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WO2013133299A1 - 燃料供給システム、スクラムジェットエンジン及びその動作方法 - Google Patents

燃料供給システム、スクラムジェットエンジン及びその動作方法 Download PDF

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WO2013133299A1
WO2013133299A1 PCT/JP2013/056083 JP2013056083W WO2013133299A1 WO 2013133299 A1 WO2013133299 A1 WO 2013133299A1 JP 2013056083 W JP2013056083 W JP 2013056083W WO 2013133299 A1 WO2013133299 A1 WO 2013133299A1
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WO
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fuel
catalyst
combustion chamber
supply system
reformed
Prior art date
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Ceased
Application number
PCT/JP2013/056083
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English (en)
French (fr)
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研二 鈴木
篤史 黒▲柳▼
池田　哲哉
安武　聡信
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Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Original Assignee
Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
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Publication date
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Ceased legal-status Critical Current

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    • B01J29/42—Crystalline aluminosilicate zeolites; Isomorphous compounds thereof of the pentasil type, e.g. types ZSM-5, ZSM-8 or ZSM-11, as exemplified by patent documents US3702886, GB1334243 and US3709979, respectively containing iron group metals, noble metals or copper
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    • C10L3/08—Production of synthetic natural gas
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    • C10L2290/02—Combustion or pyrolysis
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    • C10L2290/00—Fuel preparation or upgrading, processes or apparatus therefore, comprising specific process steps or apparatus units
    • C10L2290/56—Specific details of the apparatus for preparation or upgrading of a fuel
    • C10L2290/567—Mobile or displaceable apparatus

Definitions

  • the present invention relates to a scramjet engine that generates thrust by performing supersonic combustion, and more particularly to a fuel supply system for a scramjet engine.
  • Patent Document 1 discloses a thermal management system for a propulsion engine of a supersonic and hypersonic aircraft.
  • the system uses a single flow of endothermic fluid as engine fuel and as a heat sink for engine cooling.
  • the system includes a plurality of heat exchangers arranged in series. Each heat exchanger is provided with a reaction part provided with a catalyst so as to have a heat exchange relationship with the heat source part.
  • the single fluid flow flows through each of the reaction section and the heat source section. Heat for reaction in the reaction section is provided by the fluid in the heat source section, and as a result, the fluid is cooled. This cooled fluid is reheated when it flows through the high temperature part of the engine, and then flows to another reaction part, or flows to the combustor of the engine and is ignited.
  • Patent Document 2 discloses a method of increasing the combustion speed and expanding the misfire limit in a high-speed propulsion unit such as a ramjet and a scramjet engine.
  • Hydrocarbon fuel streams are catalytically cracked to produce hydrogen and low molecular weight fuel cracked products.
  • the hydrogen and low molecular weight fuel decomposition products are introduced into the combustor of the high speed propulsion unit along with the flow of undecomposed hydrocarbon fuel.
  • This method extends the operating range of the combustor and achieves higher combustion rates and increased flame stability through faster diffusion mixing.
  • the process effectively extends the operational limits of gas turbines, particularly ramjet and scramjet combustors.
  • Patent Document 2 further discloses the following contents.
  • the fuel is vaporized in a catalytic reactor and is catalytically decomposed into hydrogen and low molecular weight fuel decomposition products. What fuel breakdown is produced depends on what fuel is sent to the reactor.
  • Preferred catalysts used in the reactor include platinum group metals such as platinum, rhodium, iridium, palladium. Catalysts containing other metals such as nickel, chromium, cobalt have also been shown to be effective.
  • the catalyst may be composed of a single metal or a combination of suitable metals.
  • Non-Patent Document 1 discloses the relationship between the minimum ignition energy and the equivalent ratio for methane, ethane, propane, butane, hexane, and heptane.
  • the minimum value of the minimum ignition energy is around 0.25 mJ.
  • Methane has a lower equivalence ratio for obtaining the minimum value of minimum ignition energy than ethane, propane, butane, hexane, and heptane.
  • the object of the present invention is to select methane that can be easily burned as a reformed fuel in a scramjet engine that pyrolyzes fuel with heat from the combustion chamber to produce reformed fuel and burns the reformed fuel in the combustion chamber.
  • a fuel supply system includes a fuel reforming section that pyrolyzes hydrocarbon fuel with heat from a combustion chamber of a scramjet engine to generate reformed fuel and cools the combustion chamber. To do. The reformed fuel burns in the combustion chamber.
  • the fuel reforming section includes a zeolite catalyst and a platinum group catalyst.
  • Zeolite-based catalyst is doped with platinum group catalyst.
  • the zeolite-based catalyst includes an H-ZSM-5 (Zeolite Socony Mobile-5) catalyst.
  • the hydrocarbon fuel is dodecene, JP-7 fuel, JP-4 fuel, or JetA-1 fuel.
  • the scramjet engine includes an air compression section, an injector, a combustion chamber, and a fuel reforming section.
  • An air compression part compresses air and produces
  • the injector injects reformed fuel into the compressed air.
  • the reformed fuel burns in the combustion chamber.
  • the fuel reforming section pyrolyzes the hydrocarbon fuel with heat from the combustion chamber to generate reformed fuel and cools the combustion chamber.
  • the fuel reforming section includes a zeolite catalyst and a platinum group catalyst.
  • the operating method of the scramjet engine according to the third aspect of the present invention is an operating method of the scramjet engine including an air compression section, an injector, a combustion chamber, and a fuel reforming section.
