[0003] 本主题大体涉及用于运载器的氢燃料系统，例如用于航空运载器的氢燃料系统。

[0004] 传统的商用飞行器通常包括机身、一对机翼和提供推力的推进系统。推进系统通常包括一个或多个飞行器发动机，例如涡轮风扇喷气发动机。飞行器发动机通常可以例如在机翼下方的悬挂位置安装到飞行器的机翼中的相应一个。

[0005] 飞行器还包括燃料输送组件，燃料输送组件通常包括燃料箱和在燃料箱和飞行器发动机之间延伸的一个或多个燃料管线。传统的飞行器发动机由航空涡轮燃料提供动力，该燃料通常是具有期望碳数的可燃烃液体燃料，例如煤油型燃料。航空涡轮燃料是相对功率密集的燃料，其相对容易运输并且在飞行器的大多数环境操作条件下保持液相。

[0006] 有人认为，可以通过使用氢燃料来实现对具有由航空涡轮燃料提供动力的飞行器发动机的传统飞行器的排放的改进。氢燃料在气态时不是相对功率密集的燃料，而氢燃料在液态时具有极低的沸点。

[0007] 本公开的发明人已经发现这些和其他问题可能使得难以有效地将氢燃料用于飞行器发动机。因此，鉴于这些和其他问题，促进在飞行器发动机中使用氢燃料的技术改进将受到欢迎。

[0019] 现在将详细参考本发明的当前实施例，其一个或多个示例在附图中示出。详细描述使用数字和字母标号来指代附图中的特征。附图和描述中的相似或类似的标号已用于指代本发明的相似或类似部分。

[0020] 本文使用词语“示例性”来表示“用作示例、实例或说明”。本文描述为“示例性”的任何实施方式不一定被解释为优于或好于其他实施方式。此外，除非另有明确说明，否则本文描述的所有实施例都应视为示例性的。

[0021] 如本文所用，术语“第一”、“第二”和“第三”可以互换使用以将一个部件与另一个部件区分开，并且不旨在表示各个部件的位置或重要性。

[0022] 术语“前”和“后”是指燃气涡轮发动机或运载器内的相对位置，并且是指燃气涡轮发动机或运载器的正常操作姿态。例如，对于燃气涡轮发动机，前是指更靠近发动机入口的位置，而后是指更靠近发动机喷嘴或排气口的位置。

[0023] 术语“上游”和“下游”是指相对于路径中的流动的相对方向。例如，对于流体流动，“上游”是指流体从其流动的方向，“下游”是指流体向其流动的方向。然而，本文使用的术语“上游”和“下游”也可以指代电流。

[0024] 除非本文另有说明，否则术语“联接”、“固定”、“附接到”等既指直接联接、固定或附接，也指通过一个或多个中间部件或特征的间接联接、固定或附接。

[0025] 除非上下文另有明确规定，否则单数形式“一”、“一种”和“该”包括复数引用。

[0026] 在例如“A、B和C中的至少一个”的上下文中的术语“至少一个”是指仅A、仅B、仅C，或A、B和C的任何组合。

[0027] 如在整个说明书和权利要求书中使用的，近似语言被应用于修饰可以允许变化而不会导致与其相关的基本功能发生改变的任何定量表示。因此，由诸如“约”、“大约”和“基本上”的术语修饰的值不限于指定的精确值。在至少一些情况下，近似语言可以对应于用于测量值的仪器的精度，或用于构造或制造部件和/或系统的方法或机器的精度。在至少一些情况下，近似语言可以对应于用于测量值的仪器的精度，或用于构造或制造部件和/或系统的方法或机器的精度。例如，近似语言可以指在单个值、值范围和/或限定值范围的端点的1％、2％、4％、5％、10％、15％或20％的裕度内。

[0028] 在此以及在整个说明书和权利要求书中，范围限制被组合和互换，除非上下文或语言另有说明，否则此类范围被识别并包括其中包含的所有子范围。例如，本文公开的所有范围都包括端点，并且端点可以相互独立地组合。

[0029] 术语“涡轮机”或“涡轮机械”是指包括一起生成扭矩输出的一个或多个压缩机、发热区段(例如，燃烧区段)和一个或多个涡轮的机器。

[0030] 术语“燃气涡轮发动机”是指具有涡轮机作为其动力源的全部或一部分的发动机。示例燃气涡轮发动机包括涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮喷气发动机、涡轮轴发动机等，以及这些发动机中的一个或多个的混合电动版本。

[0031] 术语“燃烧区段”是指用于涡轮机的任何热添加系统。例如，术语燃烧区段可以指包括爆燃燃烧组件、旋转爆震燃烧组件、脉冲爆震燃烧组件或其他适当的热添加组件中的一个或多个的区段。在某些示例性实施例中，燃烧区段可以包括环形燃烧器、罐形燃烧器、管状燃烧器、驻涡燃烧器(TVC)或其他合适的燃烧系统，或其组合。

[0032] 当与压缩机、涡轮、轴或线轴部件等一起使用时，除非另有说明，否则术语“低”和“高”，或它们各自的比较级(例如，更“低”和更“高”，在适用的情况下)均指发动机内的相对速度。例如，“低涡轮”或“低速涡轮”限定被构造为以低于发动机处的“高涡轮”或“高速涡轮”的旋转速度(例如最大可允许旋转速度)操作的部件。

[0033] 在本公开的某些示例性方面，提供了用于具有发动机的运载器的燃料系统。燃料系统通常可以包括液态氢燃料箱和气态氢燃料箱。燃料系统还可以包括燃料输送组件。燃料输送组件可以具有与液态氢燃料箱流体连通的液态氢输送组件和与气态氢燃料箱流体连通的气态氢输送组件。气态氢输送组件可以与液态氢输送组件大体以并行流动布置延伸。燃料输送组件还可以包括与液态氢输送组件和气态氢输送组件两者流体连通的调节器组件，气态氢输送组件用于当安装在运载器中时向发动机提供气态氢燃料。

[0034] 在某些示例性方面，液态氢输送组件通常可以包括泵，用于通过液态氢输送组件提供(例如，泵送)液相的第一部分氢燃料。液态氢输送组件还可以包括热交换器(也称为汽化器)，用于将流过其中的第一部分氢燃料从液相变为气相。然而，本公开的发明人已经发现，为了提供高效泵，泵的尺寸可以针对巡航操作进行设计。以这种方式，泵可以被构造为在高功率操作期间提供小于发动机的命令燃料流率的最大燃料流率。使用这种构造，燃料系统可以通过例如气态氢输送组件从气态氢燃料箱为这种操作提供附加燃料流。

[0035] 本公开的附加或替代示例性方面，燃料输送组件的调节器组件还可以包括缓冲箱。缓冲箱通常可以限定流体入口和流体出口，并且可以被构造为改变从流体入口到流体出口的气态氢燃料的流率。以这种方式，缓冲箱可以促进相对快速地改变到发动机的必要燃料流率，否则这对于仅使用液态氢输送组件的燃料系统可能是困难的。

[0036] 本公开的其他示例性方面还可以包括利用这些示例性结构中的一个或多个的益处来控制燃料输送组件的方法。例如，在每一个方面中，除了液态氢燃料箱之外还包括气态氢燃料箱可以有助于在发动机生成足够量的热量以将来自液态氢燃料箱的液态氢燃料的相变为气态氢燃料之前利用来自气态氢燃料箱的气态氢燃料流来启动发动机。这可以使得在发动机的其余操作期间能够使用发动机热交换器与液态氢输送组件。

[0037] 其他示例实施例在下文中描述并且可以参考附图来公开。

[0038] 现在参考图1，提供了本公开的运载器的立体图。具体地，对于图1的示例性实施例，运载器被构造为航空运载器或飞行器10。示例性飞行器10具有机身12、附接到机身12的机翼14以及尾翼16。

[0039] 示例性飞行器10还包括燃料系统20，燃料系统20具有液态氢燃料箱22，用于存放液相的第一部分氢燃料。在图1所示的示例性飞行器10中，液态氢燃料箱22的至少一部分位于飞行器10的机翼14中。然而，在一些实施例中，液态氢燃料箱22可以位于机身12或机翼14中的其他合适位置。应当理解，第一部分氢燃料以相对低的温度存储在液态氢燃料箱22中。例如，第一部分氢燃料可在大气压力下以约‑253摄氏度或更低的温度，或在其他温度和压力下存储在液态氢燃料箱22中，以将氢燃料基本维持在液相。液态氢燃料箱22可由已知材料(例如钛、Inconel、铝或复合材料)制成。

[0040] 对于图1的示例性实施例，示例性燃料系统20还包括气态氢燃料箱23，用于存放气相的第二部分氢燃料。尽管对于图1所示的实施例，气态氢燃料箱23定位在飞行器10的机身12内，但是在其他实施例中，气态氢燃料箱23可以定位在任何其他合适的位置。在至少某些示例性方面，气态氢燃料箱23可以包括多个气态氢燃料箱23(在这种情况下，术语“气态氢燃料箱”是指所有气态氢燃料箱)。此外，气态氢燃料箱23可以被构造为以增加的压力存储第二部分氢燃料，从而减小飞行器10内的气态氢燃料箱23的必要尺寸。

