CN1849160A - 热控制用的系统和方法 - Google Patents

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Abstract

一种用于控制燃气涡轮发动机(14)中热传递的系统(10)，包括一个设置成与发动机(14)可操作地连通的产生热量的子系统、一个供应燃料的燃料源(18)、一个接受从燃料源(18)来的燃料而将燃料提供到发动机(14)的燃料稳定装置(16)以及一个设置成与燃料成热交换从而实现将热量从产生热量的子系统传递给燃料的换热器。一种控制此种热传递的方法包括从燃料稳定装置(16)中的燃料内除氧、将热量从产生热量的子系统传递给燃料以及在燃气涡轮发动机(14)中燃烧燃料。系统(10)可以用于飞机的热控制。

Description

热控制用的系统和方法
相关申请书的相互参考
本申请书是2003年4月4日申请的题为“平面膜脱氧器”的美国专利申请No.10/407,004的部分继续申请，该专利申请的内容全部合并于此。
技术领域
本发明总的涉及用于控制热量传递的系统、方法和装置，尤其涉及用于控制一个能量转换装置与其相邻环境之间的热量传递的系统、方法和装置。
背景
能量转换装置用的热量控制系统常常利用燃料作为冷却介质，特别是在飞机和其它空运系统中，那里使用环境空气作为散热剂会造成显著的性能恶化。此外，废热回收和将其重新引向燃料流来加热燃料能提高操作效率。对于这样一种系统，负面实现一种特定燃料的可用冷却能力的因素之一是不希望有的氧化反应产物及其在燃料系统装置表面上的沉积物的形成速率。此种产物的形成速率可能至少部分地取决于燃料中存在的溶解氧的量。存在的溶解氧的量可能起因于各种因素，如燃料对空气的暴露，更具体地是燃料泵抽操作期间燃料对空气的暴露。溶解氧的存在可能导致生成过氧化氢物，后者当受热时生成自由基，该自由基聚合而生成高分子量的氧化反应产物，该产物通常不溶于燃料。此种产物可能随后沉积于燃料输送和喷射系统中及能量转换装置的其它表面上，从而有害地实现该能量转换装置的性能和操作。因为能量转换装置中使用的燃料通常为碳氢化合物基燃料，所以沉积物含有碳而通常称为“焦碳”。
提高输入能量转换装置的燃料的温度会提高发生氧化反应的速率。当前可用的不易生成焦碳的燃料大体上价格更贵或需要添加剂。燃料添加剂要求附加的硬件、在线输送系统和昂贵的供应底层构件。其次，此种当前可用的不易生成焦炭的燃料并非总是容易买到的。
发明概要
本发明的一个方面是一种用于控制燃气涡轮发动机中热传递的系统。这样一种系统包括一个设置成与该发动机可操作地连通的产生热量的子系统(或多个子系统)、一个做成能接受从燃料源来的燃料和将该燃料提供给发动机的燃料稳定装置以及一个被设置成与燃料形成热交换从而实现将热量从该产生热量的子系统传递到燃料的换热器。
另一方面，一种用于热量传递的控制的系统包括一个能量转换装置和一个向该装置供应燃料的燃料系统。该燃料系统包括至少一个设置成与从燃料系统来的燃料形成热交换的产生热量的子系统，从而实现将热量从该产生热量的子系统传递到燃料。该燃料基本上不含焦炭并被加热到高于约550的温度。
在另一方面，一种控制飞机中的热传递的方法包括从输送到用于驱动飞机的发动机的燃料流中除去氧、将热量从飞机的一个产生热量的子系统传递到该燃料以及燃烧燃料。
在又一方面，一种用于飞机热控制的系统包括用于给飞机以动力的机构、用于向上述机构供应燃料的机构、用于使燃料脱氧的机构和用于实现飞机的产生热量的子系统和燃料之间的热量传递的机构。
在又一方面，一种用于控制飞机中热传递的系统包括一台飞机发动机、一个设置成与该飞机发动机可操作地连通的产生热量的子系统(或多个子系统)、一个供应燃料的燃料源、一个其形状做成能接受从燃料源来的燃料而向飞机发动机提供一种输出燃料流的燃料稳定装置以及一个换热器，该换热器设置成与从燃料稳定装置和产生热量的子系统来的输出燃料流成热交换，从而实现将热量从产生热量的子系统传递给输出燃料流。
