用于氢飞行器的机载液态氢存储器的制作方法

1.本公开涉及氢存储器，特别地，涉及液态氢存储器。更详细地，本公开涉及用于氢飞行器的机载液态氢存储器。


背景技术：

2.用于商用飞行器的推进系统通常包括一个或多个飞行器发动机，诸如涡轮风扇喷气发动机。这些发动机可以由航空涡轮燃料提供动力，航空涡轮燃料通常是具有所需的碳数和碳氢比的可燃碳氢液态燃料，诸如煤油型燃料。这种燃料在燃烧时产生二氧化碳，并且需要改进，以减少或消除商用飞行器中的这种二氧化碳排放。
附图说明
3.本公开的特征和优点将从如附图中所示的各种示例性实施例的以下描述中变得显而易见，其中相似的参考数字大体上表示相同的、功能类似的和/或结构类似的元件。
4.图1是根据本公开的实施例的飞行器的透视图。
5.图2是沿图1中的线2-2截取到的图1中所示的飞行器的机身的横截面。
6.图3是具有多个燃料箱的飞行器的透视图。
7.图4是沿图3中的线4-4截取到的图3中所示的飞行器的机身的横截面。
8.图5是根据本公开的实施例的燃料箱的透视图。
9.图6是沿图5中的线6-6截取到的图5中所示的燃料箱的横截面。
10.图7是显示了图6中的细节7的燃料箱的详细视图。
11.图8是显示了图6中的细节8的燃料箱的详细视图。
12.图9是沿图5中的线6-6截取到的图5中所示的燃料箱的内容器的横截面透视图。从图9中省略了燃料箱的流体管线。
13.图10是显示了图5的燃料箱到飞行器的燃料输送组件的连接的示意图。
14.图11a至11c是示出了飞行器的正常操作状况和图5中所示的燃料箱的燃料提取管线在这些状况期间的角度的示意图。图11a示出了地面(怠速)状况和巡航状况。图11b示出了起飞和爬升。图11c示出了下降。
具体实施方式
15.本公开的特征、优点和实施例出于以下详细描述、附图和权利要求的考虑而被阐述或显而易见。此外，要理解的是，以下详细描述是示例性的并且旨在提供进一步的解释，而不限制所要求保护的公开的范围。
16.下面详细讨论了各种实施例。虽然讨论了特定实施例，但是这仅是为了例释的目的。相关领域的技术人员将认识到，在不背离本公开的精神和范围的情况下，可以使用其他部件和构造。
17.可燃碳氢液态燃料，诸如jet-a燃料，长期以来一直用于飞行器的燃气涡轮发动
机。飞行器上的燃料存储器已经被设计用于这种燃料。氢燃料(双原子氢)可用于消除来自商用飞行器的二氧化碳排放。然而，与可燃碳氢液态燃料相比，氢燃料提出了许多挑战。例如，在其气态形式中，氢燃料具有比jet-a燃料低得多的功率密度。即使当氢燃料以液相形式存储时，液态氢燃料也需要近似四倍的jet-a燃料体积，才能在给定范围内操作飞行器。此外，氢燃料具有相对较低的沸点，并且必须在低温温度下存储以维持液相。与存放相当体积的jet-a燃料的存储箱相比，低温存放液态氢的存储箱总体需要更多空间并且具有增加的重量。
18.当将氢燃料用于空间和重量非常宝贵的诸如飞行器的应用时，这些空间和重量要求可能是特别不利的。本公开讨论了用于在飞行器上存储液态氢(双原子氢)来用作为飞行器或其部件提供动力的燃料的系统和燃料箱。在一个实施例中，本文讨论的燃料箱是由双壁复合气缸制成的轻型箱。即使用这种燃料箱，也会将一定量热量从燃料箱周围的环境空气中输入到液态氢中，导致一些液态氢沸腾，所谓的“蒸发”蒸汽，并且燃料箱的上部分包括气相的氢(气态氢)。当从燃料箱中提取液态氢燃料时，优选地在没有氢蒸发蒸汽的情况下提取燃料。当燃料箱提供氢燃料时，燃料箱中的液态氢燃料的体积减少，并且燃料箱中的剩余体积由例如气相的氢(气态氢)构成，增加了在从燃料箱中提取液态氢时气态氢被夹带在液态氢中的可能性。本文所讨论的氢燃料箱的实施例被构造成最小化或消除夹带在提供给飞行器的燃料系统的液态氢中的这种氢蒸发蒸汽(气态氢)的存在。当飞行器在整个飞行过程中不仅移动，而且还改变俯仰角时，本文讨论的燃料箱已经被设计来应对这种挑战。
19.图1是可以实施各种优选实施例的飞行器100的透视图。飞行器100包括机身110、附接到机身110的机翼120、和尾翼130。在该实施例中，飞行器100包括一对机翼120，一个机翼在飞行器100的左舷侧(左舷机翼)，并且一个机翼在飞行器100的右舷侧(右舷机翼)。虽然图1中所示的飞行器100是飞机，但是本文描述的实施例也可以适用于其他固定翼飞行器，包括无人驾驶飞行器(uav)。机身110包括机头112和机尾114，中心线102从机头112延伸到机尾114。在该实施例中，飞行器100关于中心线102对称。飞行器100包括前向方向和后向方向，前向方向是从飞行器100上朝向机头112的方向，后向方向是从飞行器100上朝向机尾114的方向。
