CN105295992B - 包含航空飞行器发动机燃料的主动冷却剂及以该冷却剂对航空飞行器发动机进行冷却的方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种包含航空飞行器发动机燃料的主动冷却剂，其包括在航空飞行器中分开储存的燃料油和H₂O₂水溶液。本发明还涉及将所述主动冷却剂对航空飞行器发动机进行冷却的方法，其包括以下步骤：向航空飞行器发动机的冷却通道中分别通入所述燃料油和所述H₂O₂水溶液，并通过调节所述H₂O₂水溶液的浓度使冷却通道内水蒸汽和燃料油中的碳的摩尔比以及氧气与燃料油中的碳的摩尔比维持在一定范围内；其中所述冷却通道中具有催化剂。本发明的冷却剂和冷却方法能够有效降低燃料主动冷却过程中出现的结焦等问题，并且H₂O₂水溶液体系不同于直接加入水的体系，能避免水量过多造成的飞行器飞行距离下降等问题。

Description

包含航空飞行器发动机燃料的主动冷却剂及以该冷却剂对航空飞行 器发动机进行冷却的方法

技术领域

本发明涉及航空飞行器发动机冷却技术领域，尤其涉及高速航空飞行器发动机冷却的新型冷却剂和新型冷却方法。

背景技术

随着航空飞行器飞行速度的不断提高，航空飞行器的发动机承受的热负荷越来越大，对发动机冷却技术的依赖性逐渐增强。在众多的发动机冷却方案中，以碳氢燃料为主动冷却剂以达到给发动机降温的目的是近年来研究较热的方案。该冷却方案的原理是：碳氢燃料在发动机冷却通道中，通过物理和化学过程吸收大量的热量，降低了燃烧室壁面高温；同时碳氢燃料反应生成为乙烯、丙烯、甲烷以及氢等小分子易燃物质，这些物质进入燃烧室燃烧时释放出热量，这一部分热量进一步被碳氢燃料吸收，导致碳氢燃料发生反应。此种循环方式中碳氢燃料反应后生成的产物燃烧性能良好，提高了能量的利用率，不需要附加的冷却剂，减少了存储系统空间，能够有效冷却飞行器高温部件，合理管理发动机的热量。

二十世纪70-80年代，以碳氢燃料为主动冷却剂的发动机冷却系统的研究主要以碳氢燃料的催化脱氢吸热过程为重点。碳氢燃料的催化脱氢过程是在贵金属及贵金属的熔融盐载体催化剂上发生反应，其优点是在较低温度下有较高的转化率、反应吸热量大、产物单一且稳定，并且能产生大量的氢气。国外对碳氢燃料催化脱氢吸热研究最早，例如美国的第一代碳氢燃料甲基环己烷燃料可以提供2.72MJ/kg的热沉。催化脱氢过程多用催化剂，且多为贵金属及贵金属的熔融盐载体催化剂，催化剂的成本高、易失活，并且对原料的纯度要求高，且产物多为芳烃，燃烧性能不好，在燃烧室内易结焦。80年代以后，碳氢燃料催化脱氢的研究几乎不再有突破性的研究。

二十世纪90年代，对碳氢燃料为主动冷却剂的研究转向碳氢燃料的热裂解和催化裂解吸热过程。碳氢燃料的裂解过程通过吸热反应生成小分子烃类混合物。碳氢燃料的热裂解是一个高温气相反应，是强吸热过程，反应不可逆，同时除含有芳烃外对燃料的组成没有其他特殊要求；但其反应速度慢、理论转化率低且反应复杂易结焦。催化裂解在催化剂上发生裂解，其反应温度低、吸热反应速率快、产物的选择性高且生成的产物燃烧速度快，但其会生成低碳烯烃，面临严重的结焦问题，结焦会降低冷却换热的换热系数、阻塞管路并导致催化剂失活。

上述两种方式能够在一定程度上实现发动机的冷却，但是上述的冷却方法中出现的问题也是不可忽略的，因此有必要研究新的冷却方法既能解决上述冷却方法中出现的问题，同时可以满足冷却的要求达到冷却效果。