上述系统和方法的一个优点是提高了燃料的可用冷却能力。通过提高可用冷却能力，能量转换装置能够在升高的温度下操作而同时使用较低品位的燃料。在升高的温度下操作该装置给从该系统的产生热量的部件回收废热提供了更大的机会。转过来，回收废热减少了与操作该装置相关的燃料消耗的费用，因为燃烧预热的燃料需要的输入能量比燃烧未加热的燃料要少。提高冷却能力(因而提高操作温度、回收废热和减少燃料消耗)也提高了操作该装置的总效率。
另一优点是减少了能量转换装置中焦炭的生成。当温度升高时存在于燃料中的溶解的氧含量降低，这减缓了氧化反应的速率，后者又减少了焦炭的生成和焦炭在能量转换装置表面上的沉积，由此降低了维修要求。燃料的完全脱氧或部分脱氧抑制了跨越各种飞机燃料品位的焦炭的生成。燃料中溶解的氧含量的减少降低了焦炭沉积速率并因此相应地提高了在能量转换装置操作期间可由燃料支持的最高允许温度。换句话说，当燃料中存在较少量的溶解的氧时，燃料可以吸收更多的热能，由此导致在能量转换装置中焦炭的沉积成为不合要求之前该能量转换装置能在较高燃料温度下操作。
也存在燃料进入FSO之前将燃料预热热到防止、限制或尽可能减少焦炭生成的温度的操作优点。特别是，氧在燃料中的可溶度、氧在燃料中的扩散程度和氧通过该膜的扩散程度随温度的升高而增加。因此，FSU性能可以通过预热该燃料而提高。这可以导致或是减小FSU体积(减小尺寸和重量)或是提高FSU性能，这可以导致进一步降低流出FSU的燃料中的氧水平。其次，减小FSU体积还可允许系统的设计中将FSU自由地安置在燃料系统中(在低等热负荷的上游或是下游)与提高热负荷和燃料系统热传递硬件的级联能力。
附图简述
图1是一种用于控制能量转换装置和燃料系统之间的热传递的系统的示意图；
图2是一种显示一燃料入口的燃料稳定装置的示意图；
图3是一种显示一燃料出口和一氧出口的该燃料稳定装置的示意图；
图4是一种组成该燃料稳定装置的流动板、可渗透的复合材料膜和多孔衬底的组合件的截面图；
图5是由流动板限定的燃料通路的示意图；
图6是由流动板限定的燃料通路的另一实施例；
图7是一个流动板/膜/衬底组合件的分解图；
图8是一种其中一高温热源是一高温油源的用于控制热量传递的系统；
图9是一种其中一高温热源是一冷却的涡轮的冷却空气装置的用于控制热量的系统；
图10是一种其中一高温热源是一涡轮废气换热器的用于控制热量传递的系统；
图11是一种其中一高温热源是一燃料冷却的环境控制系统预冷器的用于控制热量传递的系统；
图12是一种其中一高温热源是一个集成的空气循环环境控制系统的用于控制热量传递的系统；
图13是一种其中一高温热源是一热泵的用于控制热量传递的系统。
详细描述
参照图1，图中总的用10表示一个热传递控制系统，此后称作“系统10”。如此处使用的，术语“热传递控制”预期指通过调节相关子系统和工作循环的各种化学和物理参数来控制热传递。这些子系统包括(但不限于)向该工作循环提供一种碳氢化合物基的燃料。该工作循环可以是一种能量转换装置。虽然此后系统10被描述成飞机的一个部件，但应当理解，系统10也与其它用途有关，如公用发电、陆基运输系统、海上和内河运输系统、工业设备系统等。其次，应当理解，术语“飞机”包括所有种类的有翼飞机、旋翼飞行器、有翼和旋翼混合机、宇宙飞船、无人驾驶飞机和其它无人飞行器、武器运输系统等。
在系统10的一个实施例中，燃料系统12包括一个燃料稳定装置(FSU)16，后者从燃料源18接受燃料并向能量转换装置(此后称“发动机14”)提供燃料。操作期间实现系统10的各部件间热交换的各种发热子系统(如低温热源24、泵和计量系统20、高温热源22、上述热源和系统的组合等)通过设置成与FSU16上游或下游的燃料成热交换而整合在燃料系统12中。在燃料系统12中在FSU16之前还可设置一个燃料预热器13，以提高FSU16中接受的燃料的温度。在燃料系统12中最好设置成具有阀25的可选择地驱动的燃料管线旁路23，以便在各子系统特别是高温热源22周围提供燃料的旁路。
发动机14设置成与各发热子系统成可操作的连通，并最好包括一台有压缩机30、燃烧器32和涡轮34的燃气涡轮发动机。从燃料系统12来的燃料通过燃料喷嘴36喷入燃烧器32中并点燃。发动机14的输出轴38提供输出动力来驱动推进飞机的多个叶片。