20.飞行器100还包括推进系统，该推进系统在飞行中、在滑行操作期间等，产生推动飞行器100所需的推进推力。图1中所示的飞行器100的推进系统包括一对发动机140。在该实施例中，每个发动机140通过挂架122以翼下构造被附接到机翼120之一。虽然发动机140在图1中被显示为以翼下构造附接到机翼120，但是在其他实施例中，发动机140可以具有替代构造并且被联接到飞行器100的其他部分。例如，发动机140可以另外或替代地包括联接到飞行器100的其他部分(诸如尾翼130和机身110)的一个或多个方面。
21.图1中所示的发动机140可以是各自能够选择性地为飞行器100产生推进推力的燃气涡轮发动机。推进推力的量可以至少部分地基于经由燃料系统提供给燃气涡轮发动机140的燃料量来被控制。存储在燃料系统的燃料箱200中的燃料和燃气涡轮发动机140中使用的燃料是氢燃料。燃料系统包括燃料输送组件150，燃料输送组件150将燃料流从燃料箱200提供到发动机140，并且更具体地，提供到燃气涡轮发动机140的涡轮机的燃烧区段的燃料歧管。燃料输送组件150包括管、管道等，以将燃料系统的各种部件流体连接到燃气涡轮发动机140。燃料输送组件150还可以包括用于分配飞行器100中的氢燃料并且将其分配到
燃气涡轮发动机140的各种其他部件和系统，诸如泵、汽化器等。
22.虽然本文描述的实施例描述了用于提供将在燃气涡轮发动机140中燃烧的氢燃料的燃料箱200，但是本文描述的燃料箱200的实施例也可适用于使用氢作为飞行器100中的燃料的其他应用。本文描述的实施例也可以是除燃气涡轮发动机之外的适用发动机。进一步地，发动机，具体地，燃气涡轮发动机140是使用氢作为燃料来为飞行器100提供动力的发电机(power generator)的示例，但是氢可以用作其他发电机的燃料。例如，发电机可以是燃料电池(氢燃料电池)，其中氢被提供给燃料电池，以通过与空气反应来发电。
23.燃料箱200被构造成存放至少部分地在液相内的氢燃料，并且被构造成基本上完全以液相，诸如完全以液相，向燃料输送组件150提供氢燃料。燃料箱200具有固定体积并且容纳处于液相的一定体积的氢燃料(液态氢燃料)。当燃料箱200基本上完全以液相向燃料输送组件150提供氢燃料时，燃料箱200中的液态氢燃料的体积减少，并且燃料箱200中的剩余体积由例如基本上完全处于气相的氢(气态氢)构成。如本文所用，术语“基本上完全”用于描述氢燃料的相，是指氢燃料的所述部分的质量的至少99％处于所述相，诸如氢燃料的所述部分的质量的至少97.5％、至少95％、至少92.5％、至少90％、至少85％、或至少75％处于所述相。
24.为了基本上完全以液相存储氢燃料，氢燃料以非常低的(低温)温度被存储在燃料箱200中。例如，氢燃料可以在大约-253摄氏度(20开氏度)或更低在大气压力下被存储在燃料箱200中，或在其他温度和压力下被存储在燃料箱200中，以将氢燃料基本上完全维持在液相中。在一些实施例中，氢燃料可以在从-259摄氏度(14开氏度)到-243摄氏度(30开氏度)的温度下，并且更优选地，在从-253摄氏度(20开氏度)到-243摄氏度(30开氏度)的温度下，被存储在燃料箱200中。如上所述，例如，存储处于液相并且其体积足以在典型商业飞行范围内为飞行器100提供动力的氢燃料，需要比用于jet-a燃料的燃料箱更大的燃料箱200。如图1所示，燃料箱200的至少一部分位于机身110中，并且在该实施例中，完全在机身110内，而不是在机翼120中。
25.在该实施例中，每个机翼120在附接点124处被附接到机身110。当飞行器100被推动通过空气时，机翼120生成升力，并且所生成的升力作用在机翼升力中心(有时也称为压力中心)处的飞行器100上。
