二温度传感器的控制装置。该控制装置还被配置用于控制和接收来自上述传感器的温度值和压力值，以便比较调节系统的不同点处的相应温度值和压力值。传感器和控制装置的这种特定架构提供了对从燃料罐直到在发动机的该多个燃烧室内部的燃烧的燃料参数的精确且持续的监测。

28、本发明的调节系统还被配置用于藉由控制装置来对压力调整装置和/或加压气体燃料在发动机的该多个燃烧室内部的注入位置进行致动，使得当燃料导管内部的压力低于压力值pref时，控制装置对压力调整装置进行致动，以将加压气体燃料以较低的压力从燃料罐注入到apu中。当燃料导管内部的压力低于所需压力值时，控制装置对压力调整装置进行致动，以便通过降低发动机中的该多个燃烧室内部的注入点来调整发动机内部的注入点，以便确保充足的燃料注入。同时，当在燃料罐中检测到低压力时，控制装置对发动机的该多个燃烧室内部的注入位置进行致动，以将加压气体燃料在将为发动机提供仍然产生功率的能力的较低位置处注入。因此，加压气体燃料在发动机内部的注入位置不是在该多个燃烧室内部的最佳注入点处执行，而是在较低位置处执行的，该较低位置减少了发动机所需的加压气体燃料吸入量并允许本发明的调节系统使用来自燃料罐的其余的加压气体燃料，同时仍然通过apu的发动机产生功率。

29、“较低注入位置”应理解为以下注入位置，该注入位置需要加压气体燃料在使得压力相对于“固定位置”及其对应的压力值而言较低的较低位置处被注入。注入到发动机的该多个燃烧室内部的“固定位置”被认为是最佳注入位置，使得发动机在其最佳条件下运转。

30、本发明的调节系统在紧急情况期间也有帮助，使得apu可以用作飞行器的最后功率发生器。而且，本发明的调节系统能够通过使用来自燃料罐的剩余加压气体燃料、将该燃料在发动机的该多个燃烧室内部的较低注入位置处注入到发动机的该多个燃烧室中，来延长apu的运行和产生功率的能力。在这种情况下，燃料罐内部可用的加压气体燃料低于压力pref，优选地当第三压力传感器的压力p3低于pref时。优选地，pref介于8000kpa至20000kpa之间，更优选地pref设定为15000kpa。

31、即使通过将较低压力值的燃料在该多个燃烧室的较低位置处注入降低了发动机的效率，但来自燃料罐的剩余加压气体燃料的注入能够从apu产生足够的功率，从而为飞行器提供足够的功率来在几分钟期间维持飞行中的条件。为了这样做，控制装置允许来自燃料罐的加压气体燃料在比最佳注入点(也称为固定位置)更低的位置处注入到发动机的该多个燃烧室中。通过接受发动机的效率降低和功率需求的减少，可以消耗来自燃料罐的剩余加压气体燃料，而不是留在燃料罐内部不使用。

32、在特定实施例中，控制装置进一步包括：

33、燃料控制装置和发动机控制装置，

34、其中，

35、第一温度传感器以及第一压力传感器和第二压力传感器连接至燃料控制装置，

36、第二温度传感器和第三压力传感器连接至发动机控制装置，

37、燃料控制装置被配置用于控制压力调整装置并连接至发动机控制装置，并且

38、发动机控制装置被配置用于控制加压气体燃料在发动机的该多个燃烧室内部的注入位置，并且被配置用于从第二温度传感器和/或从第三压力传感器和/或从燃料控制装置接收温度值和压力值。

39、在该特定实施例中，调节系统包括两个专用控制装置。燃料控制装置被配置用于控制压力调整装置，并且发动机控制装置被配置用于控制加压气体燃料在发动机的该多个燃烧室内部的注入位置。然后，发动机控制装置还被配置用于从第二温度传感器和/或从第三压力传感器和/或从燃料控制装置接收温度值和压力值。由于接收到上述压力值和温度值，发动机控制装置能够控制加压气体燃料在发动机的该多个燃烧室内部的注入位置，使得当燃料罐处于低压力时更改发动机的该多个燃烧室内部的注入位置，从而降低所需的注入压力，由此延长了apu以较低效率的运转。