带有FSU16的系统10的操作能够控制由各热源和系统产生的热量而提供上述优点和好处。燃料中开始生成焦炭的温度为约260。在高到约325的燃料温度下操作发动机14(如燃气涡轮发动机)通常产生的焦炭积累量对大多数军事用途是可以接受的。但是，操作带有FSU16的系统10来达到减少燃料中的氧含理能使发动机14在高于约325的燃料温度下操作，优选地高于约550，更优选地为约700～约800而无显著的焦化效应。操作的上限为约900，该温度近似地为燃料热分解的温度。
现在参照图2～7，图中示出了FSU16。FSU16是直接或间接地从燃料源接受燃料的燃料脱氧装置。在操作FSU16时，燃料中的溶解的氧含量减少而提供脱氧燃料。如此处使用的，术语“脱氧燃料”预期指相对于与环境空气平衡的燃料其含氧量要减少的燃料。与环境空气平衡的燃料的含氧量约为70ppm。取决于FSU16的具体用途(如图1中系统10的操作温度)，脱氧燃料的氧含量可以为约5ppm，或者对于其中操作温度接近约900的用途，小于约5ppm。减少燃料中溶解的氧含量能使燃料吸收更多的热能量而减少形成不溶的反应产物的自由基的增殖，由此使燃料显著地无焦炭。如此处使用的，术语“显著地无焦炭”预期指一种用于在高温下操作发动机的燃料其沉积焦炭的速率减慢，从而能使包括FSU16的各种设备延长其维修和/或大修期限。
FSU16包括一种流动板27、可渗透的复合材料膜42和多孔衬底39的组合件。流动板27、可渗透的复合材料膜42和多孔衬底39最好排列成叠层，使得可渗透的复合材料薄膜42设置成与流动板27界面接合，而多孔衬底39设置成与可渗透的复合材料膜42界面接合。流动板27的构件做成形成通路50，其中通过燃料流。
流动板27的组合件安装在一真空罩60中。对真空罩60抽真空而产生一个跨越可渗透的复合材料薄膜42的氧部分压差，由此导致溶解的氧从通过流动板27的组合件流动的燃料迁移到氧出口35。该部分压差真空的源可以是一真空泵、一无氧循环气体等。在无氧循环气体的情况下，通过FSU16循环一种提取气体(如氮)，以产生氧压差而从燃料抽出氧气，在回路内设置一种吸附剂或过滤器等，以便从该提取气体中除去氧气。
特别参照图2，图示FSU16的入口57。进入FSU16的燃料从入口57沿箭头47指示的方向流动并分散到每个通路50中。叠合的流动板27之间的密封件45阻止燃料接触和流入多孔衬底39。
特别参照图3，图示FSU16的出口。通过多孔衬底39除去的氧通过氧出口35经真空源而除去，如箭头51所示。流过流动板27的脱氧燃料通过燃料出口59而除去，如箭头49所示，并引向下游的一个或几个子系统(如泵和计量系统、高温热源等)和引向发动机。
现在参照图4，图示流动板27、可渗透的复合材料膜42和多孔衬底39。如上所述，FSU16包括一种界面接合的流动板27、可渗透的复合材料膜42和多孔衬底39的组合件。下面参照图5描述的流动板27包括限定流过燃料的通路50的平面构件。可渗透的复合材料膜42最好包括由多孔背衬43支承的氟聚合物涂层48，背衬43转而由多孔衬底39压靠流动板27而受到支承。对该组合件抽真空形成部分压力梯度，后者通过可渗透的复合材料膜42(特别是通过氟聚合物涂层48、通过多孔背衬43、通过多孔衬底39)从通路50中的燃料提取溶解的氧并向外到氧出口35。
可渗透的复合材料膜42由支承在多孔背衬43上的非晶态氟聚合物涂层48形成。氟聚合物涂层48最好是聚四氟乙烯(PTFE)族涂层的衍生物并在多孔背衬43上沉积到厚度为约0.5微米～约20微米，优选地为约2微米～约10微米，更优选地为约2微米～约5微米。多孔背衬43最好包括一种聚偏二氟乙烯(PVDF)或聚醚酰亚胺(PEI)衬底，其厚度为约0.001英寸～约0.02英寸，优选地为约0.002英寸～约0.01英寸，更优选地为约0,005英寸。多孔背衬43的多孔度大于约40％的孔隙空间，最好大于约50％的孔隙空间。多孔背衬43的孔的标称孔径小于约0.25微米，优选地小于约0.2微米，更优选地小于约0.1微米。非晶态聚四氟乙烯可用商品名称泰佛隆AF从美国特拉华州Wilmington市的杜邦公司买到。其它可以作为氟聚合物涂层48而利用的氟聚合物包括(但不限于)过氟化玻璃状聚合物和聚全氟丁烯基乙烯基醚。聚偏二氟乙烯可用商品名Kynar从美国宾夕法尼亚州费城的Atofina化学公司买到。
