航空發動機氨燃料分析及流量需求計算

牟奕赪

（英國克蘭菲爾德大學航空航天、運輸和制造學院，英國貝德福德MK43 0AL）

0 引言

隨著環境污染、溫室效應和能源短缺的加劇，電能、氫能等替代能源在航空運輸領域愈發重要，但其應用時都面臨著能量密度低、儲存運輸困難等挑戰。相比之下，氨（NH）不含碳原子，完全燃燒不產生二氧化碳，也可在0.8 MPa的壓力和大氣溫度下轉化為液體，有可靠的氨儲存和輸送基礎設施。然而氨具有層流火焰速度低、化學動力學較慢等特點。其中層流火焰速度是測定混合物燃燒特性的重要參數之一，因此有研究開始考慮利用其他燃料作為助燃劑或將氨的一部分分解成氮氣和氫氣來改善氨的燃燒過程。考慮化學計量空燃比和低熱值的影響，使用氨更有利于發動機只改變供油系統而不改變進氣系統的改造方案。因此，當使用氨作為燃料時，如果加入一種點火劑，就不影響氨作為一種潛在的航空發動機替代燃料。

早在1941年，Macq就成功地將氨燃料應用于各種車輛；1963年，美國宇航局的X-15測試機使用氨作為燃料飛入太空，證明了氨作為燃料的潛力；1966年，Starkman等證明了如要使氨燃料在使用中達到良好的性能，氫體積分數必須達到4%以上；M?rch等在SI發動機上采用不同比例的氨氫混合燃料進行了一系列試驗，表明氫體積分數為10%時發動機效率和功率最佳；Ryu等利用催化劑將部分氨分解成氫和氮，再與氨混合，提高了發動機的燃燒性能；Pratt等研究認為氨作為燃氣輪機燃料的主要問題是氨與空氣的化學反應相對緩慢；Karabeyoglu等和Evans等指出氨可分解為氫氣和氮氣，解決了氨燃燒動力學慢、火焰溫度低、燃燒不穩定等問題；Kurata等使用氨燃料小型燃氣輪機發電，功率達50 kW，燃燒效率達到89%～96%；Lavadera等指出混合燃料中的氨組分對燃料層流火焰速度有巨大的負面影響；Okafor等的研究表明甲烷、氨氣的預混燃料在空氣中燃燒的層流燃燒速度隨著氨質量分數的增大而降低；Ryu等指出隨著氨和二甲醚混合燃料中氨摩爾分數的增大，壓燃發動機性能明顯降低；He等指出氫氨混合燃料中氫摩爾分數越高，反應活性越高；Han等研究了氨與氫、一氧化碳、甲烷混合燃燒的3種火焰，并發現混入氫是提高含氨的層流火焰速度的最有效的方法；Ichikawa等對氫、氨和空氣的預混火焰進行了試驗和數值研究，測量了不同氫比下的未拉伸層流燃燒速度和火焰Markstein長度，并給出了變化趨勢。

本文基于CFM Leap 1-A發動機的性能參數，初步設計了氨燃料航空發動機的相關系統，并對一些重要的流量參數進行了計算。

1 氨催化分解的催化條件及轉化率

氨和氫可以作為2種單獨的物質儲存在燃料箱中，并在進入燃燒室前進行混合。但由于氨氣可以催化裂解成氫氣，所以其中一些氨可以在燃料進入燃燒室之前分解成氫。氨的分解通常是在高壓、溫度和催化劑的存在下進行的，以確保分解反應的效率。當溫度低于698 K時，氨催化裂化轉化率可達98%～99%，這主要取決于溫度、壓力和催化劑類型；在773 K以上，氨開始熱分解。

Ganley等利用氧化鋁陽極氧化微反應器顯著改進了氨分解過程，在873 K時氨分解率達到99%；Yin等探究了鈀、鉑、銠、釕元素對氨分解效率的影響，表明釕是最有效的催化劑；Huang等以釕或銫-釕為催化劑，在不同條件下測得的最大氨轉化率為90%；Plana等提出在氧化鋁上安裝鎳層作為催化劑，在880 K下可以實現氨的完全催化；Di-Carlo等的研究表明，當溫度高于823 K時，在鎳/氧化鋁和釕/氧化鋁的催化作用下，氨的分解率較高。當壓力為0.1 MPa時，解離率始終高于99%；當壓力為0.5 MPa、溫度為673 K時，效率可達到96%；當溫度升高到773 K時，效率可提高到99%；而壓力達到1 MPa時，解離率在所有溫度下都會降低。氨分解效率為