[0041] 飞行器10还包括推进系统24，推进系统24产生在飞行中、滑行操作期间等推进飞行器10所需的推进推力。尽管推进系统24在图1中示出为附接到机翼14，但在其他实施例中，它可以附加地或替代地包括联接到飞行器10的其他部分(例如尾翼16，机身12，或两者)的一个或多个方面。

[0042] 对于所描绘的示例性方面，推进系统24包括发动机，并且更具体地，包括一对发动机。更具体地，该对发动机中的每一个发动机都被构造为燃气涡轮发动机26，该燃气涡轮发动机26通过相应挂架28以翼下构造安装到飞行器10的相应机翼14中的一个。每个燃气涡轮发动机26能够选择性地为飞行器10生成推进推力。推进推力的量可以至少部分地基于经由燃料系统20提供给燃气涡轮发动机26的燃料的量(或更具体地，质量流率)来控制。

[0043] 现在参考图2，提供了根据本公开的示例性实施例的燃气涡轮发动机的示意横截面视图。例如，图2的示例性燃气涡轮发动机可以作为燃气涡轮发动机26中的一个结合到以上参考图1描述的推进系统24中。

[0044] 对于所描绘的实施例，发动机被构造为高旁通涡轮风扇发动机100。如图1所示，涡轮风扇发动机100限定轴向方向A(平行于提供参考的纵向中心线101延伸)、径向方向R和周向方向(围绕轴向方向A延伸；图2中未示出)。通常，涡轮风扇100包括风扇区段102和设置在风扇区段102下游的涡轮机104。

[0045] 所描绘的示例性涡轮机104通常包括限定环形入口108的基本上管状外壳106。外壳106以串行流动关系包围：压缩机区段，其包括增压或低压(LP)压缩机110和高压(HP)压缩机112；燃烧区段114；涡轮区段，其包括高压(HP)涡轮116和低压(LP)涡轮118；以及喷射排气喷嘴区段120。压缩机区段、燃烧区段114和涡轮区段一起至少部分地限定从环形入口108延伸到喷射排气喷嘴区段120的核心空气流动路径121。涡轮风扇发动机10还包括一个或多个驱动轴。更具体地，涡轮风扇发动机包括将HP涡轮116驱动地连接到HP压缩机112的高压(HP)轴或线轴122，以及将LP涡轮118驱动地连接到LP压缩机110的低压(LP)轴或线轴
124。

[0046] 对于所描绘的实施例，风扇区段102包括风扇126，风扇126具有以间隔开的方式联接到盘130的多个风扇叶片128。风扇叶片128和盘130可通过LP轴124一起绕纵向轴线201旋转。盘130被可旋转的前毂132覆盖，前毂132在空气动力学上成形为促进气流通过多个风扇叶片128。此外，环形风扇壳体或外机舱134设置成周向围绕风扇126和/或涡轮机104的至少一部分。机舱134由多个周向间隔开的出口导向轮叶136相对于涡轮机104被支撑。机舱134的下游区段138在涡轮机104的外部分上延伸，以便在其间限定旁通气流通道140。

[0047] 仍然参考图2，涡轮风扇发动机100可与燃料系统146一起操作，用于接收来自燃料系统146的燃料流。燃料系统146可以与图1的燃料系统20类似地构造。因此，燃料系统146通常包括燃料箱148和燃料输送组件150。燃料输送组件150将燃料流从燃料箱148提供到发动机100，并且更具体地，提供到涡轮风扇发动机100的涡轮机104的燃烧区段114的燃料歧管(未标记)。

[0048] 此外，如示意性描绘的，示例性涡轮风扇发动机100还包括各种辅助系统，以帮助涡轮风扇发动机100和/或包括涡轮风扇发动机100的飞行器的操作。例如，示例性涡轮风扇发动机100还包括主润滑系统152，主润滑系统152被构造为向例如压缩机区段、涡轮区段、HP线轴122、LP线轴124等中的各种轴承和齿轮啮合提供润滑剂。由主润滑系统152提供的润滑剂可以增加这些部件的使用寿命，并且可以从这些部件中去除一定量的热量。此外，涡轮风扇发动机100包括压缩机冷却空气(CCA)系统154，用于将来自HP压缩机112或LP压缩机110中的一个或两者的空气提供给HP涡轮116或LP涡轮118中的一个或两者。此外，示例性涡轮风扇发动机100包括用于冷却涡轮区段的壳体的主动热间隙控制(ACC)系统156，以在各种发动机操作条件下将各种涡轮转子叶片和涡轮壳体之间的间隙维持在期望范围内。此外，示例性涡轮风扇发动机100包括发电机润滑系统158，用于向电子发电机(未示出)提供润滑，以及为电子发电机提供冷却/散热。电子发电机可以向例如用于涡轮风扇发动机100的启动电动机，和/或涡轮风扇发动机100和/或包括涡轮风扇发动机100的飞行器的各种其他电子部件提供电力。

[0049] 来自这些辅助系统152、154、156、158和其他辅助系统的热量可以作为来自涡轮风扇发动机100在操作期间的废热提供给各种散热器(例如，提供给各种热交换器或汽化器，如下所述)。此外，对于所描绘的实施例，涡轮风扇发动机100还包括例如涡轮区段或排气区段120内的一个或多个热交换器160，用于从通过其中的气流中提取废热，使得可以利用废热将热量作为操作期间的废热添加到各种散热器(例如，添加到各种汽化器，如下所述)。

[0050] 然而，应当理解，图1中描绘的示例性涡轮风扇发动机100仅作为示例提供。在其他示例性实施例中，任何其他合适的发动机可以与本公开的方面一起使用。例如，在其他实施例中，发动机可以是任何其他合适的燃气涡轮发动机，例如涡轮轴发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮喷气发动机等。以这种方式，将进一步理解的是，在其他实施例中，燃气涡轮发动机可以具有任何其他合适的构造，例如任何其他合适数量或布置的轴、压缩机、涡轮、风扇等。此外，尽管图1中描绘的示例性燃气涡轮发动机被示意性地示出为直接驱动固定螺距涡轮风扇发动机100，但在其他实施例中，本公开的燃气涡轮发动机可以是齿轮式燃气涡轮发动机(即，包括风扇126和驱动风扇的轴(例如LP轴124)之间的齿轮箱)，可以是可变螺距燃气涡轮发动机(即，包括具有可围绕它们各自的螺距轴线旋转的多个风扇叶片128的风扇126)等。此外，在替代实施例中，本公开的方面仍可以结合到任何其他类型的发动机(例如往复式发动机)中或以其他方式与任何其他类型的发动机(例如往复式发动机)一起使用。此外，在其他示例性实施例中，示例性涡轮风扇发动机100可以包括或可操作地连接到任何其他合适的附件系统。附加地或替代地，示例性涡轮风扇发动机100可以不包括或不可操作地连接到上面讨论的附件系统152、154、156、158中的一个或多个。

[0051] 现在参考图3，提供了根据本公开的示例性实施例的用于具有发动机202的运载器(例如，运载器10和发动机100)的燃料系统200的示意图。更具体地，对于图3的示例性实施例，运载器可以是航空运载器(例如图1的示例性飞行器10)，并且发动机202可以是航空燃气涡轮发动机(例如图1的示例性发动机26和/或图2的示例性涡轮风扇发动机100)。如将理解的，发动机202通常包括具有燃烧器204的燃烧区段，燃烧器204具有例如一个或多个燃料喷嘴(未描绘)。

[0052] 然而，应当理解，在其他实施例中，运载器可以是任何其他合适的陆地或航空运载器，并且发动机202可以是以任何合适的方式安装到运载器或在运载器内的任何其他合适的发动机。

[0053] 所描绘的示例性燃料系统200通常是被构造为存储氢燃料并将氢燃料提供给发动机202的氢燃料系统。

[0054] 对于所示实施例，燃料系统200通常包括液态氢燃料箱206，用于存放液相的第一部分氢燃料。液态氢燃料箱206可以更具体地被构造为将第一部分氢燃料基本上完全以液相存储。例如，液态氢燃料箱206可以被构造为在约‑253℃或更低的温度下和在大于约1巴且小于约10巴(例如约3巴和约5巴之间)的压力下，或在其他温度和压力下存储第一部分，以将氢燃料基本维持在液相。

[0055] 应当理解，如本文所用，用于描述氢燃料的相的术语“基本上完全”是指至少99％(按质量计)的氢燃料的所述部分处于所述相，例如至少97.5％，例如至少95％，例如至少92.5％，例如至少90％，例如至少85％，例如至少75％(按质量计)的氢燃料的所述部分处于所述相。