26.图2是沿图1中的线2-2截取到的机身110的横截面。机翼升力中心用图2中所示的参考字符cl标记。在该实施例中，使用单个燃料箱200，并且燃料箱200完全位于机身110内。燃料箱200位于机身内，使得相对于前向方向和后向方向，燃料箱200位于机翼升力中心cl处。如上所述，该实施例的飞行器100关于中心线102对称，并且机翼升力中心cl位于中心线102上。使燃料箱200位于机翼升力中心cl处可以促进飞行器在飞行期间的稳定性。图2中所示的飞行器1002是商用客机，其包括用于操作飞行器100的驾驶舱116和至少一个客舱118。在该实施例中，飞行器100包括两个客舱118，后客舱118a和前客舱118b，并且燃料箱200使后客舱118a与前客舱118b分开。虽然图2中所示的飞行器100是客机，但是本文描述的实施例也可以例如适用于其他飞行器，诸如货机。
27.图3是具有多个燃料箱200的飞行器100的另一个实施例的透视图。可以使用任何合适数量的燃料箱200，但是如上所述，使本文讨论的燃料箱200的数量最小化可以使燃料箱200的重量最小化。图3中所示的飞行器100包括两个燃料箱200，前燃料箱202和后燃料箱
204。但是对于飞行器100内的位置和大小，下面对燃料箱200的描述适用于前燃料箱202和后燃料箱204。
28.图4是沿图3中的线4-4截取到的机身110的横截面。优选地，前燃料箱202和后燃料箱204在前向方向和后向方向上围绕机翼升力中心cl被定位在机身110中，使得前燃料箱202和后燃料箱204各自平衡，并且促进飞行器100在飞行期间的稳定性。更具体地，前燃料箱202包括用处于液相的氢燃料填充至容量时的重力中心cg
ft
。前燃料箱202还包括从机翼升力中心cl到前燃料箱202的重力中心cg
ft
的力矩臂m
ft
。同样地，后燃料箱204包括用处于液相的氢燃料填充至容量时的重力中心cg
at
。后燃料箱204还包括从机翼升力中心cl到后燃料箱204的重力中心cg
at
的力矩臂m
at
。前燃料箱202和后燃料箱204位于机身110内，使得前燃料箱202的力矩臂m
ft
平衡后燃料箱204的力矩臂m
at
。例如，当前燃料箱202和后燃料箱204为相同大小并且具有相同的几何形状时，前燃料箱202和后燃料箱204可以分别放置在机翼升力中心cl的前后相同距离处。
29.与图2中所示的飞行器100一样，图4中所示的飞行器100是包括驾驶舱116和至少一个客舱118的商用客机。在该实施例中，前燃料箱202可以被放置在驾驶舱116的正后方，使驾驶舱116与客舱118分开，后燃料箱204位于邻近尾翼130(图3)和机尾114(图3)的飞行器100的后区段中。通过这种定位，飞行器100可以包括一个客舱118，驾驶舱116通过单独门进入。
30.现在参考图5和6，其中图5是在本文讨论的飞行器100中使用的燃料箱200的实施例的透视图，以及图6是沿图5中的线6-6截取到的燃料箱200的横截面。燃料箱200被构造成存放处于液相的氢燃料。在该实施例中，燃料箱200是圆柱形的并且具有外直径d。燃料箱200还包括纵向轴线206和在纵向轴线206方向上的长度l。在该实施例中，长度l大于直径d。燃料箱200在图1至4中被定向，其中纵向轴线206被定向成平行于飞行器100的中心线102，并且在一些实施例中，纵向轴线206可以与飞行器100的中心线102重合。如上面讨论的并且如图1至4中所示，随着燃料箱200位于机身110内，与具有较小直径的燃料箱200相比，燃料箱200的外直径可以最大化，以避免附加重量。优选地，燃料箱的外直径与机身的最大内直径的比率(箱与机身比)是从十分之八到十分之九，并且用于现有机架的燃料箱200的示例直径d在下面的表1中示出。
31.表1
[0032][0033]
更具体地参考图6，为了存储处于液相的氢燃料，燃料箱200低温存储和维持氢，并且可以是低温恒温器。该实施例的燃料箱200是轻量双壁箱，并且包括内容器210(内低温液体箱)和外容器220(真空容器)。图7和8是分别显示图6中的细节7和8的详细视图。如图7和8所示，内容器210具有内容器壁212，并且外容器220也具有外容器壁222。内容器210被定位在外容器220内，在内容器210和外容器220之间形成有间隙230。更具体地，间隙230形成在内容器壁212和外容器壁222之间。内容器210被定位在外容器220内并且通过悬架240被连