式中：η為氨分解效率；m?、m?為氨分解系統入口、出口處的氨質量流量。

Zheng等利用氧化鈰提高鎳/氧化鋁催化劑的活性和穩定性，在823 K時轉化率達到98.3%；Li等對鎳催化劑和釕催化劑分解氨的催化活性進行了探索和比較，結果表明：釕催化劑的活性高于相應的鎳催化劑；David等報道了一種由氨基鈉和鈉組成的新型氨分解催化劑，在800 K時分解效率可達99.2%；Liu等對鎳/SBA-15的催化性能進行了評價，證明在873 K時氨轉化率可達96%以上，性能非常穩定；Hikazudani等提出了一種氨裂解裝置，以釕、銠、鎳或鐵為催化劑，通過氨的催化氧化裂解產生氫，表明在600 K以上時，氨的熱解率可達100%。

2 氨的毒性及對航空發動機的影響

氨對所接觸的人體皮膚具有腐蝕性和刺激性，如果以氣體的形式被人吸入，將破壞氧氣運輸功能。對人體組織的損害比酸性物質更深、更嚴重。氨的刺激性氣味是有害濃度的可靠警告信號，然而，由于嗅覺疲勞，長期接觸后，低濃度的氨氣將很難被發現。

氨的密度比空氣小，如沒有泄漏則氨可以像汽油、煤油等運輸燃料一樣安全，一旦泄漏則傾向于在大氣中散開。為防止發動機中使用的氨燃料泄漏而導致嚴重的后果，必須評價氨燃料在發動機中的適用性，也就是其對發動機系統的管道和結構部件的兼容性。氨與大多數工業材料具有良好的相容性，但會腐蝕黃銅和青銅，且對天然橡膠和氟橡膠有明顯的溶脹作用。因此，氨作為發動機燃料需要仔細考慮發動機系統的材料。

此外，為了防止氨的泄漏，運輸氨的管道應定期維修，以防止意外破裂；參與液氨運輸的部件應避免日曬、高溫、震動，以免膨脹爆裂；嚴格遵守安全操作規程。

3 數值和分析方法

3.1 燃料混合物中氨氫比例的確定

發動機燃料由航空煤油改為氨和氫的混合物，需要改變發動機和燃燒室的燃料供應。首先，氨很容易液化。在常壓下冷卻至-33.34℃或在常溫下加壓至700～800 kPa時，氣態氨液化為無色液體，而液態氨汽化時則需要吸收大量熱量。儲存在機翼內的氨為液態，而進入催化反應器的氨為氣態，因此需要在催化反應器前的燃料供應系統中添加氨的相變裝置。其次，傳統的發動機燃料是以液體形式進入燃燒室的，要求更高的燃料霧化能力來與空氣混合。如果使用氨和氫的混合物作為燃料，燃料形態變成氣態，更容易與空氣均勻混合，對噴嘴等相關部件的要求也會相對降低。但由于燃料是2種氣體的混合物，需要在催化分解單元與燃燒室之間添加混合器，使2種氣體成分充分均勻混合。然后，氣態燃料的臨界平均滴徑相對較小，而且考慮降低排放中的氮氧化物質量分數，所以燃料在燃燒室中的停留時間（）不宜過長，燃燒室的長度也不宜過長。但如果使用含氨物質作為燃料，排放中的氮氧化物積累會更嚴重，相關設計應多加注意。

本文主要參考Leap 1-A發動機在高度為10668 m、馬赫數為0.8時的性能參數，旨在實現Leap 1-A發動機在使用氨和氫混合燃料與在使用傳統航空燃料時的性能參數相同。參考的3個重要參數為：燃燒室進口流量21.15 kg/s，進口溫度787.57 K，出口溫度1648.10 K。根據這3個參數，在保持預期性能不變的情況下，可以計算出氨氫混合燃料的需求流量值。

氨比例的選擇主要基于氨氫混合燃料中氫摩爾比例在01之間變化時，球形傳播層流火焰的未拉伸燃燒速度和Markstein長度的變化，探索最佳氨氫比例，使混合物燃料更易燃燒，接近傳統碳氫燃料的特性。

