专利名称：全能量燃料转化系统的方法和设备的制作方法
方法和i殳备本分案申请U于申请号为97181618.2，申请曰为1997年12月23 日，发明名称为"全能量燃料转化系统的方法和设备"的中国专利申请 的分案申请 一 ， _ ,石油化学>^ 。现已进行了许多尝试来改善动力供应系统的效率以便降低燃料消耗/ 动力产出的比值，并减少燃烧产物造成的环境污染。这些尝试的一部分 包括燃气轮机叶片冷却、复合循环热回收以及湿空气涡轮(HAT)循环。 例如，美国专利US 4829763揭示了一种具有饱和器的间冷回热循环，该 饱和器向压气机的排出空气中加入大量的湿气从而使燃烧室进口工质中 含有20~40%的水汽。该水汽加入到涡轮排气中，同时间冷降低了压气机 所需的功，结果达到更高的比功。在用于燃烧燃料从而驱动涡轮的压缩 空气燃烧之前，在多级逆流饱和器中通过上述水汽把它冷却然后润湿。 在间冷过程中和润湿之前从该压缩空气排出少量热能。与复合循环、蒸 汽喷射循环、间冷回热循环和其它基于润湿的工艺相比，HAT循环的热效 率高。HAT循环要求高达30大气压的超高空气压力和高达2800F的更高 涡轮进口温度以便改善整体装置的热效率。Day和Rao描述了作为基于煤气化产生动力方法的另一个系统，称为 组合气化湿空气涡轮(IGHAT)，据认为它是HAT循环的一种改进，该系 统能提供至少与组合气化复合循环(IGCC)相比拟的高效率和低排放量， 但没有通常与IGCC系统相连的高资金^。 IGHAT所节约资金的大部分 是由于HAT循环能通过饱和器以一种有效的方式利用来自气化冷却水的 低能热能，而在IGCC中则必须通过相对昂贵的废热锅炉从高温高压蒸汽 形态的原煤气体中回收尽可能多的热能。节约资金的另 一个原因是该循 环不需要蒸汽轮机冷凝器。进而，假定在低的火焰温度下能达到适宜的燃烧，则预计与燃烧空气混合的大量水蒸汽可以把NOx排放量降低到很 低的水平。Harvey等人描述了一种通过排气循环降低燃烧不可逆性的工艺。该 工艺没有底部循环(bottomimg cycle),类似于一个具有间冷、再热和回 热器的燃气轮机。该回热器的作用是一个重整器(reformer),在这里燃 料被来自再循环涡轮排气的热能所裂化和部分氧化。该排气含有氧气， 因而被用作一种氧气载体。在每级涡轮之前，空气被喷射到含有已重整 燃料和再循环排气的蒸汽工质中，从而接着被燃烧。排气内的水汽在每 一级后的系列水冷冷凝器中被部分液化；通过喷射水达到间冷。Harvey 等人的分析表明了用于燃料转化的重整，但所得到的收益受到重整器内 扭点温度的限制。Harvey等人计划了进一步研究在低于2300F的涡轮进 口温度下他们所提议的构造对效率的影响，该温度在他们的分析中大约 是无涡轮叶片冷却的高限。为了把涡轮进口温度控制在可接受的冶金极限(现为2600 - 2800F) 内，燃气轮机设计者已借助于过量的燃烧空气、稀释剂例如在HAT或简 单蒸汽喷射中的蒸汽、水喷射或者压气机间冷。当前冶金学者正在寻求 开发能耐甚至更高温度的陶瓷部件或涂层。本发明通过涡轮排气再循环 达到涡轮进口温度控制，从而达到高的系统循环效率。通过火箭发动机 反应器的整体性和去除复合循环设备及其相关的降低效率的系统设施可 以节约资金。在处理蒸汽轮机的排气方面，该发明利用了排气中的大部 分潜热从而降低了冷却水量，否则需要更多的冷却水以便把蒸汽冷凝为 锅炉进水。因而本发明的一个目的是提供一种使用传统涡轮进口温度而没有稀释 剂喷射或者间冷的、比现有方法具有改善效率的利用燃料产生动力的方 法。本发明的另一个目的是提供一种在低基建成本下以一种比现有技术 方法更灵活、有效和低污染的方式利用燃料产生动力的设备。本发明也可作为一种热解反应系统进行中温传统热解或者高温全热 解。Raniere等人的美国专利4724272和Hertzberg等人的美国专利 5300216指出，必须在对于冲击类型和冲击位置来说精确的驻留时间下完 成跨音速工质的加热和冷却。烃和蒸汽两者被加热并在热解之前流过单 独的超音速喷管。Hertzberg进一步指出，在淬冷后可以使裂化气流过一5个涡轮以便能量回收和进一步的冷却。本发明也可以进行复合燃料转化变换和热解。Kamm等人的美国专利 4136015和4134824提出了一种用于热裂化烃的工艺和一种用于部分氧化 和热裂化原油进料的组合工艺。从重油的部分氧化得到的氢气促进了产 物选择性。所选择的适中时间-温度裂化条件造成产生大量的液态产物和 焦油，在他们的工艺中和下游的工艺中一定很难处理这些物质。因而本发明的一个目的是提供在一种在近似全能量守恒构造中在适中 或高温度和压力下单独热解和水热解碳素物质或与燃料转化变换一起进 行碳素物质的热解和水热解的一种方法，从而达到近似全进料转化。本 发明的另一个目的是提供在一种近似全能量守恒构造中在适中或高的温 度和压力下单独热解和水热解碳素物质或与燃料转化变换一起进行碳素 物质的热解和水热解的一种设备，从而达到近似全进料转化。通过本发明可以达到在下文的描述中更明显的这些目的和其它目的。 本发明一个方面包括产生动力的方法，包括提供一个适于产生轴功的涡轮，所说的涡轮具有一个燃烧室；并提供 一个具有喷管和压气机装置的火箭发动机；把燃料和氧化剂给送到该火箭发动机和该火箭发动机压气机装置；把碳素物质、水和/或蒸汽给送到火箭发动机喷管；把该火箭发动机喷管的排气处理成涡轮用燃料；把涡轮所用的所说燃料和氧化剂引入到涡轮燃烧室以产生燃烧产物二 氧化碳和水；所说的燃烧产物流过涡轮；把涡轮热排气的相当部分再循环到火箭发动机压气机装置；进一 步把火箭发动机压气机装置的热排气再循环到火箭发动机喷管；任选地进入到所说喷管下游的 一 个或多个次级入口内；并且任选地作为一种压缩工质用于其它用途； 控制涡轮进口温度。在另一个方面，本发明包括利用燃料产生动力的设备，包括一个具有燃烧室的涡轮； 一个具有喷管和压气机装置的火箭发动机； 把碳素物质、水和/或蒸汽给送到火箭发动机喷管的装置； 把燃料和氧化剂给送到该火箭发动机和该火箭发动机压气机装置的装置；把该火箭发动机喷管的排气处理成涡轮燃烧室用燃料的装置； 把涡轮所用的所说燃料和氧化剂引入到涡轮燃烧室以产生燃烧产物二氧化碳和水的装置；把涡轮热排气的相当部分再循环到火箭发动机压气机装置的装置； 进一 步把火箭发动机压气机装置的热排气再循环到火箭发动机喷管的装置；任选地进入到所说喷管下游处的一个或多个次级入口内；并且任选地作为一种压缩工质用于其它用途； 控制涡轮进口温度。本发明的另一个方面是产生动力的一种替代工艺，包括提供一个适于产生轴功的蒸汽涡轮；并提供一个具有喷管和压气机装 置的火箭发动机；把燃料和氧化剂给送到该火箭发动机；把碳素物质、水和/或蒸汽给送到火箭发动机喷管；把该火箭发动机喷管的排气处理成一个锅炉所用的燃料和用于一个次 级火箭发动机的燃料；煮沸所说锅炉内的水以产生水汽；利用所得的水汽驱动所说的蒸汽涡轮；用水淬冷涡轮排出的蒸汽；把已冷却蒸汽和水的混合物再循环到火箭 发动机喷管；并且把该次级火箭发动机的排气转化成燃料产物。图l是一个火箭发动机动力源的示意图，包括一个火箭发动机、 一个 火箭发动机压气机装置、 一个守恒能量反应器和一种分配装置。图2是一个火箭发动机动力源流向一个膨胀涡轮的示意图，该膨胀涡轮的排气通过一个原动M再压缩以便A气机排气的大部分被有效地再循环到 一个守恒能量^JL器。图3是一个火箭发动机动力源流向一个膨胀涡轮的示意图，该膨胀 涡轮是一个现有燃气轮机的一部分从而有效地利用其相连的压气机。图4是一个火箭发动机动力源流向散置的三个膨胀涡轮系列的示意 图，这三个膨胀涡轮具有单独的燃烧室，各燃烧室具有从火箭发动机压 气机装置供给的独立的氣化剂供应。图5是一个火箭发动机动力源与一个燃料电池、 一个次级守恒能量 反应器和一个膨胀涡轮组合在一起以便优化动力输送的基本负栽和/或峰值负栽的示意图。图6是一个火箭发动机动力源与一个锅炉组合在一起并且使用两级燃料变换的示意图。图7是具有热工质延伸部以进一步改善系统效率的一个火箭发动机 动力源和一个锅炉的示意图。图8是在复合工艺中用于热解和燃料转化以便产生乙烯和合成气的 两个火箭发动机动力源的示意困。本发明优选实施方案的详细描述产生动力的工艺包括提供一个适于产生轴功的涡轮，所说的涡轮具有一个燃烧室；并提 供一个具有喷管和压气机装置的火箭发动机； 把燃料和氧化剂给送到该火箭发动机； M素物质、水和/或蒸汽给送到火箭发动机喷管； 把该火箭发动机喷管的排气处理成涡轮燃烧室用燃料； 把所说的涡轮用燃料引入到涡轮燃烧室； 燃烧产物流过涡轮；把涡轮热排气的相当部分再循环到火箭发动机压气机装置； 进一步把火箭发动机压气机装置的热排气再循环到火箭发动机喷管；任选地进入到所说喷管下游处一个或多个次级入口内；并且任选地作为一种压缩工质用于其它用途； 控制涡轮进口温度。适于产生轴功的适宜燃气轮机包括由GE、 ABB、 Solar、 Siemens和 其它生产厂家生产的标准和高级商用燃气轮机。适宜的燃气轮机燃烧室包括与燃气轮机一起供给的燃烧室或者那些为 高压蒸汽操作所特别设计的燃烧室。适宜的火箭发动机包括由GE、 Pratt&Whitney、 Rolls Royce和其它 生产厂家制造的喷气发动机；由T-Thermal、 John Zink和其它生产厂家 制造的燃烧器；以及由生产用于高达5000F临界温度的磁流体动力学发 电机的推进系统的生产厂家例如TRW制造的喷气发动机和火箭发动机。适宜的火箭发动机喷管包括deLaval型收缩/膨胀喷管。适宜的火箭发动机用燃料包括甲烷、天然气和石油馏出物。适宜的火箭发动积^反应器用氧化剂包括空气和氧气。把火箭发动机喷管的排气处理成涡轮燃烧室用燃料的适宜工艺包括一 个或多个近似绝热通道和喷管，其尺寸能够产生一个或多个冲击波并产 生喷射推力以增加工质能量。把所说的涡轮用燃料引入到涡轮燃烧室从而能把涡轮进口温度控制在 现有材料极限内的适宜温度为，对于新燃气轮机为不超过2800F。把涡轮热排气再循环到火箭发动机压气机的适宜装置包括燃气轮机、 涡轮增压器、柴油发动机和其它内燃机。优选地把所说火箭发动机喷管的排气和所说涡轮的所说再循环热排气 在近似绝热气氛下转化成用于所说涡轮的所说燃料。通过近似绝热气氛 是指除了不可避免的辐射或者其它向环境的热损失外能保持所给送的燃 气、氧化剂、碳素物质和水的热焓。在特定具体实施方案中，碳素物质在充足的速度下被引入到所说喷管下游处的所说火箭发动机反应器的所说排气中以便把所说碳素物质转化成用于所说涡轮的所说燃料。用于这种转化的适宜速度包括亚音速和高达Mach 2以上的超音速以便完全反应并在涡轮进口压力下输送工质。 碳素物质优选地是甲烷，但可以替代地是天然气及其组分、石油焦、残留物或馏出物、生物物质、煤、木炭或其它适于热解或燃烧的化学物质。优选地所说的燃料也是甲烷。在某些具体实施方案中所说氢气的一部分被分流到一个或多个下游用途，例如燃料电池、氧化铁还原反应器或者化学工艺例如石油馏出物加 氢脱辟u、不饱和烃的氬化、生产氨气和醇等。在某些具体实施方案中， 所说氢气和其它燃料的一部分通过适宜的装置被再循环以点燃火箭发动 机和下游射流推力。当在一组转化反应器内发生转化时，优选地通过适宜的装置使所说火箭发动机压缩装置的所说排气压力符合每一转化反应器内的压力。在特定具体实施方案中，所说涡轮燃烧室的所说热排气的一部分在一个中间压气机内被压缩和直接再循环到一个短路分配装置(short circuit distribution means),并作为至少匹配或增加压力的射流状的附加热能 和附加物质被输M而在适宜的结合处增大所说的热排气。一般地，所说火箭发动机喷管的排气在跨音速速度下从所说的喷管排 出。其中跨音速是指接近音速和高达Mach 2以上的超音速，它适于工艺 反应和保持设计的工质能量水平。