接到外容器220，如下面将进一步讨论的。
[0034]
如图6所示，内容器壁212限定了室250，在室250中存储处于液相的氢燃料(液态氢)。如上所述，室250中也将存在一定量的气态氢。室250包括上部分252和下部分254。气态氢将收集在室250的上部分252中，并且液态氢将位于室250的下部分254中。当燃料箱200提供氢燃料时，燃料箱200中的液态氢燃料的体积减少，而燃料箱中的剩余体积由气态氢构成。
[0035]
图7是显示图6中的细节7的详细视图。图7是燃料箱200的详细视图，显示了悬架240。在该实施例中，悬架240将内容器210的纵向端连接到外容器220的纵向端。这里，悬架240是在至少每一端上具有螺纹242的中空管。悬架240的螺纹242与形成在内容器210和外容器220中的每一个中的螺纹244接合。优选地，悬架240由具有低热导率的材料(诸如像碳纤维这样的复合材料)制成。中空复合管是有利的，因为它们减少了热损失。可以使用其他合适的悬架来将内容器210定位在外容器220内，其间形成有间隙230。例如，这种其他悬架包括径向带。
[0036]
图8是燃料箱200的详细视图，显示了内容器壁212、间隙230和外容器壁222。图8是显示图6中的细节8的详细视图。内容器壁212是多层壁，具有内层214和外层216。内层214优选地是金属，诸如铝或钢，并且外层216优选地是复合材料，诸如碳纤维复合材料。碳纤维外层216以相对较低的重量为内容器210提供强度，这对于本文讨论的飞行器应用是优选的。如果单独使用碳纤维复合材料作为内容器210，则氢可能会通过碳纤维复合材料扩散，并且碳纤维可能会因为低温温度和扩散通过碳纤维复合材料的氢而变脆。金属内层214用作位于室250中的氢的扩散屏障，并且是内容器壁212的结构构件。优选地，内层214是至少2毫米厚，并且更优选地，至少3毫米厚。较薄的材料可能既无法为氢提供足够的扩散屏障，又不适合用作内容器壁212的结构构件。在该实施例中，外层216可以从三毫米厚到八毫米厚。
[0037]
外容器壁222也是多层壁，具有内层224和外层226。基于如上面对于内容器壁212所讨论的类似考虑，外容器壁222的内层224优选地是金属，诸如铝或钢，并且外容器壁222的外层226优选地是碳纤维复合材料。内层224和外层226各自可以具有上面讨论的优选厚度。
[0038]
如上所述，内容器210被定位在外容器220内，在内容器210和外容器220之间形成有间隙230，并且更具体地，在内容器壁212和外容器壁222之间形成有间隙230。为了为内容器210提供热隔离，间隙230处于真空下，诸如从一毫托到一微托。间隙230可以包括孔隙空间或完全为孔隙空间，但是在该实施例中，间隙230包括在间隙230中的多层绝缘体(mli)。例如，可以使用本领域已知的任何合适的多层绝缘体，诸如镀铝
[0039]
图9是沿图5中的线6-6截取到的内容器210的横截面透视图。在图9中，省略了燃料箱200的外容器220和流体管线(下面进一步讨论的)。燃料箱200包括位于室250中的多个挡板256。在该实施例中，每个挡板256位于室250的下部分254中。该实施例的每个挡板256是板。每个挡板256可以被定向在横向于燃料箱200的纵向轴线206的方向上，并且更具体地，被定向在垂直于燃料箱200的纵向轴线206的方向上。每个挡板256还包括形成在板中的多个孔258。每个孔258优选地是允许液态氢流过其中的通孔。虽然在图9中显示为圆形，但是孔258可以具有任何合适的几何形状。挡板256被定位在室250内，并且被构造成限制液态氢在前向方向和后向方向上的流动，这有助于防止在飞行器100操作期间的晃动。
[0040]
如图5和6所示，该实施例的燃料箱200包括多个流体管线。这些流体管线中的每个流体管线将室250流体连接到燃料箱200外侧，并且穿透内容器壁212和外容器壁222中的每一个。流体管线可以是适用于应用的任何合适的流体管线，诸如管道、管、导管等。一个流体管线是气态氢提取管线261。如上所述，气态氢可以收集在室250的上部分252中。气态氢提取管线261被流体连接到室250的上部分252，并且在该实施例中，从燃料箱200径向向外延伸。气态氢提取管线261可用于诸如通过使室250通向大气，来从室250中去除(提取)气态氢。气态氢提取管线261可用于调节室250中的压力。合适的控制阀，诸如压力控制阀，可以位于气态氢提取管线261中，以调节压力并控制室250的通气。
