航空发动机氨燃料分析及流量需求计算

牟奕赪

（英国克兰菲尔德大学航空航天、运输和制造学院，英国贝德福德MK43 0AL）

0 引言

随着环境污染、温室效应和能源短缺的加剧，电能、氢能等替代能源在航空运输领域愈发重要，但其应用时都面临着能量密度低、储存运输困难等挑战。相比之下，氨（NH）不含碳原子，完全燃烧不产生二氧化碳，也可在0.8 MPa的压力和大气温度下转化为液体，有可靠的氨储存和输送基础设施。然而氨具有层流火焰速度低、化学动力学较慢等特点。其中层流火焰速度是测定混合物燃烧特性的重要参数之一，因此有研究开始考虑利用其他燃料作为助燃剂或将氨的一部分分解成氮气和氢气来改善氨的燃烧过程。考虑化学计量空燃比和低热值的影响，使用氨更有利于发动机只改变供油系统而不改变进气系统的改造方案。因此，当使用氨作为燃料时，如果加入一种点火剂，就不影响氨作为一种潜在的航空发动机替代燃料。

早在1941年，Macq就成功地将氨燃料应用于各种车辆；1963年，美国宇航局的X-15测试机使用氨作为燃料飞入太空，证明了氨作为燃料的潜力；1966年，Starkman等证明了如要使氨燃料在使用中达到良好的性能，氢体积分数必须达到4%以上；Mørch等在SI发动机上采用不同比例的氨氢混合燃料进行了一系列试验，表明氢体积分数为10%时发动机效率和功率最佳；Ryu等利用催化剂将部分氨分解成氢和氮，再与氨混合，提高了发动机的燃烧性能；Pratt等研究认为氨作为燃气轮机燃料的主要问题是氨与空气的化学反应相对缓慢；Karabeyoglu等和Evans等指出氨可分解为氢气和氮气，解决了氨燃烧动力学慢、火焰温度低、燃烧不稳定等问题；Kurata等使用氨燃料小型燃气轮机发电，功率达50 kW，燃烧效率达到89%～96%；Lavadera等指出混合燃料中的氨组分对燃料层流火焰速度有巨大的负面影响；Okafor等的研究表明甲烷、氨气的预混燃料在空气中燃烧的层流燃烧速度随着氨质量分数的增大而降低；Ryu等指出随着氨和二甲醚混合燃料中氨摩尔分数的增大，压燃发动机性能明显降低；He等指出氢氨混合燃料中氢摩尔分数越高，反应活性越高；Han等研究了氨与氢、一氧化碳、甲烷混合燃烧的3种火焰，并发现混入氢是提高含氨的层流火焰速度的最有效的方法；Ichikawa等对氢、氨和空气的预混火焰进行了试验和数值研究，测量了不同氢比下的未拉伸层流燃烧速度和火焰Markstein长度，并给出了变化趋势。

本文基于CFM Leap 1-A发动机的性能参数，初步设计了氨燃料航空发动机的相关系统，并对一些重要的流量参数进行了计算。

1 氨催化分解的催化条件及转化率

氨和氢可以作为2种单独的物质储存在燃料箱中，并在进入燃烧室前进行混合。但由于氨气可以催化裂解成氢气，所以其中一些氨可以在燃料进入燃烧室之前分解成氢。氨的分解通常是在高压、温度和催化剂的存在下进行的，以确保分解反应的效率。当温度低于698 K时，氨催化裂化转化率可达98%～99%，这主要取决于温度、压力和催化剂类型；在773 K以上，氨开始热分解。

Ganley等利用氧化铝阳极氧化微反应器显著改进了氨分解过程，在873 K时氨分解率达到99%；Yin等探究了钯、铂、铑、钌元素对氨分解效率的影响，表明钌是最有效的催化剂；Huang等以钌或铯-钌为催化剂，在不同条件下测得的最大氨转化率为90%；Plana等提出在氧化铝上安装镍层作为催化剂，在880 K下可以实现氨的完全催化；Di-Carlo等的研究表明，当温度高于823 K时，在镍/氧化铝和钌/氧化铝的催化作用下，氨的分解率较高。当压力为0.1 MPa时，解离率始终高于99%；当压力为0.5 MPa、温度为673 K时，效率可达到96%；当温度升高到773 K时，效率可提高到99%；而压力达到1 MPa时，解离率在所有温度下都会降低。氨分解效率为