当需要增加在该转化反应器或系列反应器内的反应程度或选择能力时 或者当需要更多的适度操作条件时，用于所说转化的催化剂被引入到所 说火箭发动机喷管的所说排气中。适宜的催化剂包括氧化锰和钛酸锌。该涡轮的轴功可只用于发电，或者也能包括操作一个或多个压气机或 泵的功。也可以有一个或多个涡轮、 一个或多个燃烧室以及一个或多个发电装置。在特定具体实施方案中，向所说的涡轮燃烧室加入辅助或级间氧化 剂。该氧化剂可被引入到所说涡轮燃烧室内以有效地控制涡轮进口温度。 对于涡轮叶片和部件的适宜温度是从对于老燃气轮机的约1700F到现行技术设计状态的高达约2800F。可以与材料技术的改善一致地提高涡轮进口温度以进行更高温度和更高效率的操作。一般地所说转化的一种产物是氢气。其它产物可以是例如二氧化碳、一氧化碳和水蒸汽。本发明的另一个具体实施方案是一种产生动力的工艺，包括 提供一个适于产生轴功的蒸汽涡轮；并提供一个具有喷管和压气机装置的火箭发动机；把碳素物质和蒸汽给送到火箭发动机喷管； 把燃料和氧化剂给送到该火箭发动机；把该火箭发动机喷管的排气处理成用于一个锅炉的燃料和用于一个次 级火箭发动机的燃料；煮沸所说锅炉内的水以产生水汽； 利用所得的水汽驱动所说的蒸汽涡轮；用水淬冷涡轮排出的蒸汽；把已冷却蒸汽和水的混合物再循环到火箭 发动机喷管；并且把该次级火箭发动机的排气转化成燃料产物。 一般地该燃料产物含有 氢气。在某些具体实施方案中，把纯净水引入到所说的转化反应器或一组转 化反应器内，从而在所说反应器或一组反应器内与所说火箭发动机的所 说排气进行反应。优选地，引入的该纯净水具有与蒸汽轮机排气大约相 同的重量或具有更高的重量比。本发明这一方面的优选具体实施方案包括提供一个热交换器； 一个具 有喷管的三级火箭发动机； 一个具有燃烧室的燃气轮机；把燃料和氧化 剂给送到所说的三级火箭发动机；把所说的三级火箭发动机喷管的排气 导入所说的热交换器内以便冷却所说的排气并超加热所说锅炉的排出蒸 汽；把所得的超加热蒸汽输送到所说的蒸汽轮^机。根据本发明，利用燃料产生动力的一个适宜设备包括 一个具有燃烧 室的燃气轮机； 一个具有喷管和压气机的火箭发动机反应器；把燃料和 氧化剂给送到该火箭发动机的装置；把该火箭发动机反应器的排气处理成涡轮燃烧室用燃料的装置；把涡 轮所用的所说的燃料引入到涡轮燃烧室的装置；把涡轮热排气再循环到火箭发动机压气机装置的装置； 进一 步把火箭发动机压气机装置的热排气再循环到火箭发动机喷管的 装置；任选地进入到所说喷管下游处的次级入口内；并且任选地作为一 种压缩工质用于其它用途；以及控制燃气4^M口温度的装置。所开发的高温高压燃气轮机可以，通过能降低成本的改变，可以根据 本发明进行改型以提高它们的热效率。或许最大的改型收益将有助于业 已安装的并在更低温度范围运行的许多大型、低效率、固定式的燃气轮 机。除了通过守恒再循环再压缩进行热回收以外，安装独立驱动的压气 机能够完全去除输出动力膨胀涡轮的压缩功，从而提高它的输出净功和 机械效率。相应地对于新的安装可得到相同的收益。本发明通过涡轮排气再循环达到涡轮进口温度控制，结果获得高的系 统循环效率。通过火箭发动机反应器的整体性和去除复合循环设备及其 相关的降低效率的系统设施能节约资金。由于高蒸汽、低空气或无氮反 应条件以及提高的热循环效率，故降低了与通过蒸汽重整而产生氢气所 通常关联的氮氧化物。如上所述，本发明包括再循环一个膨胀动力涡轮的大部分排气；利在一个独立的热守恒、多级射流压缩过程中把它们再压缩并把它们返回 到该膨胀动力涡轮；利用一个火箭发动机驱动的水煤气变换烃转化 (rocket engine—driven water—gas shift hydrocarbon transforming) 和/或水煤气变换反应器(在下文称作守恒能量反应器)在一个上部压缩 阶段中反应所说的气体以便增大热化学转化，结果在膨胀动力循环之外 产生用于其它目的的再循环燃料和额外燃料；并且，通过已增大涡轮排 气流的可控再循环来调节涡轮进口温度。本发明通过提高效率、降低气化成本和把环境污染降到最低而延伸了本领域；并通过在另一个守恒能量反应器中进行该变换和其它转化反应而增加了用于本领域状态之外的能力。变换反应把一氧化碳转化为二氧化碳和额外的氢气。后续的守恒能量 反应器设计将进一步降低成本并改善工艺装置和产生动力的经济性。
参阅附图，
图1是碳素物质100和水99作为火箭发动机喷管120的 次级入口的进料。通过管道101给火箭发动机102供给燃料，优选地甲 烷。从氧化剂源通过管道103在极限压力(top pressure)下把氧化剂优 选地空气输送到火箭发动机102。氧化剂任选地在管道104上分流到燃气 轮机燃烧室105。燃烧室105也利用燃料106点燃以便与水107 —起控制 涡轮进口温度。
燃烧室105排出的热排气穿过燃气轮机108膨胀。涡轮排出的在管道 109内的排气可作为IIO导入任何一个或多个次级口从而通过相关的管道 111、 112和113输送到下游的喷管；或者其部分或全部作为114能分流 从而加入并成为管道115内所载送的可回收热流体。作为114内工质的 一种替代，进入压气机117的工质116在系统压力下输送作为118的工 质以便为循环提供热能和物质平衡。进一步的分流119可被导向到喷管120 的次级口。转化反应器121、 122和123分别表示水煤气区、变换区和延 长驻留时间区，在这里发生火箭发动机排气的转化。这些区可任选地安 排为次序跨音速冲击区或简单地作为两个或多个驻留时间区。通过管道 124、 125和126引入氧化剂以便燃烧M应的碳素物质，从而通过后射 流燃烧(after-jet combustion)来控制下游推力。
111、 112、 113、 124、 125和126中未利用的管道可被利用以引入其 它反应物质。利用程度取决于所存在化合物的活性。用于转化的进入喷 管120的一个辅助口的纯净反应剂例如甲烷可能要求不大于两个的反应 区。预净化煤或石油焦可需要一个额外区。固体进料另外要求从气流中 分离出颗粒物，这可在颗粒分离器127中进行。分离器127的另一个用 途可以是通过排放下述物质而回收二次夹带的颗粒以用于后文的任一种 功能
1催化剂颗粒；
2捕获器矿物(getter mineral)用于生物物质加工中捕获碱金属； 3用于煤、焦碳和残留油的硫捕获晶粒例如氧化锰或钛酸锌；4蒸汽铁屑反应所用的铁颗粒，以便产生海绵铁、产生用于燃料电池 和其它用途的氢气以及以便再循环-还原氧化铁；
5其它金属颗粒，例如用于热化学反应的锡和锌；以及
6用于热传导到更轻更快的流动颗粒、气体和蒸汽的中性颗粒
引入上述的任一种或多种颗粒的方法可以是夹带在与所述工艺化学相 容的流体中。某些工艺可能要求至少另一个分离器127,它可以是一种多 级陡降系列，从而进入喷管128的全部产物气流可作为下述使用天然气、 净化或预净化碳素物质的工艺的反压，并且该气流被转化以用于涡轮膨 胀的直接燃烧，或者一种组合燃料电池/涡轮工艺。火箭发动机驱动反应 器装置的一个功能是产生一种燃气以便如下文的具体实施方案所述那样 直接用于燃烧。火箭发动机驱动反应器装置的另一个能力是通过编程、 计量和可控的反应物进料使反应趋于完全而达到最低的反应最终温度。 当下一步的化学用途要求产生最大程度的氢气时这一点非常有用。大多 数转化反应器实际上淬冷反应以便保持其最终化学组成。相反，在适宜 时本发明在反应终了时点燃产物气体以便达到化学计量规定的反应最终 温度，它在守恒能量反应器分配装置的机站129处结束。
另 一方面，如果反应最终温度不符合为下游工艺所需要的更低温度， 则必须淬冷该反应。相反， 一个工艺例如热解可以要求淬冷以便中断反 应次序和冻结所需的中间化学物质。示例包括裂化甲烷以产生乙炔和乙 烯；裂化乙烷以产生乙烯；裂化丙烷、丁烷和石油馏出物以共同产生氢 气、乙烯、丙烯、丁烯、丁二烯和其它二烯烃以及芳香化合物。
如果所选择的氧化剂是氧气并且所得氧气源用于工艺的压力大于临界 值(over the fence),则不需要一个单独的氧气压缩装置。否则可用一 个压缩装置来提高氧气的压力。
图中所示分流氧化剂源的管道130是为了向任一个或多个次级口提供 氧气或空气以流向喷管机站120、 131、 132和128以便通过后射流燃烧 来提高工质内的推力。当接触工质低于自动点燃温度或反应温度时可提 供一个点燃源。图中未画出点燃管道但它与管道133类似。后射流燃烧 的作用是增大夹带量、产生冲击和/或补偿摩擦压头损失以保持机站129内的压力。
图中所示的压气机134由燃烧室105和涡轮108驱动。然而压气机134 可以由任何原动机例如一个柴油发动机驱动，只要优选地其燃料组成与 守恒能量反应器内的工质之间化学相容；否则其排气必须用于回收用途。
标准平衡图用作启动和运行转化工艺的指导原则以便避免生成固态碳 或焦炭。
该工艺具有生产额外产物的能力，例如用于氨气或醇的合成气、用于 乙烯的热解裂化气，并且能制造石油化学产品。
下文所述的主要方程选择性地涉及包含图1所示守恒能量反应器在内
的任何具体实施方案。其基本反应如下
方程(1) C+H20<^CO+H2 AH=+28千卡 水煤气
方程(2) C0+H2+H20<^C02+2H2 AH=-9. 8千卡 变换
方程(3) CH4+H2O^>C0+3H2 AH=+49. 3千卡
方程(4) CH4+2H20eC02+4H2 AH=+39. 5千卡
图l除了表示出如何提高动力循环的效率之外，也表示出如何制备附
加燃料。图中示出该反应器排出3 H2+N2作为用于氨气工艺的合成气并排
出作为H2+0. 333N2的附加燃料，该燃料可用于制备更多的蒸汽或者为火
箭发动机提供燃料以在装置内输出。
下述两个方程是在反应器内发生的用来产生这些气体的基本自热反
应
方程(4) CH4+2H2Oe>C02+4H2 AH=+39. 5千卡
方程(5) 0. 176CH4+2H20+0. 35302+l. 333N2oO. 176C02+0. 353H20+1. 333N2 AH=-33. 6千卡
方程(4)和方程(5)的总和产生下列产物 4H2+1.333N2 氨气合成气
1. 176C02+1. 333N2附加燃料用于增加排气和/或反应
器再循环；或者装置输出 1. 176C02+1. 333N2也用于装置输出这是本工艺的另一个特殊特征即能够制备额外的产物。在后述的利用 燃气轮机的具体实施方案中也可以制备用于氨气的合成气。取决于要被
转化的碳素物质，可把该水煤气变换方程(1)到(4)应用于本发明的 所有具体实施方案。甲烷或天然气涉及方程(3)和(4),而煤、石油 焦、生物物质和残留油可以通过水煤气变换方程(1)到(2)进行处理。 该水煤气反应一般从第一反应器产生H2~KX)并且取决于最终用作工艺燃气 还是合成气而表示为管道141和142。通过例如方程(4)来说明本发明 中平衡的重要性，该方程产生4摩尔氢气和1摩尔二氧化碳。对于实际 用途，在从5到0的正logl。K范围内一个近似直线关系成立，其相应的 温度为相对地从1600K到880K(Wagman等人)或者大约从2400F到1100F。 更高的温度当然也有利于平衡(Wagman等人的平衡常数)。
为了理解本发明中平衡的特殊重要性，可以想象一个例如4000F的富 含蒸汽的超高温射流，随着它们运动并与碳素物质一个颗粒一个颗粒地 互相反应而逐渐完成平衡，同时log1QK函数逐渐降低并且温度相应地降 低到1100F以下，因为利用压力可以做到使logl。K达到在负log1QK区的 微小值。如果燃气必须脱硫，则达到低温是有利的。在这种情况下如管 道143、 144所示把二氧化碳和氢气分隔开有时也是有用的。使一个规定 反应化学计量地完全进行达到低温的进一步优点是，其吸热热能需要更 少的碳素物质或燃料以及更少的氧气，结果在排气中达到更少的二氧化 碳》