[0056] 燃料系统200还包括气态氢燃料箱208，其被构造为以气相存储第二部分氢燃料。气态氢燃料箱208可以被构造为以增加的压力存储第二部分氢燃料，从而减小飞行器10内的气态氢燃料箱208的必要尺寸。例如，在某些示例性方面，气态氢燃料箱208可以被构造为在至少约100巴(例如至少约200巴、例如至少约400巴、例如至少约600巴、例如至少约700巴)且至高达约1,000巴的压力下存储第二部分氢燃料。气态氢燃料箱208可以被构造为在环境温度的约50℃内，或约‑50℃和约100℃之间的温度下存储第二部分氢燃料。

[0057] 应当理解，对于所描绘的实施例，气态氢燃料箱208更具体地是多个气态氢燃料箱208。气态氢燃料箱208可以被构造为多个气态氢燃料箱208，以减小否则在期望压力下容纳期望体积的处于气相的第二部分氢燃料所需的总体尺寸和重量。

[0058] 如将进一步理解的，燃料系统200的总氢燃料存储容量的大部分由液态氢燃料箱206提供。例如，在某些示例性实施例中，燃料系统200限定最大燃料存储容量。液态氢燃料箱206可以提供超过最大燃料存储容量(以千克为单位)的50％，其余部分由气态氢燃料箱
208提供。例如，在某些示例性方面，液态氢燃料箱206可以提供最大燃料存储容量的至少约
60％，例如最大燃料存储容量的至少约70％，例如最大燃料存储容量的至少约80％，例如高达最大燃料存储容量的约98％，例如高达最大燃料存储容量的约95％。气态氢燃料箱208可以被构造为提供其余的燃料存储容量，例如最大燃料存储容量的至少约2％，例如最大燃料存储容量的至少约5％，例如最大燃料存储容量的至少约10％，例如最大燃料存储容量的至少约15％，例如最大燃料存储容量的至少约20％，例如高达最大燃料存储容量的50％，例如高达最大燃料存储容量的约40％。

[0059] 仍然参考图3，燃料系统200还包括燃料输送组件210。燃料输送组件210通常包括与液态氢燃料箱206流体连通的液态氢输送组件212、与气态氢燃料箱208流体连通的气态氢输送组件214、以及与液态氢输送组件212和气态氢输送组件214流体连通的调节器组件216，用于向发动机202提供氢燃料。

[0060] 液态氢输送组件212通常包括泵218和位于泵218下游的热交换器220。泵218被构造为提供通过液态氢输送组件212的来自液态氢燃料箱206的处于液相的第一部分氢燃料流。可以增加或减少泵218的操作，以实现通过液态氢输送组件212并到达调节器组件216和发动机202的第一部分氢燃料的量的变化。泵218可以是被构造为提供液态氢燃料流的任何合适的泵。例如，在某些示例性方面，泵218可以被构造为低温泵。

[0061] 更具体地，在所描绘的示例性方面中，泵218是用于液态氢输送组件212的主要泵，使得可用于提供通过液态氢输送组件212的液态氢流的基本上所有原动力(motive force)(不包括液态氢燃料箱206的内部加压)由泵218提供。例如，泵218可以提供可用于提供通过液态氢输送组件212的液态氢流的原动力的至少约75％，例如至少约80％，例如至少约85％，例如至少约90％，例如至少约95％，例如约100％。

[0062] 应当理解，在至少某些示例性方面，特别是考虑到在将氢维持在液相所需的相对低的温度下泵送流体的困难，泵218可能无法在广泛的操作范围内操作。例如，泵218通常可以限定最大泵容量和最小泵容量(每一个都以千克/秒为单位)。最大泵容量与最小泵容量之比可称为泵218的调节比(turndown ratio)。在至少某些示例性方面，泵218可以限定至少1:1且至高达约6:1的调节比。例如，在某些示例性方面，泵218可以限定至少约2:1(例如至少约3:1)且至高达约5:1的调节比。下面将更详细地描述这种构造对燃料系统200的影响。

[0063] 如所指出的，热交换器220位于泵218的下游，并且被构造为将通过液态氢输送组件212的第二部分氢燃料从液相转变为气相。对于至少某些示例性方面，热交换器220可与发动机202热连通，并且更具体地，与发动机202的附件系统热连通，以提供增加通过液态氢输送组件212的第二部分氢燃料的温度所需的热量，从而将第二部分氢燃料从液相变为气相。

[0064] 例如，现在参考图4，提供了根据本公开的示例性方面的发动机202的示意图。图5的示例性发动机202可以以与图2的示例性涡轮风扇发动机100类似的方式构造。例如，示例性发动机202通常包括：压缩机区段，其具有LP压缩机222和HP压缩机224；燃烧区段，其包括燃烧器204；涡轮区段，其包括HP涡轮226和LP涡轮228；以及排气区段230。与图2的示例性涡轮风扇发动机100一样，图4的示例性发动机202可以包括一个或多个附件系统。

[0065] 更具体地，对于图4的示例性发动机202，发动机202包括第一附件系统232，其可以是例如润滑油系统。润滑油系统通常包括再循环组件234，用于从发动机202内接收相对热的润滑油，冷却相对热的润滑油，并将相对冷的润滑油提供回发动机202。

[0066] 对于所描绘的实施例，液态氢输送组件212的热交换器220更具体地包括第一燃料系统热交换器220A，其中第一燃料系统热交换器220A被构造为与第一附件系统232/润滑油系统的再循环组件234热连通。以这种方式，来自通过润滑油系统的再循环组件234的润滑油流的热量可以传递到通过液态氢输送组件212的第一部分氢燃料流。

[0067] 然而，应当理解，在某些操作期间，可能需要附加热量。例如，在高燃料流率操作期间，可能需要附加热量来适当地汽化通过液态氢输送组件212的第一部分氢燃料。附加地或替代地，在初始发动机操作期间，当润滑油可能不包含大量热量时，可能需要附加热量来适当地汽化通过液态氢输送组件212的第一部分氢燃料。

[0068] 因此，对于所描绘的实施例，液态氢输送组件212的热交换器220附加地包括第二附件系统热交换器220B。第二附件系统热交换器220B定位成与发动机202的排气区段230热连通，用于在发动机202的操作期间接收来自流过发动机202的排气区段230的排气的废热。

[0069] 以这种方式，应当理解，液态氢输送组件212的热交换器220，并且更具体地，第一附件系统热交换器220A和第二附件系统热交换器220B在至少某些操作期间与发动机202的润滑油系统和排气区段230热连通。

[0070] 然而，如将理解的，对于图4中描绘的示例性实施例，液态氢输送组件212还包括旁通管线236和一个或多个旁通阀238。以这种方式，当不需要来自第二附件系统热交换器220B的热量来适当地汽化通过液态氢输送组件212的第一部分氢燃料时，液态氢输送组件
212可以能够绕过例如第二附件系统热交换器220B。

[0071] 然而，应当理解，尽管对于所描绘的实施例，液态氢输送组件212的热交换器220定位成靠近发动机202(并且潜在地至少部分地集成到示例性发动机202中)，但在其他实施例中，液态氢输送组件212的热交换器220可以远离示例性发动机202定位，并且中间热传输总线可以使用例如中间热传递流体将热量从发动机202传输到液态氢输送组件212的热交换器220。

[0072] 返回特别参考图3，应当理解，液态氢燃料箱206可以限定固定体积，使得随着液态氢燃料箱206基本上完全以液相向燃料系统200提供氢燃料，液态氢燃料箱206中的液态氢燃料的体积减少，并且该体积由例如气态氢燃料组成。此外，在以液相存储第一部分氢燃料的正常过程期间，一定量的第一部分氢燃料可能汽化。

[0073] 为了防止液态氢燃料箱206内的内部压力超过期望的压力阈值，图3的示例性燃料系统200允许从液态氢燃料箱206清除气态氢燃料。更具体地，对于图3的示例性实施例，燃料系统200的示例性燃料输送组件210包括被构造为从液态氢燃料箱206接收气态氢燃料的蒸发(boil‑off)燃料组件240。示例性蒸发燃料组件240通常包括蒸发压缩机242和蒸发箱244。蒸发箱244与液态氢燃料箱206流体连通，并且进一步与气态氢输送组件214流体连通。
在操作期间，来自液态氢燃料箱206的气态燃料可以被接收在蒸发燃料组件240中，可以被蒸发压缩机242压缩并且被提供给蒸发箱244。蒸发箱244可以被构造为在比气态氢燃料箱
208内的第二部分氢燃料的压力更低的压力下存储气态氢燃料。例如，蒸发箱244可以被构造为将其中的气态氢燃料维持在约100巴和约400巴之间(例如130巴和约300巴之间)的压力。蒸发箱244中的气态氢燃料的加压可以基本上完全由蒸发压缩机242提供。将蒸发箱244中的气态氢燃料维持在较低压力可以允许蒸发压缩机242相对较小。