式中：η为氨分解效率；ṁ、ṁ为氨分解系统入口、出口处的氨质量流量。

Zheng等利用氧化铈提高镍/氧化铝催化剂的活性和稳定性，在823 K时转化率达到98.3%；Li等对镍催化剂和钌催化剂分解氨的催化活性进行了探索和比较，结果表明：钌催化剂的活性高于相应的镍催化剂；David等报道了一种由氨基钠和钠组成的新型氨分解催化剂，在800 K时分解效率可达99.2%；Liu等对镍/SBA-15的催化性能进行了评价，证明在873 K时氨转化率可达96%以上，性能非常稳定；Hikazudani等提出了一种氨裂解装置，以钌、铑、镍或铁为催化剂，通过氨的催化氧化裂解产生氢，表明在600 K以上时，氨的热解率可达100%。

2 氨的毒性及对航空发动机的影响

氨对所接触的人体皮肤具有腐蚀性和刺激性，如果以气体的形式被人吸入，将破坏氧气运输功能。对人体组织的损害比酸性物质更深、更严重。氨的刺激性气味是有害浓度的可靠警告信号，然而，由于嗅觉疲劳，长期接触后，低浓度的氨气将很难被发现。

氨的密度比空气小，如没有泄漏则氨可以像汽油、煤油等运输燃料一样安全，一旦泄漏则倾向于在大气中散开。为防止发动机中使用的氨燃料泄漏而导致严重的后果，必须评价氨燃料在发动机中的适用性，也就是其对发动机系统的管道和结构部件的兼容性。氨与大多数工业材料具有良好的相容性，但会腐蚀黄铜和青铜，且对天然橡胶和氟橡胶有明显的溶胀作用。因此，氨作为发动机燃料需要仔细考虑发动机系统的材料。

此外，为了防止氨的泄漏，运输氨的管道应定期维修，以防止意外破裂；参与液氨运输的部件应避免日晒、高温、震动，以免膨胀爆裂；严格遵守安全操作规程。

3 数值和分析方法

3.1 燃料混合物中氨氢比例的确定

发动机燃料由航空煤油改为氨和氢的混合物，需要改变发动机和燃烧室的燃料供应。首先，氨很容易液化。在常压下冷却至-33.34℃或在常温下加压至700～800 kPa时，气态氨液化为无色液体，而液态氨汽化时则需要吸收大量热量。储存在机翼内的氨为液态，而进入催化反应器的氨为气态，因此需要在催化反应器前的燃料供应系统中添加氨的相变装置。其次，传统的发动机燃料是以液体形式进入燃烧室的，要求更高的燃料雾化能力来与空气混合。如果使用氨和氢的混合物作为燃料，燃料形态变成气态，更容易与空气均匀混合，对喷嘴等相关部件的要求也会相对降低。但由于燃料是2种气体的混合物，需要在催化分解单元与燃烧室之间添加混合器，使2种气体成分充分均匀混合。然后，气态燃料的临界平均滴径相对较小，而且考虑降低排放中的氮氧化物质量分数，所以燃料在燃烧室中的停留时间（）不宜过长，燃烧室的长度也不宜过长。但如果使用含氨物质作为燃料，排放中的氮氧化物积累会更严重，相关设计应多加注意。

本文主要参考Leap 1-A发动机在高度为10668 m、马赫数为0.8时的性能参数，旨在实现Leap 1-A发动机在使用氨和氢混合燃料与在使用传统航空燃料时的性能参数相同。参考的3个重要参数为：燃烧室进口流量21.15 kg/s，进口温度787.57 K，出口温度1648.10 K。根据这3个参数，在保持预期性能不变的情况下，可以计算出氨氢混合燃料的需求流量值。

氨比例的选择主要基于氨氢混合燃料中氢摩尔比例在01之间变化时，球形传播层流火焰的未拉伸燃烧速度和Markstein长度的变化，探索最佳氨氢比例，使混合物燃料更易燃烧，接近传统碳氢燃料的特性。