另一方面，如果该反应剂是一种预净化煤，则佳反应达到一个用于涡 轮燃烧室129的更高最终温度是有用的，其中通过管道133的点燃开始 该反应。然而，在燃烧室129中点燃燃气之前，必须在分离器127中通 过管道145去除预净化煤产生的燃气中的粉煤灰。
本发明也可用作如图1所示的热解反应系统以进行中温传统热解或者 高温全热解。在中温下乙烷、丙烷、丁烷和石油馏出物可裂化生成乙烯、 乙炔和其它烯烃和二烯烃例如丙烯、丁蹄、丁二烯和芳香碳氢化合物液 体。在高温下，甲烷可被裂化以主要生成氢气、乙烯和乙炔。在高温下裂化非甲烷碳氬化合物可达到基本完全的转化，所生成的产物大都没有 通常生成的循环化合物、芳香类和重芳香油以及焦油。
Raniere等人的美国专利4724272和Hertzberg等人的美国专利 5300216指出，必须在对于冲击类型和冲击位置来说精确的驻留时间下完 成跨音速工质内的加热和冷却。在本领域中那些技术熟练的人员知道， 把温度快速淬冷到约1100~ 1300F对于保持生产所需的产物和把焦炭的 生成降到最低程度来说很重要。
本发明的火箭发动机102和喷管部分120是与如前所述的反应器 121、 122、 123耦合在一起的设施，它们可具有灵活的反应器长度、沿反 应路径产生不同冲击特性的能力以及在不同反应时间-温度裂化程度下通 过入口 111、 112、 125和126进行淬冷的能力。由于任一个或多个所说 的位置并包括所选淬冷位置之前的喷管部分120都能任选地用于向主工 质内输入跨音速物质和附加热能，故能得到很多自由度。淬冷可以是完 全的、部分的、直接的、间接的或者综合的方式。直接淬冷介质可以是 水、蒸汽、烃类和情性气体。在位置127处或其附近的热交换器中(未 画出)而不是所示的分离器中实现间接淬冷。通过喷管部分28排出淬冷 裂化产物，并通过适宜的装置利用管道146分配从而进行进一步处理。
Kamm等人的美国专利4136015和4134824提出了一种热裂化烃的工 艺和一种部分氧化和热裂化原油进料的组合工艺。所选择的适中时间-温 度裂化条件造成产生大量的液态产物和焦油，在他们的工艺中和下游的 工艺中一定很难处理这些物质。
根据本发明，也可以使用复合燃料转化变换和热解。优选地进行高温 操作以便达到液体和固体通常裂化烃产物的完全分解和转化。在复合模 式下首先在如前所述的一个或多个守恒能量反应器中生成合成气。然后， 在下游的守恒能量反应器中，向从第一守恒能量反应器流出的高蒸汽和 高氢气合成气中输入热解反应剂并进行如前所述的全热解。在热解过程 中存在相对大量的氲气有助于反应趋于所需产物的选择能力。在热解过 程中存在相对大量的蒸汽能降低生成烟黑或焦炭的倾向。为了进一步提高反应率、进一步提高加热速率并进一步改善反应趋于 所需裂化产物的选择能力，可以通过可得到的次级喷管口加入辅助氧化 剂。在复合燃料转化-热解模式中，优选地使用直接水淬冷，因为这样在 原位生成的蒸汽有利于产生涡轮动力。裂化产物通过等熵收缩功流过一 个涡轮以进一步冷却并且流向其它传统分离工艺。取决于进料、所需最 终产物和经济因素，可实施高温热解或中温热解。取决于进料、所需最 终产物和经济因素，可实施直接反应冷却、间接反应冷却或复合方式。图8是用于制备乙烯和合成气的热解和燃料转化工艺的示意图。所述 工艺是制备其它烃类的普遍代表性工艺。通过压气机134进给甲烷并作 为后射流燃烧的一种任选方案把它分配以满足进入燃烧室102的管道 800、管道801、喷管部分120和管道802内的高压。 一部分甲烷在燃烧 室102内用氧气点燃以满足进行下述转化方程的吸热要求 方程(1) CH4+H20<^CO+3H2 AH=+49. 3千卡在燃烧室102内的其余甲烷的作用是增加射流内的物质。在守恒能量 反应器内产生的合成气被分配以满足下述三个不同目的1 一部分被再循环以便给火箭发动机压气机装置的燃烧室105提供燃 料。通过压气机117再压缩涡轮108的所得排气并把它如图中所示沿反 应器分配；2 —部分是合成气产物；以及3其余部分在压力下被给送到次级火箭发动机燃烧室并用氧气点燃以CO+2H20到C02+3H20如上所述，火箭发动机的燃烧室可以在高达5000F的临界温度和相对 无限的临界压力下运行。也描述了该守恒能量反应器对于冲击位置和下 游辅助沖击的灵活性。应注意另一点即，可以处理甲烷、碳素物质例如 煤和残留油，它们接着生成下列形式和范围内的合成气C0+H,J C02+2H2最后，在适宜的裂化程度点要求用水、蒸汽、碳氢化合物或惰性气体 淬冷到1300- 1000F以便冻结所需的中间反应产物。在位置127处在分离器127内去除任何的粉煤灰。根据本发明的许多其它转化反应发生在近音速和超音速情况下，反应 剂之间具有很高的相对滑流速度，该反应剂与随后的亚音速工质分裂成 冲击区。因而对于实际用途，通过高达5000F (在磁流体动力学工质中实 施)的一次射流温度和无限高压可得到很高的反应率。现在讨论压力，众所周知，提高压力有利于许多化学反应。如前所述， 低压适于生物物质气化。另外众所周知，对于在更低压力和接近大气压 力下发生的反应，生物物质比煤更容易气化。煤适宜地在更高压力下处 理。本发明包含适宜的替代方案改变用于转化的反应器压力，并且同时通 过再循环功能保持用于转化的火箭发动机动力源能量。压力的分配如上面关于图l的论述，其中压气机134排出的再循环热 流体被分流到管道136而提供给燃烧室105。其余的工质被细分到支路137 以提供给火箭发动机燃烧室102和支路138以提供给动力喷管射流120 下游的任何一个或多个辅助口 。支路137和138内的工质不必要固定。提高137内的工质会导致138 内工质相应地降低。通过控制这种交换可以使燃烧室102内的温度提高 或降低以用于全部氧化或部分氧化，而利用流过支路138的氧化剂工质 可以有相反的效果，并且这可以通过增加或减少流过管道100和99的碳 素物质进料和水进行补偿。利用涡轮108的排气管道109可实施类似的分流交换。这在上文被解 释为常规路线。本文所报道的这种交换的重要性涉及回收废热和废物质。 在相对低压力的操作中，通过管道109的所有或大多数工质可以继续流 过管道110并且能沿管道被选择性地分配且流入反应器。为了工艺原因 或者为了更大的夹带效果，该同一工质可以重新导向流过119,在这里燃 烧射流有最大的夹带效果，通过提高燃烧室102内的温度可以进一步增 大这种效果。这里由于该工艺的低压力特性，因此对于把流过管道116的排气流导 向以便与管道139内流过压气机134的氧化剂流一起被机械压缩的要求变得更低。然而，在后文的膨胀涡轮具体实施方案中出现有类似的功能，
该膨胀涡轮在机站129处在高达30大气压下运行。那时机站129用作涡 轮的高压高温燃烧室。在那种情况下，管道115内的回收热流体被大部 分排气流所代替，该排气流与管道116内的工质一起被再压缩。然后提 供给所有燃烧室的该回收热流体来自于另一个源，在后文对于各自的具 体实施方案对该源将进一步描述。然而在每种情况下，在近似绝热循环 中火箭发动机及其压气机装置产生的动力必须保持在恒定化学组成的稳 态再循环工质中，并同时保辯大部分排气能量以便更有效地驱动一个输 送机械动力或电能的膨胀涡轮装置。
在这种情况下，为了回收大部分废热能和废物质，通过上述从管道109 的支路交换任选方案所提供的灵活性，可以优化该再循环系统以便向燃 烧室129输送恒定一致的物质流，本文中驱动膨胀涡轮装置。通过该系 统回收的大部分热能将在机站129处把碳素物质转化为燃气。流向机站129 的工质内的任何附加感热被保留从而流过燃气轮机140。为了避免再循环 中的堆积，必须排出的物质二氧化碳、氮气和少量水蒸汽将用于预热燃 料、可再回收热流体和其它装置用途。在它们各自的具体实施方案中对 它们有进一步的描述。
本发明可包括膨胀涡轮、具有附加轴功的涡轮以及多级涡轮构造。
情况l一用于单级和多级涡轮的火箭发动机动力源
在图2中，膨胀涡轮装置200的燃烧室129为发电机201输送动力。 可以使用任何机械性传递的动力负荷。该涡轮装置可以是一 个单级涡轮、 一个连续多级涡轮或者一个具有级间加热的多级涡轮。优选地，在燃烧 室129内产生的温度压力源是上面关于图1所述的火箭发动机动力源。 该火箭发动机动力源也包括守恒能量反应器或转化器。其作用不但是把 管道124输入的碳素物质转化成一种iiX燃烧室1129的有用产物燃气， 而且是把在火箭发动机压气机装置、火箭发动机和守恒能量反应器内花 费在压缩和加热上的所有或大部分动力都转化成流入燃烧室l29的产物
燃气(及其感热)。
本具体实施方案所包括的功能是再循环所说膨胀装置的最后涡轮的大部分排气，但必须从循环排出以防止工艺中出现堆积现象的排气(至少
直接传热和物质迁移的部分)除外 相应地，排气202在203处分流并 在通过压气机205提高压力后作为204继续向前流动以用于涡轮装置200 内的级间加热。通过一个适宜装置可以独立地控制由涡轮108所驱动的 压气机205的速度。
必要的是更大循环或者整体循环的物质和化学保持在稳态；从而排出 物206必须被具有一致总体化学的等量物质所代替从而保持连续性。例 如，如果所选燃料是CH4，则燃烧室129内的反应可总结如下
方程(1) CH4+2空气+x再循环<^€02+21120+7. 5N2+x再循环
其中再循环=002+21120+7.5^并且设计涡轮^进口温度越低，x越高； x(C02+2H20+7. 5N2)可以替代在通常操作中所点燃的任何过剩空气。如果氧 气是优选的氧化剂，则方程(l)可改写如下
方程(2) CH4+2氧气+x再循环^C02+2H20+x再循环
其中再循环- C02+2H20, x(C02+2H20)可替代过剩空气。x可以是任 何数字或者混合数字。在206处排出的工质必须等于002+21120，但只要其 等量化学组合物重新进入循环以保持物质流的连续性，则在206处排出 的工质可比循环平衡大某一分数。
现在回到压气机134,其中火箭发动机102和燃烧室105的燃料是设 计热值的甲烷部分，据认为它是到达燃烧室129的热能的总和包括任何 后射流燃烧附加热能。压气机134接收并排出工质207，该工质207分流 成208、 209和210。管道208进入燃烧室105,其主要功能按比例是把 流入涡轮108的燃烧室工质209的进口温度控制在适宜范围内以便保证 再循环平衡，其中成为211的工质210部分在平衡时是任选的，可以从 零气流变化到等于210的最大气流。如果平衡时210大于零则产生211， 在启动时211的值为零。火箭发动机的相容性或者它与下游的后射流燃 烧推力一起都取决于燃烧室102内的极限压力与燃烧室129设计压力之 间的差别。燃烧室102和129不只是在一定程度上补偿下列压头损失
1火箭发动机喷管 2摩擦3推力夹带
4火箭发动机压气机装置排气分配
在实施中这些损失在燃烧室102和129之间原位转化为热能，从而吸 热地转化为有用的燃料，在流向燃烧室129的产物内感热有某些升高。
至少在可预见的将来，先进燃气轮机的设计温度在具有叶片冷却下可 高达2800F,燃烧室压力可高达30大气压。本发明对于燃烧室102内的 临界压力没有实际的高限，即使先进燃气4^机的设计压力比30大气压高 许多，或者能使用更高压力的工艺氢气。
鉴于这些边界条件，燃烧室102和129之间的临界压力差也必须与转 化和感热容量或者产物燃气和气动热化学设计的吸热要求相协调一致。 这种热能用途必须首先考虑涡轮排出的废热部分以及把它输送到火箭发 动机-守恒能量反应器工序的压缩热。例如，在燃烧室102和129之间的 压力差很大的应用中，更有利的是，火箭发动机压气机装置把排气输送 到夹带装置流向压力陡降的更低端，但在129处的压力仍在设计压力之 上。