  • the operation method is that the air compressor compresses air to generate compressed air, the injector injects the reformed fuel into the compressed air, the reformed fuel burns in the combustion chamber, the fuel
  • the reforming section includes pyrolyzing the hydrocarbon-based fuel with heat from the combustion chamber to generate a reformed fuel and cooling the combustion chamber.
  • the fuel reforming section includes a zeolite catalyst and a platinum group catalyst.
  • a scramjet engine in which fuel is pyrolyzed by heat from the combustion chamber to generate reformed fuel and the reformed fuel is burned in the combustion chamber, methane that can be easily burned is selected as the reformed fuel.
  • Generated fuel supply system, scramjet engine and method of operation thereof are provided.
  • FIG. 1 is a schematic view of an aircraft equipped with a scramjet engine according to a first embodiment of the present invention.
  • FIG. 2 is a schematic diagram of the fuel supply system according to the first embodiment.
  • FIG. 3 is a cross-sectional view of the fuel reforming unit according to the first embodiment.
  • FIG. 4 is a schematic view of a fuel decomposition test apparatus.
  • FIG. 5A is a graph showing a GC-MS measurement result of JP-4 fuel.
  • FIG. 5B is a graph showing a GC-MS measurement result of a decomposition product when JP-4 fuel is thermally decomposed using an H-ZSM-5 catalyst.
  • FIG. 5A is a graph showing a GC-MS measurement result of JP-4 fuel.
  • FIG. 5B is a graph showing a GC-MS measurement result of a decomposition product when JP-4 fuel is thermally decomposed using an H-ZSM-5 catalyst.
  • FIG. 6A is a graph showing a GC-MS measurement result of dodecene.
  • FIG. 6B is a graph showing a GC-MS measurement result of a decomposition product when dodecene is thermally decomposed using an H-ZSM-5 catalyst.
  • FIG. 7A is a graph showing a GC-MS measurement result of JetA-1 fuel.
  • FIG. 7B is a graph showing a GC-MS measurement result of a decomposition product when JetA-1 fuel is thermally decomposed using an H-ZSM-5 catalyst.
  • FIG. 8 is a graph showing a GC-MS measurement result of the decomposition product when dodecene is thermally decomposed using a Pt-doped H-ZSM-5 catalyst.
  • FIG. 9 is a schematic view of a fuel supply system according to the second embodiment of the present invention.
  • FIG. 10 is a cross-sectional view of the upstream portion of the fuel reforming unit according to the second embodiment.
  • FIG. 11 is a cross-sectional view of the downstream portion of the fuel reforming unit according to the second embodiment.
  • the aircraft shown in FIG. 1 includes a fuselage 10 and a scramjet engine 11 according to the first embodiment of the present invention.
  • the scramjet engine 11 includes an air compressor 20 that compresses air taken in from outside to generate compressed air, an injector 30 that injects reformed fuel into an air flow 70 of compressed air, and combustion in which the reformed fuel burns.
  • generated by combustion of the reformed fuel are provided.
  • the combustion chamber 40 becomes high temperature due to the combustion of the reformed fuel. In order to prevent damage to the combustion chamber 40, it is necessary to cool the combustion chamber 40.
  • the scramjet engine 11 includes a fuel supply system 15.
  • the fuel supply system 15 includes a fuel reforming unit 60 and a fuel tank 71.
  • the fuel tank 71 is equipped with a hydrocarbon fuel 73 and supplies the hydrocarbon fuel 73 to the fuel reforming unit 60.
  • the fuel reforming unit 60 generates a reformed fuel 79 by pyrolyzing the hydrocarbon-based fuel 73 with heat from the combustion chamber 40. Since the thermal decomposition is an endothermic reaction, the fuel reforming unit 60 cools the combustion chamber 40. Such cooling is sometimes referred to as regenerative cooling.
  • the injector 30 injects the reformed fuel 79 into the compressed air stream 70. The reformed fuel 79 burns in the combustion chamber 40.
  • the hydrocarbon-based fuel 73 may be supplied in a liquid state to the fuel reforming unit 60, and vaporization and thermal decomposition may be performed in the fuel reforming unit 60.
  • the hydrocarbon-based fuel 73 may be supplied to the fuel reforming unit 60 after being vaporized by a vaporizer (not shown).
  • the fuel reforming section 60 includes a fuel pipe 80 provided so as to surround the combustion chamber 40 and a platinum group doped zeolite catalyst 84.
  • the platinum group doped zeolite catalyst 84 is a zeolite catalyst doped with a platinum group catalyst such as a platinum catalyst, a palladium catalyst, or a rhodium catalyst.
  • the platinum group doped zeolite catalyst 84 is supported on the inner wall 81 of the fuel pipe 80 and the surface of the granular carrier 82 disposed in the fuel pipe 80.
  • the hydrocarbon-based fuel 73 is thermally decomposed by the heat from the combustion chamber 40 to generate the reformed fuel 79. This thermal decomposition is promoted by the platinum group doped zeolite catalyst 84.
  • the decomposition product generated by the thermal decomposition reaction using the zeolite catalyst is platinum so as to support the test results described later. It is further decomposed by a thermal decomposition reaction with a group catalyst. Therefore, methane, which is a low carbon molecule that can be easily burned (can easily generate an ignitable mixture), is selectively generated as the reformed fuel 79. Moreover, the production
  • H-ZSM-5 Zerolite Socony Mobile-5 catalyst, which is one of zeolite-based catalysts, has a high effect of promoting thermal decomposition. Therefore, H-ZSM-5 catalyst is doped with platinum group catalyst. When the zeolite-based catalyst 84 is formed, the fuel reforming unit 60 can be reduced in size.