[0074] 再次参考气态氢输送组件214，气态氢输送组件214通常包括限定第一输入248、第二输入250和输出252的三通蒸发阀246。第一输入248可以与气态氢燃料箱208流体连通，用于从气态氢燃料箱208接收处于气相的第二部分氢燃料流。对于所描绘的实施例，第二输入250与蒸发燃料组件240流体连通，用于从例如蒸发燃料组件240的蒸发箱244接收气态氢燃料流。三通蒸发阀246可以被构造为将来自第一输入248和第二输入250的流组合和/或交替成通过输出252的单一气态氢流。对于所示实施例，三通蒸发阀246是主动阀，使得与从第二输入250提供到输出252的气态氢燃料量相比，从第一输入248提供到输出252的气态氢燃料量可以被主动控制。

[0075] 在其他示例性实施例中，三通蒸发阀246可以是被动阀。

[0076] 对于所示实施例，调节器组件216还包括气态氢输送组件流量调节器254(“GHDA流量调节器254”)。GHDA流量调节器254可以被构造为主动控制的可变吞吐量阀，该阀被构造为提供范围从0％(例如，完全关闭位置)到100％(例如，完全打开位置)的可变吞吐量，以及它们之间的许多中间吞吐量值。更具体地，对于所示实施例，GHDA流量调节器254包括阀部分256和致动器258。致动器258机械联接到阀部分256，以提供通过其中的可变吞吐量。

[0077] 如简要提到的，调节器组件216与液态氢输送组件212和气态氢输送组件214流体连通，用于将气态氢燃料提供给发动机202，并且更具体地，提供给发动机202的燃烧器204。

[0078] 特别对于所示实施例，调节器组件216包括三通调节器阀260。三通调节器阀260限定第一输入262、第二输入264和输出266。第一输入262可以与气态氢输送组件214流体连通，用于从气态氢燃料箱208(和例如蒸发燃料组件240)接收处于气相的第二部分氢燃料流。第二输入264与液态氢输送组件212流体连通，用于从液态氢燃料箱206接收处于气相的第一部分氢燃料流(使用例如热交换器220汽化)。三通蒸发阀246可以被构造为将来自第一输入262和第二输入264的流组合和/或交替成通过输出266的单一气态氢流。对于所示实施例，三通蒸发阀246是包括致动器268的主动三通蒸发阀246，使得与从第二输入264提供到输出266的气态氢燃料量相比，从第一输入262提供到输出266的气态氢燃料量可以被主动控制。

[0079] 在其他示例性实施例中，三通蒸发阀246可以是被动阀。

[0080] 对于所示实施例，调节器组件216还包括调节器组件流量调节器270(“RA流量调节器270”)和流量计272。RA流量调节器270可以被构造为主动控制的可变吞吐量阀，该阀被构造为提供范围从0％(例如，完全关闭位置)到100％(例如，完全打开位置)的可变吞吐量，以及它们之间的许多中间吞吐量值。更具体地，对于所示实施例，RA流量调节器270包括阀部分274和致动器276。致动器276机械联接到阀部分274，以提供通过其中的可变吞吐量。

[0081] 调节器组件216的流量计272可以感测指示通过调节器组件216的氢燃料的质量流率的数据。例如，流量计272可以感测指示流过其中的气态氢燃料的温度和流过其中的气态氢燃料的压力中的一个或多个的数据。如将在下文更详细解释的，来自流量计272的数据可用于控制RA流量调节器270(和燃料系统200的其他部件)，以确保向发动机202的燃烧器204提供期望量的燃料。

[0082] 此外，仍然参考图3，应当理解，用于燃料系统200的氢燃料的主要源可以通过液态氢输送组件212从液态氢燃料箱206提供。然而，本公开的发明人已经发现，通过简单地控制例如液态氢输送组件212的泵218的速度可能难以准确且快速地控制(例如，改变)可通过调节器组件216的RA流量调节器270提供给发动机202的燃烧器204的气态氢燃料量。因此，所描绘的示例性调节器组件216还包括缓冲箱278。

[0083] 现在还参考图5，提供了缓冲箱278的特写示意图。如将理解的，缓冲箱278限定流体入口280、流体出口282、内部腔284和排气口286。从高位开始，缓冲箱278被构造为在至少某些操作期间改变从流体入口280到流体出口282的氢燃料的质量流率。

[0084] 更具体地，对于所描绘的实施例，缓冲箱278还包括缓冲箱278的流体入口280处的入口阀288、缓冲箱278的流体出口282处的出口阀290、以及缓冲箱278的排气口286处的排气阀292。在某些示例性实施例中，入口阀288可以简单地是止回阀，以确保氢燃料可以仅通过流体入口280流入缓冲箱278的内部腔284。然而，出口阀290可以是被构造为改变流过其中的氢燃料的流率的可变吞吐量阀。出口阀290可以被构造为基于内部腔284和流体出口282的下游侧之间的压力差来被控制。附加地或替代地，出口阀290可以被构造为基于许多其他参数和/或条件来被控制，以促进通过缓冲箱278的流体出口282的期望质量流率，如将在下文中更详细解释的。

[0085] 如所提及的，缓冲箱278还包括缓冲箱278的排气口286处的排气阀292。缓冲箱278可以被构造为当缓冲箱278的内部压力(即，内部腔284内的压力)超过上限阈值时，通过排气阀292从缓冲箱278内清除气态氢燃料。这样，即使当缓冲箱278的内部压力达到或超过缓冲箱278的上边界或上限阈值时，也可以允许缓冲箱278通过流体入口280以大于缓冲箱278通过流体出口282提供的流率接受氢燃料，以例如更快速地降低到发动机202的燃烧器204的氢燃料的质量流率。

[0086] 返回参考图3，将理解的是，对于所描绘的实施例，缓冲箱278借助于其在调节器组件216内的位置而与液态氢输送组件212和气态氢输送组件214流体连通。因此，缓冲箱278可以被构造为从液态氢输送组件212和气态氢输送组件214接收氢燃料。

[0087] 仍然参考图3，应当理解，燃料系统200还包括控制器292。控制器292可以是专用于示例性燃料系统200的控制器292，或者可以被结合为或构造为发动机202的控制器292(例如全权限数字发动机控制，“FADEC”，发动机202的控制器)、运载器的控制器等的一部分。

[0088] 控制器292与燃料系统200的各个方面可操作地通信。例如，对于所示实施例，控制器292与液态氢输送组件212(包括例如泵218和热交换器220)、气态氢输送组件214(包括例如三通蒸发阀246的致动器和GHDA流量调节器254的致动器)、蒸发燃料组件240(包括例如蒸发压缩机242)、调节器组件216(包括例如三通调节阀260的致动器268、缓冲箱278的排气阀292和RA流量调节器270的致动器276)的各个方面可操作地通信。

[0089] 从图3的示例性实施例将进一步理解，燃料系统200还包括一个或多个传感器，用于感测燃料系统200的各种可操作性参数。例如，示例性燃料系统200包括：第一传感器294，第一传感器294被构造为感测指示气态氢燃料箱208的数据(例如，内部温度、内部压力、从气态氢燃料箱208流动的气态氢燃料的温度和/或压力等)；第二传感器296，第二传感器296被构造为感测指示通过气态氢输送组件214的气态氢燃料流的数据(例如，RA流量调节器270上游的位置、RA流量调节器270下游的位置或两者处的气态氢燃料的温度、压力和/或流率)；第三传感器298，第三传感器298被构造为感测指示液态氢燃料箱206的数据(例如，内部温度、内部压力、从液态氢燃料箱206流动的液态氢燃料的温度和/或压力等)；第四传感器300，第四传感器300被构造为感测指示通过泵218的液态氢燃料流的数据(例如，泵218上游的位置、泵218下游的位置或两者处的液态氢燃料的温度、压力和/或流率)；第五传感器
302，第五传感器302被构造为感测指示热交换器220下游的氢燃料的流率和/或相位的数据(例如，温度、压力和/或流率)；第六传感器304，第六传感器304被构造为感测指示缓冲箱
278内的氢燃料的数据(例如，缓冲箱278的内部腔284内的氢燃料的压力、温度和/或质量；
也见图5)；以及流量计272。控制器292还可以与被构造为感测指示燃料输送组件210的各种操作条件(例如，温度、压力等)等的数据的任何其他合适的传感器可操作地通信。

[0090] 以这种方式，将理解的是，控制器292可以被构造为取决于例如燃料系统200、发动机202、运载器或其组合的操作条件来控制燃料系统200的各种操作。例如，如将从本文的描述中理解的，控制器292可以被构造为实施以下参考图8和图9描述的控制方案和方法中的一个或多个。

[0091] 现在参考图6，提供了可以结合到图3的示例性燃料系统200中的控制器292的示例性实施例。控制器292可以包括一个或多个计算装置306。计算装置306可以包括一个或多个处理器306A和一个或多个存储器装置306B。一个或多个处理器306A可以包括任何合适的处理装置，例如微处理器、微控制器292、集成电路、逻辑装置和/或其他合适的处理装置。一个或多个存储器装置306B可以包括一个或多个计算机可读介质，包括但不限于非暂时性计算机可读介质、RAM、ROM、硬盘驱动器、闪存驱动器和/或其他存储器装置。