[0041]
燃料箱200使用至少一个液态氢填充管线263、265来被填充。在该实施例中，燃料箱200包括两个液态氢填充管线，下液态氢填充管线263和上液态氢填充管线265。下液态氢填充管线263和上液态氢填充管线265各自可以从室250延伸到位于飞行器100外部上(诸如机身110的外部上)的联接器。阀可以被结合到联接器中或被放置在联接器和室250之间。液态氢源被联接到联接器，并且打开阀，以用液态氢来填充燃料箱200。下液态氢填充管线263在下部分254处被流体连接到室250，并且可以用于从底部填充燃料箱200(底部填充)。上液态氢填充管线265在上部分252处被流体连接到室250，并且可以用于从顶部填充燃料箱200(顶部填充)。在一些实施例中，下液态氢填充管线263和上液态氢填充管线265中的一个可用于填充燃料箱200。在其他实施例中，下液态氢填充管线263和上液态氢填充管线265两者可以同时用于以良好氢质量来填充燃料箱200，诸如燃料箱200中的氢的所需温度、压力和饱和度。
[0042]
燃料提取管线267被流体联接到室250和燃料输送组件150，以向燃料输送组件150提供氢燃料。燃料箱200，更具体地，室250，通过燃料提取管线267被流体联接到燃料输送组件150。当燃料箱200提供氢燃料时，燃料箱200中的液态氢燃料的体积减少，并且燃料提取管线267在室250的下部分254处被流体联接到室250。
[0043]
图10是显示燃料箱200与燃料输送组件150的连接的示意图。该实施例的燃料输送组件150包括液态氢泵152，液态氢泵152包括马达154，以在燃料输送组件150中分配液态氢。排放管线156将液态氢泵152流体连接到燃料输送组件150的下游部件。
[0044]
吸入适配器158位于液态氢泵152的上游，并且将燃料提取管线267流体连接到液态氢泵152。就任何气态氢被夹带在通过燃料提取管线267流到液态氢泵152的液态氢中来说，吸入适配器158被构造成使气态氢与液态氢分离，并且气态氢通过氢蒸汽返回管线269再循环回到燃料箱200，并且更具体地，再循环回到室250。在该实施例中，氢蒸汽返回管线269在室250的上部分252处被流体连接到室250，以使气态氢返回到室250内的蒸汽空间。氢蒸汽返回管线269将液态氢泵152流体连接到燃料箱200，并且更具体地，将吸入适配器158流体连接到燃料箱200。
[0045]
在该实施例中，氢蒸汽返回管线269维持从液态氢泵152到燃料箱200的正斜率，并且更具体地，维持从吸入适配器158到燃料箱200的正斜率，以使蒸汽能够通过浮力驱动流而返回。在一些实施例中，氢蒸汽返回管线269在飞行器100的前向方向上延伸，并且相对于燃料箱200的纵向轴线206具有向下角度，以在飞行器100的所有正常操作状况期间，维持来自液态氢泵152的正斜率。下面对燃料提取管线267的向下角度α的讨论也适用于氢蒸汽返回管线269的向下角度。
[0046]
本文所讨论的流体管线，特别是运送液态氢的那些流体管线，诸如下液态氢填充管线263和燃料提取管线267，可以是真空夹套管。本文讨论的流体管线可以由包括金属的任何合适的材料制成，和/或具有金属部分。将金属(或金属部分)用于流体管线，诸如燃料提取管线267，使得流体管线能够焊接到内容器壁212的金属内层214和外容器壁222的金属内层224(图6至8)。
[0047]
如图10所示，液态氢泵152和吸入适配器158位于飞行器100中低于燃料箱200的高度，并且更具体地，低于室250的底部的高度。通过这种定位，燃料箱200中的液态氢将净正压(头)提供给液态氢泵152和吸入适配器158。在该实施例中，净正压头可以通过p＝ρ
lh2
×g×
x来计算，其中ρ
lh2
为液态氢的密度，g为重力加速度(重力常数)，和h为上游点和下游点之间的高度差。
[0048]