以氨和氢为燃料，干燥空气为氧化剂，混合气初始温度为298 K，当量比为1.0，混合压力为0.10.5 MPa。氢气在混合物中的比例定义为

式中：[H]为氢气摩尔比；[NH]为氨气摩尔比。

计算时使用有效Lewis数

式中：为物质的摩尔分数；为物质的路易斯数。

从计算结果可见，随着氢摩尔分数的增大而减小。

研究火焰稳定性的重要数据之一、火焰前缘沿其法线方向相对于未燃可燃混合物的速度，即火焰传播速度为

式中：为时间；为由纹影图像得到的火焰半径，是面积等于球面传播火焰纹影图像面积的圆的半径。

层流燃烧速度的广义定义对象是理想化的无限平面火焰，但是在实际条件下，层流火焰只是一种理想化的形式，真正火焰的主要形式是火焰前沿受到火焰拉伸的弯曲表面，在测量时需要考虑误差的影响。在湍流条件下预混燃烧的传播速度远高于未燃烧气体的特征层流燃烧速度。湍流效应引起的火焰拉伸是引起火焰前部燃烧速度变化的主要因素，因此可以用火焰拉伸速率来解释。火焰拉伸速率通常定义为1个元素在火焰表面的无穷小区域中变化的对数时间速率。燃烧速度对火焰拉伸的敏感性可以用Markstein长度表征，代表了火焰的稳定性。

球形传播火焰的火焰拉伸速率为

式中：为火焰前缘的面积。

根据Markstein长度理论，未拉伸火焰的传播速度与拉伸火焰的传播速度之差与火焰拉伸速率成正比

式中：为燃气的Markstein长度。

当的绝对值较大时，火焰燃烧速度对火焰拉伸更为敏感。

当对比使用2种燃料的燃烧性质及反应性时，常用层流火焰燃烧速度。不用湍流火焰燃烧速度的原因是其大小不但与可燃气体混合物物化性质与参数有关，而且与湍流状态有关。为使对比标准保持一致，故用层流火焰燃烧速度。

未拉伸层流燃烧速度为

式中：为已燃烧气体的密度；为未燃烧气体的密度。

在初始压力为0.1 MPa时，氢摩尔比例为0.4时，未拉伸的层流燃烧速度达到0.312 m/s，这与甲烷和空气的当量比例为1.0时的燃烧速度相似，与传统航空碳氢化合物燃料JET A-1的燃烧速度处于同一数量级。

燃烧气体的Markstein长度与氢气摩尔比例之间的关系如图1所示。从图中可见，随着氢摩尔比例的增大，Markstein长度先减小后略有增大，在氢摩尔比例为0.4左右时达到最小值。

图1 已燃烧气体的Markstein长度与氢气摩尔分数的关系[22]

当为正值时，火焰传播速度随拉伸量的增加而下降。当火焰前缘出现突起时，突起部分的火焰传播速率会受到抑制，火焰趋于稳定；当为负时，火焰传播速率随拉伸量的增加而增大。当火焰前缘出现突起时，突起处的火焰传播速度进一步提高，火焰不稳定性增加；当为0时，拉伸对火焰稳定性的影响最小。基于这一特性，当氢比为0.4时，火焰拉伸对稳定性的影响较小。初始温度为1400 K，压力为0.1 MPa，不同当量比下的点火延迟时间与掺氢比的关系如图2所示。

图2 初始温度为1400 K、压力为0.1 MPa、不同当量比下的点火延迟时间与掺氢比的关系[34]

不同比例的氨、氢和空气混合物在化学适当比例下的燃烧产物中氮氧化物的质量分数如图3所示。由于燃烧温度升高，氢气摩尔比例过大会导致废气中氮氧化物质量分数的增大。

图3 不同氢摩尔分数下烟气中的NOx质量分数

从图中可见，当燃料混合物中的氢摩尔比例大于0.4时，废气中的氮氧化物质量分数分数急剧增大。使用含氨燃料作为航空发动机的燃料在消除了碳排放的同时也带来了氮氧化物过量排放的危险。为控制氮氧化物的排放，必将燃料混合物中的氢摩尔比例控制在不大于0.4。此外，还可以通过分级燃烧来控制航空发动机尾气中的氮氧化物排放，更好的燃料喷雾效果、更加均匀的燃烧、更高的跨火焰筒壁压降也可以达成类似的效果。

综上所述，氨氢混合物中氢的摩尔比例为0.4时，未拉伸层流燃烧速率与甲烷等其他碳氢燃料的大致相同。同时，Markstein长度最小，点火延迟时间相对较短，氮氧化物排放也可控制在相对可接受的范围内。