以氨和氫為燃料，干燥空氣為氧化劑，混合氣初始溫度為298 K，當量比為1.0，混合壓力為0.10.5 MPa。氫氣在混合物中的比例定義為

式中：[H]為氫氣摩爾比；[NH]為氨氣摩爾比。

計算時使用有效Lewis數

式中：為物質的摩爾分數；為物質的路易斯數。

從計算結果可見，隨著氫摩爾分數的增大而減小。

研究火焰穩定性的重要數據之一、火焰前緣沿其法線方向相對于未燃可燃混合物的速度，即火焰傳播速度為

式中：為時間；為由紋影圖像得到的火焰半徑，是面積等于球面傳播火焰紋影圖像面積的圓的半徑。

層流燃燒速度的廣義定義對象是理想化的無限平面火焰，但是在實際條件下，層流火焰只是一種理想化的形式，真正火焰的主要形式是火焰前沿受到火焰拉伸的彎曲表面，在測量時需要考慮誤差的影響。在湍流條件下預混燃燒的傳播速度遠高于未燃燒氣體的特征層流燃燒速度。湍流效應引起的火焰拉伸是引起火焰前部燃燒速度變化的主要因素，因此可以用火焰拉伸速率來解釋。火焰拉伸速率通常定義為1個元素在火焰表面的無窮小區域中變化的對數時間速率。燃燒速度對火焰拉伸的敏感性可以用Markstein長度表征，代表了火焰的穩定性。

球形傳播火焰的火焰拉伸速率為

式中：為火焰前緣的面積。

根據Markstein長度理論，未拉伸火焰的傳播速度與拉伸火焰的傳播速度之差與火焰拉伸速率成正比

式中：為燃氣的Markstein長度。

當的絕對值較大時，火焰燃燒速度對火焰拉伸更為敏感。

當對比使用2種燃料的燃燒性質及反應性時，常用層流火焰燃燒速度。不用湍流火焰燃燒速度的原因是其大小不但與可燃氣體混合物物化性質與參數有關，而且與湍流狀態有關。為使對比標準保持一致，故用層流火焰燃燒速度。

未拉伸層流燃燒速度為

式中：為已燃燒氣體的密度；為未燃燒氣體的密度。

在初始壓力為0.1 MPa時，氫摩爾比例為0.4時，未拉伸的層流燃燒速度達到0.312 m/s，這與甲烷和空氣的當量比例為1.0時的燃燒速度相似，與傳統航空碳氫化合物燃料JET A-1的燃燒速度處于同一數量級。

燃燒氣體的Markstein長度與氫氣摩爾比例之間的關系如圖1所示。從圖中可見，隨著氫摩爾比例的增大，Markstein長度先減小后略有增大，在氫摩爾比例為0.4左右時達到最小值。

圖1 已燃燒氣體的Markstein長度與氫氣摩爾分數的關系[22]

當為正值時，火焰傳播速度隨拉伸量的增加而下降。當火焰前緣出現突起時，突起部分的火焰傳播速率會受到抑制，火焰趨于穩定；當為負時，火焰傳播速率隨拉伸量的增加而增大。當火焰前緣出現突起時，突起處的火焰傳播速度進一步提高，火焰不穩定性增加；當為0時，拉伸對火焰穩定性的影響最小。基于這一特性，當氫比為0.4時，火焰拉伸對穩定性的影響較小。初始溫度為1400 K，壓力為0.1 MPa，不同當量比下的點火延遲時間與摻氫比的關系如圖2所示。

圖2 初始溫度為1400 K、壓力為0.1 MPa、不同當量比下的點火延遲時間與摻氫比的關系[34]

不同比例的氨、氫和空氣混合物在化學適當比例下的燃燒產物中氮氧化物的質量分數如圖3所示。由于燃燒溫度升高，氫氣摩爾比例過大會導致廢氣中氮氧化物質量分數的增大。

圖3 不同氫摩爾分數下煙氣中的NOx質量分數

從圖中可見，當燃料混合物中的氫摩爾比例大于0.4時，廢氣中的氮氧化物質量分數分數急劇增大。使用含氨燃料作為航空發動機的燃料在消除了碳排放的同時也帶來了氮氧化物過量排放的危險。為控制氮氧化物的排放，必將燃料混合物中的氫摩爾比例控制在不大于0.4。此外，還可以通過分級燃燒來控制航空發動機尾氣中的氮氧化物排放，更好的燃料噴霧效果、更加均勻的燃燒、更高的跨火焰筒壁壓降也可以達成類似的效果。

綜上所述，氨氫混合物中氫的摩爾比例為0.4時，未拉伸層流燃燒速率與甲烷等其他碳氫燃料的大致相同。同時，Markstein長度最小，點火延遲時間相對較短，氮氧化物排放也可控制在相對可接受的范圍內。