  • the fuel decomposition test apparatus includes a syringe 101, a vaporizer 102, a reaction tube 103, an H-ZSM-5 catalyst layer 104, an electric furnace 105, a temperature sensor 106, and a GC-MS (Gas Chromatography-Mass Spectrometry). 107.
  • the vaporizer 102 was set to 150 ° C.
  • An H-ZSM-5 catalyst layer 104 was disposed in the reaction tube 103.
  • the reaction tube 103 was heated in the electric furnace 105 so that the temperature of the H-ZSM-5 catalyst layer 104 was 600 ° C.
  • the GC-MS 107 includes a gas chromatograph and a mass spectrometer.
  • Helium gas was used as a carrier gas.
  • the carrier gas flow rate was set to 10 ml / min.
  • Fuel was injected into the vaporizer 102 with the syringe 101.
  • the amount of fuel injected by the syringe 101 was 0.1 ⁇ l.
  • the fuel was vaporized by the vaporizer 102, and the vaporized fuel was thermally decomposed in the reaction tube 103.
  • the pyrolysis product was measured by GC-MS107.
  • JP-4 fuel for example, JetA-1 fuel, and dodecene, for example, were used as measurement objects as wide-cut or naphtha-type fuels. These jet fuels are hydrocarbon fuels.
  • FIG. 5A is a graph showing a GC-MS measurement result of JP-4 fuel.
  • the horizontal axis represents the retention time, and the vertical axis represents the peak area.
  • Pentane, hexane, heptane, cyclohexane, toluene, heptane, octane, nonane, decane, undecane, dodecane, tetradecane, and pentadecane peaks were detected.
  • FIG. 5B is a graph showing a GC-MS measurement result of a decomposition product when JP-4 fuel is thermally decomposed using an H-ZSM-5 catalyst.
  • the horizontal axis represents the retention time, and the vertical axis represents the peak area.
  • FIG. 6A is a graph showing the GC-MS measurement result of dodecene.
  • the horizontal axis represents the retention time, and the vertical axis represents the peak area.
  • FIG. 6B is a graph showing a GC-MS measurement result of a decomposition product when dodecene is thermally decomposed using an H-ZSM-5 catalyst.
  • the horizontal axis represents the retention time, and the vertical axis represents the peak area. Peaks of ethylene, 1-propene, butene, benzene, toluene, ethylbenzene, p-xylene, o-xylene, styrene, 1,3,5-trimethylbenzene, naphthalene and 1-methylnaphthalene were detected.
  • FIG. 7A is a graph showing a GC-MS measurement result of JetA-1 fuel.
  • the horizontal axis represents the retention time, and the vertical axis represents the peak area.
  • Octane, nonane, decane, undecane, dodecane, tridecane, and tetradecane peaks were detected.
  • FIG. 7B is a graph showing a GC-MS measurement result of the decomposition product when JetA-1 fuel is thermally decomposed using an H-ZSM-5 catalyst.
  • the horizontal axis represents the retention time, and the vertical axis represents the peak area. Peaks of the component (C1) having 1 carbon, the component (C2) having 2 carbons, the component (C3) having 3 carbons, and the component (C6 +) having 6 or more carbons were detected.
  • the pyrolysis of the JetA-1 fuel using the H-ZSM-5 catalyst reduces the proportion of the high carbon number component and reduces the proportion of the low carbon number component. The percentage increased.
  • Fuel decomposition test 2 A fuel cracking test was conducted to show that most of the pyrolysis products produced by pyrolysis of hydrocarbon fuel using H-ZSM-5 catalyst doped with platinum catalyst are methane, which is easy to burn. It was. Hereinafter, the fuel decomposition test will be described.
  • FIG. 8 is a graph showing a GC-MS measurement result of the decomposition product when dodecene was thermally decomposed using an H-ZSM-5 catalyst doped with a platinum catalyst.
  • the horizontal axis represents the retention time, and the vertical axis represents the peak area. A large peak for methane and a small peak for benzene were detected. Most of the dodecene was decomposed into methane by pyrolysis using H-ZSM-5 catalyst doped with platinum catalyst.
  • aromatic compounds such as benzene and toluene were produced by thermal decomposition of dodecene with H-ZSM-5 catalyst. These aromatic compounds are more stable and less likely to vaporize than straight-chain hydrocarbons, and are easily deposited on the catalyst as a highly viscous solid component. When solid components are deposited on the catalyst, the contact between the fuel and the catalyst is hindered, and the aromatic compound may cause coking.
  • the aromatic compound was decomposed by the platinum catalyst doped in the H-ZSM-5 catalyst.
  • JP-4 fuel, dodecene, and JetA-1 fuel are pyrolyzed using H-ZSM-5 catalyst is the same.
  • JP-4 fuel and JetA-1 fuel are also considered to be largely decomposed into methane by pyrolysis using an H-ZSM-5 catalyst doped with a platinum catalyst.
  • hydrocarbon-based fuel 73 either kerosene type fuel (for example, JetA-1 fuel), dodecene, or wide cut type or naphtha type fuel (for example, JP-4 fuel) should be used. Can do. Since dodecene can be used, JP-7 fuel of the same system may be used as the hydrocarbon fuel 73. These mixed fuels may be used as the hydrocarbon-based fuel 73.