为了解决上述冷却过程中出现的问题，最早提出的新方案是俄罗斯科学家提出的碳氢燃料蒸汽重整吸热思路。催化重整吸热方式是指利用燃料与气化介质(水蒸汽、氧气等)，在催化剂的作用下，将碳氢燃料转化为小分子高能燃料，同时吸收大量热量的方式。俄罗斯的AJAX项目(A.Korabelnikov,A.Kuranov,Thermochemical conversion of hydrocarbon fuel for the AJAX concept,(1999))([2]A.Korabelnikov,A.Kuranov,Thermal protection using endothermic fuel conversion,(2005))，通过对传统吸热型碳氢燃料加水进行重整来提高燃料的热沉，是燃料蒸汽重整吸热研究的典型。它的核心观点是将水加到燃料里进行蒸汽重整，以获得再生化学和新改性的燃料。这一过程理论上可吸收10MJ/kg的热量，产生氢的量可达70％(在反应后气体中的体积比)，而且生成的混合气体有很高的燃烧热。需要特别注意的是在上述蒸汽重整冷却过程中，需要大量的水，水虽可以获得附加的降温能力，但是在推进剂中惰性物质(例如水)含量的提高会导致飞行器飞行距离的下降。上述水蒸汽重整吸热是有效的吸热方式，但同时也会带来上述的一些问题。将不同的重整添加剂(如水蒸汽、氧气)结合起来，可能利用不同重整添加剂的优点，弥补各自的一些缺点，但是直接利用则也会产生一些问题。例如，直接利用H₂O和O₂作为重整的添加剂，O₂是气体进料，存在储存的安全性等问题。

目前在以碳氢燃料为主动冷却剂的发动机冷却系统中，对吸热过程的研究主要集中在三个方面：重整、催化脱氢和裂解。其中热裂解/催化裂解更是目前各国研究碳氢燃料为主动冷却剂的冷却方案中研究的热点。在冷却过程中，裂解吸热过程中存在严重的结焦而影响冷却效果等问题也是不可忽视的。通过添加重整介质，在冷却过程中，可以有效地降低燃料重整吸热过程中的结焦。然而，如何选择合适的重整介质以及重整介质合适的使用量则是实现利用燃料重整吸热过程为主动冷却的发动机冷却技术的关键。

发明内容

本发明的目的在于：针对目前以碳氢燃料为主动冷却剂的冷却过程中，裂解吸热过程中出现的严重结焦现象造成冷却效果降低的问题，以及通过加入重整介质所带来的体积大、储存安全和由此造成的飞行器飞行距离下降等问题，提供一种高速航空飞行器发动机冷却的新冷却剂和新方法。

本发明第一方面涉及一种包含航空飞行器发动机燃料的主动冷却剂，其包括在航空飞行器中分开储存的燃料油和H₂O₂水溶液。其中所述燃料油和所述H₂O₂水溶液在使用时共同注入航空飞行器发动机的冷却通道中。

在本发明优选的实施方案中，所述H₂O₂水溶液中H₂O₂的浓度低于50wt％。控制所述H₂O₂水溶液的浓度的目的是为了确保使用过程中的安全性，防止所述H₂O₂水溶液的浓度过大时分解产生过量氧气。

本发明第二方面涉及用根据本发明第一方面所述的主动冷却剂对航空飞行器发动机进行冷却的方法，其包括以下步骤：向航空飞行器发动机的冷却通道中分别通入所述燃料油和所述H₂O₂水溶液，并通过调节所述H₂O₂水溶液的浓度使冷却通道内水蒸汽和燃料油中的碳的摩尔比以及氧气与燃料油中的碳的摩尔比维持在一定范围内；其中所述冷却通道中具有催化剂。

在本发明优选的实施方案中，通过所述冷却通道的物料最终进入到航空飞行器发动机的燃烧室。

在本发明优选的实施方案中，所述H₂O₂水溶液中H₂O₂的浓度低于50wt％。将H₂O₂的浓度控制在此范围内的目的为控制H₂O₂的分解，从而控制氧气的浓度，防止冷却通道内氧气的浓度过高造成可燃物质燃烧放热。