3.2 燃料系统各流量计算

燃油流量的确定通过确定Leap 1-A发动机在使用常规碳氢燃料时的燃烧室温升，以计算用氢氨混合燃料替代该燃料时发动机达到相同性能所需的燃油流量。氨氢混合物在空气中的燃烧产物只有水和氮气，以及极少量的氢氧化物和一氧化二氮。根据燃料中氨和氢的摩尔比例及燃烧产物的组成，可得化学适当比例条件下燃料的燃烧化学反应方程

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

根据参考假设（即Leap 1-A发动机的性能参数）和气流速度，可以计算出气流中氧气和氮气的摩尔流量为154.06 mol/s和579.28 mol/s。假设为了获得理想的燃烧器温升，燃料混合物的摩尔流量为mol/s，在这种情况下可以得到化学反应方程

各反应产物的摩尔流量也可由该方程得到。

燃烧后气体的组成发生了变化，为了使计算更加准确，采用不同比热容C 来计算燃烧室入口和出口的气体，用各组分气体的定压比热容及各自质量分数可以计算出混合物的定压比热容由此计算出燃烧室进、出口气体在定压下的比热容为

在计算热量时需要燃料的低热值，混合燃料的低热值可由各燃料组分及其各自体积分数的低热值来计算。由60%氨、40%氢组成的新型燃料低热值为25980.87 kJ/kg。

假设燃烧室的燃烧效率约为100%，按照能量守恒原理，燃烧室入口气体的总能量与燃烧中加入的燃料能量之和应等于燃烧室出口气体的总能量。可以得到

式中：C 为燃烧室出口气体定压比热容；为燃烧室入口处质量流量；为燃料质量流量；为燃烧室出口温度；C 为燃烧室入口气体定压比热容；为燃烧室入口温度；为燃烧室燃烧效率；为燃料的低热值。

计算得出燃料混合物摩尔质量流量=122.203 mol/s。也就是说为了使新型燃烧系统达到与使用常规燃料时相同的温升，所需燃料质量流量为1.35 kg/s，其中氨质量流量为1.25 kg/s，氢质量流量为0.10 kg/s。

氨催化分解制氢的化学反应方程为

反应是吸热的，每分解1 mol氨，系统吸收45.9 kJ的能量。以钌/氧化铝为催化剂，在压力为0.1 MPa、温度为673 K下，催化转化率可达99%。根据这一催化效率，计算出需要通过催化分解体系的总氨摩尔流量为32.92 mol/s。加上燃料混合物中所需氨组分的流量，氨的总需求量为106.24 mol/s。系统所需的气氨体积流量为2.58 m/s，液氨体积流量为0.00293 m/s。

上述计算也可以得出氨催化分解成氢和氮的过程中需要吸收的热量为1495.765 kJ/s。有2种方式向系统提供热量：（1）通过换热器实现氨与尾喷管的高温废气之间的热交换，从而实现供热；（2）在系统中增加1个小型燃烧室，通过向系统提供更多的氨流量，以在催化分解步骤后可以得到一些多余的氢。在小型燃烧室中燃烧这部分氢也可以为催化分解过程提供热量。本文使用了第2种方法。燃料供应原理如图4所示。

图4 燃料供应原理

从图中可见，从燃料箱供应的氨分为2部分：一部分直接流入混合器，并按比例与氢混合，为航空发动机提供燃料；另一部分流入催化分解反应器被分解成氢气和氮气。得到的氢气在分离器中也分为2部分：一部分直接流进混合器与作为燃料的氨混合；另一部分流入小燃烧室中燃烧，为催化反应过程提供热量。

在这部分计算过程中，氢气燃烧产生的热量需要与氨催化分解所需的热量相匹配。假设在小型燃烧室中进行额外燃烧以加热催化过程所需的氢摩尔流量为mol/s，根据燃料混合物的氢摩尔浓度可以得到系统对氢的总需求量。所有这些氢气都需要通过催化分解氨来提供，所以在催化分解过程中需要加入的热量可以通过氢气的总需求流量来获得。假设氢气在小型燃烧室中的燃烧效率为100%，利用氢气的低热值获得燃烧这部分氢气所释放的热量。将催化过程的热需求与燃烧过程的放热量进行匹配，得到上述小燃烧室组所需的氢流量为7.137 mol/s，所需额外氨流量为0.082 kg/s，在燃油系统中氨总流量为1.89 kg/s。