  • platinum catalyst since the platinum catalyst, rhodium catalyst, and palladium catalyst are all platinum group catalysts, it is considered that the same effect can be obtained even if a rhodium catalyst or a palladium catalyst is used instead of the platinum catalyst.
  • the fuel reforming unit 60 since the fuel reforming unit 60 includes the platinum group doped zeolite catalyst 84, the fuel reforming unit 60 is downsized compared to the case where the fuel reforming unit 60 includes the platinum group catalyst and the zeolite catalyst separately. .
  • the fuel supply system 15 according to the present embodiment is the same as the fuel supply system 15 according to the first embodiment except that the fuel reforming unit 60 includes a platinum group catalyst and a zeolite catalyst separately.
  • the fuel reforming unit 60 includes an upstream portion 61 and a downstream portion 62.
  • the hydrocarbon-based fuel 73 flows from the upstream portion 61 to the downstream portion 62 while being thermally decomposed.
  • the upstream portion 61 includes a zeolitic catalyst 85.
  • the zeolite-based catalyst 85 is carried on the inner wall 81 of the fuel pipe 80 and the surface of the granular carrier 82 disposed in the fuel pipe 80.
  • the hydrocarbon-based fuel 73 is thermally decomposed by the heat from the combustion chamber 40 to generate an intermediate decomposition product. This thermal decomposition is promoted by the zeolitic catalyst 85.
  • the zeolitic catalyst 85 is preferably an H-ZSM-5 catalyst.
  • the downstream portion 62 includes a platinum group catalyst 86.
  • the platinum group catalyst 86 is supported on the inner wall 81 of the fuel pipe 80 and the surface of the granular carrier 82 disposed in the fuel pipe 80.
  • the intermediate decomposition product is thermally decomposed by the heat from the combustion chamber 40, and the reformed fuel 79 is generated. This thermal decomposition is promoted by the platinum group catalyst 86.
  • the platinum group catalyst 86 includes a platinum catalyst, a palladium catalyst, or a rhodium catalyst.
  • the fuel supply system, scramjet engine, and operation method thereof according to the present invention have been described above with reference to the embodiments.