另一方面，如果129处的压力比燃气轮-机先i^技术状态的高压(即30 大气压)低很多，例如20-25大气压，则优选的模式是在最大气流下(即 等于210)操作212处的工质流过压气机213。这i兌明211处为零气流， 并且在物质流内恒定化学总量方面筒化了循环平衡。
除了考虑改变上述工质如何影响燃烧室129的设计压力之外，主要的 判据最终是选择一种循环平衡，该循环平衡利用涡轮装置能达到最多的 净功输出，并且利用再循环排气的相关适宜量能达到最大的回收，对于 更低压力下的应用以便改型现有在高达25大气压运行的燃气轮机，该判 据要求设计压力重回到低于30大气压的一个值。在下一个具体实施方案 中对这点将有详细论述。
现在回到火箭发动机压气机装置，确定燃料部分一管道316—的尺寸 以压缩所选择的流过压气机134的物质流。由于绝热地保持了内部的第 二定律不可逆热，故可以利用理想的等熵关系来至少估算从涡轮膨胀输 出的净功。为了说明本发明的涡轮进口温度控制和再循环的功能，讨论一下筒单模式，其中CH4不进行转化就被点燃
CH4+202+4. 5[C02+2H20] — {C02+2H20+4. 5[C02+2H20]} 在2515F时AH二-191. 7千卡
通过利用Keenan和Kaye的对于200%理论空气的燃气表，可任意简 化上述并把它作为涡轮功的安全值分析。"示1磅摩尔的任意气体从 2515F和25大气压膨胀到1大气压和943F:
25大气压 2515F h尸23753Btu/磅摩尔产物
1大气压 943F h2=10275
h3=13478
hs表示涡轮的理想膨胀功。
20096Jg论空气说明燃烧产物平均摩尔重量为28.9,而5， 5[C02+2H20] 的平均摩尔重量则为26.7。用于测定产物的Btu/磅的安全值为28.9。其
值更低时有下式
h3=13478/28. 9=466 Btu/磅产物 总产物热能=440磅x466Btu/磅205040Btu
涡轮功的效率=产物热能/1摩尔CH4的热焓=[205040/344160] xl00%=59. 6%
即对于每摩尔甲烷，为大约60%。
用于回收的理论最低值要求稳态燃料输入的热能等于膨胀功。对本实 施例来说它等于60%,说明13478Btu/磅摩尔产物通过涡轮装置(下文简 称为涡轮)膨胀。
本实施例的目的是在射流燃烧室内产生一个比涡4^进口压力高许多的 的临界压力。进一步的目的优选地是把从射流燃烧室到涡轮进口的大部 分再循环工质在近似绝热路径(下文称作通道)内利用射流推力进行压缩。
这是为了利用对于旋转压气机来说所不能达到的5000F的热力学势。 由于包含了用于膨胀的感热增量，故只要调整升高驱动射流的临界压力 就可补偿动量传输的更小效率，并且能够输送设计的涡轮进口温度。
上述搡作要求两个并行压气机而不是图中所示的压气机134，其中一
23个压气机在比涡轮进口压力高许多的压力下输送少部分的再循环工质进
入射流燃烧室102以便增大燃烧产物并且从而提高射流的物质夹带力。 另一个压气机在比涡轮进口压力稍低的压力下输送大部分的再循环工质 进入通道的一个或多个次级口，以便夹带射流物质并由射流物质提高其 压力并且通过后射流推力进一步作为必要的下游工质。
在一个更简单的模式下，压气机134排出的工质被分流以便少部分工 质被导向到射流燃烧室，而大部分工质能在射流的正下游在同一压力下 被导向进入喷管部分121的一个或多个次级口或者进一步分流以流入沿 通道的的入口 111、 112和113。在该模式下，必要时通过提高射流燃烧 室的临界温度而增大射流动力。
另一个替代方法体现了上述模式的一个或两个功能中的部分功能，其 明显的区别是，再循环工质的通道进口压力比涡轮进口压力稍低，利用 燃料和氧气在火箭发动机的设计极限范围内的任何适宜温度压力下独立 地驱动射流燃烧室，其中由并行压气机(如前所述，未画出)的其中之 一独立地产生火箭发动机的压力，并且始终如一地由另一个并行压气机 独立地产生再循环工质的压力。
上述模式说明，通过用于射流推力的高等气体动力学的计算机分析和 通道设计可选择性地确定和优化;f艮宽的操作范围。目的是对于下列方面 按比例分配(apportion)为再压缩装置分配所需的燃料
1中间压气机装置
2火箭发动机临界温度和压力
3通道射流推力
所有均考虑了在循环内将要回收和再压缩的排气部分。 下文是上述情况的实施例的继续，其中在中间压气机内进行所有的再
压缩到25大气压，并且选择50%的排气进行再循环和热回收。
1 再循环50%即2. 75
并把它分流成各为1. 375[C02+2H20]
的两个气流
物质 相关 (磅) 014(摩尔)2 总排出物5.5[C02+2H20]
3 1/2的排出物2. 75 [C02+2H20]
4 1/4的排出物1. 375 [C02+2H20]
5通过压气机134等熵压缩工质(3)
6 工质(5)被平均分流 在2515F涡轮进口温度下输送1. 375 7另 一半1. 375被输送到燃烧室108以便
4401.0
2200.5
1100. 25
2200.5
1100. 25
与燃料产物(5) —起用于涡轮进口温度控制，即
1. 375[C02+2H20]110
燃料产物0.500[C02+2H20]80
8 总计 1.875[C02+2H20]190
9利用随后流入燃烧室108的附加燃料
再压缩排气(8)，由于190/440=0. 431900.43
10 然而0. 43
被另外原位
再压缩作为34. 5磅34.50，08
11用于所说再压缩的物质和燃料总计
(5)2200.50
(9)1900.43
(10)34.50.08
444.51.01
1. 01 x 440=444. 4
注虽然进行上述再压缩没有标明有任何火箭发动机再压缩，但该分 析等于所需的总燃料，不论该再压缩如何在火箭发动机、中间再压缩装 置和下游射流推力之间分流(如该实施例)。
虽然优选地是氧气动力，但不排除空气。 一个关于l摩尔甲烷的并行 实施例给出
CH4+202+7. 5 N2+[C02+2H20+7. 5 N2]<^C02+2H20+7. 5 N2+[C02+2H20+7. 5
N2]
这表示穿过涡轮的物质流为580磅。再次使用输出功，h3=13478Btu/总热流580磅x 466. 4=270512Btu
对于每摩尔甲烷，涡轮功=(270517/344160) x 100=78.6%
对于空气的回收程序与对于氧气所述的程序类似。然而，如果保留一 半的废气热能和相关的物质即21.496/2=10. 7%，则对于每摩尔甲烷的热 焓，输出功变为78. 6+10. 7-89%。
在这些比较中空气模式比氧气模式效率更高的原因是，物质流按比例 地更大。每种情况下所计算的物质流都是基于同样的涡轮进口温度2515F 和25大气压，其中440磅[C02+2H20]函数的热容量(heat c邻acity)比 [C02+2H20+7. 5 fg函数的值大得多。这表明氧气模式的另一个巨大优点 即，通过与空气模式相比提高氧气模式的物质流，可利用同样的总计约89% 的热回收产生同样的78.6%的输出功，但对于同样的功率氧气模式有更低 的涡轮进口温度，因而更有利于涡轮设计。
从上述分析可进一步推导出下列几点
1如果一个连续物质流(例如实施例中的440磅)显示出比100%稍 低的热效率，则表示提高燃料和压縮热到100%—定造成涡轮进口温度增 加。因而，如果所设计的涡轮进口温度是在冶金极限，则必须重新计算 循环和再压缩以便与该极限相适应。否则在稳态负载下温度的提高将造 成更多的涡轮输出功。
2另一方面，作为步骤l的通过再循环比示例更多废气的推论，从再 压缩附加工质所得的物质流将超过440磅并破坏为稳、态再循环所需的连 续性。在这种情况下，代表多余热能的过剩量可被转化成燃料，并通过 中间压缩装置和射流推力操作使它旁路流过以有助于对于任何一个或多 个火箭发动机所需的燃料。
3当在步骤1或2中引入碳素物质(可以是甲烷)的转化时，其结果 是造成更多的燃料和/或更多的热能，这些必须予以考虑。
4除了不再循环的排气部分及其能单独利用的热焓之外，系统中绝热 地含有排气的再循环部分及其所有压缩热能和附加燃料，在用于涡轮工 质连续性的热能和物质平衡中对它们必须予以考虑以，旁路流过作为已转化燃料的过剩热能和物质以代替基本分析中的相应量。为了保持所说 涡轮工质的连续性，该旁路是必须的。
上述分析表明，通过再循环大部分的涡轮排气可以根据本发明处理甲 烷或者任何纯净燃料而不把它进行转化，并且能调整其热回收以便有利 于涡轮进口温度控制和连续性。进而，本发明提供了用于涡轮膨胀的热 能和压力，或者通过多级发动机操作把所说的热能和压力转化成用于所 说膨胀的燃料，从该多级发动机操作实际上不输出任何轴功，但它通过
轴功原位转化成用于所说膨胀的热能和压力。换句话说，这是一个近似 全能量可控体积，其中所有进入的能源成为具有热和压力的工质被输送 用于涡轮膨胀或者成为用于涡轮膨胀的燃料。
本发明并不限制回收排出物和热能的方式。 一种异常的回收方式是通
过旁路流过穿过压气机205的物质流203而短路(short circuiting) — 部分涡轮排气，成为流入203的更热工质。该工质被按比例地分配从而 在一个或多个级之间的热回收优选地，但不是必须地，等于涡轮装置200 级间的工质。
进而，所选的物质流203不但在所选级间位置加入热能，而且更重要 的是它选择性地混入、增大压力并提高母工质214，按分配流过涡轮装置 200的级。为了保持连续性，恒定物质203分流成已增大工质202,从而 202接着成为工质204,在旁路流过工质206以用于在循环内间接热回收 或者把它排出用于装置用途之后，工质204接着成为残余排气207。该短 路循环的一个特殊优点是能在不破坏主循环内必要的物质流连续性下提 高输出功。
情况2~用于具有附加轴功的涡轮的火箭发动机动力源 在图3所示的本具体实施方案中，火箭发动机动力源提供给现有燃气 轮机，并且把守恒能量反应器排出的工质导向以用于低压净化。在所给 的用于转化的情况1中，通过管道124流入喷管120的碳素物质可以是 预净化的或者在开始时是纯净的。在本情况中，据认为净化是必须的， 这要求从守恒能量反应器排出的工质在所需的任何温度压力下排放以提供给几个商用工艺中的任何一个。
优选地在约1000F下搡作热气净化，因为在该温度下的净化气体可以 至少保留该热值而接着流向燃气轮机。另一方面，前面对于本发明所述 的高等气体动力学活度可以在很低温度下完成转化反应而没有淬冷造成 的热降解。进一步的优点例如是能在更低的温度压力下萃取燃气中的二 氧化碳部分以用于其它用途。
在这些情况下，利用火箭发动机驱动的守恒能量反应器的转化效率可 高于90%。与现行的实施相比，这降低了燃料成本。进而，如果低成本残 留油或者石油焦能替代天然气，则取决于市场价格可把燃料成本另外降 低50~ 250%。
本情况下考虑利用一种纯净或预净化燃料来提供给一个改型操作的有 利点也是适宜的。这将发挥情况l所述的大部分工艺。
在图3所示的工艺中，释放了标准压气机300的所有或大部分负载以 便实际上把标准燃气轮机200转换成一个无动力涡轮，其中涡轮200的 前述负载现在变为在201处的额外动力输出。
相应地，压气机300,只是为了方便起见，可用于通过管道301流入 守恒能量反应器的低压氧化剂工质。
情况3—多级涡轮构造
在图4所示的多级涡轮具体实施方案中，优化了涡4^进口温度控制所 用的再循环。当把氧气提供给本发明的多级涡轮时，使用氧气也有效。 下文叙述几种工艺模式
