性的。
[0026]实施例1
[0027]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H202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H202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。
[0028]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H202水溶液储存罐12中流出，分别通过油栗21和溶液栗22，经过燃料油进料管4和H202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。
[0029]燃料油和H202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。
[0030]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，H202水溶液的浓度为22.5wt%，冷却通道内的温度为600°C，实施过程中的催化剂为N1-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、C0、CH4、C02，其中比的含量为65% -70%，C02含量在16-20%左右，转化为可燃性小分子(H2、C0、CH4)的效率为85%。
[0031]实施例2
[0032]本实施例与实施例1相比，仅将H202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、C0、CH4、C02，比的含量为60%左右。转化为可燃性小分子(H2、C0、CH4)的效率为82%左右。
[0033]对比实施例1
[0034]在此对比实施例中，实施例1中的所述H202水溶液储存罐12和所述Η 202水溶液进料管5用于储存和输送比0，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。
[0035]具体过程如下:燃料油和水分别从各自储存罐，分别通过油栗21和溶液栗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。
[0036]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°C，实施过程中的催化剂为N1-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、C0、CH4、C02，其中比的含量在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。
[0037]对比实施例2
[0038]在此对比实施例中，实施例1中的所述H202水溶液储存罐12和所述Η 202水溶液进料管5用于储存和输送Η20，同时额外加入储存02的储罐，以及输送0 2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。
[0039]具体过程如下:燃料油和水分别从各自储存罐，分别通过油栗21和溶液栗22，经过各自的进料管，进入冷却通道8中的第一冷却通道，02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。
[0040]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°C，实施过程中的催化剂为N1-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、C0、CH4、C02，其中比的含量在65%左右，C0 2含量远高于实施案例1，含量为20%左右。
[0041]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H202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4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C02含量，这也是本领域技术人员难以事先预料的。
[0042]上述实施例和对比实施例，通过本发明的燃料油和H202水溶液体系与燃料油和H20的体系以及与燃料油、H20和02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。
【主权项】
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h202水溶液。2.根据权利要求1所述的主动冷却剂，其特征在于，所述Η202水溶液中Η 202的浓度低于 50wt%。3.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H202水溶液，并通过调节所述Η 202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。4.根据权利要求3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。5.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述Η202水溶液中Η 202的浓度低于50wt%。6.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述冷却通道内的温度为500-900°C。7.根据权利要求3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。8.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，通过调节所述Η202水溶液的浓度使得冷却过程中Η202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。9.根据权利要求3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。
【专利摘要】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。
【IPC分类】F02C7/16, C10G47/32, C10L1/10
【公开号】CN105295992
【申请号】CN201510883713
【发明人】刘国柱, 李玲, 王莅
【申请人】天津大学
【公开日】2016年2月3日
【申请日】2015年12月4日