  • the fuel supply system, scramjet engine, and operation method thereof according to the present invention are not limited to the above-described embodiments. It is possible to add a change to the said embodiment or to combine the said embodiment.
  • the scramjet engine 11 may be applied to a flying object or a rocket instead of being applied to an aircraft.

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Description

燃料供給システム、スクラムジェットエンジン及びその動作方法
　本発明は、超音速燃焼を行って推力を発生するスクラムジェットエンジンに関し、特に、スクラムジェットエンジンの燃料供給システムに関する。
　炭化水素系燃料を用いた超音速燃焼を安定化させるためには、燃料に含まれる低炭素数の成分の割合を高くするとともに、燃料の組成を一定にすることが望ましい。一方、低炭素数の炭化水素は常温でガス状態であるため、低炭素数の炭化水素を燃料タンクに搭載すると、燃料の積載量を多くすることができず、長時間の超音速燃焼（超音速飛行）を行うことができない。このため、高炭素数の炭化水素を含んでいて常温で液体のジェット燃料を燃料タンクに搭載し、飛行中にジェット燃料をエンジンの熱で分解して低炭素数の炭化水素を生成することが考えられている。
　特許文献１は、超音速及び極超音速航空機の推進エンジンの熱マネジメントシステムを開示している。そのシステムは、吸熱流体の単一の流れをエンジン燃料として及びエンジン冷却のためのヒートシンクとして用いる。そのシステムは、直列配置された複数の熱交換器を備える。各熱交換器は、触媒を備えた反応部をヒートソース部と熱交換関係を有するように備えている。その単一流体流れは、反応部及びヒートソース部の各々を通って流れる。反応部における反応のための熱はヒートソース部内の流体によって与えられ、その結果その流体が冷却される。この冷却された流体は、エンジンの高温部を流れる際に再加熱された後、他の反応部へ流れ、又は、エンジンの燃焼器へ流れて点火される。
　特許文献２は、ラムジェット及びスクラムジェットエンジンのような高速推進ユニットにおいて燃焼速度を高め失火限界を拡大する方法を開示している。炭化水素系燃料の流れが触媒分解されて水素と低分子量の燃料分解物とを生成する。その水素及び低分子量の燃料分解物は分解されていない炭化水素系燃料の流れとともに高速推進ユニットの燃焼器に導入される。この方法により、燃焼器の運用範囲が拡大し、より高速の拡散混合により高い燃焼速度と火炎安定性の増大とが達成される。そのプロセスは、ガスタービン、特にラムジェット及びスクラムジェット燃焼器の運用限界を効果的に拡大させる。
　特許文献２は、更に以下の内容を開示している。燃料は、触媒反応器で気化されて水素及び低分子量の燃料分解物に触媒分解される。どのような燃料分解物が生成されるかは、その反応器にどのような燃料が送られるかに依存する。その反応器で用いられる好ましい触媒は、プラチナ、ロジウム、イリジウム、パラジウムのような白金族金属を含む。ニッケル、クロミウム、コバルトのような他の金属を含む触媒も効果的であることが示されている。触媒は、単一の金属によって構成されてもよく、適切な金属の組み合わせによって構成されてもよい。
　非特許文献１は、メタン、エタン、プロパン、ブタン、ヘキサン、及びヘプタンについて、最小点火エネルギーと当量比の関係を開示している。メタン、エタン、プロパン、ブタン、ヘキサン、及びヘプタンのいずれについても、最小点火エネルギーの最小値は０．２５ｍＪ付近である。メタンは、最小点火エネルギーの最小値が得られる当量比がエタン、プロパン、ブタン、ヘキサン、及びヘプタンよりも小さい。
米国特許第５，３３７，５５３号 米国特許第５，３９４，６８５号
新岡　嵩、河野通方、佐藤順一、「燃焼現象の基礎」、平成１３年８月２５日発行、図４・３
　本発明の目的は、燃焼室からの熱で燃料を熱分解して改質燃料を生成し、燃焼室で改質燃料を燃焼するスクラムジェットエンジンにおいて、改質燃料として燃焼が容易なメタンが選択的に生成される燃料供給システム、スクラムジェットエンジン及びその動作方法を提供することである。
　本発明の第１の観点による燃料供給システムは、スクラムジェットエンジンの燃焼室からの熱で炭化水素系燃料を熱分解して改質燃料を生成するとともに燃焼室を冷却する燃料改質部を具備する。改質燃料は燃焼室で燃焼する。燃料改質部は、ゼオライト系触媒と、白金族触媒とを備える。
　ゼオライト系触媒に白金族触媒がドープされている。
　ゼオライト系触媒は、Ｈ－ＺＳＭ－５（Ｚｅｏｌｉｔｅ　Ｓｏｃｏｎｙ　Ｍｏｂｉｌ－５）触媒を含む。
　炭化水素系燃料は、ドデセン、ＪＰ－７燃料、ＪＰ－４燃料、又はＪｅｔＡ－１燃料である。
　本発明の第２の観点によるスクラムジェットエンジンは、空気圧縮部と、インジェクタと、燃焼室と、燃料改質部とを具備する。空気圧縮部は、空気を圧縮して圧縮空気を生成する。インジェクタは、圧縮空気中に改質燃料を噴射する。燃焼室で改質燃料が燃焼する。燃料改質部は、燃焼室からの熱で炭化水素系燃料を熱分解して改質燃料を生成するとともに燃焼室を冷却する。燃料改質部は、ゼオライト系触媒と、白金族触媒とを備える。