40、燃料控制装置连接至发动机控制装置，以便处理、比较和共享沿本发明的调节系统监测到的数据。

41、有利地，燃料控制装置与发动机控制装置之间的连接是连续的且瞬时的。而且，通过实施两个特定的控制装置，即燃料控制装置和发动机控制装置，如果两个控制装置之一发生故障则失去控制的风险较低，从而同时最小化控制装置失灵的风险，同时提供更高的可操作性和灵活性比率。

42、在特定实施例中，调节系统进一步包括位于apu的入口上游的阀。

43、位于apu的入口上游的阀在紧急情况下为调节系统提供安全性，使得可以随时关闭加压气体燃料从燃料罐通过apu的入口的注入。

44、在特定实施例中，发动机的该多个注入器包括直接注入端口。

45、有利地，直接注入为发动机提供了产生更多功率的能力，这是由于所述发动机接受较高的压力，从而致使发动机的效率增强并且因此消耗增强。此外，还降低了提前点火和回火风险。

46、另外，普通燃烧室包括附加的阀，当燃料通过直接注入被注入燃烧室内部时必须关闭这些阀，以便进一步降低回火风险，更尤其在使用气态氢的情况下。

47、在特定实施例中，调节系统进一步包括位于apu出口处的消音装置。

48、在特定实施例中，辅助动力单元进一步包括连接到燃料入口并位于发动机上游的加热装置，该加热装置被配置成向燃料导管的加压气体燃料供应热量，并且其中，调节系统被配置用于在第二温度传感器处的温度t2低于预先设定的温度参考值tref时，藉由控制装置来致动该加热装置，优选地，tref介于-10℃至15℃之间。

49、加热装置被配置成向燃料导管的加压气体燃料供应热量，使得所述加压气体燃料达到所需的温度，并且燃料导管、发动机、或甚至整个调节系统都不会因注入处于比所需温度更冷的温度的燃料而最终损坏，而且还避免了产生低效率、燃烧过程缺乏控制或停机。

50、当燃料导管的加压气体燃料处于低于所需温度的温度时，本发明的调节系统能够致动该加热装置，使得燃料导管和发动机不会被损坏或在发动机的控制或性能方面承受不希望的影响。

51、在一些实施例中，加热装置配备有专用的独立电池，该电池确保了在不依赖于apu产生的功率的情况下始终致动该加热装置的可用性。

52、在一些实施例中，当燃料的温度低于预先设定的温度参考值(优选地15℃)时，加热装置被致动以使燃料变热。

53、在一些实施例中，加热装置尽可能靠近本发明的调节系统中的发动机定位，以避免在燃料经过燃料导管时损失热量并增加在长时间冷浸后启动发动机的机会。因此，燃料加热的加热效果和好处很快就会显现出来。

54、在特定实施例中，在致动apu之前，燃料罐中的燃料压力在35000kpa至100000kpa之间。因此，当燃料罐被填充到35000kpa至100000kpa之间的选定燃料压力时，所述选定燃料压力被认为是燃料罐所支持的最大操作燃料压力。

55、燃料罐的加压气体燃料被加压到35000kpa至100000kpa之间，以便确保气体燃料的持续注入以及在燃料罐内部贮存最高的燃料量，优选地至少15000kpa的燃料注入发动机的该多个燃烧室。15000kpa的具体值是注入器所需的最大压力，使得发动机在其最佳条件下运转。