如图6所示，燃料提取管线267相对于燃料箱200的纵向轴线206具有向下角度α，以进一步提供净正压。燃料提取管线267还相对于飞行器100的中心线102具有向下角度。当飞行器100的中心线102和燃料箱200的纵向轴线206彼此平行时，相对于飞行器100的中心线102的向下角度与角度α相同。如上所述，飞行器100可以是具有至少一个客舱118的商用客机。客舱118(和/或驾驶舱116)可以包括地板119(见图2和4)。地板119可以平行于飞行器100的中心线102。燃料提取管线267以相对于地板119的向下角度延伸，其中相对于地板119的向下角度与角度α相同。
[0049]
该实施例的燃料提取管线267被设计成在飞行器100的所有正常操作状况期间提供净正压，并且优选地，向下角度α被设定成使得燃料提取管线267在所有正常操作状况期间向下。
[0050]
图11a至11c是示出了飞行器100的正常操作状况和在这些状况期间的燃料提取管线267相对于水平面10的角度β的示意图。图11a至11c还示出了在这些状况期间的飞行器100的俯仰角(角度γ)。飞行器100的俯仰角(角度γ)可以是水平面10和飞行器100的中心线102之间的角度。下面的表2显示了在各种正常操作状况期间的商用客机的俯仰角(角度γ)的预期上限。预期的最大俯仰角(角度γ)为二十度。
[0051]
表2
[0052][0053]
在该实施例中，燃料提取管线267的角度α优选地至少是飞行器100的最大俯仰角，并且优选地，角度α大于二十度。在其他实施例中，角度α被设定成比飞行器100的最大俯仰角大至少五度，并且优选地，角度α至少是二十五度。例如，燃料提取管线267可以相对于燃料箱200的纵向轴线206和飞行器100的中心线102以二十五度的角度α向下成角度。在该示例中，飞行器100的中心线102也平行于水平面10。在任务(飞行)开始时，飞行器100在地面上并且处于怠速，如图11a所示。燃料提取管线267相对于水平面10向下成二十五度的角度
(角度β)，如表2中所示，飞行器100在地面上。在起飞期间，如图11b所示，飞行器100可以向上俯仰十五度，并且燃料提取管线267相对于水平面10维持向下成十度角度(角度β)，如表2中所示。在起飞之后，飞行器100将俯仰角增加到二十度，并且燃料提取管线267仍然相对于水平面10维持向下成五度角度(角度β)，如表2中所示。飞行器100在其达到巡航高度并且返回到水平(零)俯仰角状况时进入平飞，如图11a所示。在巡航期间，燃料提取管线267相对于水平面10向下成二十五度角度(角度β)，如表2中所示。当飞行器100下降着陆时，飞行器100的俯仰角为负五度，如图11c所示，将燃料提取管线267相对于水平面10的向下角度β增加到三十度，如表2中所示。在该示例中，燃料提取管线267在整个飞行过程中相对于水平面10向下成角度(角度β)。
[0054]
在该实施例中，燃料提取管线267位于燃料箱200的前端上，并且在飞行器100的前向方向上延伸。就液态氢在飞行器100诸如在起飞和爬升期间俯仰向上时流动离开燃料提取管线267来说，燃料箱200中的液态氢的体积是接近满的，并且飞行器100的向上俯仰不会妨碍向燃料提取管线267供应燃料。当飞行进行时，燃料箱200中的液态氢燃料的体积减少，并且在飞行结束时可能是接近空的。当飞行器100下降时，燃料箱200中剩余的液态氢燃料流向燃料箱200的前端。随着燃料提取管线267位于燃料箱200的前端上并且在飞行器100的前向方向上延伸，液态氢燃料流向燃料提取管线267并且继续供应燃料提取管线267。
[0055]
本公开的进一步的方面由以下条款的主题提供。
[0056]
一种飞行器，包括机身、发电机、用于存放用于所述发电机的燃料的燃料箱、和燃料输送组件。所述机身具有中心线、前向方向和后向方向。所述发电机被构造成向所述飞行器提供动力。所述燃料箱定位在所述机身中，并且被构造成存放处于液相的氢燃料。所述燃料箱具有(i)用于存放所述氢燃料的室和(ii)流体联接到所述室的燃料提取管线。所述燃料提取管线在所述前向方向上从所述燃料箱延伸并且相对于所述机身的所述中心线以向下角度延伸。所述燃料输送组件流体联接到所述燃料提取管线，并且将所述燃料箱流体连接到所述发电机。所述燃料输送组件被构造成将来自所述燃料箱的所述氢燃料提供给所述发电机。
[0057]
根据前述条款中任一项所述的飞行器，其中所述燃料箱包括位于所述室中的至少一个挡板。
[0058]