　本発明の第３の観点によるスクラムジェットエンジンの動作方法は、空気圧縮部と、インジェクタと、燃焼室と、燃料改質部とを備えたスクラムジェットエンジンの動作方法である。その動作方法は、空気圧縮部が空気を圧縮して圧縮空気を生成することと、インジェクタが圧縮空気中に改質燃料を噴射することと、燃焼室で改質燃料が燃焼することと、燃料改質部が燃焼室からの熱で炭化水素系燃料を熱分解して改質燃料を生成するとともに燃焼室を冷却することとを具備する。燃料改質部は、ゼオライト系触媒と、白金族触媒とを備える。
　本発明によれば、燃焼室からの熱で燃料を熱分解して改質燃料を生成し、燃焼室で改質燃料を燃焼するスクラムジェットエンジンにおいて、改質燃料として燃焼が容易なメタンが選択的に生成される燃料供給システム、スクラムジェットエンジン及びその動作方法が提供される。
　上記発明の目的、効果、特徴は、添付される図面と連携して実施の形態の記述から、より明らかになる。
図１は、本発明の第１の実施形態に係るスクラムジェットエンジンを備えた航空機の概略図である。 図２は、第１の実施形態に係る燃料供給システムの概略図である。 図３は、第１の実施形態に係る燃料改質部の断面図である。 図４は、燃料分解試験装置の概略図である。 図５Ａは、ＪＰ－４燃料のＧＣ－ＭＳ測定結果を示すグラフである。 図５Ｂは、ＪＰ－４燃料をＨ－ＺＳＭ－５触媒を用いて熱分解したときの分解生成物のＧＣ－ＭＳ測定結果を示すグラフである。 図６Ａは、ドデセンのＧＣ－ＭＳ測定結果を示すグラフである。 図６Ｂは、ドデセンをＨ－ＺＳＭ－５触媒を用いて熱分解したときの分解生成物のＧＣ－ＭＳ測定結果を示すグラフである。 図７Ａは、ＪｅｔＡ－１燃料のＧＣ－ＭＳ測定結果を示すグラフである。 図７Ｂは、ＪｅｔＡ－１燃料をＨ－ＺＳＭ－５触媒を用いて熱分解したときの分解生成物のＧＣ－ＭＳ測定結果を示すグラフである。 図８は、ドデセンをＰｔドープＨ－ＺＳＭ－５触媒を用いて熱分解したときの分解生成物のＧＣ－ＭＳ測定結果を示すグラフである。 図９は、本発明の第２の実施形態に係る燃料供給システムの概略図である。 図１０は、第２の実施形態に係る燃料改質部の上流側部分の断面図である。 図１１は、第２の実施形態に係る燃料改質部の下流側部分の断面図である。
　添付図面を参照して、本発明による燃料供給システム、スクラムジェットエンジン及びその動作方法を実施するための形態を以下に説明する。
　（第１の実施形態）
　図１に示す航空機は、機体１０と、本発明の第１の実施形態に係るスクラムジェットエンジン１１とを備える。スクラムジェットエンジン１１は、外から取り込んだ空気を圧縮して圧縮空気を生成する空気圧縮部２０と、圧縮空気の気流７０中に改質燃料を噴射するインジェクタ３０と、改質燃料が燃焼する燃焼室４０と、改質燃料の燃焼により生成した燃焼ガスを排出するノズル５０とを備える。
　ここで、燃焼室４０は改質燃料の燃焼のために高温になる。燃焼室４０の破損を防ぐために燃焼室４０を冷却する必要がある。
　図２を参照して、スクラムジェットエンジン１１は燃料供給システム１５を備える。燃料供給システム１５は、燃料改質部６０と、燃料タンク７１とを備える。燃料タンク７１は、炭化水素系燃料７３を搭載し、炭化水素系燃料７３を燃料改質部６０に供給する。燃料改質部６０は、炭化水素系燃料７３を燃焼室４０からの熱で熱分解して改質燃料７９を生成する。その熱分解が吸熱反応であるため、燃料改質部６０は燃焼室４０を冷却する。このような冷却は再生冷却と称される場合がある。インジェクタ３０は、圧縮空気の気流７０中に改質燃料７９を噴射する。燃焼室４０で改質燃料７９が燃焼する。
　炭化水素系燃料７３は、燃料改質部６０に液体状態で供給され、燃料改質部６０で気化と熱分解とが行われてもよい。或いは、炭化水素系燃料７３は、図示されない気化器によって気化されてから燃料改質部６０に供給されてもよい。
　図３を参照して、燃料改質部６０は、燃焼室４０を取り囲むように設けられた燃料配管８０と、白金族ドープゼオライト系触媒８４とを備える。白金族ドープゼオライト系触媒８４は、プラチナ触媒、パラジウム触媒、ロジウム触媒のような白金族触媒がドープされたゼオライト系触媒である。白金族ドープゼオライト系触媒８４は、燃料配管８０の内壁８１及び燃料配管８０内に配置された粒状の担体８２の表面に担持されている。燃料配管８０を通過するときに炭化水素系燃料７３が燃焼室４０からの熱で熱分解されて改質燃料７９が生成される。この熱分解は白金族ドープゼオライト系触媒８４により促進される。
　本実施形態によれば、燃料改質部６０がゼオライト系触媒及び白金族触媒を備えるため、後述する試験結果がサポートするように、ゼオライト系触媒による熱分解反応で生成した分解生成物が、白金族触媒による熱分解反応により更に分解される。したがって、改質燃料７９として燃焼が容易な（着火性混合気を容易に生成可能な）低炭素分子であるメタンが選択的に生成される。また、コーキングの原因となる芳香族化合物の生成が抑制される。
　尚、ゼオライト系触媒の一つであるＨ－ＺＳＭ－５（Ｚｅｏｌｉｔｅ　Ｓｏｃｏｎｙ　Ｍｏｂｉｌ－５）触媒は熱分解の促進効果が高いため、Ｈ－ＺＳＭ－５触媒に白金族触媒をドープして白金族ドープゼオライト系触媒８４を形成すると、燃料改質部６０を小型化することができる。
　（燃料分解試験１）
　燃料分解試験を行って、ゼオライト系触媒の一つであるＨ－ＺＳＭ－５触媒を用いて炭化水素系燃料を熱分解したときに炭化水素系燃料が異なっても熱分解生成物の組成が同じになることを示した。以下、燃料分解試験を説明する。