气进行直接交换。通过管道410点燃燃烧室102内的部分甲烷；通过管 道124点燃其余甲烷。在134处压缩再循环排气并首先把它按比例分流 以便调节相容工质208的大小从而控制涡轮108的涡轮进口温度。相应 地，在215内压缩大部分相容排气210并把它在高压下沿守恒能量反应 器传输。其余的少部分工质402、 403可任选地开启或关闭。
接着分流压气机排气404的其余大部分以满足燃烧室102和射流夹带 喷管120之间的温度压力相互作用。反应区可以按所需开启。省略了分离器405。喷管406为工质提供反压以流向上部燃烧室407。部分氧化气 体继续流动穿过燃烧室408、 409从而从底部涡轮410排出，在完全燃烧 下排出到管道202内。通过管道411提供并控制氧气以用于进入管道412、 413、 414的工质量和压力(未画出)。该控制是为了优选地在每一级间 保持相等的温度以匹配燃烧室407内的温度。
B在缺氧下也可点燃甲烷，结果气流被部分氧化并如上述A中所述那 样进行处理。
C取决于温度和压力，可改变甲烷和蒸汽之间的热化学活度。在一个 很大温度范围内可得到下列反应的任何一个 方程(1) CH4+H20 (g)oC0+3H2 方程(2) CH4+2H20 (g)<">C02+4H2 然而，与煤/碳的反应性可应用到下述过程 方程(3) C+H20 (g) <^CO+H2 方程(4) C0+H2+H20(g)<^C02+2H2
所有上述反应都是吸热反应，并且在再循环部分的热能和反应剂含量 范围内运行。这样该循环首先产生用于转化的吸热热能和反应剂蒸汽， 然后当该产物燃料在下游点燃时对它进行回收。利用该再循环部分的丰 富水蒸汽含量可很好地保持反应平衡。
在图5所示的具体实施方案中，优选地通过蒸汽~#^应达到氢气的 制备。下文论述下列三种方式的任何一个在反应平衡中的不同物理效果 以及对于如何在以后储存和使用铁产物的不同动力学
A6304还原成FeO以产生氢气
B Fe304还原成Fe (海绵铁)以产生氢气
C Fe碳化成Fe3C (碳化铁)
^F^O^还原成FeO以产生氢气 用于和产生还原气体的热源
方程(1) 0. 5C+0. 502+l. 88N2 JLtt_—o. 5C02+1. 88N2 方程(2) H20 (1) +2C+0. 502+l. 88N2 ^^^—20Hl. 88N2+H2净AH〉32千卡 还原
方程(3)+3 Fe304 (s) —2.5C02+ H20(g)+9FeO(s) + 3. 76N2 氧化
方程(4) 9FeO(s) +1. 5H20(1) + 1. 5H20(g) —3 Fe304 (s) + 3H2 AG=-93千卡
源于相当尺寸的Fe3(^颗粒(可能源于一种小球状源)的FeO颗粒提 供了 一个独特的特性，其中其颗粒受到由高速度所产生的拖拉力的作用 而向前移动，与蒸汽反应产生高达跨音速的滑流速度。作为一种再循环 工艺，在反应区结束时只排出产物氢气。只要提供有适宜的装置避免在 再循环中产生团聚，则再循环固体即使是Fe和FeO颗粒的混合物也无关 紧要。根据本发明，反应器的取向可以与水平方向呈任何角度从而保持 飞行中的固体颗粒。
另一个替代模式涉及在50~200微米范围内的超细Fe颗粒.在尺寸 接近灰尘的更低端，它们必须通过例如天然气、氮气在密封管道内传输 以避免自燃。由于这个特性，可以预计只把它们与蒸汽混合就可产生很 高的反应速率。在解释完利用海绵铁Fe制备氢气的下列反应之后，将进 一步对此进行评论。
B Fe^i还原成Fe (海绵铁)以制备氢气
热源
95 8千卡
方程(1) 0. 5CH4 + 02~"^~-—0. 5C02 + H20(g) 重整
+39.3千卡
方程(2) CH4 + 0. 5C02+ H20(g)-----— CO +3H2 + 0. 5C02
(l)和(2)的净AH卜56. 5千卡 还原
+26千卡
方程(3) CO + 3H2 + 0. 5C02+ Fe304 ------4l.5C02 + 3H2Qf3Fe
氧化-35.8千卡
方程(4) Fe + 4H20(g)---— Fe304 + 4H2
根据Gahimer等人(IGT实验1976)，方程(4)具有一个有利的自由 能变化，从125C的AG=-20千卡几乎线性变化到925C的约-3千卡。I. barin 和O.Knacke根据"无机物质的热化学性能"计算出反应"A"的自由能变 化。根据Gahimer，反应"A，，的有利自由能变化说明通过火箭发动机动力 源和守恒能量反应器制备氲气的两种工艺均能实现。这并不排除在"B"反 应内运行更大的粒径，并仍寻求在制备用于燃料电池和燃气轮机的氢气 的同时制备用于其它用途的全-Fe和海绵铁。这样的一种用途是如下文"C" 所给的用于钢厂的海绵铁。
CFe碳化成FeX (碳化铁)
制备海绵铁基本上是如上所述直接还原氧化铁，海绵铁在钢中的用途 主要是形成碳化铁(Fe3C)。对于作为天然气主要成分的甲烷，其化学环 境如方程(1)所迷
方程(1) CH4 + 02-土^—CO + H20(g) + 2H2部分氧化
下列方程驱动碳化反应
+22 9千卡
方程(2) 3Fe + CH4-~———Fe3C + 2H2 方程(3) 3Fe + 2C0i丄a—Fe3C + 2C02
-26.4千卡 ，、
万程(4) 3Fe + C0+H2---—Fe3C + H20(g)
上述描述了相对无限高压范围和最高5000F的火箭发动机动力源的膨 胀适用性，火箭发动机动力源用于火箭发动机燃烧室，作为提高钢厂生 产率的一种设施，该钢厂具有也产生动力的一个联动工艺(coordinated process).下文将关于上述的反应"B"和图5描述这种复合。
该工序现在是为了通过在火箭发动机动力源内转化甲烷而利用上述反 应独立地产生例如6摩尔的氢气。氢气工质被均分为三条线路
如图所示，线路1给燃料电池500 (优选地固体氧化物燃料电池)输 送2摩尔氢气，该燃料电池传输动力并把高压蒸汽传输给驱动涡轮502 的燃烧室501。
线路2把2摩尔的氬气直接传输到燃烧室501
线路3传输2摩尔的氢气以还原0. 5Fe304接着进行的是在第一级和第二级操作中的势能反应。第一级产生所有
的氢气并且是一个压力陡降(pressure cascade).它驱动第二级以还原 Fe304。在火箭发动机503内产生的压力也把线路3内M应器504排出 的排气输入燃烧室501以最大限度地利用热能。 在第一级内发生的反应是
71 ^午卡
方程(5) 0. 5CH4 + 02 + 2H20(1) —"11-—0. 5C02 + 3H20(g)燃烧 方程(6) 1. 5CH4 + 0. 5C02 + 3H20 (g) ±5^5上~>2002 + 6H2转化 在燃烧室503内在极限压力下进行反应(5)以便燃烧喷管按所需产 生一个高达跨音速速度的射流，从而激活当计量输入1.5摩尔的甲烷以 与该射流反应时发生的反应(6),相应地在本实施例中产生如上述均分 为三个线路的6摩尔氢气。通过适宜的先进装置从该氢气分离出二氧化 碳以保留压力和热能，并且把利用所说的分离产生的M应器505排出 的二氧化碳导向并驱动第二级工序506和504以还原四氧化三铁Fe304。
相应地，流入喷射泵506的二氧化碳和氢气通过一个跨音速喷管增大 从第一阶段排出的反压以便根据下述反应与Fe304颗粒发生反应，在二氧 化碳和氲气的下游计量输入这些Feg04颗粒 方程(7)
2C02 + 2H2 + 0. 5Fe304 (s) 17 5千卡_^2C02 + 2H20(g) + 1. 5Fe(s) 还
原
上述反应大约在热平衡下进行以便必要时可以加入额外的热能以用于 工艺目的。这是本发明为促进一个两级反应工艺的多样性的一个简单示 例。通过引入氧气以点燃一部分氢气可以随时组织该喷射泵506,这种情 况可以是必须通过传统溶剂吸收器-洗提器或者压力变化吸收系统 (pressure swing adsorption system)分离二氧化碳的情况。
涡轮502的排气包含水蒸汽和二氧化碳。工艺中的工质将如上述具体 实施方案中所述被迭代(为了本实施例的目的，未这样做)，其中管道507 内的相当部分将在管道508内继续流动iiX火箭发动机压气机装置509, 旁路流过管道510内的余额以用于其它用途。
现在回到碳化铁的制备，例如利用吸热反应(2),海绵铁和甲烷与热能反应生成碳化铁[Fe3C]和氢气。作为一种任选方案，这在图5中作为 第三级工艺进行描述，其中在火箭发动机燃烧室511内部分氧化甲烷。 可以把甲烷过量计量输入燃烧室511的喷管部分或者在下游把甲烷计量 输入海绵统良应器512的喷管部分。相应地从燃烧室511排出的射流提 供反应的吸热热能以制备海绵铁和氢气。在替代模式中可以把反应器512 产生的氢气再循环到燃烧室506和反应器504的喷管部分以把Fe304和/ 或FeO还原成海绵铁，从而把二氧化碳的生成量降到最低限度。
总的来说本具体实施方案达到两个进一步的特点。首先，全功率装置 或峰载要求一起运行线路1和2。这样就能组织涡轮以处理只在线路2上 的基载。其次，可以把海绵铁商业地制成小球或饼状从而能方便地磨成 粉末形式。超细铁颗粒与蒸汽的反应性可生成Fe3(^和纯氢气。这可以例 如更满足小型燃料电池对驻留的要求。正在商业开发的聚合物电解质膜 燃料电池就是用于这个目的以及稍大的用于商业建筑的电源或者移动式 动力源。这种等级的燃料电池把住所和有限空间内的高温组分降到最低。 本发明可以制备海绵铁用于这些或其它燃料电池类型并具有小型反应器 以便携带性和安全性高，以及用于上述更大规模的操作。
下文描述以两种方式应用于锅炉和蒸汽轮机的火箭发动机动力源。
蒸汽轮机动力循环一综述
参阅困6和图7，在后文将详细描述。典型地，锅炉内的蒸汽轮机没 有相连的压气机。作为一个示例，驱动一个发电量为50MW的蒸汽轮机发 电机的是一个在600psia和1000F下每小时输送大约346000磅的蒸汽， 涡轮的排气是每磅含有1517Btu的在250F和30psia下的干饱和蒸汽。 熵大约为1. 7Btu/磅R。
在恒熵条件下，忽略泵功，理论效率计算如下
E={[1517—1164]/[1517-218]}xl00=27. 2%
该效率表明了现有的或在Rankine循环下设计的新装置与本发明之间 的出入点。本实施例的目的是把大部分热能回收到守恒能量反应器内以 转化和演化所有的燃料、保留回热用于点燃锅炉。在完成该循环的过程 中，锅炉效率以及涡轮和发电机之间动力传输效率将基本保持不变。然而，增大排气焓的内循环熵增将在守恒能量反应器内被回收，守恒能量 反应器直接接收废蒸汽作为与碳和碳氢化合物反应的主要伴随反应剂。
涡轮排气中的潜热表示最大的废能量。通过在一对一的基础上把附加
水流与涡轮排出的蒸汽相互混合可再回收至少50%的最大废热能。如果在 工艺中的这一点能再回收所有的潜热，则锅炉的效率通常为约90%(为简 便起见，可按100%),它也是先进操作的总体热效率。然而上述得到的效 率27.2仏是现行操作的总体热效率。损失能量为72.8%,在实际过程中 该损失是由冷却水所造成的潜热损失。如果回收其50%，则上述"E，，值变 为
E=27. 2+36. 4=63. 6%
净功在名义上仍为50MW即涡轮热工质的27.2%未变。由于极大地提 高了燃料经济性，故为产生同样的净功所需要的燃料可少36.4%。进而， 可以减少一半的冷却水需要量，并且接着利用该附加水一其50%在互相混 合后达到饱和^作为实施例所示的进入守恒能量反应器与Oit反应的主要 水蒸汽反应剂2H20 :
执