在本发明优选的实施方案中，所述冷却通道内的温度为500-900℃。其中所述冷却通道内温度的维持通过水蒸汽和燃料的比例以及氧气和燃料油的比例来控制。将温度控制在此范围内的目的一方面是保证催化剂的催化效果，避免催化剂失活；另一方面是避免原料经过冷却通道后产物中的可燃性小分子的量降低、或者冷却通道中积炭的严重加剧。

在本发明优选的实施方案中，所述冷却通道分为位于上游的第一冷却通道和位于下游的第二冷却通道，其中所述第二冷却通道内具有催化剂。其中所述第一冷却通道内发生的是燃料油从液态到气态的物理吸热过程以及H₂O₂水溶液分解产物气化等的物理和化学吸热过程，还包括燃料油裂解的化学吸热过程；所述第二冷却通道内发生的是燃料油的裂解、重整等化学吸热过程。

在本发明优选的实施方案中，通过调节所述H₂O₂水溶液的浓度使得冷却过程中H₂O₂水溶液通过分解产生的氧气与燃料油中的碳的摩尔比保持在0.1-0.25范围内，水蒸汽与燃料油中的碳的摩尔比保持在2-5范围内。

在本发明优选的实施方案中，所述催化剂为Ni基、Rh基、Ru基、Pt基催化剂以及它们的复合或改性催化剂。优选地，所述催化剂应为活性高且寿命长的催化剂。

相对于现有技术，本发明具有以下优点：

1、本发明优于现有技术，主要体现在冷却剂原料体系方面，本发明的冷却剂原料不仅仅是燃料，还增加了H₂O₂水溶液。本发明利用燃料油和H₂O₂水溶液作为冷却剂，通过冷却过程中发生的物理吸热过程和重整、裂解等化学吸热过程来吸收热量对航空飞行器的发动机进行冷却。本发明的冷却剂中利用H₂O₂水溶液的构思巧妙，能够有效降低燃料主动冷却过程中出现的结焦(例如积炭)等问题，同时H₂O₂水溶液的加入量不会导致飞行器飞行距离的明显下降，并且加入的重整介质以液体的形式，存储安全、方便。H₂O₂水溶液与燃料在冷却通道混合冷却过程中，具备类似自热重整反应启动快等优点。这样的体系，与俄罗斯AJAX项目的设计理念类似，但又与之有明显的区别，H₂O₂水溶液体系不同于直接加入水的体系，这样的设计能弥补AJAX设计中需要大量水的缺点，同时也能减少大量加入水对后期分离造成的压力，还能避免水量过多造成的飞行器飞行距离下降等问题。

2、冷却剂中H₂O₂水溶液的存在使得燃料油裂解产生的氢气量增加，可以实现燃料油的高效利用。在冷却通道中还同时产生高能小分子，吸热反应后产生的高能小分子通过冷却通道返回进入燃烧室，燃烧提供能量。

3、本发明无需使用贵金属及贵金属的熔融盐载体催化剂，催化剂价格较低，可降低使用成本。

附图说明

图1是本发明的冷却方法冷却流程示意图，其中箭头方向表示物料输送方向。

其中各附图标记具有以下含义：

11–燃料油储存罐；12-H₂O₂水溶液储存罐；21-油泵；22-溶液泵；3-分配阀门；4-燃料油进料管；5-H₂O₂水溶液进料管；6-重整气出口；7-燃烧室；8-冷却通道。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例进一步详述本发明，但应理解，实施例仅为示例性的而非限制性的。

实施例1

如图1所示的冷却流程，冷却系统包括冷却剂的贮存及进样体系、发动机燃烧室的冷却通道以及冷却通道出口气回流体系。燃料油和H₂O₂水溶液分别从各自的储存罐经由进料管进入发动机的冷却通道中。通过调节所述H₂O₂水溶液的浓度使冷却通道内水蒸汽和燃料油中的碳的摩尔比以及氧气与燃料油中的碳的摩尔比维持在一定范围内，最后通过所述冷却通道的物料进入到航空飞行器发动机的燃烧室；其中所述冷却通道分为位于上游的第一冷却通道和位于下游的第二冷却通道，其中所述第二冷却通道内具有催化剂。