多孔衬底39包括一种与碳氢化合物基燃料兼容的轻量塑料(如PVDF、PEI、聚乙烯等)。此种材料有选定的多孔度，此种多孔度能使施加的真空产生一种跨越可渗透的复合材料膜42的合适的部分氧压差。多也衬底39的孔径、多孔度和厚度是由氧质量通量的要求所决定的，该通量是燃料的质量流动速率的函数。在一种用聚乙烯制成的多孔衬底39中，衬底的厚度为约0.03英寸～0.09英寸，优选地为约0.04英寸～约0.085英寸，更优选地为约0.070英寸～约0.080英寸。或者是，该多孔衬底可以包括一种编织的塑料网或屏幕，一种厚度为约0.01英寸～约0.03英寸的更薄更轻的真空渗透物。
现在参照图5和图6，流动板27包括具有通道(其中之一用31示出)和肋板或挡板52的平面构件，挡板52设置在通道31中而形成一构件，当与可渗透的复合材料膜42组合时，该构件限定通路50。挡板52是横交通道31而设置的。通路50与入口57和出口59成流体连通。真空通过氧出口35(图3)而与多孔衬底39连通。
设置在通路50中的挡板52促进燃料的混合，使得在通过该FSU16期间很大部分的燃料接触氟聚合物涂层48而使溶解的氧能够从燃料中扩散。因为增大的跨越这些通路的压差通常比那些较小的压差不利，所以挡板52最好做成能提供层流，因而也能产生通过通路50的较低水平的混合(与紊流相反)。另一方面，当紊流提供所要水平的混合和可接受的压力损失时，不管其伴随的压降多大，紊流也可以是优选的。通道的紊流虽然其压降比层流大，但可以促进充分的混合和增大氧的输运，因此可以减小挡板的尺寸或数目，或完全不用挡板。挡板52延伸到相对于燃料流方向能至少部分地横交通路50，从而使燃料混合和当流过流动板27时均匀地接触氟聚合物涂层48。
参照图5，在操作中，沿箭头47方向流过流动板通路50的燃料被挡板52导致混合并接触氟聚合物涂层48。如图所示，挡板52交替地设置在流动板的上下表面处。在该实施例中，挡板52诱生垂直(向上和向下)的速度分量，后者增强质量输运和有效地提高燃料中氧的扩散性。这增大了氧和氟聚合物的接触，因此也增加了从FSU中除去的氧含量。流过挡板52的燃料增加混合，使得燃料更均匀地接触氟聚合物涂层48，从而更均匀地扩散通过多孔背衬43而进入多孔衬底39和流出FSU。参照图6中流动板的另一实施例，它包括设置在流动板一侧的挡板52。应当理解，本发明考虑包括挡板52或混合增强器的任何构型，包括(但不限于)惯性装置、机械装置、声学装置等，包括紊流制式或层流制式，以按照用途-具体参数而获得所要的混合和/或质量输运量。
参照图7，图示一个流动板27叠层的示范实施例。流动板27最好为矩形，以便于该FSU对各种用途通过调整流动板27的数目来确定比例。或者是，流动板27的构件也可以是圆形，由此提高的叠层配置构件整体性。不管流动板27的形状如何，该叠层被支承在真空框架60内，后者包括一个形成真空开孔的入口62，以提供与多孔衬底39的连通。
现在参照图2～7，流动板27、可渗透的复合材料膜42和多孔衬底39的具体的量由系统10的用途的具体要求如燃料种类、燃料温度和发动机的质量流需求来决定。其次，含有不同的溶解氧含量的不同燃料可以需要不同的过滤量来除去所要的溶解氧含量，以提供系统10的操作的最优化和系统10的最佳热控制。
FSU16的性能与可渗透的复合材料膜42的可渗透性和其中通过的氧的扩散速率有关。可渗透的复合材料膜42的可渗透性是氧在氟聚合物涂层48中的溶解度和氧通过多孔背衬43的转移的函数。对于真空或提取气体(如氮)的具体用途，可渗透的复合材料膜42(氟聚合物涂层48和多孔背衬43的复合)为一选定的厚度，以允许溶解的氧从燃料到多孔衬底39的所需扩散。
氧从燃料通过可渗透的复合材料膜42的表面的扩散速率受燃料与可渗透的复合材料膜42的接触持续时间和跨过可渗透的复合材料膜42的部分压差的实现。希望保持对FSU16稳定的抽真空与复合材料膜42和燃料之间的持续接触，以便从燃料中除去最多的氧含量。溶解氧扩散的最优化涉及燃料流、燃料温度、真空水平和混合/输运量的平衡，以及考虑到尽可能减小压力损失和制造容差及操作费用。