[0092] 一个或多个存储器装置306B可以存储可由一个或多个处理器306A访问的信息，包括可由一个或多个处理器306A执行的计算机可读指令306C。指令306C可以是当由一个或多个处理器306A执行时，使一个或多个处理器306A进行操作的任何指令集。在一些实施例中，指令306C可以由一个或多个处理器306A执行，以使一个或多个处理器306A进行操作，例如控制器292和/或计算装置306被构造用于的任何操作和功能、如本文所述的操作燃料系统200的操作(例如，流程图500、方法600)、和/或一个或多个计算装置306的任何其他操作或功能。指令306C可以是用任何合适的编程语言编写的软件或者可以用硬件实施。附加地和/或替代地，指令306C可以在处理器306A上的逻辑和/或虚拟分离的线程中执行。存储器装置
306B可以进一步存储可以由处理器306A访问的数据306D。

[0093] 计算装置306还可以包括网络接口306E，用于例如与系统500的其他部件通信(例如，经由网络)。网络接口306E可以包括用于与一个或多个网络接口的任何合适的部件，包括例如发射器、接收器、端口、控制器、天线和/或其他合适的部件。一个或多个外部显示装置(未描绘)可以被构造为从计算装置306接收一个或多个命令。例如，如图3中的虚线所示，控制器292可以通过无线通信网络与燃料系统200的各种部件可操作地通信。

[0094] 本文所讨论的技术参考了基于计算机的系统、由基于计算机的系统采取的动作、发送到基于计算机的系统的信息、以及来自基于计算机的系统的信息。本领域的普通技术人员将认识到，基于计算机的系统的固有灵活性允许在部件之间和部件之中对任务和功能进行多种可能的构造、组合和划分。例如，本文讨论的处理可以使用单个计算装置或组合工作的多个计算装置来实施。数据库、存储器、指令和应用可以在单个系统上实施，也可以分布在多个系统上。分布式部件可以按顺序或并行操作。

[0095] 返回参考图3，并且现在还参考图7，将描述示例性燃料系统200的各种操作。图7大致提供了曲线图400，其描绘了针对特定发动机的y轴402上的命令氢燃料流量，以及x轴404上的时间。命令氢燃料流量通常代表特定飞行计划406的命令氢燃料流量。更具体地，飞行计划406是飞行计划期间发动机的燃料使用范围。

[0096] 特别地，参考图7，飞行计划406的第一阶段408是滑行操作。应当理解，在滑行操作期间需要相对低的命令氢燃料流量。飞行计划406的第二阶段410是起飞操作。起飞操作虽然相对较快，但需要相对高的命令氢燃料流量(飞行计划406的最大命令氢燃料流量的约100％，所示示例性飞行计划406的最高)。在第二阶段410之后是飞行计划406的第三阶段
412，第三阶段412是爬升操作。爬升操作还需要相对高的命令氢燃料流量(在最大命令氢燃料流量的约50％和90％之间)。在第三阶段412之后是飞行计划406的第四阶段414。第四阶段414是巡航操作，对于所描绘的示例性飞行计划406，巡航操作是最长的操作。在巡航操作期间，命令氢燃料流量相对较低，(例如，在最大命令氢燃料流量的约20％和约50％之间，例如在最大命令氢燃料流量的约25％和约40％之间)。应当理解，巡航操作的长度将随着不同的飞行计划而变化。此外，所描绘的示例性飞行计划406包括第五阶段416，第五阶段416是进近和着陆操作。在大多数进近和着陆操作期间，命令氢燃料流量是飞行计划406的最低的(例如，小于最大命令氢燃料流量的约20％，例如小于约15％)。最后，所描绘的示例性飞行计划406包括第六阶段418，第六阶段418是着陆后的滑行操作。

[0097] 图3中描绘的示例性燃料系统200通常被设计用于在飞行计划406的最大阶段‑巡航操作期间的最有效操作。更具体地，如上文简要指出的，本公开的发明人已经发现，包括可以提供处于液相的氢燃料流的泵218可能需要包括具有相对低调节比(例如，小于约6:1，例如小于约5:1)的泵。以这种方式，本公开的发明人发现，可能难以包括能够提供在某些飞行操作(例如起飞和爬升操作)期间所需的相对高的命令氢燃料流量，同时仍然提供接近在较低功率操作(例如巡航操作、滑行操作以及进场和着陆操作)下所需的命令氢燃料流量的泵。

[0098] 因此，本公开的发明人提出了在图3中描绘并在上文描述的示例性燃料输送组件210，由此燃料输送组件210可以被构造为从液态氢输送组件212向发动机202提供覆盖或基本上覆盖大部分飞行阶段(例如，在图7的实施例中，除了起飞和爬升之外的所有阶段)的第一范围的氢燃料流率，并且可以进一步被构造为从气态氢输送组件214向发动机202提供补充范围的氢燃料流，以允许燃料系统200覆盖飞行计划406的其余阶段(例如，图7的实施例中的起飞和爬升阶段)。

[0099] 例如，图7描绘了液态氢输送组件212的泵218的最大泵容量420和液态氢输送组件212的泵218的最小泵容量422。燃料系统200可以被构造为使用液态氢输送组件212(和例如缓冲箱278)在最大泵容量420和最小泵容量422之间为发动机202的燃烧器204提供基本上所有必需的氢燃料。超过最大泵容量420的燃烧器204所需的过量氢燃料可以由气态氢输送组件214(和例如缓冲箱278)提供。当飞行计划406的发动机操作需要比泵218的最小泵容量
422更少的氢燃料流时，燃料系统200可以被构造为用缓冲箱278吸收过量的氢燃料流。此外，应当理解，缓冲箱278可以被构造为比否则通过仅调节液态氢输送组件212的泵218能够提供的更快地适应燃料流量的变化。

[0100] 例如，在某些示例性方面，发动机限定在高功率操作条件(例如起飞操作条件(阶段410)或爬升操作条件(阶段412))期间的第一燃料使用率。泵的最大泵容量420小于第一燃料使用率。例如，泵的最大泵容量420可以小于第一燃料使用率的75％(即，最大泵容量420＝第一燃料使用率x0.75)。在其他示例性方面，泵的最大泵容量420可以小于第一燃料使用率的约50％，例如小于第一燃料使用率的约40％，例如第一燃料使用率的至少约15％，例如第一燃料使用率的至少约20％，例如第一燃料使用率的至少约25％。

[0101] 现在参考图8，提供了流程图500，其示出了根据本公开的示例性方面的操作。流程图500中概述的逻辑可以与上述示例性燃料系统中的一个或多个(例如图3的燃料系统200)一起使用。以这种方式，应当理解，燃料系统通常可以包括液态氢燃料箱、气态氢燃料箱和燃料输送组件(它们可以以与图3中的液态氢燃料箱206、气态氢燃料箱208和燃料输送组件210类似的方式构造)。燃料输送组件通常可以包括液态氢输送组件、气态氢输送组件和具有缓冲箱的调节器组件(它们可以以与图3中的液态氢输送组件212、气态氢输送组件214以及具有缓冲箱278的调节器组件216类似的方式构造)。

[0102] 流程图500最初包括在(502)处提供可通过液态氢输送组件提供的液态氢燃料的最小量。与上述实施例一样，液态氢输送组件的泵(其可以以与图3的泵218类似的方式构造)可以限定调节比，以防止燃料输送组件提供少于通过液态氢输送组件的液态氢的最小量。

[0103] 流程图500进一步包括在(504)处确定燃烧器燃料流率，这可以包括在(506)处从控制器接收命令。燃烧器燃料流率可以是燃烧器的命令燃料流率，其可以与到燃烧器的气态氢燃料的期望质量流率相关，并因此与燃气涡轮发动机的期望功率输出相关。

[0104] 流程图500接收来自(504)的确定的燃烧器燃料流率和在(502)处的可通过液态氢输送组件提供的液态氢的最小量，并且在(508)处确定燃烧器燃料流率是否大于可通过液态氢输送组件提供的液态氢的最小量。如果答案为否，意味着液态氢输送组件的泵不能以命令的相对低流率提供氢燃料，则流程图500包括在(510)处将过量的氢燃料从液态氢输送组件提供到缓冲箱，或更具体地，将信号提供到例如控制器的缓冲箱控制模块(512)，以命令缓冲箱存储通过液态氢输送组件提供的超过燃烧器燃料流率的氢燃料量。流程图500随后包括在(515)处以燃烧器燃料流率从缓冲箱向燃烧器提供氢燃料。值得注意的是，燃烧器压力(513)可影响从缓冲箱提供给燃烧器并由缓冲箱模块(512)接收的氢燃料的压力。