4 结果分析

根据计算结果可知，新型燃料系统的燃料流量更大，意味着对于燃烧室喷嘴、燃料混合相关部件的要求更高，如何保证在大流量下燃料与空气之间的良好混合成为一个关键问题。相比之下，由于储存罐中的燃料不是气体而是液氨，其密度急剧增大，达到接近喷气煤油的水平（液氨密度约为0.65 kg/L；航空煤油密度约为0.780.81 kg/L）。这意味着新燃料的使用不会对飞机的燃料系统产生巨大的影响。由于新老燃料的密度并没有太大的区别，而燃料的质量流量显著增大，所以使用氨和氢的混合物作为无碳运输航空燃料的代价就是飞行距离将会缩短。

除了60%氨和40%氢这一燃料体积分数比外，本研究还探索了燃料成分的变化对燃烧室的燃料流量的影响。研究对象为70%、80%、90%和100%的氨混合物。相关流量计算结果见表1。

表1 计算结果

从表中可见，燃料中氨氢体积分数比的变化导致燃烧室燃料流量需求、分解反应的热量需求、小型供热燃烧室的氢流量需求和氨总流量需求的变化。然而，当成分比例变化不大时，上述需求变化就不是很明显。因此，氢很大程度上是被用来改善氨的燃烧性能，而不是作为燃料提供能量；不过由于氢的比例会严重影响催化分解系统的热需求，因此对氢流量需求和小型供热燃烧室的初步设计有很大影响。

5 结论

（1）为了改善氨层流燃烧速度慢、燃烧不稳定、点火延迟时间长、排放氮氧化物质量分数浓度高等不良燃烧性能，通过综合研究，得出燃料混合物中氨和氢的最佳摩尔比为3∶2。该燃料组合具有更好的燃烧性能，燃烧速度接近传统碳氢燃料的；

（2）当使用氨和氢的混合物作为燃料时，其低热值与航空燃料的不同，因此燃料单位质量的放热也会发生变化。通过能量匹配计算得出，在保持燃烧室进、出口温度不变的情况下，氨、氢流量分别为1.25、0.10 kg/s；

（3）燃料混合物中的氢组分可通过催化分解NH得到。在高温和催化剂存在下，氨的催化分解可以达到较高的分解速率。本项目采用钌/氧化铝作为催化剂，在压力为0.1 MPa和温度为673 K下分解氨，分解效率可达99%左右；

（4）氨的催化分解是一种吸热反应，这种热量可以通过在1个小型燃烧室中燃烧额外的氢来产生。额外的氢可以通过向催化反应系统提供额外的氨来产生。经计算，小燃烧室加热所需额外氢气流量为0.0143 kg/s，所需额外氨流量为0.0817 kg/s，氨总流量为1.888 kg/s；

（5）探讨了不同氨氢比例下对燃料流量要求的影响。结果表明：燃料中氨氢比的变化对流量需求影响不大，混合燃料中氢组分对氨燃烧性能的改善作用更显著。

综上所述，氨氢混合物作为航空发动机燃料是可行的，可以满足要求的性能标准。通过正确配比燃料中氨氢组分，正确分配燃料流量，并设计氨催化分解系统和氢燃料供热燃烧室，才能使得发动机保持与使用传统碳氢燃料类似的燃烧性能和功率水平。

6 展望

对中短程（Short/Medium Range，SMR）飞机氨燃料发动机相关设计的潜在研究方向提出以下建议：

（1）当燃料由航空煤油转变为氨氢混合物时，燃料由液态变为气态，意味着相关的燃料供应系统和燃烧室的相关部件需要做出一些适应性的改变；

（2）根据目前给出的氨、气、氢比例，需对混合燃料进行燃烧模拟，测试燃料是否能满足预期的燃烧性能参数，确定并评价层流火焰速度、燃烧稳定性、点火延迟时间、氮氧化物排放等；

（3）氨催化分解系统相当于安装在小型燃烧室中的换热器，其安装形式和如何达到高效换热效果需进一步研究和设计；

（4）新的燃烧系统还涉及氨氮混合、氨催化分解后氮氢分离等步骤，意味着这些步骤需要气体混合器和分离器的设计。