　図４を参照して、燃料分解試験の試験方法を説明する。燃料分解試験装置は、シリンジ１０１と、気化器１０２と、反応管１０３と、Ｈ－ＺＳＭ－５触媒層１０４と、電気炉１０５と、温度センサ１０６と、ＧＣ－ＭＳ（Ｇａｓ　Ｃｈｒｏｍａｔｏｇｒａｐｈｙ‐Ｍａｓｓ　Ｓｐｅｃｔｒｏｍｅｔｒｙ）１０７とを備える。気化器１０２を１５０℃に設定した。反応管１０３内にＨ－ＺＳＭ－５触媒層１０４を配置した。Ｈ－ＺＳＭ－５触媒層１０４の温度が６００℃になるように、反応管１０３を電気炉１０５で加熱した。ＧＣ－ＭＳ１０７は、ガスクロマトグラフと、質量分析装置とを備える。キャリアガスとしてヘリウムガスを用いた。キャリアガス流量を１０ｍｌ／ｍｉｎに設定した。燃料をシリンジ１０１で気化器１０２に注入した。シリンジ１０１による燃料注入量を０．１μｌとした。燃料は気化器１０２で気化し、気化した燃料は反応管１０３内で熱分解された。熱分解生成物をＧＣ－ＭＳ１０７で測定した。ここでは、ワイドカット型又はナフサ型の燃料として例えばＪＰ－４燃料、ケロシン型燃料として例えばＪｅｔＡ－１燃料、及びドデセンが測定対象として用いられた。これらのジェット燃料は炭化水素系燃料である。
　次に、燃料分解試験の試験結果を説明する。
　図５Ａは、ＪＰ－４燃料のＧＣ－ＭＳ測定結果を示すグラフである。横軸は保持時間を示し、縦軸はピーク面積を示す。ペンタン、ヘキサン、ヘプタン、シクロヘキサン、トルエン、ヘプタン、オクタン、ノナン、デカン、ウンデカン、ドデカン、テトラデカン、及びペンタデカンのピークが検出された。
　図５Ｂは、ＪＰ－４燃料をＨ－ＺＳＭ－５触媒を用いて熱分解したときの分解生成物のＧＣ－ＭＳ測定結果を示すグラフである。横軸は保持時間を示し、縦軸はピーク面積を示す。炭素数が１の成分（Ｃ１）、炭素数が２の成分（Ｃ２）、炭素数が３の成分（Ｃ３）、炭素数が４の成分（Ｃ４）、及び炭素数が６以上の成分（Ｃ６＋）のピークが検出された。
　図５Ａと図５Ｂの比較から明らかなように、ＪＰ－４燃料をＨ－ＺＳＭ－５触媒を用いて熱分解することで、高炭素数の成分の割合が減少し、低炭素数の成分の割合が増加した。
　図６Ａは、ドデセンのＧＣ－ＭＳ測定結果を示すグラフである。横軸は保持時間を示し、縦軸はピーク面積を示す。
　図６Ｂは、ドデセンをＨ－ＺＳＭ－５触媒を用いて熱分解したときの分解生成物のＧＣ－ＭＳ測定結果を示すグラフである。横軸は保持時間を示し、縦軸はピーク面積を示す。エチレン、１－プロペン、ブテン、ベンゼン、トルエン、エチルベンゼン、ｐ－キシレン、ｏ－キシレン、スチレン、１，３，５－トリメチルベンゼン、ナフタレン、１－メチルナフタレンのピークが検出された。
　図６Ａと図６Ｂの比較から明らかなように、ドデセンをＨ－ＺＳＭ－５触媒を用いて熱分解することで、高炭素数の成分の割合が減少し、低炭素数の成分の割合が増加した。
　図７Ａは、ＪｅｔＡ－１燃料のＧＣ－ＭＳ測定結果を示すグラフである。横軸は保持時間を示し、縦軸はピーク面積を示す。オクタン、ノナン、デカン、ウンデカン、ドデカン、トリデカン、テトラデカンのピークが検出された。
　図７Ｂは、ＪｅｔＡ－１燃料をＨ－ＺＳＭ－５触媒を用いて熱分解したときの分解生成物のＧＣ－ＭＳ測定結果を示すグラフである。横軸は保持時間を示し、縦軸はピーク面積を示す。炭素数が１の成分（Ｃ１）、炭素数が２の成分（Ｃ２）、炭素数が３の成分（Ｃ３）、及び炭素数が６以上の成分（Ｃ６＋）のピークが検出された。
　図７Ａと図７Ｂの比較から明らかなように、ＪｅｔＡ－１燃料をＨ－ＺＳＭ－５触媒を用いて熱分解することで、高炭素数の成分の割合が減少し、低炭素数の成分の割合が増加した。
　図５Ｂ、６Ｂ、及び７Ｂの比較から明らかなように、ＪＰ－４燃料、ドデセン、及びＪｅｔＡ－１燃料をＨ－ＺＳＭ－５触媒を用いて熱分解したときの分解生成物は、組成が同一であった。一方、図５Ａ、６Ａ、及び７Ａの比較から明らかなように、ＪＰ－４燃料、ドデセン、及びＪｅｔＡ－１燃料の組成は互いに異なっていた。
　（燃料分解試験２）
　燃料分解試験を行って、プラチナ触媒をドープしたＨ－ＺＳＭ－５触媒を用いて炭化水素系燃料を熱分解したときの熱分解生成物の大部分が、燃焼が容易なメタンであることを示した。以下、燃料分解試験を説明する。
　燃料分解試験の試験方法を説明する。図４に示す燃料分解試験装置を用いた。試験方法は、Ｈ－ＺＳＭ－５触媒層１０４にプラチナ触媒がドープされていることを除いて上述の試験方法と同じである。燃料としてドデセンを用いた。
　次に、燃料分解試験の試験結果を説明する。
　図８は、プラチナ触媒をドープしたＨ－ＺＳＭ－５触媒を用いてドデセンを熱分解したときの分解生成物のＧＣ－ＭＳ測定結果を示すグラフである。横軸は保持時間を示し、縦軸はピーク面積を示す。メタンの大きいピークと、ベンゼンの小さいピークとが検出された。プラチナ触媒をドープしたＨ－ＺＳＭ－５触媒を用いた熱分解により、ドデセンの大部分がメタンに分解された。
　図６Ａ及び図６Ｂに示されるように、Ｈ－ＺＳＭ－５触媒によるドデセンの熱分解によりベンゼンやトルエン等の芳香族化合物が多く生成した。これらの芳香族化合物は、直鎖の炭化水素に比べて安定で気化しにくく、粘性の高い固形成分として触媒上に堆積しやすい。触媒上に固形成分が堆積すると燃料と触媒との接触が阻害されるので、芳香族化合物はコーキングの原因となる場合がある。
　図６Ｂ及び図８に示されるように、Ｈ－ＺＳＭ－５触媒にドープしたプラチナ触媒によって、芳香族化合物が分解された。