回头参照图1，燃料源18可以包括多个可从其选择地抽取燃料的容器。在有翼飞机中，此种容器可以是不规则形状，以便装在机翼中。每个容器设置成与一泵成为流体连通，该泵可以手动也可自动控制，以便从任一或两个容器选择地抽取燃料并将燃料泵抽到FSU16中。
继续回头参照图1，系统10的热控制的一个方面可以体现在燃料源18中储藏的燃料和至少一个低温热源24之间热量的传递。特别是，因为低温热源24在燃料的焦化限度以下，所以从燃料源18流出的燃产可以起低品位散热器的作用而吸收从一些或全部低温热源24来的热量。此种低温热源24包括(但不限于)液压热负荷、发电机热负荷、发动机附件齿轮箱热负荷、燃料泵热负荷、风扇驱动齿轮系统热负荷和发动机油系统负荷。从热源18流出的燃料可以循环到这些负荷中的任何一种或一种组合，以便与其交换热量。燃料可以吸收的热量是这样的，就是使得其中燃料的温度保持在小于燃料可以装入FSU16中的温度限度。
现在参照图1和图8～13，图示燃料和各种高温热源22之间热传递的控制。在图8中，高温热源22可以包括一个高温油系统76。高温油系统76包括一个换热器77，其形状做成将由从至少一个轴承和/或齿轮装置78接受的油流73来的热量传递到从FSU16来的脱氧燃料中。因此，该轴承和/或齿轮装置78的温度大大降低，而从换热器77来的燃料流的温度升高到一个接近最高油温的温度而大于约325的焦化限度，但低于发生热解的温度(约900)。
如图9所示，高温热源22可以还包括一个冷却涡轮的冷却空气装置80。冷却涡轮的冷却空气装置80通过接受从发动机14的压缩机30来的温度约1200的空气流和从FSU16来的脱氧燃料流而实现从FSU16来的脱氧燃料和发动机14之间的热传递。热量在接受的空气流和燃料流之间传递，从而加热该脱氧燃料和冷却空气。加热燃料的温度大于约325的焦化限度而低于发生热解的温度(约900℃)。特别是，加热燃料的温度最好约700～约800。加热燃料被引向燃烧器32，而冷却空气被引向压缩机39。从压缩机39出来的低温流分成三股而引回到压缩机30、燃烧器32和涡轮34。在将该冷却空气引向压缩机30、燃烧器32和涡轮34时，在这三个部件的表面上接受一个缓冲的冷却空气层，由此允许这些气体流过温度更高的压缩机30、燃烧器32和涡轮34。
如图10中所示，高温热源22可以包括一个涡轮废气换热器86。涡轮废气换热器86利用从涡轮34排放的热气来加热引向燃烧器32的燃料而控制热传递。在操作涡轮废气换热器86时，约1200的涡轮排气被引向换热器88而用于加热从FSU16接受到的脱氧燃料。在这样一种热交换中，从换热器88排出冷却的排气。加热的燃料被引向燃烧器32。引向燃烧器32的燃料的温度至少为约550，优选地为约550～约900，更优选地为约700～约800。
该涡轮废气换热器的两种相似的用途是燃料冷却发动机罩和燃料冷却排气喷嘴。这两者代表类似于涡轮废气换热器的高温热源。在这些用途中，紧凑的燃料换热器、线圈或套缠绕在发动机罩或排气喷嘴的周围，以便将热量从这些热源或是直接传递给燃料，或首先传递给中间的冷却剂再传给燃料。然后将加热的燃料引向燃烧器32。
在图11中，该高温热源可以是燃料冷却的预冷器70，它最经常包括在飞机中，此后称作“预冷器70”。预冷器70包括一个接受从发动机14的压缩机30来的温度约1000的空气流和从FSU16来的燃料的换热器72。热量在进来的空气流和燃料流之间传递，从而提供一个温度约450的输出空气流和一个温度高到约900而最好约400～800的输出燃料流。该输出空气流引到飞机上而提供一种或几种气动服务。该输出空气流也可用于做一个环境控制系统的动力而对飞机机舱74提供增压的冷却空气。替代地或补充地，该空气流可以确定路线通过各种飞机机架构件(如机翼和机身壁)，以提供一种或多种热作用如去冰操作等。该输出的燃料流引向燃料器32。