方程(1) CH4 + 2H20"~—C02 + 4H2 AH=+39. 5千卡 对于该分析并且一般地，2摩尔蒸汽可以代表锅炉提供的作为100%的 蒸汽和用于涡轮所有蒸汽。因而通过如上所述的涉及用于物质连续性的2 摩尔的互混工质传质能一致地从2摩尔涡轮排气回收尽可能多的热能， 其中两摩尔排气继续流到冷凝器，具有一半潜热的附加两摩尔进入向锅 炉提供燃料的反应器。该附加水必须至少与涡轮排气一样纯净以便不污 染流到冷凝器的工质。
从而把该两摩尔水蒸汽转化为动力源内的燃料。接着该燃料被点燃以 利用下述反应向锅炉提供100%的热能
方程(2) C02 + 4H2 + 202--—C02 + 4H20 AH=-221. 2千卡
其中燃烧产物C02 +朋20是烟道气(必要时用于净化)以在近似绝热 工质中变成第二级动力源所用的热源，该第二级动力源可以提供任何压 力的附加燃料用于中间利用的任何目的，并且可以再循环该燃料的一部 分以驱动用于一级和次H应器其中之一的或者两者的火箭发动机和/或火箭发动机压气机装置。
优选地，在上述多级操作中，利用纯净燃料例如甲烷点燃发动机，并 且至少在第一级中碳素物质也是甲烷或者一种同样纯净且相容的燃料。
下述的反应表明了第二级的提高优点
方程(3) C02 + 4H20 + 2CH4 e3C02 + 8H2 AH=+79千卡
点燃效果表示为
方程(4) 3C02 + 8H2 + 402~>3C02 + H2 AH=-462. 4千卡
通过比较方程(2)和(4)的释放燃烧热与方程(1)和(3)的吸热 要求，可以很明显看到除了从涡轮排气和源气回收作为潜热和感热的废 热之外还有丰富的燃料，从而进一步为火箭发动机和压气机燃烧室提供 氬气再循环。二氧化碳部分可以通过适宜的装置保留或分离并旁路流过。
据认为产生的8摩尔氢气是最大量。通过降低进入第二级反应器的工 质并把其余额导向到低等级热能用途，可以显著地降低该产量。另一方 面，这种模式，不论是否更少地利用第二级动力源，都能在利用取决于 原位锅炉或源气净化的其它廉价和/或低纯度碳素进料中应用到第 一级。
情况5—与锅炉组合在一起的火箭发动机动力源
现在按照上述操作描述图6。在图6所示的本具体实施方案中， 一个 火箭发动机动力源与 一 个利用两级燃料转化的锅炉组合在一起。通过管 道601从涡轮600排出的废蒸汽流入混合器602以与穿过管道603的纯 净水进行直接热交换，计量并泵送(未画出)该纯净水以在必要时增大 穿过混合器602的工质。混合工质604分流成工质605和606以便工质601 和606的物质相匹配(未画出控制)从而在一个可控低压下保持穿过冷 凝器607的锅炉进水连续性，该低压也增大了穿过混合器602的混合工 质604。结果旁路工质606与纯净水进流603的物质含量相匹配。锅炉609 排出的混合器蒸汽工质608加入混合工质601和603以便把纯净水工质603 加热到蒸发点。在所说的物质匹配条件下，用于该目的的少量蒸汽在所 说的物质匹配条件下成为旁路工质606的一部分并增大了旁路工质606， 这时606作为部分饱和蒸汽被导向进入火箭发动机喷管部分120的下游 进口 (未画出)。相应地，已增大工质606成为在一级动力源内与碳素物质610反应的主要H20反应剂。燃料611可以是任何燃料但两级搡作优 选地使用纯净燃料例如甲烷或天然气。对于两级搡作的第一级，氧化剂612 优选地是氧气。动力源通过分配装置614排出燃料产物613,该分配装置 可以是锅炉609的炉膛，或者简单地把燃料产物输送到远离所说的装置 的锅炉炉膛。
锅炉所输送的蒸汽615提供少量的渗漏608 (如前所述)，并且可进 一步分流为蒸汽工质616并排出任选工质617,蒸汽工质616直接驱动涡 轮600，工质617分流成工质618和619以满足补偿蒸汽要求。该任选工 质617当然在为涡轮动力所必须时需要附加燃料供应613。
对于工质618有第二个更主要的选项，其中去除压气机装置并在图1 所示的喷射燃烧室602内排除燃烧。工质618 (高达全部锅炉压力)驱动 射流从而一个大功率蒸汽喷射泵代替了火箭发动机。然而，在射流的下 游并不排除燃烧，并且在下游可以实施燃烧以提高下游工质的温度和推 力。这个特性，虽然未画出，但在本具体实施方案中可应用于次级动力 源，在图7的具体实施方案中同样适用。
现在继续描述图6,在必要时在锅炉609内部或者外部(未画出)预 净化富蒸汽源气620，它可分流成工质621和622。工质621被导入射流 正下游喷管部分120的入口 (如图1所示) 调节工质621和622以满 足与相应地导入守恒能量反应器中的工质622的反应性。次级反应器的 其它反应方面类似于一级，并且一般地类似于图l所述的动力源。
情况6—锅炉具体实施方案的热工质延伸部
在图7所示的本具体实施方案中，利用一个具有热工质延伸部的锅炉 结构来进一步改善系统效率。对于大型工业柴油发动机，在很宽工质范 闺内利用一个标准工业增压器来驱动该热工质发动机气化器。在本应用 中，涡轮和压气机部分间置有一个常规燃烧室，设计对该燃烧室提供的 燃料从而燃烧产物是化学相容的并且能在动力下绝热流动，实际上除了 最低程度的辐射外几乎没有热损失以便提高锅炉609的效率。
所述的涡轮增压器发动机是一个简单循环燃气轮机，并可以用任何适 宜的装置启动。与一个昂贵的传统燃气轮机(但并不排除)相比，最好使用该涡轮增压器-燃气轮机，因为据估计， 一般地所预期的压力都低于
4大气压。
参阅图7,热工质单元压气机700从管道701接收空气，并在极限压 力下从管道703输送部分空气到燃烧室702。其余的空气在同一压力下被 输送到燃烧室704。通过管道705和706分别利用任何适宜的燃料单独给 燃烧室702和704提供燃料，但优选地是与二氧化碳的比例为4比1的 氲气，通过次级火箭发动机动力源可提供该氢气。相应地该产物具有很 高的辐射势能以便进行辐射传热。燃烧室704的产物通过一个与包含喷 管夹带单元707的次级入口连在一起的音速喷管排出。该喷管与燃烧室 和次级夹带口成为一个整体，这些次级夹带口单独地接收环境空气708 和涡轮710的排气709。
作为混合工质排出的超热气体(2000F以上)包括通过适宜装置在通 道内汇流在一起的704排出的燃烧产物、环境空气708和涡轮排气709, 并作为工质711继续流动穿过热交换器712，该热交换器712进一步把锅 炉蒸汽713超超加热到1600F以上。利用排气714通过传统热交换器装 置可进一步热回收以便满足各种锅炉需要。
上述过程完成了热工质循环，实际上除了最低程度的辐射外该热工质
循环的热利用效率为100%,其中涡轮增压器-燃气轮机动力包括一个邻近
锅炉609的全能量转化，该动力在原位转化成热能并成为总热能的内在 部分。
该热工质的设计速度很高以便显著提高热交换器712内的传热速率。 这是一个全能量系统，其中完全保持了增压器燃气轮机的动力热当量， 结果由于保持了用于产生必要超高速度所需的动力，故传热速率极高。 结果，最终的好处是热交换器可相对更小。作为主要因素的工质速度所 要求的动力与速度的三次方成比例地升高。如上所述，这里由于保持了 动力，故它不是一个成本因素。相应地，通过把这种强对流传热与上述 高辐射传热结合在一起，可得到高达90000Btu每平方英尺每小时以上的 热流量。
如上所述，守恒能量反应器的热工质延伸部有效地产生一个全水和能量回收系统。通过很高的热流量可极大地降低了热交换器712内的表面 积，从而把投资成本降到最低。水及其所含的能量被内部再循环；完全 保持了增压器燃气轮机的动力热当量；如上所述，由于保持了为高速热 传导(它与速度的三次方成比例地升高)所需的能量，故这里它不是一
个因素。把蒸汽温度提高到1600F以上的主要优点是，这在仍保留两级
系统的守恒能量优点和能把很低价格的燃料转化成更有用产物的灵活性
的同时可以显著提高涡轮输出。当然也可以把该热工质延伸部添加到图5 所示的燃料电池装置。
现在回到图7并延伸该50MW实施例，与50MW的27.2俯比，基于 0. 5Bty/磅F的标称比热，下述计算表明了只升高400度达到1400F所得 到的热工质增益
E={[1717—1164]/[1717—218]}xl00=36.9%对于68丽
该数字不言自喻。以这种方式花费在燃料热能上的每一美元都无损失 地反映为等当量的电能。
现在来看图9,它是图4的一个延伸，并且对于图2所示的作为从涡 轮108排出的再压缩排气的工质212引入了三个选项。图2和图9所示 的该再压缩排气被输送到守恒能量反应器内，这作为工质916也是图9 所示选项的其中之一。另外两个选项是
1工质917,作为用于间热的间接传热源
2工质918，作为用于间热的直接传热源
母工质212可按比例分流成工质916和工质917、 918。这些工质选 项的可控计量和调节(未画出)是优选的。另外，当选择两个选项以按 比例分流涡轮108的排气时，则可为每个工质提供单独和附加的压气机 (未画出)。这可以使一个工质的压力显著不同。
这些选项所提供的灵活性的主要优点有
1对于化学和物质工质来说，它们促进了建立并保持主循环的连续
性；
2对于规定热容量来说连续性是其固有性质，同时工质918特别是工 质917提供了能转化成附加膨胀动力的附加热容量。通过在工质206处编程排气使其包括一个等量物质而补偿通过工质918进入循环内的附加 物质。该循环排出作为工质919的间接热工质以应用于进一步的回收；
3使所有或大部分的排气离开守恒能量反应器和主再循环工质，可以 输送更多的母排出物和废热穿过管道207用于在主循环内的回收，从而 把用于完成循环的外部附加热能降低到最低程度。
通过提供单独的压气机920和134也可以增强回收灵活性。为筒便起 见，把它们表示在同一轴上。其主要要求是，通过同一涡轮108或者任 何其它原动机来独立地控制并驱动它们，只要通过该同一原动机也驱动 压气机213并利用压气机213再压缩它们的排气。
现在再回到压气机920和134，从图中可看到它们各自接收工质915 和209,工质915和209是从排气部分207选择性按比例分配的。每个压 气机的一个目的是能够输送高达为循环所需的最高压力，该最高压力是 对火箭发动机燃烧室102标明的相对无限高压。相应地，第二个目的是 从管道922把最少的物质输送到燃烧室102内，并且把其余物质(它可 进一步选择性地分流以便输送)在所选低压下从404通过管道923输入 一个或多个次级口内到达火箭发动机喷管部分120;或者通过管道924输 入守恒能量反应器的选择性进口。
上述替代方案的主要目的是充分利用火箭发动机5000F上限的热力学 优点及其极限压力能力以便支持为从压气机134 (它把更大部分的物质输 入循环内)排出的最小压力所需的规定整体循环要求并且从而降低否则 为涡轮108所需的动力。通过前面所述的下游喷射推力可进一步降低该 动力。所产生的推力从而提高了工质的夹带能力和动力以输入到动力输 出涡轮。
正如上面对于批量生产分析以便优化循环的讨论那样，上述关于图9 的描述进一步说明了该两个压气机所提供的为在循环内回收所选择的、 用于选择性地分流涡轮排气部分的高灵活性。
再回到乙烯的制备，进一步的概念涉及几个功能以便任选地中断用于 生产的化学反应。
为了把化学反应设置到所规定的产物能力，这对于上面本发明所述的各种方式具有补充作用。除了涉及造成非平衡混合物例如烃类主要是乙 烯的产物外,在生产合成燃料的过程中这些主要被处理为平衡相关的反 应。
下文进一步延伸乙烯的处理。在系列部分中在更长的长度范围上延伸 跨音速工质，以便更好地控制热解驻留时间的亳秒特性和进一步提高下 游的所选长度从而继续加速工质。
1在冲击和短暂提高压力之后超音速地流动以确保工质穿过至少一个 连续跨音速喷管。
2作为一个替代方法，穿过下一个或最后一个de Laval喷管的工质 对于某些反应可以适宜地加快速度，只要它是稍微的亚音速。