　図５Ｂ、６Ｂ、及び７Ｂに示されるように、ＪＰ－４燃料、ドデセン、及びＪｅｔＡ－１燃料をＨ－ＺＳＭ－５触媒を用いて熱分解したときの分解生成物の組成が同一であるため、ＪＰ－４燃料及びＪｅｔＡ－１燃料も、プラチナ触媒をドープしたＨ－ＺＳＭ－５触媒を用いた熱分解により、その大部分がメタンに分解されると考えられる。
　上述の試験結果より、炭化水素系燃料７３として、ケロシン型燃料（例えば、ＪｅｔＡ－１燃料）、ドデセン、又は、ワイドカット型又はナフサ型の燃料（例えばＪＰ－４燃料）のいずれかを用いることができる。尚、ドデセンが利用可能なため、同系統のＪＰ－７燃料を炭化水素系燃料７３として用いてもよい。また、これらの混合燃料を炭化水素系燃料７３として用いてもよい。
　また、プラチナ触媒、ロジウム触媒、及びパラジウム触媒がともに白金族触媒であるため、プラチナ触媒のかわりにロジウム触媒やパラジウム触媒を用いても同様の効果が得られると考えられる。
　尚、燃料改質部６０が白金族ドープゼオライト系触媒８４を備えるため、燃料改質部６０が白金族触媒とゼオライト系触媒を別々に備える場合に比べて燃料改質部６０が小型化される。
　（第２の実施形態）
　次に、第２の実施形態に係る燃料供給システム１５を説明する。本実施形態に係る燃料供給システム１５は、燃料改質部６０が白金族触媒とゼオライト系触媒を別々に備える点を除いて第１の実施形態に係る燃料供給システム１５と同様である。
　図９を参照して、本実施形態に係る燃料改質部６０は、上流側部分６１と、下流側部分６２とを備える。炭化水素系燃料７３は、熱分解しながら上流側部分６１から下流側部分６２へ流れる。
　図１０を参照して、上流側部分６１は、ゼオライト系触媒８５を備える。ゼオライト系触媒８５は、燃料配管８０の内壁８１及び燃料配管８０内に配置された粒状の担体８２の表面に担持されている。上流側部分６１の燃料配管８０を通過するときに炭化水素系燃料７３が燃焼室４０からの熱で熱分解されて中間分解生成物が生成される。この熱分解はゼオライト系触媒８５により促進される。ゼオライト系触媒８５は、Ｈ－ＺＳＭ－５触媒であることが好ましい。
　図１１を参照して、下流側部分６２は、白金族触媒８６を備える。白金族触媒８６は、燃料配管８０の内壁８１及び燃料配管８０内に配置された粒状の担体８２の表面に担持されている。下流側部分６２の燃料配管８０を通過するときに中間分解生成物が燃焼室４０からの熱で熱分解されて改質燃料７９が生成される。この熱分解は白金族触媒８６により促進される。白金族触媒８６は、プラチナ触媒、パラジウム触媒、又はロジウム触媒を含む。
　以上、実施の形態を参照して本発明による燃料供給システム、スクラムジェットエンジン及びその動作方法を説明したが、本発明による燃料供給システム、スクラムジェットエンジン及びその動作方法は上記実施形態に限定されない。上記実施形態に変更を加えたり上記実施形態どうしを組み合わせたりすることが可能である。例えば、スクラムジェットエンジン１１を航空機に適用するかわりに、飛しょう体やロケットに適用してもよい。
　尚、本出願は、日本出願特願２０１２－０５１３４０に基づき、日本出願番号２０１２－０５１３４０における開示内容は引用により本出願に組み込まれる。

Claims (6)

  1. 　スクラムジェットエンジンの燃焼室からの熱で炭化水素系燃料を熱分解して改質燃料を生成するとともに前記燃焼室を冷却する燃料改質部を具備し、
    　前記改質燃料は前記燃焼室で燃焼し、
    　前記燃料改質部は、ゼオライト系触媒と、白金族触媒とを備える
    　燃料供給システム。
  2. 　請求項１に記載の燃料供給システムであって、
    　前記ゼオライト系触媒に前記白金族触媒がドープされている
    　燃料供給システム。
  3. 　請求項１又は２に記載の燃料供給システムであって、
    　前記ゼオライト系触媒は、Ｈ－ＺＳＭ－５（Ｚｅｏｌｉｔｅ　Ｓｏｃｏｎｙ　Ｍｏｂｉｌ－５）触媒を含む
    　燃料供給システム。
  4. 　請求項１乃至３のいずれかに記載の燃料供給システムであって、
    　前記炭化水素系燃料は、ドデセン、ＪＰ－７燃料、ＪＰ－４燃料、又はＪｅｔＡ－１燃料である
    　燃料供給システム。
  5. 　空気を圧縮して圧縮空気を生成する空気圧縮部と、
    　前記圧縮空気中に改質燃料を噴射するインジェクタと、
    　前記改質燃料が燃焼する燃焼室と、
    　前記燃焼室からの熱で炭化水素系燃料を熱分解して前記改質燃料を生成するとともに前記燃焼室を冷却する燃料改質部とを具備し、
    　前記燃料改質部は、ゼオライト系触媒と、白金族触媒とを備える
    　スクラムジェットエンジン。
  6. 　空気圧縮部と、インジェクタと、燃焼室と、燃料改質部とを備えたスクラムジェットエンジンの動作方法であって、
    　前記空気圧縮部が空気を圧縮して圧縮空気を生成することと、
    　前記インジェクタが前記圧縮空気中に改質燃料を噴射することと、
    　前記燃焼室で前記改質燃料が燃焼することと、
    　前記燃料改質部が前記燃焼室からの熱で炭化水素系燃料を熱分解して前記改質燃料を生成するとともに前記燃焼室を冷却することとを具備し、
    　前記燃料改質部は、ゼオライト系触媒と、白金族触媒とを備える
    　スクラムジェットエンジンの動作方法。
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