参照图12，高温热源22可以包括一个集成的空气循环环境控制系统94(此后称作IACECS94)。IACECS94是上述燃料冷却的ECS预冷器70的变型，它用作飞机机舱ECS的散热器。IACECS94包括一个设置成与一第二燃料/空气换热器98成串联流体连通的第一燃料/空气换热器96。第一燃料/空气换热器96接受一个从发动机14的压缩机30流出的高温(约1000)空气流101和从FSU16来的燃料流。在交换热量时，处于至少约325、优选地约550～约900而更优选地约700～约800的燃料引向燃烧器32。从第一燃料/空气换热器96排出的冷却空气引向IACECS94的压缩机95。然后从压缩机95来的空气逸出流103的热量与从FSU16来的燃料流交换，加热的燃料引向第一燃料/空气换热器96，而冷却的空气引向IACECS94的涡轮105，在那里冷却空气膨胀而形成处于所要机舱压力的低温空气。然后该低温空气由涡轮105接受而引向该机舱。
现在参照图13，另一个用于飞机用途的高温热源22可以包括一个热泵100。热泵100将热量从一低温源传递到用作高温散热器的脱氧燃料。因为热传递发生于从低温源到脱氧燃料，所以热泵100能够使到脱氧燃料的热传递从一温度较低的热源到温度较高的燃料散热器。温度高达约900的从热泵100排放的燃料被引向燃烧器92。
现在参照所有各图，如上述公开内容所述，系统10通过调节各种参数即输送到发动机14的燃料中的氧含量和进入发动机14中的燃料的温度而控制发动机14和系统10的各种其它相关部件之间的热传递。调节这些参数导致提高发动机的热动力学效率。
虽然已经参考示范实施例而描述了本发明，但该技术的专业人员会理解，可以进行各种变化并可以对其元件换用等效元件而并不偏离本发明。此外，可以进行许多修改来使一种特定的情况或材料适应本发明的说明而并不偏离其基本范围。因此，本发明打算不限于作为要实施本发明的最佳方式而公开的特定实施例，而是本发明将包括所有落入所附权利要求书范围内的实施例。

Claims (57)

1.一种用于控制燃气涡轮发动机中的热传递的系统，所述系统包括：
一种被设置成与所述发动机成可操作的连通的产生热量的子系统；
一种其形状做成供给燃料的燃料源；
一种燃料稳定装置，其形状做成接受来自所述燃料源的所述燃料并将所述燃料提供给所述发动机；以及
一种换热器，被设置成与所述燃料成热交换以实现热量从所述产生热量的子系统向所述燃料的传递。
2.权利要求1的系统，其特征在于，所述燃料稳定装置在所述产生热量的子系统的上游。
3.权利要求1的系统，其特征在于，所述燃料稳定装置在所述产生热量的子系统的下游。
4.权利要求1的系统，其特征在于还包括一个预热器，以便在所述燃料装入所述燃料稳定装置之前加热所述燃料。
5.权利要求1的系统，其特征在于，所述供应到所述发动机的燃料处于高于约325的温度。
6.权利要求1的系统，其特征在于，所述供应到所述发动机的燃料处于约550～约900的温度。
7.权利要求1的系统，其特征在于，所述供应到所述发动机的燃料处于约700～约800的温度。
8.权利要求1的系统，其特征在于，所述燃料稳定装置包括：
一个具有设置在其平面构件中的一些通道的流动板，所述通道的形状做成可容纳所述燃料流；以及
一个设置成与所述流动板成界面接合的膜，所述膜做成可接受经该膜自所述燃料中提取的氧气流。
9.权利要求1的系统，其特征在于，所述产生热量的子系统是从一组由一高温油系统、一被冷却的涡轮的冷却空气装置、一涡轮废气换热器、一燃料冷却的排气喷嘴、一燃料冷却的发动机罩组成的产生热量的子系统和上述产生热量的子系统的组合中选出的。
10.权利要求9的系统，其特征在于，所述高温油系统包括一个换热器，其形状做成能接受来自一轴承和/或齿轮装置的油流和来自所述燃料稳定装置的所述燃料，所述换热器的形状做成能实现热量从所述油流向所述燃料的传递。
11.权利要求9的系统，其特征在于，所述被冷却的涡轮的冷却空气装置包括一个换热器，其形状做成能接受来自所述飞机发动机的空气流和来自所述燃料稳定装置的所述燃料，所述换热器的形状做成能实现热量从所述空气流向所述燃料的传递。
12.权利要求9的系统，其特征在于，所述涡轮废气换热器包括换热器，其形状做成能接受自所述飞机发动机的涡轮排出的空气流和来自所述燃料稳定装置的所述燃料，所述换热器的形状做成能实现热量从所述涡轮排放的所述空气流向所述燃料的传递。