根据前述条款中任一项所述的飞行器，其中所述向下角度大于二十度。
[0059]
根据前述条款中任一项所述的飞行器，其中所述向下角度是至少二十五度。
[0060]
根据前述条款中任一项所述的飞行器，其中所述燃料提取管线是真空夹套管。
[0061]
根据前述条款中任一项所述的飞行器，其中所述燃料输送组件包括液态氢泵。所述燃料提取管线流体连接到所述液态氢泵。所述燃料箱进一步包括氢蒸汽返回管线，所述氢蒸汽返回管线将所述液态氢泵流体连接到所述室，以使气态氢从所述液态氢泵返回到所述室。所述氢蒸汽返回管线在所述前向方向上从所述燃料箱延伸并且相对于所述机身的所述中心线以向下角度延伸。
[0062]
根据前述条款中任一项所述的飞行器，其中所述机身包括最大内直径，并且所述燃料箱是具有外直径的圆柱形。所述燃料箱的所述外直径与所述机身的所述最大内直径的比率是从十分之八到十分之九。
[0063]
根据前述条款中任一项所述的飞行器，其中所述发电机是燃气涡轮发动机。
[0064]
根据前述条款中任一项所述的飞行器，进一步包括一对机翼，所述一对机翼连接到所述机身，并且被构造成生成机翼升力中心。所述燃料箱位于所述机身内，使得所述燃料箱相对于所述前向方向和所述后向方向位于所述机翼升力中心处。
[0065]
根据前述条款中任一项所述的飞行器，其中所述燃料箱是前燃料箱。所述飞行器进一步包括一对机翼，所述一对机翼连接到所述机身，并且被构造成生成机翼升力中心。所述前燃料箱位于所述机翼升力中心的前方。所述飞行器进一步包括后燃料箱，所述后燃料箱被构造成存放处于液相的氢燃料。所述后燃料箱具有(i)用于存放所述氢燃料的室和(ii)流体联接到所述室的燃料提取管线。所述燃料提取管线在所述前向方向上从所述后燃料箱延伸并且相对于所述机身的所述中心线以向下角度延伸。
[0066]
根据前述条款中任一项所述的飞行器，其中所述前燃料箱和所述后燃料箱各自包括(i)当用处于液相的氢燃料填充至容量时的重力中心，和(ii)从所述机翼升力中心到所述前燃料箱和所述后燃料箱各自的所述重力中心的力矩臂。所述前燃料箱和所述后燃料箱位于所述机身内，使得所述前燃料箱的所述力矩臂平衡所述后燃料箱的所述力矩臂。
[0067]
根据前述条款中任一项所述的飞行器，其中所述燃料箱的所述室包括下部分和上部分。所述燃料提取管线流体联接到所述室的所述下部分。
[0068]
根据前述条款中任一项所述的飞行器，其中所述燃料箱进一步包括气态氢提取管线，所述气态氢提取管线流体联接到所述室的所述上部分。
[0069]
根据前述条款中任一项所述的飞行器，其中所述燃料箱包括外容器和在所述外容器内的内容器。所述室位于所述内容器内。
[0070]
根据前述条款中任一项所述的飞行器，其中所述燃料箱进一步包括在所述外容器和所述内容器之间的间隙。所述间隙在真空下，以为所述内容器提供热隔离。
[0071]
根据前述条款中任一项所述的飞行器，其中所述燃料箱进一步包括在所述间隙中的多层绝缘体。
[0072]
根据前述条款中任一项所述的飞行器，其中所述外容器具有外容器壁，所述外容器壁具有内层和外层。
[0073]
根据前述条款中任一项所述的飞行器，其中所述内层是金属，并且所述外层是复合材料。
[0074]
根据前述条款中任一项所述的飞行器，其中所述内容器具有内容器壁，所述内容器壁具有内层和外层。
[0075]
根据前述条款中任一项所述的飞行器，其中所述内层是金属，并且所述外层是复合材料。
[0076]
根据前述条款中任一项所述的飞行器，其中所述燃料提取管线包括金属部分，所述燃料提取管线的所述金属部分被焊接到所述内容器的所述内层。
[0077]
根据前述条款中任一项所述的飞行器，其中所述燃料箱进一步包括悬架，以将所述内容器定位在所述外容器内，在所述外容器和所述内容器之间具有间隙，以便为所述内容器提供热隔离。
[0078]
根据前述条款中任一项所述的飞行器，其中所述内容器和所述外容器各自具有螺纹，并且所述悬架包括中空管，所述中空管具有与所述内容器和所述外容器各自的所述螺纹接合的螺纹。
[0079]
虽然前面的描述针对优选实施例，但是值得注意的是，其他变化和修改对于本领域技术人员来说将是显而易见的，并且可以在不背离本公开的精神或范围的情况下进行。此外，结合一个实施例描述的特征可以结合其他实施例来使用，即使上面没有明确说明。