[0105] 此外，如果缓冲箱的内部压力超过上限阈值，如由流程图在(514)处使用缓冲箱压力(516)确定的，缓冲箱压力(516)例如由被构造为感测指示缓冲箱的内部压力的数据的缓冲箱压力传感器或其他传感器确定，流程图500包括在(518)处将缓冲箱内的至少一部分氢燃料排放到例如环境位置，诸如排放到大气。

[0106] 返回参考步骤(508)处的询问，如果燃烧器燃料流率大于可通过液态氢输送组件提供的液态氢的最小量(即，如果对步骤(508)的回答为是)，则流程图500在(520)处进一步确定燃烧器燃料流率是否大于可以由液态氢输送组件提供的氢燃料的最小量加上氢燃料量，或者更确切地说，可以从缓冲箱提供的气态氢燃料量。这可以包括确定缓冲箱内的氢燃料的存储量是否大于可以由液态氢输送组件提供的氢燃料的最小量与燃烧器燃料流率之间的差。

[0107] 如果对步骤(520)处的询问的回答为否，意味着缓冲箱中的氢燃料的存储量大于可以由液态氢输送组件提供的氢燃料的最小量与燃烧器燃料流率之间的差，则流程图500向缓冲箱控制模块(512)提供信号，以命令缓冲箱模块从液态氢输送组件提供氢燃料的最小量加上燃烧器燃料流率与来自缓冲箱的氢燃料的最小量之间的差。流程图500随后包括在(515)处以燃烧器燃料流率从缓冲箱向燃烧器提供氢燃料。这可以允许以燃烧器燃料流率相对快地向燃烧器提供氢燃料。

[0108] 如果对步骤(520)处的询问的回答为是，则流程图500然后在(522)处确定燃烧器燃料流率是否大于可以由泵通过液态氢输送组件提供的氢燃料的最大量(例如，最大泵容量)和缓冲箱内的氢燃料的可用量。如果对步骤(522)处的询问的回答为否，意味着液态氢输送组件，或者更确切地说泵，可以以燃烧器燃料流率提供氢燃料(可选地在缓冲箱中存储的氢燃料的帮助下)，则流程图500包括在(524)处向液态氢输送组件的泵发送信号，以增加通过液态氢输送组件的来自液态氢燃料箱的液态氢燃料流，在(526)处从液态氢输送组件向缓冲箱提供燃料，并随后向缓冲箱控制模块(512)提供信号，从而命令缓冲箱模块以燃烧器燃料流率从缓冲箱提供氢燃料。流程图500随后包括在(515)处以燃烧器燃料流率从缓冲箱向燃烧器提供氢燃料。

[0109] 然而，如果对步骤(520)处的询问的回答为是，则流程图500可以利用气态氢输送组件和气态氢燃料箱来提供所需的补充/过量氢燃料。更具体地，对于图8中描绘的流程图500的示例性方面，如果对步骤(520)处的询问的回答为是，意味着液态氢输送组件，或者更确切地说泵，即使在缓冲箱中存储的氢燃料的帮助下也不能以燃烧器燃料流率提供氢燃料，则流程图包括在(528)处向气态氢输送组件提供信号，以例如从气态氢燃料箱(和/或蒸发组件)向缓冲箱提供气态氢燃料。在(528)处提供的气态氢燃料量可以是可以经由泵通过液态氢输送组件提供的氢燃料的最大量与燃烧器燃料流率之间的差。

[0110] 流程图500还包括在(530)处将气态氢燃料从气态氢输送组件提供到缓冲箱。在(512)处的缓冲箱模块然后可以向缓冲箱发送信号，从而以燃烧器燃料流率从缓冲箱向燃烧器提供氢燃料。流程图500随后包括在(515)处以燃烧器燃料流率从缓冲箱向燃烧器提供氢燃料。

[0111] 以这种方式，应当理解，根据图8中描绘的和以上参考其描述的流程图500操作的燃料系统可以允许用于大部分燃气涡轮发动机飞行计划的基本上所有的必要氢燃料量从液态氢输送组件被提供，其中某些高功率操作条件(例如，起飞操作条件或爬升操作条件)的超过量从气态氢输送组件被提供。这可以允许完成飞行计划所需的大多数氢燃料以液相存储，从而允许更紧凑地存储氢燃料，同时还允许存放这样的大多数氢燃料的燃料箱以相对低的内部压力操作。此外，根据图8中描绘和参考其描述的系统操作的燃料系统可以通过利用以气相存储在缓冲箱中的氢燃料来允许相对快速地改变到燃烧器的燃料输送。即使在通过液态氢输送组件向燃烧器提供燃料流时，这也可以允许相对快速地增加和减少到燃烧器的燃料流。这还可以允许以低于与可以由液态氢输送组件提供的氢燃料的最小量相关联的流率的流率向燃烧器提供氢燃料。

[0112] 现在参考图9，提供了操作用于具有发动机的运载器的燃料系统的方法600的流程图。图9中描绘的方法600的示例性方面可用于操作以上参考图1至图8描述的示例性燃料系统中的一个或多个。因此，应当理解，在至少某些示例性方面，方法600可以与用于具有发动机的运载器的燃料系统一起使用，其中燃料系统包括燃料输送系统。燃料输送系统通常可以包括液态氢输送组件、气态氢输送组件和具有缓冲箱的调节器组件。

[0113] 然而，在其他示例性方面，方法600可以操作用于任何其他合适的运载器和/或发动机的任何其他合适的燃料系统。

[0114] 方法600包括在(602)处通过液态氢输送组件将第一氢燃料流从液态氢燃料箱提供到调节器组件。对于所描绘的示例性方面，在(602)处提供第一氢燃料流包括在(604)处使用泵以第一燃料流率将第一氢燃料流泵送通过液态氢输送组件。更具体地，在(604)处将第一氢燃料流泵送通过液态氢输送组件包括在(606)处以液相将第一氢燃料流泵送通过液态氢输送组件。此外，对于所描绘的示例性方面，在(602)处通过液态氢输送组件从液态氢燃料箱提供第一氢燃料流还包括在(608)处利用位于泵下游的热交换器将第一氢燃料流从液相加热到气相。

[0115] 仍然参考图9，方法600包括在(610)处接收指示到发动机的命令燃料流率的数据。

[0116] 对于图9中描绘的方法600的第一分支(“分支A”)，在图10中更详细地描绘，命令燃料流率高于第一燃料流率。这可以指示发动机的期望加速。更具体地，对于图9和10中描绘的示例性方面，方法600还包括在(612)处确定命令燃料流率高于液态氢输送组件的泵的最大泵容量。

[0117] 因此，方法600进一步包括在(614)处将存储的氢燃料从气态燃料存储装置提供到发动机。更具体地，对于所描绘的示例性方面，在(614)处将存储的氢燃料从气态燃料存储装置提供到发动机包括在(616)处响应于在(612)处确定命令燃料流率高于泵的最大泵容量而将存储的氢燃料从气态燃料存储装置提供到发动机。

[0118] 如将理解的，燃料存储装置可以是例如缓冲箱、流体连接到气态氢输送组件的气态氢燃料箱，或两者。

[0119] 例如，在图9的方法600的一个示例性方面中，在(614)处将存储的氢燃料从气态燃料箱提供到发动机包括在(618)处将存储的氢燃料从缓冲箱内提供到发动机。取决于缓冲箱的尺寸和存储在其中的氢燃料量，缓冲箱可以在短时间段内提供过量的氢燃料流，和/或提供相对较小的功率增加，超过可能由从液态氢输送组件的泵提供的氢燃料流所促进的。

[0120] 在图9中描绘的方法600的某些示例性方面中，在(612)处确定命令燃料流率高于泵的最大泵容量进一步包括在(620)处确定命令燃料流率高于泵的最大泵容量和来自缓冲箱的可用燃料流率的组合。对于这样的示例性方面，方法600还包括在(622)处通过气态氢输送组件将第二氢燃料流从气态氢燃料箱提供到调节器组件。在(622)处提供第二氢燃料流可以包括在(624)处响应于确定命令燃料流率高于泵的最大泵容量和来自缓冲箱的可用燃料流率的组合而提供第二氢燃料流。

[0121] 值得注意的是，在至少某些示例性方面，方法600可以不响应于在(612)处确定命令燃料流率高于泵的最大泵容量而从缓冲箱内的存储量提供任何可观的附加氢燃料，并且替代地，在(622)处通过气态氢输送组件从气态氢燃料箱向调节器组件提供第二氢燃料流可以是除了从液态氢输送组件提供的氢燃料之外的氢燃料的主要(或唯一)源。

[0122] 此外，应当理解，对于至少某些示例性方面，提供给发动机的所有氢燃料都是通过缓冲箱提供(即，提供给缓冲箱并且缓冲箱向发动机提供期望量/命令量)。然而，在其他实施例中，可能存在有利于期望的氢燃料流到发动机的其他流动布置。例如，在其他实施例中，气态氢输送组件可以与缓冲箱以并行流动布置延伸至发动机。也可以设想其他构造。