13.权利要求1的系统，其特征在于还包括设置在所述产生热量的子系统周围的一个可选择地驱动的燃料旁路，所述可选择地驱动的燃料旁路的形状做成能实现所述产生热量的子系统周围的燃料的旁路。
14.权利要求1的系统，其特征在于，所述燃气涡轮发动机被包括在一架飞机中。
15.一种用于控制热传递的系统，所述系统包括：
一个能量转换装置；以及
一个燃料系统，其形状做成能向所述能量转换装置供应燃料，所述燃料基本上为无焦炭的，所述燃料系统包括至少一个被设置成与来自所述燃料系统的所述燃料成热交换的的产生热量的子系统，以实现热量从所述产生热量的子系统向所述燃料的传递；
其中所述燃料被加热到高于约550的温度。
16.权利要求15的系统，其特征在于，所述燃料被加热到约550～约900的温度。
17.权利要求15的系统，其特征在于，所述燃料被加热到约700～约800的温度。
18.权利要求15的系统，其特征在于，所述能量转换装置是一台燃气涡轮发动机。
19.权利要求15的系统，其特征在于，所述燃料系统还包括一个使所述燃料脱氧的燃料稳定装置。
20.权利要求19的系统，其特征在于，所述燃料稳定装置包括：
一种具有被设置在其一个平面构件内的一些通道的流动板，所述通道的形状做成能容纳所述燃料流；以及
一个被设置成与所述流动板成界面接合的膜，所述膜的形状做成能接受经该膜自所述燃料提取的氧流。
21.权利要求20的系统，其特征在于还包括被设置在所述通道中的一些挡板，便于所述流动板中燃料的混合。
22.权利要求21的系统，其特征在于，所述燃料的混合是以紊流方式实现的。
23.权利要求21的系统，其特征在于，所述燃料的混合是以层流方式实现的。
24.权利要求20的系统，其特征在于，所述膜包括一个被设置在一多孔背衬上的氟聚合物涂层。
25.权利要求20的系统，其特征在于还包括一个被设置成与所述膜成界面接合的多孔衬底。
26.权利要求15的系统，其特征在于，所述至少一个产生热量的子系统是从一组由一燃料冷却的环境控制系统预冷器、一被冷却的涡轮冷却空气装置、一涡轮废气换热器、一热泵、一燃料冷却的排气喷嘴、一燃料冷却的发动机罩组成的产生热量的子系统和上述产生热量的子系统的组合中选择的。
27.权利要求15的系统，其特征在于，所述燃料系统还包括一个其中储存所述燃料的容器，所述储存燃料的容器做成能接受来自至少一个产生热量的子系统的热量。
28.权利要求15的系统，其特征在于，在所述至少一个产生热量的子系统和所述燃料之间的所述热交换是利用一换热器来实现的。
29.权利要求15的系统，其特征在于还包括一个设置在所述产生热量的子系统周围的可选择地驱动的燃料旁路，所述可以选择地驱动的旁路的形状做成能实现围绕所述产生热量的子系统的燃料的旁路。
30.一种控制飞机中热传递的方法，所述方法包括：
从送至用于驱动所述飞机的发动机的燃料流中除去氧；
将热量从所述飞机的一个产生热量的子系统传递到所述燃料中；以及
燃烧所述燃料。
31.权利要求30的方法，其特征在于，所述从所述燃料流中除去氧的步骤包括：
将所述燃料引向一个可渗透膜的表面；
所述可渗透膜的一侧施以真空，以产生一偏压差；以及
使溶解在所述燃料中的扩散的氧通过所述可渗透膜而迁移。
32.权利要求30的方法，其特征在于，所述热传递包括：
接受一股从所述发动机的压缩机进入换热器的压缩空气流；以及
接受进入所述换热器的所述燃料，使得热量从所述压缩空气流传递到所述燃料。
33.权利要求32的方法，其特征在于还包括将所述压缩空气流从所述换热器引到所述飞机的一个机舱。
34.权利要求32的方法，其特征在于还包括将所述压缩空气流从所述换热器引向所述发动机的一个涡轮。
35.权利要求30的方法，其特征在于，所述热量的传递包括：
接受一股从所述发动机的一个涡轮进入一换热器的空气流；以及
接受进入所述换热器的所述燃料，使得热量从来自所述涡轮的所述空气流传递到所述燃料中。
36.权利要求30的方法，其特征在于，所述热量的传递包括：
接受一股从一高温油系统进入一换热器的高温油流；以及
接受进入所述换热器的所述燃料，使得热量从所述高温油系统传递到所述燃料中。
37.权利要求36的方法，其特征在于，所述高温油流来自一种轴承和/或齿轮装置。