3.2 燃料系統各流量計算

燃油流量的確定通過確定Leap 1-A發動機在使用常規碳氫燃料時的燃燒室溫升，以計算用氫氨混合燃料替代該燃料時發動機達到相同性能所需的燃油流量。氨氫混合物在空氣中的燃燒產物只有水和氮氣，以及極少量的氫氧化物和一氧化二氮。根據燃料中氨和氫的摩爾比例及燃燒產物的組成，可得化學適當比例條件下燃料的燃燒化學反應方程

0.6NH+0.4H+0.65O+3.76N=1.3HO+2.744N（8）

根據參考假設（即Leap 1-A發動機的性能參數）和氣流速度，可以計算出氣流中氧氣和氮氣的摩爾流量為154.06 mol/s和579.28 mol/s。假設為了獲得理想的燃燒器溫升，燃料混合物的摩爾流量為mol/s，在這種情況下可以得到化學反應方程

各反應產物的摩爾流量也可由該方程得到。

燃燒后氣體的組成發生了變化，為了使計算更加準確，采用不同比熱容C 來計算燃燒室入口和出口的氣體，用各組分氣體的定壓比熱容及各自質量分數可以計算出混合物的定壓比熱容由此計算出燃燒室進、出口氣體在定壓下的比熱容為

在計算熱量時需要燃料的低熱值，混合燃料的低熱值可由各燃料組分及其各自體積分數的低熱值來計算。由60%氨、40%氫組成的新型燃料低熱值為25980.87 kJ/kg。

假設燃燒室的燃燒效率約為100%，按照能量守恒原理，燃燒室入口氣體的總能量與燃燒中加入的燃料能量之和應等于燃燒室出口氣體的總能量。可以得到

式中：C 為燃燒室出口氣體定壓比熱容；為燃燒室入口處質量流量；為燃料質量流量；為燃燒室出口溫度；C 為燃燒室入口氣體定壓比熱容；為燃燒室入口溫度；為燃燒室燃燒效率；為燃料的低熱值。

計算得出燃料混合物摩爾質量流量=122.203 mol/s。也就是說為了使新型燃燒系統達到與使用常規燃料時相同的溫升，所需燃料質量流量為1.35 kg/s，其中氨質量流量為1.25 kg/s，氫質量流量為0.10 kg/s。

氨催化分解制氫的化學反應方程為

反應是吸熱的，每分解1 mol氨，系統吸收45.9 kJ的能量。以釕/氧化鋁為催化劑，在壓力為0.1 MPa、溫度為673 K下，催化轉化率可達99%。根據這一催化效率，計算出需要通過催化分解體系的總氨摩爾流量為32.92 mol/s。加上燃料混合物中所需氨組分的流量，氨的總需求量為106.24 mol/s。系統所需的氣氨體積流量為2.58 m/s，液氨體積流量為0.00293 m/s。

上述計算也可以得出氨催化分解成氫和氮的過程中需要吸收的熱量為1495.765 kJ/s。有2種方式向系統提供熱量：（1）通過換熱器實現氨與尾噴管的高溫廢氣之間的熱交換，從而實現供熱；（2）在系統中增加1個小型燃燒室，通過向系統提供更多的氨流量，以在催化分解步驟后可以得到一些多余的氫。在小型燃燒室中燃燒這部分氫也可以為催化分解過程提供熱量。本文使用了第2種方法。燃料供應原理如圖4所示。

圖4 燃料供應原理

從圖中可見，從燃料箱供應的氨分為2部分：一部分直接流入混合器，并按比例與氫混合，為航空發動機提供燃料；另一部分流入催化分解反應器被分解成氫氣和氮氣。得到的氫氣在分離器中也分為2部分：一部分直接流進混合器與作為燃料的氨混合；另一部分流入小燃燒室中燃燒，為催化反應過程提供熱量。

在這部分計算過程中，氫氣燃燒產生的熱量需要與氨催化分解所需的熱量相匹配。假設在小型燃燒室中進行額外燃燒以加熱催化過程所需的氫摩爾流量為mol/s，根據燃料混合物的氫摩爾濃度可以得到系統對氫的總需求量。所有這些氫氣都需要通過催化分解氨來提供，所以在催化分解過程中需要加入的熱量可以通過氫氣的總需求流量來獲得。假設氫氣在小型燃燒室中的燃燒效率為100%，利用氫氣的低熱值獲得燃燒這部分氫氣所釋放的熱量。將催化過程的熱需求與燃燒過程的放熱量進行匹配，得到上述小燃燒室組所需的氫流量為7.137 mol/s，所需額外氨流量為0.082 kg/s，在燃油系統中氨總流量為1.89 kg/s。