[0123] 仍然参考图9和图10中描绘的方法600的示例性方面，在某些示例性方面，在(622)处从气态氢燃料箱提供氢燃料流还包括在(626)处在例如运载器和/或发动机的第一飞行阶段期间提供来自液态氢输送组件的燃料与来自气态氢输送组件的燃料的第一比；以及在(628)处在例如运载器和/或发动机的第二飞行阶段期间提供来自液态氢输送组件的燃料与来自气态氢输送组件的燃料的第二比。

[0124] 第一比可以不同于第二比，并且特别地，第二比可以高于第一比。例如，第一飞行阶段可以是比第二飞行阶段更高功率的飞行阶段。例如，第一飞行阶段可以是起飞或爬升飞行阶段，第二飞行阶段可以是巡航飞行阶段。以这种方式，应当理解，在至少某些示例性方面期间，第一比可以在约2:1和1:10之间，例如小于约1:1，例如小于约1:2。第二比可以是至少约2:1且至高达约1:0，例如至少约4:1，例如至少约8:1，例如至少约10:1。

[0125] 以这种方式，应当理解，方法600被构造为通过液态氢输送组件提供在大部分飞行计划期间所需的大部分(如果不是全部的话)氢燃料。然而，在某些操作(例如高功率操作)期间，可以通过气态氢输送组件提供附加的补充氢燃料。这可以允许液态氢输送组件，并且更具体地，液态氢输送组件的泵，被设计为在大部分飞行阶段(例如，巡航)期间最有效地操作。

[0126] 返回特别参考图9的示例性方面，方法600包括第二分支(“分支B”)，其中命令燃料流率小于液态氢输送组件的泵的最大泵容量。更具体地，方法600包括在(630)处确定命令燃料流率小于泵的最大泵容量，并且更具体地，小于泵的最大泵容量和缓冲箱的容量的组合。对于这样的示例性方面，方法600可以包括将存储的氢燃料从气态燃料存储装置提供到发动机，或者更具体地，包括在(631)处将存储的氢燃料从缓冲箱内提供到发动机。以这种方式，方法600可以通过相对快速地从缓冲箱提供附加氢燃料来相对快速地对发动机的命令燃料流率的变化作出反应。

[0127] 在方法600的又一个示例性方面中，提供第三分支(“分支C”)，其中命令燃料流率小于泵的最小泵容量。更具体地，对于这样的示例性方面，方法600还包括在(632)处确定命令燃料流率小于泵的最小泵容量，以及在(634)处将过量的氢燃料存储在调节器组件的缓冲箱内。例如，如将理解的，泵可以限定可防止泵在最小泵容量以下有效操作的调节比。

[0128] 此外，对于所描绘的方法600的示例性方面，在(634)处将过量的氢燃料存储在缓冲箱内还包括在(636)处确定缓冲箱的内部压力超过上限阈值，以及在(638)处响应于确定缓冲箱的内部压力超过上限阈值而排放缓冲箱的至少一部分。这样，当命令燃料流率低于泵的最小泵容量时，尽管缓冲箱处于最大容量，仍可以允许燃料系统继续通过液态氢输送组件从液态氢燃料箱向发动机提供氢燃料。

[0129] 在方法600的又一个示例性方面中，提供了第四分支(“分支D”)，其描绘了用于具有发动机的运载器的燃料系统的初始操作。如所提到的，方法600包括在(608)处利用位于泵下游的热交换器将第一氢燃料流从液相加热到气相。在某些示例性方面，热交换器可以与发动机的附件系统热连通。然而，在发动机操作之前，或在发动机以某个阈值操作一定时间量之前，发动机的附件系统可能不会生成足够的热量来将第一氢燃料流从液相加热到气相。对于这样的示例性方面，该方法可以包括将存储的氢燃料从气态燃料存储装置提供到发动机(类似于(614))，或者更具体地，可以包括将氢燃料流从气态氢输送组件提供到调节器组件，或更具体地，还可以包括在(640)处在发动机的启动期间通过气态氢输送组件将氢燃料流从气态氢燃料箱提供到调节器组件。在至少某些示例性方面，在(640)处提供氢燃料流可包括在(642)处在发动机的启动期间从气态氢输送组件提供用于发动机的基本上所有燃料。以这种方式，方法600可以利用发动机热交换器作为液态氢输送组件的热交换器，从而在发动机的操作期间潜在地提供更有效地使用发动机上的热量。

[0130] 该书面描述使用示例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使本领域的任何技术人员能够实践本发明，包括制造和使用任何装置或系统以及进行任何结合的方法。本发明的专利范围由权利要求限定，并且可以包括本领域技术人员想到的其他示例。如果这些其他示例包括与权利要求的字面语言没有区别的结构元件，或者如果它们包括与权利要求的字面语言没有实质性差异的等效结构元件，则这些其他示例意图落入权利要求的范围内。

[0131] 本发明的进一步方面由以下条项的主题提供：

[0132] 一种用于具有发动机的运载器的燃料系统，所述燃料系统包括用于存放液相的第一部分氢燃料的液态氢燃料箱、用于存放气相的第二部分氢燃料的气态氢燃料箱以及燃料输送组件，所述燃料输送组件包括：液态氢输送组件，所述液态氢输送组件与所述液态氢燃料箱流体连通，所述液态氢输送组件包括泵，用于在所述液相下将所述第一部分氢燃料泵送通过所述液态氢输送组件；气态氢输送组件，所述气态氢输送组件与所述气态氢燃料箱流体连通，所述气态氢输送组件与所述液态氢输送组件以并行布置延伸；以及调节器组件，所述调节器组件与所述液态氢输送组件和所述气态氢输送组件流体连通，用于当安装在所述运载器中时向所述发动机提供气态氢燃料。

[0133] 根据这些条项中的一个或多个所述的燃料系统，其中，所述调节器组件包括缓冲箱，所述缓冲箱与所述液态氢输送组件和所述气态氢输送组件流体连通，用于从所述液态氢输送组件和所述气态氢输送组件接收气态氢燃料。

[0134] 根据这些条项中的一个或多个所述的燃料系统，其中，所述缓冲箱限定流体入口和流体出口，并且其中，所述缓冲箱被构造为改变从所述流体入口到所述流体出口的所述气态氢燃料的流率。

[0135] 根据这些条项中的一个或多个所述的燃料系统，其中，所述缓冲箱包括排气阀，其中所述缓冲箱被构造为当所述缓冲箱的内部压力超过上限阈值时，通过所述排气阀从所述缓冲箱内清除气态氢燃料。

[0136] 根据这些条项中的一个或多个所述的燃料系统，其中，所述液态氢输送组件进一步包括位于所述泵下游的热交换器，用于将所述第一部分氢燃料从所述液相转变为气相。

[0137] 根据这些条项中的一个或多个所述的燃料系统，其中，所述发动机包括附件系统，并且其中，当安装在所述运载器中时，所述热交换器与所述发动机的所述附件系统热连通。

[0138] 根据这些条项中的一个或多个所述的燃料系统，其中，所述液态氢燃料箱被构造为维持在大于约1巴且小于约10巴的压力下，并且其中，所述气态氢燃料箱被构造为维持在大于约100巴且小于约1,000巴的压力下。

[0139] 根据这些条项中的一个或多个所述的燃料系统，其中，所述液态氢燃料箱为所述燃料系统提供最大燃料存储容量的至少约60％，并且其中，所述气态氢燃料箱为所述燃料系统提供所述最大燃料存储容量的至少约5％。

[0140] 根据这些条项中的一个或多个所述的燃料系统，其中，所述燃料输送组件进一步包括与所述液态氢燃料箱流体连通的蒸发箱，并且其中，所述蒸发箱进一步与所述气态氢输送组件流体连通。

[0141] 根据这些条项中的一个或多个所述的燃料系统，其中，所述蒸发箱被构造为维持在约100巴和约400巴之间的压力下，并且其中，所述气态氢燃料箱被构造为维持在大于约100巴且小于约1,000巴的压力下。

[0142] 根据这些条项中的一个或多个所述的燃料系统，其中，所述调节器组件进一步包括调节器阀和流量计，其中所述调节器阀被构造为至少部分地基于从所述流量计接收到的数据来调节到所述发动机的气态氢燃料流。

[0143] 根据这些条项中的一个或多个所述的燃料系统，其中，所述液态氢输送组件进一步包括位于所述泵下游的热交换器，其中所述发动机包括润滑油系统和排气区段，其中当安装在所述运载器中时，所述热交换器在至少某些操作期间与所述润滑油系统和所述排气区段热连通。

[0144] 根据这些条项中的一个或多个所述的燃料系统，其中，所述发动机在高功率操作条件期间限定第一燃料使用率，并且其中，所述泵限定小于所述第一燃料使用率的最大泵容量。