技术特征：
1.一种飞行器，其特征在于，包括：机身，所述机身具有中心线、前向方向和后向方向；发电机，所述发电机被构造成向所述飞行器提供动力；燃料箱，所述燃料箱用于存放用于所述发电机的燃料，所述燃料箱定位在所述机身中，并且被构造成存放处于液相的氢燃料，所述燃料箱具有(i)用于存放所述氢燃料的室和(ii)流体联接到所述室的燃料提取管线，所述燃料提取管线在所述前向方向上从所述燃料箱延伸并且相对于所述机身的所述中心线以向下角度延伸；和燃料输送组件，所述燃料输送组件流体联接到所述燃料提取管线，并且将所述燃料箱流体连接到所述发电机，所述燃料输送组件被构造成将来自所述燃料箱的所述氢燃料提供给所述发电机。2.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，其中所述燃料箱包括位于所述室中的至少一个挡板。3.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，其中所述向下角度大于二十度。4.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，其中所述燃料提取管线是真空夹套管。5.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，其中所述燃料输送组件包括液态氢泵，所述燃料提取管线流体连接到所述液态氢泵，并且其中所述燃料箱进一步包括氢蒸汽返回管线，所述氢蒸汽返回管线将所述液态氢泵流体连接到所述室，以使气态氢从所述液态氢泵返回到所述室，所述氢蒸汽返回管线在所述前向方向上从所述燃料箱延伸并且相对于所述机身的所述中心线以向下角度延伸。6.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，其中：所述机身包括最大内直径；所述燃料箱是具有外直径的圆柱形；并且所述燃料箱的所述外直径与所述机身的所述最大内直径的比率是从十分之八到十分之九。7.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，其中所述发电机是燃气涡轮发动机。8.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，进一步包括一对机翼，所述一对机翼连接到所述机身，并且被构造成生成机翼升力中心，所述燃料箱位于所述机身内，使得所述燃料箱相对于所述前向方向和所述后向方向位于所述机翼升力中心处。9.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，其中：所述燃料箱是前燃料箱；所述飞行器进一步包括一对机翼，所述一对机翼连接到所述机身，并且被构造成生成机翼升力中心，所述前燃料箱位于所述机翼升力中心的前方；并且所述飞行器进一步包括后燃料箱，所述后燃料箱被构造成存放处于液相的氢燃料，所述后燃料箱具有(i)用于存放所述氢燃料的室和(ii)流体联接到所述室的燃料提取管线，所述燃料提取管线在所述前向方向上从所述后燃料箱延伸并且相对于所述机身的所述中心线以向下角度延伸。10.根据权利要求9所述的飞行器，其特征在于，其中所述前燃料箱和所述后燃料箱各自包括(i)当用处于液相的氢燃料填充至容量时的重力中心，和(ii)从所述机翼升力中心到所述前燃料箱和所述后燃料箱各自的所述重力中心的力矩臂，所述前燃料箱和所述后燃
料箱位于所述机身内，使得所述前燃料箱的所述力矩臂平衡所述后燃料箱的所述力矩臂。

技术总结
一种飞行器，包括机身、被构造成向飞行器提供动力的发电机、和用于存放用于发电机的燃料的至少一个燃料箱、和燃料输送组件。燃料箱被定位在机身中，并且被构造成存放处于液相的氢燃料。燃料箱具有用于存放氢燃料的室和流体联接到室的燃料提取管线。燃料提取管线在机身的前向方向上从燃料箱延伸并且相对于机身的中心线以向下角度延伸。燃料输送组件与燃料提取管线流体联接，并且将燃料箱流体连接到发电机。燃料输送组件被构造成将来自燃料箱的氢燃料提供给发电机。料提供给发电机。料提供给发电机。


技术研发人员：康斯坦丁诺斯
受保护的技术使用者：通用电气公司
技术研发日：2022.09.26
技术公布日：2023/4/17