4 結果分析

根據計算結果可知，新型燃料系統的燃料流量更大，意味著對于燃燒室噴嘴、燃料混合相關部件的要求更高，如何保證在大流量下燃料與空氣之間的良好混合成為一個關鍵問題。相比之下，由于儲存罐中的燃料不是氣體而是液氨，其密度急劇增大，達到接近噴氣煤油的水平（液氨密度約為0.65 kg/L；航空煤油密度約為0.780.81 kg/L）。這意味著新燃料的使用不會對飛機的燃料系統產生巨大的影響。由于新老燃料的密度并沒有太大的區別，而燃料的質量流量顯著增大，所以使用氨和氫的混合物作為無碳運輸航空燃料的代價就是飛行距離將會縮短。

除了60%氨和40%氫這一燃料體積分數比外，本研究還探索了燃料成分的變化對燃燒室的燃料流量的影響。研究對象為70%、80%、90%和100%的氨混合物。相關流量計算結果見表1。

表1 計算結果

從表中可見，燃料中氨氫體積分數比的變化導致燃燒室燃料流量需求、分解反應的熱量需求、小型供熱燃燒室的氫流量需求和氨總流量需求的變化。然而，當成分比例變化不大時，上述需求變化就不是很明顯。因此，氫很大程度上是被用來改善氨的燃燒性能，而不是作為燃料提供能量；不過由于氫的比例會嚴重影響催化分解系統的熱需求，因此對氫流量需求和小型供熱燃燒室的初步設計有很大影響。

5 結論

（1）為了改善氨層流燃燒速度慢、燃燒不穩定、點火延遲時間長、排放氮氧化物質量分數濃度高等不良燃燒性能，通過綜合研究，得出燃料混合物中氨和氫的最佳摩爾比為3∶2。該燃料組合具有更好的燃燒性能，燃燒速度接近傳統碳氫燃料的；

（2）當使用氨和氫的混合物作為燃料時，其低熱值與航空燃料的不同，因此燃料單位質量的放熱也會發生變化。通過能量匹配計算得出，在保持燃燒室進、出口溫度不變的情況下，氨、氫流量分別為1.25、0.10 kg/s；

（3）燃料混合物中的氫組分可通過催化分解NH得到。在高溫和催化劑存在下，氨的催化分解可以達到較高的分解速率。本項目采用釕/氧化鋁作為催化劑，在壓力為0.1 MPa和溫度為673 K下分解氨，分解效率可達99%左右；

（4）氨的催化分解是一種吸熱反應，這種熱量可以通過在1個小型燃燒室中燃燒額外的氫來產生。額外的氫可以通過向催化反應系統提供額外的氨來產生。經計算，小燃燒室加熱所需額外氫氣流量為0.0143 kg/s，所需額外氨流量為0.0817 kg/s，氨總流量為1.888 kg/s；

（5）探討了不同氨氫比例下對燃料流量要求的影響。結果表明：燃料中氨氫比的變化對流量需求影響不大，混合燃料中氫組分對氨燃燒性能的改善作用更顯著。

綜上所述，氨氫混合物作為航空發動機燃料是可行的，可以滿足要求的性能標準。通過正確配比燃料中氨氫組分，正確分配燃料流量，并設計氨催化分解系統和氫燃料供熱燃燒室，才能使得發動機保持與使用傳統碳氫燃料類似的燃燒性能和功率水平。

6 展望

對中短程（Short/Medium Range，SMR）飛機氨燃料發動機相關設計的潛在研究方向提出以下建議：

（1）當燃料由航空煤油轉變為氨氫混合物時，燃料由液態變為氣態，意味著相關的燃料供應系統和燃燒室的相關部件需要做出一些適應性的改變；

（2）根據目前給出的氨、氣、氫比例，需對混合燃料進行燃燒模擬，測試燃料是否能滿足預期的燃燒性能參數，確定并評價層流火焰速度、燃燒穩定性、點火延遲時間、氮氧化物排放等；

（3）氨催化分解系統相當于安裝在小型燃燒室中的換熱器，其安裝形式和如何達到高效換熱效果需進一步研究和設計；

（4）新的燃燒系統還涉及氨氮混合、氨催化分解后氮氫分離等步驟，意味著這些步驟需要氣體混合器和分離器的設計。