[0145] 根据这些条项中的一个或多个所述的燃料系统，其中，所述泵是用于所述液态氢输送组件的主要泵，并且其中，所述泵的所述最大泵容量小于所述第一燃料使用率的75％。

[0146] 根据这些条项中的一个或多个所述的燃料系统，其中，所述高功率操作条件是起飞或爬升操作条件。

[0147] 根据这些条项中的一个或多个所述的燃料系统，其中，所述泵限定小于约6:1的调节比。

[0148] 根据这些条项中的一个或多个所述的燃料系统，其中，所述燃料输送组件被构造为通过所述气态氢输送组件从所述气态氢燃料箱提供用于启动所述发动机的基本上所有的命令燃料流率。

[0149] 一种用于运载器的推进系统，所述推进系统包括：发动机；以及燃料系统，所述燃料系统用于向所述发动机提供氢燃料，所述燃料系统包括用于存放液相的第一部分氢燃料的液态氢燃料箱、用于存放气相的第二部分氢燃料的气态氢燃料箱以及燃料输送组件，所述燃料输送组件包括液态氢输送组件，所述液态氢输送组件与所述液态氢燃料箱流体连通，所述液态氢输送组件包括泵，用于在所述液相下将所述第一部分氢燃料泵送通过所述液态氢输送组件；气态氢输送组件，所述气态氢输送组件与所述气态氢燃料箱流体连通，所述气态氢输送组件与所述液态氢输送组件并行延伸；以及调节器组件，所述调节器组件与所述液态氢输送组件和所述气态氢输送组件流体连通，用于当安装在所述运载器中时向所述发动机提供气态氢燃料。

[0150] 根据这些条项中的一个或多个所述的推进系统，其中，所述发动机在高功率操作条件期间限定第一燃料使用率，其中所述泵限定小于所述第一燃料使用率的最大泵容量。

[0151] 根据这些条项中的一个或多个所述的推进系统，其中，所述泵是用于所述液态氢输送组件的主要泵，并且其中，所述泵的所述最大泵容量小于所述第一燃料使用率的75％。

[0152] 一种操作用于具有发动机的运载器的燃料系统的方法，所述燃料系统包括燃料输送系统，所述燃料输送系统包括液态氢输送组件和调节器组件，所述调节器组件具有缓冲箱，所述方法包括：通过所述液态氢输送组件将第一氢燃料流从液态氢燃料箱提供到所述调节器组件，其中提供所述第一氢燃料流包括使用泵以第一燃料流率将所述第一氢燃料流泵送通过所述液态氢输送组件；接收指示到所述发动机的命令燃料流率的数据，其中所述命令燃料流率高于所述第一燃料流率；以及将存储的氢燃料从气态燃料存储装置提供到所述发动机。

[0153] 根据这些条项中的一个或多个所述的方法，进一步包括：确定所述命令燃料流率高于所述泵的最大泵容量。

[0154] 根据这些条项中的一个或多个所述的方法，其中，将存储的氢燃料从所述气态燃料存储装置提供到所述发动机包括响应于确定所述命令燃料流率高于所述泵的所述最大泵容量而将存储的氢燃料从所述气态燃料存储装置提供到所述发动机。

[0155] 根据这些条项中的一个或多个所述的方法，其中，将存储的氢燃料从所述气态燃料存储装置提供到所述发动机包括将存储的氢燃料从所述缓冲箱内提供到所述发动机。

[0156] 根据这些条项中的一个或多个所述的方法，其中，确定所述命令燃料流率高于所述泵的所述最大泵容量包括确定所述命令燃料流率高于所述泵的所述最大泵容量和来自所述缓冲箱的可用燃料流率的组合，并且其中，所述方法进一步包括：响应于确定所述命令燃料流率高于所述泵的所述最大泵容量和来自所述缓冲箱的所述可用燃料流率的所述组合而通过所述燃料输送组件的气态氢输送组件将第二氢燃料流从气态氢燃料箱提供到所述调节器组件。

[0157] 根据这些条项中的一个或多个所述的方法，其中，所述命令燃料流率小于所述泵的最大泵容量，并且其中，将存储的氢燃料从所述气态燃料存储装置提供到所述发动机包括将存储的氢燃料从所述缓冲箱内提供到所述发动机。

[0158] 根据这些条项中的一个或多个所述的方法，其中，将存储的氢燃料从所述气态燃料存储装置提供到所述发动机包括通过所述燃料输送组件的气态氢输送组件将第二氢燃料流从气态氢燃料箱提供到所述调节器组件。

[0159] 根据这些条项中的一个或多个所述的方法，其中，将存储的氢燃料从所述气态燃料存储装置提供到所述发动机包括通过所述燃料输送组件的气态氢输送组件将氢燃料流从气态氢燃料箱提供到所述调节器组件，并且其中，通过所述气态氢输送组件将所述氢燃料流从所述气态氢燃料箱提供到所述调节器组件包括：在第一飞行阶段期间提供来自所述液态氢输送组件的燃料与来自所述气态氢输送组件的燃料的第一比；以及在第二飞行阶段期间提供来自所述液态氢输送组件的燃料与来自所述气态氢输送组件的燃料的第二比；其中所述第二比高于所述第一比。

[0160] 根据这些条项中的一个或多个所述的方法，其中，所述第一飞行阶段是起飞或爬升飞行阶段，并且其中所述第二飞行阶段是巡航飞行阶段。

[0161] 根据这些条项中的一个或多个所述的方法，其中，所述第二比为至少2:1且至高达10:1。

[0162] 根据这些条项中的一个或多个所述的方法，其中，将存储的氢燃料从所述气态燃料存储装置提供到所述发动机包括通过所述燃料输送组件的气态氢输送组件将氢燃料流从气态氢燃料箱提供到所述调节器组件，并且其中，通过所述气态氢输送组件将所述氢燃料流从所述气态氢燃料箱提供到所述调节器组件包括在所述发动机的启动期间通过所述气态氢输送组件将所述氢燃料流从所述气态氢燃料箱提供到所述调节器组件。

[0163] 根据这些条项中的一个或多个所述的方法，其中，在所述发动机的所述启动期间通过所述气态氢输送组件将所述氢燃料流从所述气态氢燃料箱提供到所述调节器组件包括在所述发动机的所述启动期间从所述气态氢输送组件提供用于所述发动机的基本上所有燃料。

[0164] 根据这些条项中的一个或多个所述的方法，进一步包括：确定所述命令燃料流率小于所述泵的最小泵容量；以及将过量的氢燃料存储在所述调节器组件的缓冲箱内。

[0165] 根据这些条项中的一个或多个所述的方法，其中，将过量的氢燃料存储在所述缓冲箱内包括：确定所述缓冲箱的内部压力超过上限阈值；以及响应于确定所述缓冲箱的所述内部压力超过所述上限阈值而排放所述缓冲箱的至少一部分。

[0166] 根据这些条项中的一个或多个所述的方法，其中，使用所述泵将所述第一氢燃料流泵送通过所述液态氢输送组件包括在液相下将所述第一氢燃料流泵送通过所述液态氢输送组件。

[0167] 根据这些条项中的一个或多个所述的方法，其中，通过所述液态氢输送组件将所述第一氢燃料流从所述液态氢燃料箱提供到所述调节器组件包括利用位于所述泵下游的热交换器将所述第一氢燃料流从液相加热到气相。

[0168] 一种用于具有发动机的运载器的燃料系统，所述燃料系统包括：氢燃料箱，所述氢燃料箱用于存放氢燃料；燃料输送组件，所述燃料输送组件包括与所述氢燃料箱流体连通的氢输送组件；以及调节器组件，所述调节器组件与所述氢输送组件流体连通，用于当安装在所述运载器中时向所述发动机提供气态氢燃料，所述调节器组件包括限定流体入口和流体出口的缓冲箱，所述缓冲箱被构造为改变从所述流体入口到所述流体出口的所述燃料的流率。

[0169] 根据这些条项中的一个或多个所述的燃料系统，其中，所述缓冲箱包括排气阀，其中所述缓冲箱被构造为当所述缓冲箱的内部压力超过上限阈值时通过所述排气阀从所述缓冲箱内清除气态氢燃料。

[0170] 根据这些条项中的一个或多个所述的燃料系统，其中，所述氢燃料箱是液态氢燃料箱，其中所述氢燃料是处于液相的第一部分氢燃料，其中所述氢输送组件是液态氢输送组件，并且其中，所述燃料系统进一步包括：气态氢燃料箱，所述气态氢燃料箱用于存放气相的第二部分氢燃料；其中，所述燃料输送组件进一步包括与所述气态氢燃料箱流体连通的气态氢输送组件，所述气态氢输送组件与所述液态氢输送组件并行延伸。

[0171] 根据这些条项中的一个或多个所述的燃料系统，其中，所述缓冲箱与所述液态氢输送组件和所述气态氢输送组件流体连通，用于从所述液态氢输送组件和所述气态氢输送组件接收氢燃料。