56、在特定实施例中，燃料导管在加热装置与发动机的入口之间的部分是柔性软管。

57、在特定实施例中，加压气体燃料是氢气(h2)。

58、在特定实施例中，发动机是间歇性燃烧发动机，比如汪克尔发动机、线性活塞发动机、水平对置活塞发动机或对置活塞发动机。

59、在第二发明方面，本发明提供了一种包括根据第一发明方面的任一实施例所述的调节系统的飞行器。

60、该飞行器设置有调节系统，该调节系统允许更改发动机的该多个燃烧室内部的加压气体燃料注入位置，使得当pf优选地低于15000kpa时，来自燃料罐的剩余加压气体燃料可以被使用并产生可以在紧急情况下提供给飞行器的附加功率。

61、在第三发明方面，本发明提供了一种用于调节根据本发明的第二发明方面的飞行器的辅助动力单元的燃料的方法，该方法包括以下步骤：

62、a)分别监测第一温度传感器和第二温度传感器处的温度t1和t2，

63、b)分别监测第一压力传感器、第二压力传感器和第三压力传感器处的压力p1、p2和p3，

64、c)藉由控制装置将温度t1和t2以及压力p1、p2和p3分别与预先设定的温度参考值tref和预先设定的压力参考值pref进行比较，以及

65、d)藉由控制装置来控制压力调整装置和/或发动机的该多个燃烧室内部的注入位置。

66、本方法允许监测用于飞行器的调节系统的不同位置处的温度和压力、分别在这些位置之间比较所述温度和压力，并且控制压力调整装置和/或发动机的该多个燃烧室内部的注入位置。该方法基于对沿着本发明的第一发明方面的任何实施例的调节系统的加压气体燃料的温度值和压力值的监测来控制加压气体燃料到发动机中的注入。

67、根据本方法，监测该调节系统的特定点处的温度和压力将向控制装置提供信息，使得控制装置能够处理上述数据并将其分别与预先设定的温度参考值和预先设定的压力参考值进行比较。因而，基于飞行中的条件，致动或更改压力调整装置和/或加压气体燃料在发动机的该多个燃烧室内部的注入位置，以便在需要时增加或减少以较低的压力值注入到apu中并且因此注入到发动机中的燃料质量流量。

68、在一些实施例中，当调节系统在最佳条件下运转或者在由于温度值t1和t2相对于预先设定的温度参考值变化和/或压力值p1、p2和p3相对于预先设定的压力参考值变化而调节系统开始藉由控制装置来控制压力调整装置和/或发动机的该多个燃烧室内部的注入位置的条件下运转时，预先设定的参考值tref和pref是优选值。

69、在实施例中，预先设定的温度参考值为15℃。

70、在实施例中，预先设定的压力参考值为15000kpa。

71、在特定实施例中，预先设定的温度参考值为15℃，并且预先设定的压力参考值为15000kpa。

72、在特定实施例中，如果p3≥pref，则该方法进一步包括以下步骤：

73、e)藉由控制装置来致动压力调整装置，

74、f)藉由控制装置将加压气体燃料在固定位置处注入到发动机的该多个燃烧室中。

75、如果加压气体燃料在发动机的入口处的压力高于优选地介于8000kpa至20000kpa之间并且更优选地等于15000kpa的预先设定的压力参考值，则藉由控制装置来致动压力调整装置并且还藉由控制装置来致动发动机的该多个燃烧室内部的注入位置。也就是说，加压气体燃料以恒定压力值注入，并且理想地接近发动机所支持的最大压力值，优选地介于8000kpa至20000kpa之间，并且更优选地等于15000kpa。

76、通过致动注入位置，控制装置允许将来自燃料导管的加压气体燃料在该多个注入器的固定位置处注入，该固定位置应理解为使得发动机能够产生发动机可允许的最大功率的注入点，即最佳注入点。“固定位置”还应当被理解为例如替代性燃烧发动机的普通燃烧室的活塞所到达的最高点或接近所述最高点。

77、在该特定的固定位置，加压气体燃料必须以高于或等于预先设定的压力参考值(优选地15000kpa)的压力被注入发动机的该多个燃烧室内部，以使发动机以其最高能力/效率运转以产生功率。