38.权利要求30的方法，其特征在于，所述燃料的所述燃烧步骤包括：
将所述燃料加热到至少约550；
将所述被加热的燃料经一燃料喷射喷嘴喷入所述发动机；以及
点燃所述被加热的燃料。
39.权利要求30的方法，其特征在于，所述燃料的所述燃烧步骤包括：
将所述燃料加热到约550～约900；
将所述被加热的燃料经一燃料喷射喷嘴喷入所述发动机；以及
点燃所述被加热的燃料。
40.权利要求30的方法，其特征在于，所述燃料的所述燃烧步骤包括：
将所述燃料加热到约700～约800；
将所述被加热的燃料经一燃料喷射喷嘴喷入所述发动机；以及
点燃所述被加热的燃料。
41.权利要求30的方法，其特征在于还包括在从所述燃料流除氧之前预加热所述燃料流。
42.一种用热控制飞机的系统，所述系统包括：
给所述飞机供以动力的机构；
对所述飞机供以动力的所述机构供应燃料的机构；
给所述燃料脱氧的机构；以及
在所述飞机的一个产生热量的子系统和所述飞机之间实现热量传递的机构。
43.权利要求42的系统，其特征在于，所述用于实现热量传递的机构是一种换热器。
44.权利要求42的系统，其特征在于，所述产生热量的子系统是从由一燃料冷却的环境控制系统预冷器、一高温油系统、一被冷却的涡轮的冷却空气装置、一涡轮废气换热器、一热泵组成的产生热量的子系统和上述产生热量的子系统的组合中选出的。
45.一种控制飞机中热传递的系统，所述系统包括：
一台飞机发动机；
一个被设置成与所述飞机发动机成可操作的连通的产生热量的子系统；
一个供应燃料的燃料源；
一个燃料稳定装置，其形状做成能接受来自所述燃料源的所述燃料和向所述飞机发动机提供一股输出燃料流；以及
一个换热器，被设置成与来自所述燃料稳定装置和所述产生热量的子系统的所述输出燃料流成热交换，以实现从所述产生热量的子系统到所述输出燃料流的热量传递。
46.权利要求45的系统，其特征在于，所述产生热量的子系统是从由一燃料冷却的环境控制系统预冷器、一高温油系统、一被冷却的涡轮的冷却空气装置、一集成的空气循环环境控制系统、一涡轮废气换热器、一热泵组成的产生热量的子系统和上述产生热量的子系统的组合中选出的。
47.权利要求46的系统，其特征在于，所述燃料冷却的环境控制系统预冷器包括一个换热器，其形状做成能接受一股来自所述飞机发动机的空气流和来自所述燃料稳定装置的所述燃料，所述换热器的形状做成能实现从所述空气流到所述燃料的热量传递。
48.权利要求46的系统，其特征在于，所述热泵的形状做成能从一低温源向来自所述燃料稳定装置的所述燃料传递热量。
49.权利要求45的系统，其特征在于还包括一个预热器，其形状做成能加热供给所述燃料稳定装置的所述燃料。
50.权利要求42的系统，其特征在于，所述产生热量的子系统包括一个燃料冷却的发动机罩。
51.权利要求50的系统，其特征在于，所述燃料冷却的发动机罩包括一个被设置成与所述发动机罩连通而将热量传递给所述燃料的装置，所述装置是从一组由燃料换热器、一些线圈和套组成的一些装置中选出的。
52.权利要求42的系统，其特征在于，所述产生热量的子系统包括一个燃料冷却的发动机排气喷嘴。
53.权利要求52的系统，其特征在于，所述燃料冷却的排气喷嘴包括一个被设置成与所述排放喷嘴连通而将热量传递给所述燃料的装置，所述装置是从一组由燃料换热器、一些线圈和套组成的装置中选出的。
54.权利要求45的系统，其特征在于，所述产生热量的子系统包括一个燃料冷却的发动机罩。
55.权利要求54的系统，其特征在于，所述燃料冷却的发动机罩包括一个被设置成与所述发动机罩连通而将热量传递给所述燃料的装置，所述装置是从一组由燃料换热器、一些线圈和套组成的装置中选出的。
56.权利要求45的系统，其特征在于，所述产生热量的子系统包括一个燃料冷却的发动机排气喷嘴。
57.权利要求56的系统，其特征在于，所述燃料冷却的排气喷嘴包括一个被设置成与所述排放喷嘴连通而将热量传给所述燃料的装置，所述装置是从一组由燃料换热器、一些线圈和套组成的装置中选出的。
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