具体过程如下：燃料油和H₂0₂水溶液(浓度为22.5wt％)分别从各自的燃料油储存罐11和H₂O₂水溶液储存罐12中流出，分别通过油泵21和溶液泵22，经过燃料油进料管4和H₂O₂水溶液进料管5，进入冷却通道8中的第一冷却通道，并在第一冷却通道内进行混合(混合器未示出)。物料经过第一冷却通道发生物理吸热过程和分解、裂解等化学吸热过程后进入第二冷却通道，在此冷却通道中燃料油和H₂0₂分解的产物流过催化剂床层(催化剂床层未示出)，发生重整和裂解的吸热过程。重整和裂解后的尾气以及未参加化学吸热过程的燃料油的蒸汽经过重整气出口6排出所述冷却通道8，在进入燃烧室7之前，需要通过燃料的分配阀门3，进行燃料的分配与控制，最后通过管路进入燃烧室7，进行燃烧释放热量。产生的热量一部分供给能量，同时另一部分是下一个循环所需要冷却热量。

燃料油和H₂O₂水溶液在冷却通道内利用对流传热等方式使热量发生物理传递及气化混合，同时发生化学变化吸收热量，将发动机燃烧室的壁面温度控制在一定范围内，同时物料自身温度不断提高。从冷却通道流出的高温燃料经过第二道油路控制，分几路注入燃烧室燃烧。

上述为实施例1的流程，具体实施条件与结果如下；燃料油为正十二烷，H₂O₂水溶液的浓度为22.5wt％，冷却通道内的温度为600℃，实施过程中的催化剂为Ni-Ru基催化剂(催化剂的制备可参考Ind.Eng.Chem.Res.2010,49,8164-8173)，进入冷却通道后发生热裂解及催化裂解，高温燃料中的产物的组成主要为H₂、CO、CH₄、CO₂，其中H₂的含量为65％-70％，CO₂含量在16-20％左右，转化为可燃性小分子(H₂、CO、CH₄)的效率为85％。

实施例2

本实施例与实施例1相比，仅将H₂O₂水溶液的浓度变为48.6wt％，其余操作条件均相同。重整气出口高温燃料中的产物组成也为H₂、CO、CH₄、CO₂，H₂的含量为60％左右。转化为可燃性小分子(H₂、CO、CH₄)的效率为82％左右。

对比实施例1

在此对比实施例中，实施例1中的所述H₂O₂水溶液储存罐12和所述H₂O₂水溶液进料管5用于储存和输送H₂O，其余操作条件均与实施例1相同。此实施例的目的在于同实施例1进行对比。

具体过程如下：燃料油和水分别从各自储存罐，分别通过油泵21和溶液泵22，经过各自的进料管，进入冷却通道8中的第一冷却通道，并在第一冷却通道内进行混合(混合器未示出)。物料经过第一冷却通道发生物理吸热过程后进入第二冷却通道，在此冷却通道中燃料油和水流过催化剂床层(催化剂床层未示出)，发生重整和裂解的吸热过程。重整和裂解后的尾气以及未参加化学吸热过程的燃料油的蒸汽经过重整气出口6排出所述冷却通道8，在进入燃烧室7之前，需要通过燃料的分配阀门3，进行燃料的分配与控制，最后通过管路进入燃烧室7，进行燃烧释放热量。产生的热量一部分供给能量，同时另一部分是下一个循环所需要冷却热量。

上述为对比实施例1的流程，具体的实施条件与结果如下：燃料油为正十二烷，水为纯水，冷却通道内的温度为600℃，实施过程中的催化剂为Ni-Ru基催化剂，进过冷却通道后，高温燃料中的产物的组成主要为H₂、CO、CH₄、CO₂，其中H₂的含量在70％左右。在这个过程中想要保持与实施例1同样的水蒸汽与燃料油中碳的比例，此对比实施例中需要的水量是实施例1中的2.3倍。虽然过程中产出氢气的量增加，但是，所需水的量却远远大于实施例1。

对比实施例2

在此对比实施例中，实施例1中的所述H₂O₂水溶液储存罐12和所述H₂O₂水溶液进料管5用于储存和输送H₂O，同时额外加入储存O₂的储罐，以及输送O₂的管线，其余操作条件均与实施例1相同。此实施例的目的在于同实施例1进行对比。