78、此外，如果藉由第一压力传感器监测到的被注入该多个燃烧室内部的加压气体燃料的压力值下降到低于预先设定的压力参考值，则控制装置对注入点进行致动，以准许消耗来自燃料罐的剩余加压气体燃料。否则，根据行业中所使用的系统，这种剩余气体燃料在该多个燃烧室的入口处在固定位置处将面临的逆压力梯度将阻止其注入和随后用于提取功率和继续运行发动机。

79、在特定实施例中，如果p3<pref，则该方法进一步包括以下步骤：

80、g)藉由控制装置来致动压力调整装置，

81、h)藉由控制装置将加压气体燃料在该多个注入器的较低位置处注入到发动机的该多个燃烧室中。

82、如果加压气体燃料在发动机的入口处的压力低于优选地在8000kpa至20000kpa之间、更优选地为15000kpa的压力pref，则控制装置对压力调整装置进行致动，以便修改注入apu中的燃料质量流量，使得在紧急情况下可以使用燃料罐的剩余加压气体燃料。同时，控制装置藉由控制装置对加压气体燃料在发动机的该多个燃烧室内部的注入位置进行致动。注入的“较低位置”应理解为相对于该多个燃烧室内部的注入的固定位置(最佳注入位置)而言较低的位置，而且在该较低位置处压力低于注入的固定位置的压力。也就是说，通过在比固定位置更低的位置处注入加压气体燃料，发动机需要更多的燃料质量流量来产生与在固定位置处注入时获得的相同的功率，从而减少了所述发动机产生的所得功率，而且节省了燃料并优化了来自燃料罐的剩余燃料的使用，使得在飞行器遭受紧急情况时apu将提供附加功率。因此，为了获得相同的产生功率值，相对于在固定位置处注入的燃料量，当在较低的位置处注入时，需要注入更多的燃料。

83、在一些进一步的实施例中，注入的“较低位置”可以被解释为相对于之前的注入位置更低，该之前的注入位置可能已经相对于燃烧室的预先限定的“固定位置”“降低”。

84、在这个意义上，可以精确地确定、渐进地且动态地控制注入位置，以便在相对于之前的注入位置(即，固定位置或之前的较低注入位置)的这种“较低位置”注入加压气体燃料。

85、另外，控制压力调整装置和该多个注入器两者允许连续地控制和监测来自燃料罐的燃料的压力和注入参数。

86、在一些实施例中，压力调整装置由控制装置致动，以便以一致的方式提供加压气体燃料，直到达到优选地在3000kpa至5000kpa之间的低压力值，从而发动机以低效率运转，但仍然为飞行器提供足够的功率，直到来自燃料罐的剩余加压气体燃料几乎完全耗尽。

87、在一些实施例中，注入的较低位置是预先设定的位置，该预先设定的位置向飞行器确保与来自燃料罐的剩余燃料的消耗相对应的预定时间的apu附加产生功率。

88、在一些其他实施例中，当存在多个注入位置时，每次都低于前一个注入位置时，这些位置是具有对应的预先设定的压力值的预先设定的位置。

89、在特定实施例中，如果t2<tref，则该方法进一步包括以下步骤：

90、i)藉由控制装置来致动加热装置。

91、为了提供处于避免损坏apu的燃料导管和/或发动机或者避免在发动机的控制或性能方面承受不希望的影响的温度的燃料，如果在第二温度传感器处监测到的温度低于tref，则加热装置被致动。优选地，tref介于-10℃至15℃之间，更优选地，tref等于15℃。

92、在一些实施例中，在步骤i)中，藉由发动机控制装置来致动加热装置。

93、在特定实施例中，燃料通过直接注入被注入到该多个燃烧室中。

94、在特定实施例中，在第三发明方面的任一实施例的步骤d)中，藉由燃料控制装置来控制压力调整装置，并且藉由发动机控制装置来控制发动机的该多个燃烧室内部的注入位置。

95、本发明中描述的所有特征和/或所描述的方法的所有步骤可以以任何组合形式进行组合，除了这些相互排斥的特征和/或步骤的组合。