3当所有工质和相关喷管都被设计成在稍微亚音速下运行但在下游提 高速度时，这种模式也是适宜的，从而热解后的加速将更大以增强对反 应的设置；
4再一个选项是设定一个在热解区之后的冲击，该冲击在压力稍微增 加和稍微减速后仍能继续加速气流。
上述加速特别是热解后加速的主要目的是通过他良应温度降低而终止 或"冻结"所设计的反应，方法是通过改变通道或管道的轮廓从而把压 头变成动能。根据Raniere,紧接在最后一个冲击区之后稍微增大压力的 作用是，通过相关的温度增大来补偿吸热反应。只要其后有一个工质的 加速和温度的降低，这就成立。
在流体力学和/或气体动力学领域的熟练技术人员可以在本发明范围 内实施对于上述选项的其它改变，只要实施加速的目的是原位冷却以便 终止该热解反应。这样就可去除对水雾淬冷(water mist quench)的需要 或者把它降到最低程度。如果使用水雾淬冷，则其优选作用是膨胀穿过 涡轮的工质以便继续降低温度。
下文的评述支持上述把冲击波用于热解的观点。Hertzberg、 Kamm、 Raniere和其他人指出了各种形式的冲击活度，可以把他们的先进概念与 Millisecond Furnaces的技术进行比较。Millisecond Furrmces的技术 虽然资金投入大，但已在市场上成功运行了多年，并且能挑战任何要设计更简单、更完整、更少资金投入的技术的竟争性努力。
根据纯流体力学的观点，另一个简单事实是，在Millisecond Furnace 的管道内的工质能完成热解而不产生冲击波。虽然在管道形状方面窑炉 在多倍进口和淬冷部分之间有差别，但考虑一个如Ennis等人在其标题 为"通过亳秒热解来制备烯烃"(Chemtech Magazine November, l975)的 文章中所述的M.ff. Kellogg窑炉。管道是直线型的，内径大约一英寸， 长度约36英尺。为了大量生产乙烯，驻留时间为0.03-0.1秒。出口温 度范围为870~ 925C。相应地，在36英尺内的平均速度，范围从360到 1200英尺每秒。
音速为a=(gkRT/m)°5，对于在925C下的蒸汽，其音速为2700英尺 每秒(Keenan和Kay气体表)。因而对于恒定的gRT,产物的Mach 1随着 k/m而变化，其中k《p/Cv, m是分子量。
以上述参考作为骨架，本发明中的工质，在冲击波模式下，可以有 Mach3以上的起始Mach数，并选择性地陡降到更低的Mach数以满足最终 的热解区，接着使工质在相对骤增加速到涡轮进口之前有稍微的减速。 相应地，可以认为热解选择性地发生在作为"瓶"冲击或压缩沖击的最 后冲击区内，该冲击区符合AscherH. Shapiro在其标题为"Normal Shocks in Ducts"的文章"压缩流体工质的动力学和热力学"卯.135- 137 1153~ 1156 (Ronald Press) 1954中所推荐的L/D比。
在系列中也可以提供超音速区以首先化先用于原位产生蒸汽的混合并 且接着把进料与蒸汽相混合，其中计量输入的进料的速度很低但足够快 以保证管道清洁，蒸汽-氢气混合气体在超音速速度下流动。在"瓶"冲
击区内，管道内的边界层被连续的冲击所撞击。当周缘地计量输入进料 时，可以预计这种作用可促进它向主流内的扩散并且通过在某些动能下 进入一个低压区可把边界层的生长降到最低，但与超音速夹带蒸汽相比， 进料速度仍是相对低速。然而，当把进料导向到一个低压区内时，可以 选择性地提高进料速度以便把进料更深地渗透到工质内以便进一 步增强 混合，特别是在进入一个沖击区之前或者在一个冲击区内。如上所述， 根据本发明，热解的另一个替代模式可以在超高亚音速速度下实施。进而，公认的观点是增大热速率可提高煤的转化。参见Von Rosenberg 的美国专利4278466。如果对于一个*良好的煤颗粒有1500K的温差， 他认为能达到106K/sec的高加热速率。在大约2米长的超音速扩压器内， 反应速率在0.6-2.4亳秒的范围内。
在他递交给美国能源部的报告(DE-AC 21-85 MC 22058, March, 1987) 中，他的研究小组达到了在约50亳秒内高达7096的煤转化率。在DeLaval 喷管下游反应器到淬冷站的长度为80英寸长。试验了高达约4大气压 的压力以及高达4000C的温度。工质在Mach2. 27下进入超音速扩压器， 并在Mach2+下离开。
现在令人感兴趣的是对于Hertzberg的美国专利5300216的乙烷进 料蒸汽热解反应器施加105K/sec的加热速率。这是为了估计反应长度部 分，该部分在该专利所给和所示的图2B中是为了达到573C的温升。该 专利表明作为已混合乙烷和蒸汽温度的峰值温度1000C是从427C的正常 冲击温升。所给的热解温度是863C。该图表明从1000C到863C的下降是 到863C处水平位置的歧点下降(cusp down)。其相应的压力和Mach变 化是从9bar和Mach0. 44变化到淬冷之前的10bar和Mach0.12。 1000C 和26. 7bar的蒸汽与381C的乙烷混合，造成混合后最终温度如上所迷为 427C。在这个温度下Mach数为2. 8。
通过参阅该专利附图，可很容易理解上述描述。其观点是要表明在冲 击波跨距范围中不可能发生升高到1000C的温升。相应地，利用具有应 用前景的加热速率105K/sec来测定温度从427C升高到1000C的时间以 及到图2B所示冲击线的相关距离。该冲击线代表一个冲击波，对于刚刚 大于Machl的冲击，Shapiro(p. 134)给出其厚度在10-5英寸以下。
该厚度也与分子间的平均自由路径有关。对于Mach数在Mach2左右 和以上的冲击，厚度与平均自由路径的比值为2。假定使用上述105C/sec 的加热速率，则温升所需时间大约为
t=573C/105C每秒=0. 0006秒或者0. 06毫秒
为了估计数量级，可以认为427C的混合物是1300R的蒸汽。根据 Keenan & Kaye表，所给的蒸汽音速为2100fps (英尺每秒)。Mach2. 8 x 2100fps=5880或6000fps
相关的反应器长度为
6000fpsx0. 0006秒=3. 6英尺
该长度与Von Rosenberg递交给能源部的工作是在同一个数量级上。 然而，如果温升发生在10-5英寸的距离内，则该速率在为温度升高573C 所需的速率以下。
这并不是怀疑该温升，而是怀疑发生温升的距离-时间关系。据推测， 温度在图1和图2B的所谓混合区内就开始升高。
在本发明中，比较Raniere的美国专利4724272的工作是值得的。 与Von Rosenberg所做的一样，他清楚地描迷了在多个冲击区内的热解. Raniere的图lb表明，那里有稳步的温升，与速度的线性减速相对应。 Raniere在大多数开始发生多重冲击或"瓶"冲击的反应器中保持Mach2 以上的超音速速度。在进入一个收敛亚音速扩压器之前工质的速度为亚 音速。他的反应器每天处理1500吨的甲烷，在再循环甲烷和氢气的同时 产生43TPD (吨每天)的乙烯。他生成了在约3大气压下的Mach2工质来 驱动射流，并且在500 ~ 2000C下进行热解。
提及这些操作详细信息是因为它们与Hertzberg的操作有极大的区 别。根据本发明，他们指出了一种工艺的可能性，该工艺提供了极大范 围的灵活性和控制，其进一步的优点是便于按比例放大。该工艺并不排 除使用冲击而只是提出了反应器的一种替代具体实施方案，目的是加速 高亚音速工质，该方案可以选择性地使用冲击以用于混合和/或热解。但 另一方面，通过进一步的具体实施方案可以在全然没有冲击下搡作该工
艺
为了保持本发明的全能量特征，在本文中对于生产乙烯(但在生产合 成气中也可以实施本发明工艺)，是在火箭发动机的燃烧室中在原位产 生蒸汽。必要时，可以在火箭发动机喷管的正下游产生附加的蒸汽，在 此处必要时可以加入附加热能。
对于火箭发动机的优选燃料是氢气。因而如果需要更多的空间用于产 生蒸汽，可以通过点燃相关的附加氲气来提供它需要的热，该相关氢气可以是作为射流的一部分而流入(优选地)，或者是在射流正下游添加 的氢气。对于上述的乙烯裂变具体实施方案，通过一个独立的火箭发动 机动力源提供该氢气作为一级搡作。只要燃烧产物中没有氧气并且也与 热解功能化学相容，可以使用其它燃料。在某些热解搡作中，微富氢气 的一个射流也是相容的。当在射流下游要求附加蒸汽时，对于后射流燃 烧当然要增加其富氢程度。
本发明的说明一_在烃类关于音速和/或跨音速工质的热解中，图io是
用于在火箭发动机驱动跨音速模式下制备烃类的近似全能量蒸汽热解闭 路循环。图中没有涉及其中工质是近似音速并且连续地亚音速的替代模式。
当然，正如那些在气体动力学领域知识渊博的人所易于理解的那样，
尤其当有从气体动力学原位转变为流体力学venturi型的亚音速工质时， 这两种模式的组合仍在本发明的范围之内。 现在论述图10
1001是一个火箭发动机燃烧室，其设计温度高达5000F并且是相对 无限压力。1002是一种DeLaval喷管，它被设计在MachO. 8 ~ 5范围内。
通过把水喷射到火箭发动机燃烧室内而在1001内原位产生蒸汽。当 在工艺中需要利用水产生附加蒸汽时，这在扩压器1003内进行。在本情 况下，利用DeLaval喷管在MachO. 8 ~ 0. 9+范围内驱动并饲服该扩压器， 1002和1003的组合包括一个其中计量输入额外水以用来产生蒸汽的 venturi喷管。
如果不需要附加蒸汽，则把喷管1002和1003设计为产生Machl+~ 5 范围内的超音速工质。
在每种情况下，喷管1004和扩压器1005都是跨音速的以把超音速工 质输入管道1006，该管道优选地横截面一致(虽然允许是一种稍微扩张 的管道)。在每种情况下，优选地编程其设计和相关的工艺工质以便从1006 以亚音速工质的形式排出，在亚音速工质急剧汇集在1007内进入闭路膨 胀涡轮1008之前在管道1006的延伸部(未画出)通过稍微扩张可以增 大该亚音速工质的压力。膨胀涡轮1008的输出功率P可任选地施加到涡轮增压或者产生优选地在本工艺内将被使用的电，AC或DC。
相应地，所描述的是一种用于近似全能量转化的准闭路，其中主要动 力源(与本发明和许多上述具体实施方案一致)是作为压力-温度陡降的 火箭发动机动力源1001，其中涡轮1008把所说动力的一部分转化成输出 动力P。正如精通传统工艺工程的人所实际应用的那样，该动力P可不需 表明地被返回到该循环。
现在继续论述该回路，工质流入冷凝器1009。利用箭头表示冷却水 (未用数字表示)，优选地使用临界并进一步加热作为蒸汽源的冷却水 从而把蒸汽进给到 一级火箭发动机动力源和守恒能量反应器内，该守恒 能量反应器通过次级火箭发动机的管道1022把氬气或含有氬气的燃气提 供到燃烧室1001内。
点燃燃烧室1001所需的氧气可以在系统压力下在线输入，或者通过 前述具体实施方案的高效动力源把氧气压缩。对于这种模式，图10中用
氧气作为氧化剂。另一种替代模式一即使用氧气的模式一需要一种类似 的压气机装置。
进一步的工艺涉及在下游加入附加氢气1015并把它通过管道1003与 进料一起分配到区1内的热解反应和/或通过管道1004作为1016进入到 区2内和/或通过1005进入到区3内。在每种情况下，与工艺中所有工 质一样通过适宜的装置控制并计量该工质以便控制规定的化学计量。
管道103的另一种功能是对于射流1002按所需产生更多的蒸汽、 生成高亚音速工质或者产生高超音速工质。裁剪每一种模式、每一种设 计和相关工质要求以满足一个设计工艺。这些功能在上文作为管道1002、 1003、 1004、 1005、 1006和1007的一种互联系列已进行描述.