具体过程如下：燃料油和水分别从各自储存罐，分别通过油泵21和溶液泵22，经过各自的进料管，进入冷却通道8中的第一冷却通道，O₂则通过储罐，经过相应的管线和流量计(在说明书附图中并没有画出此过程的示意图)，三种物质在第一冷却通道内进行混合(混合器未示出)。物料经过第一冷却通道发生物理吸热过程后进入第二冷却通道，在此冷却通道中燃料油和水流过催化剂床层(催化剂床层未示出)，发生重整和裂解的吸热过程。重整和裂解后的尾气以及未参加化学吸热过程的燃料油的蒸汽经过重整气出口6排出所述冷却通道8，在进入燃烧室7之前，需要通过燃料的分配阀门3，进行燃料的分配与控制，最后通过管路进入燃烧室7，进行燃烧释放热量。产生的热量一部分供给能量，同时另一部分是下一个循环所需要冷却热量。

上述为对比实施例2的流程，具体的实施条件与结果如下：油为正十二烷，水为纯水，冷却通道内的温度为600℃，实施过程中的催化剂为Ni-Ru基催化剂，进过冷却通道后，高温燃料中的产物的组成主要为H₂、CO、CH₄、CO₂，其中H₂的含量在65％左右，CO₂含量远高于实施案例1，含量为20％左右。

通过实施例1-2与对比实施例1-2对比可以看出，本发明以燃料油和H₂O₂水溶液的体系作为冷却剂的冷却方法在保证冷却剂最终产生的高温燃料中的H₂含量以及可燃性小分子转化率与对比实施例1-2中大致相同的情况下，弥补了现有技术的不足。本发明与对比实施例1相比，大大减少了冷却过程中需要的水量，取得了显著的技术进步。本发明的冷却剂体系弥补了现有技术中冷却过程需要大量水的缺点，同时也能减少大量加入水对后期分离造成的压力，还能避免水量过多造成的飞行器飞行距离下降等问题。本发明与对比实施例2相比，在保证冷却效果的前体下，避免了对比实施例2中的氧气储罐的使用，这是因为氧气为气体，在航空飞行器中加入氧气储罐以及氧气输送管道是非常占用空间且危险的，可见对比实施例2的设置并不符合实际。本发明避免了这样的设置，冷却剂均为液体形式，存储安全、方便。同时，相对于对比实施例2，本发明还可以降低高温燃料产物组成中的CO₂含量，这也是本领域技术人员难以事先预料的。

上述实施例和对比实施例，通过本发明的燃料油和H₂O₂水溶液体系与燃料油和H₂O的体系以及与燃料油、H₂O和O₂体系的对比，对比各个体系的水用量以及反应产物分布等方面，说明本发明新的冷却剂和冷却方法的设计是合理可行的，且具有一定的优势。特别注意上述实施例仅为较佳的实施例。

Claims (7)

1.一种包含航空飞行器发动机燃料的主动冷却剂，其特征在于，其包括在航空飞行器中分开储存的燃料油和H₂O₂水溶液；所述H₂O₂水溶液中H₂O₂的浓度低于50wt％。

2.用根据权利要求1所述的主动冷却剂对航空飞行器发动机进行冷却的方法，其特征在于，其包括以下步骤：向航空飞行器发动机的冷却通道中分别通入所述燃料油和所述H₂O₂水溶液，并通过调节所述H₂O₂水溶液的浓度使冷却通道内水蒸汽和燃料油中的碳的摩尔比保持在2-5范围内、以及氧气与燃料油中的碳的摩尔比保持在0.1-0.25范围内；其中所述冷却通道中具有催化剂。

3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，通过所述冷却通道的物料最终进入到航空飞行器发动机的燃烧室。

4.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述H₂O₂水溶液中H₂O₂的浓度低于50wt％。

5.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述冷却通道内的温度为500-900℃。

6.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述冷却通道分为位于上游的第一冷却通道和位于下游的第二冷却通道，其中所述第二冷却通道内具有催化剂。

7.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述催化剂为Ni基、Rh基、Ru基、Pt基催化剂以及它们的复合或改性催化剂。