在下文进一步描述该系列在区1~4内特别是管道部分1003的左右端 的作用。相应地，它收敛在右端以完成下列功能的任意一种
A借助于左端射流1002的总文丘里作用把高亚音速工质加速到并穿 过其右端喷管末端；
B在管道1003的最大中间横截面处产生一个适宜的高静压头以便在 右端喷管生成一个跨音速射流，从而产生一个高超音速工质从区1流到区2;并以超音速工质的形式继续向前流动以选择性地在区3内产生"瓶" 沖击或一个正常冲击。
C在射流1002处按所需产生一个适宜的高Mach数(高达5以上)， 从而在当工质iiA右端产生一个转化冲击或者收敛管道1003的截面的期 间保留足够的静压头以便在区1的右端喷管处选择性地产生一个高亚音 速速度或更低的超音速速度。
虽然刚才所述的陡降Mach系列值影响穿过区1的一个减速工质，但 通过选择与射流1002协调一致的火箭发动机燃烧室1001内的一个临界 压力可以控制该陡降，从而穿过区1右端的工质是如上述一个高亚音速 工质或者一个适宜的超音速工质。尽管减速，但管道1006和1007 (涉及 区3和4)将进一步关联并从而改变其轮廓以便如上述加速工质。这样在 A〈B和C的情况下穿过区3和4的工质被类似地加速。进而，对于所有的 情况，不管其中产生蒸汽与否，穿过区1的工质的上述功能都成立。
本发明的一个主要目的是提供一个宽范围的进料和可产生宽范围工质 的制备工艺，以及便于利用原型按比例扩大。因而本发明绝不是限于4 个区，只要例如区3和4的功能变成区5和6的功能。这种情况下区1 将重复为区1和2，而区2和3变为区3和4。
另一方面，对于某些工艺可以实施更短的系列。相应地，中间区2可 变成右端区l,从而舍去右端区1，等等。
在1010内分离从冷凝器1009排出的冷凝蒸汽和产物气体。产物气体 主要是烃类，它被排出以进一步处理和利用.利用1011泵送分离的温水 使其成为温水1013，以便在机站1012处旁路流走多余的水以后在喷管扩 压器1002~ 1003内再产生热解蒸汽。图中表明，回水工质1013被分流 成工质1017用于高压注射进入燃烧室1001内和/或作为射流正下流的高 低压工质。来自外部源的低压水1014的目的主要是启动和在以后起补偿 作用以便调整稳态工质。
蒸汽1014的附加功能是通过控制阀D渗漏和旁路流出以便把由"瓶" 冲击产生的边界层降到最小程度或大部分去除，"瓶"冲击在恒定面积 管道中产生边界层。可以通过穿孔、开槽或通过多孔介质强制输入在该
46边界层的开始或者穿过该边界层喷射该蒸汽。
另一个具体实施方案使用蒸汽1021进行补偿并且替代方案是有效地 替换所有或大部分的原位生成蒸汽。在做到这一点的同时仍保留了本发 明的准全能量目的以及上面所述的流体和气体动力学功能。
也可以用某些装置内得到的脏蒸汽供给蒸汽进料1021。可以通过与 热解循环组合在一起的一个单独热蒸汽发生器或锅炉提供纯净的蒸汽。 相应地，现在把冷凝物1013在返回到锅炉之前导入一个提纯工艺而不是 如图IO所示的那样流入火箭发动机复合装置进行分配。
该锅炉具体实施方案的优点是它把用于热解循环的氢气数量降低到最 低程度。在该优选实施方案中对该锅炉提供有它自己的火箭发动机动力 源，对于本发明的其它锅炉具体实施方案该火箭发动机动力源为该锅炉 输送燃料。
当标明锅炉只用于热解循环时，通过其火箭发动机动力源输送的优选 燃气是氢气和二氧化碳，因为它们可以过剩产生，从而旁流该过剩燃气 以点燃驱动热解装置的辅助火箭发动机。编程该点燃以调整或增加从锅 炉排出的并在通常控制温度下进入该火箭发动机燃烧室的蒸汽的温度。 相应地该二氧化碳作为热解介质补充并增大了锅炉蒸汽。当氧化剂是空 气时，热解介质变成为蒸汽、二氧化碳和氮气。
也可以设计该锅炉来产生附加蒸汽量以便驱动一个作为涡轮1008补 充部分的蒸汽轮机，从而提供趋于该工艺全动力的调节。该锅炉具体实 施方案的另一个优点是它把氧气或空气的需要量降低到最低程度并相应 地把为驱动热解装置所用的火箭发动机所要求的机械压缩降低到最低程 度。
该热解装置也可以是附加到一个大型蒸汽发生装置的小型工艺。相应 地，可以实施所有上述功能和组合。
再回到非锅炉具体实施方案，提供给驱动热解装置的火箭发动机的优 选燃气是氢气和二氧化碳。点燃该氢气以利用水原位产生蒸汽。相应地，
由于二氧化碳的补充，需要更少的蒸汽和更少的氢气；当然，如果氢气
与空气一起点燃，由于如对锅炉具体实施方案所述那样氮气对热解介质的辅助作用，故蒸汽和氬气的所需要量会再少。
该循环的主要动力源是在火箭发动机燃烧室产生的陡降温度和压力。 该循环的控制参数是要为热解反应所产生的规定温度和压力，而不论它 在那里被编程产生。为了达到能为所需化学反应有力地增大热解压力的
程度，优选地积聚压力从而提高涡轮输出动力使其趋于1011处所需的泵 送压力。在低压反应中，通过控制管道1017内的工质趋于零的同时提高 管道1018内的工质，可以接近动力平衡。当产生有足够的动力以驱动压 气机1020时能进一步改善该平衡，该压气机1020通过管道1014输送裂 化气体。
上面没有提到，可以再循环某些冷凝物并把它们用作在收敛管道1007 之前的淬冷介质，从而必要时作为一种附加方式帮助降低热解后的工质 温度以便设置烃反应。增大穿过涡轮的物质流的作用是在某种程度上补 偿由于涡轮进口温度的相关降低所造成的动力损失。
总之，对于图10所示的次级或者通常最后一^X应器装置，已给出 了两个主要的具体实施方案.在第一种情况下，第一级包括一个用于最 后一级的陡降火箭发动机燃气和动力源，并且在原位生成蒸汽。在第二 种情况下，第一级包括一个锅炉火箭发动机复合装置，其中该锅炉主要 为第二级提供蒸汽和压力；并且火箭动力源为该锅炉提供燃料并为第二 级提皿定的过剩燃气。
每种两级复合装置都是一种用于平衡和非平衡化学工艺的准全能量反 应器循环，其中实际上所有的在循环内部的机械压缩能都首先转化成热 能并且接着转化成化学产物的化学能和感热。
最后，那些熟悉流体力学、气体动力学以及蒸汽制备的人员很容易就 能推导出，在本发明一开始就论述的火箭发动机动力和燃料源，包括锅 炉变体，也能用于在涉及烃类和二烃类制备的热解反应所用的如关于图10 所述的平衡反应中进行动力学地控制.
总之，本发明的揭示涉及把动力以陡降的形式分配给例如一个或多个 原动机、膨胀涡轮以便最终输送的是电能或机械功。在该陡降作用内， 碳氢化合物燃料或其它碳素物质经受到一种气动热化学驱动力、 一个相对无限的临界压力和高达5000F的燃烧温度以输送相容组成的射流从而 冲击和/或夹带在下游引入的碳素物质。结果制备出更经济、更物理化学 地适于原动机的燃气。接着原动机的排气适于一种循环，其中该排气被 再压缩并在极限压力下输送到陡降的顶部。可以利用从旁路流出的部分 排气预热进入循环的氧化剂和燃料以再压缩排气。用于再压缩的燃料提 供了所需顶部燃烧压力的大部分。也可以使用类似计算的燃料以用于在
顶部射流下游一个或多个位置的射流推力夹带；即，在顶部射流和涡轮
或其它原动机头之间，在涡轮或其它原动机处在设计温度和压力下点燃
反应器可以转化并提供用于任何目的的反应剂产物，产生或者不产生 电能。进而，可以把废热用于与本发明那些所述反应类似的许多反应的 所需吸热热能。提供氲气和合成气以制备氨气、甲醇和其它石油化学产 品。提供有乙烯、乙炔和其它裂化热解产物用于下游精炼和石油化工操 作。对于本发明，与固体例如氧化铁、用于钢厂的海绵铁和燃料电池之 间的混合反应也产生超常的结果。最后，主要取决于温度和压力以通过 一个或多个跨音速区把反应驱动到完全。通过计量和可控的化学计量， 利用反应在亳秒内发生并利用所述的强力气体动力学作用，可以在相对 短的时间间隔范围内在工艺操作中产生动力学控制。在动力学地可控反 应环境中的计量和多级化学计量造成自热冷却。如果需要，可以采取常 规冷却以冻结中间反应物质。另外，可以附加地使用催化剂以在稍低奇 刻的操作条件下促逸良应并达到同时去除發f和其它污染物。
把本发明所述的动力源用于各种各样的所有电能、化工工艺和其它工 艺用途可以在工业上和世界范围内满足更大的需要。
权利要求
1.一种产生动力的设备，包括一个原动机；一个具有喷管和压气机装置的火箭发动机；把燃料和氧化剂给送到该火箭发动机和该火箭发动机压气机装置的装置；把碳素物质、水、蒸汽或水-蒸汽的混合物给送到火箭发动机的装置；把该原动机的热排气再循环到火箭发动机压气机装置；把该压缩排气由所述装置供入火箭发动机的装置。
2. —种工艺，包括以下步骤a. 在一个绝热通道内点燃一个火箭发动机以驱动一个气体涡轮，或 者一个或多个自由涡轮；b. 将所述排气分离成一个最少气流和最大气流；c. 在至少独立的原动机单独地再压缩每一种所述气流，其中选择所 述最少气流的大小并把它压缩；d. 在极限压力下将所述的压缩的最小气流输送到所说的火箭发动机 的燃烧室内；和e. 压缩所述的最大气流至比所述的最少气流低得多的压力；f. 输送所述的压缩的最大气流进入一个或多个由所说火发动机产生 的射流下流的次级口 ，从而所述的射流提供足够的动量以推进所述的最 大气流与所述射流的组分相混合，并使混合气流达到设计压力以便输送 用于所述涡轮的所述动力。
3. 根据权利要求2的工艺，其中在所说通道内的下游进一步引入 另外的独立驱动的射流推力以增大所说发动机输出的动量。
4. 根据权利要求2或3的工艺，其中利用所说的原动机也再压缩 从同 一所说原动机排出的排气用于输入所说的通道内和/或用于作为一 个直接和/或间接传热介质输送到所说涡轮的级间。
5. 根据权利要求4的工艺，其中所说的火箭发动机和所说的通道 配合以在改型燃气轮机中替代燃气轮机燃烧室。
6. 根据权利要求2或权利要求5的用于独立地增大燃烧效率的工 艺，其中与同一燃料的最大部分协调一致地选择作为最少部分而在所说发动机内被点燃的燃料，其中把所说的最大部分输送进入所说发动机的 一个或多个次级口以与在所说通道内的水蒸汽互相混合并反应，从而转 化成一种能通过自动点燃而燃烧的燃料气，和/或朝着所述通道的末端被 点燃以进入所说的涡轮。
全文摘要
本发明涉及全能量燃料转化系统的方法和设备。本发明在于把碳素物质转换成燃料和石油化学产物并改善了动力供应系统的效率。本发明的方法包括在绝热通道内点燃火箭发动机以驱动气体涡轮或自由涡轮；将排气分离成最少气流和最大气流；在原动机单独地再压缩每一种所述气流，其中选择所述最少气流的大小并把它压缩；在极限压力下将所述压缩的最小气流输送到所述火箭发动机的燃烧室内；压缩所述最大气流至比所述最少气流低得多的压力；输送所述压缩的最大气流进入由所述火箭发动机产生的射流下流的次级口，从而所述射流提供足够动量以推进最大气流与射流的组分混合，并使混合气流达到设计压力以便输送用于所述涡轮的所述动力。
文档编号F02G5/00GK101307720SQ200810092140
公开日2008年11月19日 申请日期1997年12月23日 优先权日1996年12月23日
发明者A·西里托, B·P·艾尼斯 申请人:Egt发展有限责任公司