CN101307720A

CN101307720A - 全能量燃料转化系统的方法和设备

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Publication number: CN101307720A
Application number: CNA2008100921400A
Authority: CN
Inventors: B·P·艾尼斯; A·西里托
Original assignee: EGT Developments LLC
Current assignee: EGT Developments LLC
Priority date: 1996-12-23
Filing date: 1997-12-23
Publication date: 2008-11-19
Also published as: PT1053394E; EP1053394A4; DE69738240D1; US6419856B1; US6734331B2; EP1884638A2; US20030074883A1; ES2294805T3; US5938975A; AU732503B2; CA2275927C; DE69738240T2; ATE376621T1; CN100390113C; EP1053394A1; EP1053394B1; US6350394B1; NZ336443A; CA2275927A1; DK1053394T3

Abstract

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。

Description

全能量燃料转化系统的方法和设备

本分案申请是基于申请号为97181618.2，申请日为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。

本发明涉及守恒地把碳素物质转换成用于动力和其它用途的燃料和石油化学产物。

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系统相连的高资金投入。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1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机被再压缩以便压气机排气的大部分被有效地再循环到一个守恒能量反应器。

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氧化剂供应。

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载和/或峰值负载的示意图。

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图。

本发明优选实施方案的详细描述

产生动力的工艺包括：

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。

适宜的火箭发动机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硫、不饱和烃的氢化、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 circuitdistribution 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送从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：

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；

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；以及控制燃气轮机进口温度的装置。

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；利用附加燃料和所说附加燃料的燃烧产物增大涡轮排气以便把它们压缩；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107一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110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未反应的碳素物质，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)

ΔH＝+28千卡水煤气

方程(2)

ΔH＝-9.8千卡变换

方程(3)ΔH＝+49.3千卡

方程(4)

ΔH＝+39.5千卡

图1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3H₂+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)

ΔH＝+39.5千卡

方程(5)

ΔH＝-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

1.176CO₂+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

1.176CO₂+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+CO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log₁₀K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log₁₀K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log₁₀K达到在负log₁₀K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，则使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、丁烯、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氢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、烃类和惰性气体。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氢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)

ΔH＝+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；

2一部分是合成气产物；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形成下列形式和范围内的热解射流从而如上所述裂化乙烷以制备乙烯：

CO+2H₂O到CO₂+3H₂O

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冲击的灵活性。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：

CO+H₂到CO₂+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1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，并同时保留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1—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进入燃烧室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129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)

其中再循环＝CO₂+2H₂O+7.5N₂，并且设计涡轮进口温度越低，x越高；x(CO₂+2H₂O+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(1)可改写如下：

方程(2)

其中再循环＝CO₂+2H₂O，x(CO₂+2H₂O)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CO₂+2H₂O，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，即使先进燃气轮机的设计压力比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进技术状态的高压(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。这说明211处为零气流，并且在物质流内恒定化学总量方面简化了循环平衡。

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—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，讨论一下简单模式，其中CH₄不进行转化就被点燃：

CH₄+2O₂+4.5[CO₂+2H₂O]→{CO₂+2H₂O+4.5[CO₂+2H₂O]}

在2515F时ΔH＝-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。这表示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 h₁＝23753Btu/磅摩尔产物

1大气压 943F h₂＝10275

h₃＝13478

h₃表示涡轮的理想膨胀功。

200％理论空气说明燃烧产物平均摩尔重量为28.9，而5.5[CO₂+2H₂O]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＝466Btu/磅产物

总产物热能＝440磅×466Btu/磅＝205040Btu

涡轮功的效率＝产物热能/1摩尔CH₄的热焓＝[205040/344160]×100％＝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轮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。

上述操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很宽的操作范围。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[CO₂+2H₂O]并把它分流成各为1.375[CO₂+2H₂O]的两个气流

物质相关

(磅) CH₄(摩尔)

2 总排出物5.5[CO₂+2H₂O] 440 1.0

3 1/2的排出物2.75[CO₂+2H₂O] 220 0.5

4 1/4的排出物1.375[CO₂+2H₂O] 110 0.25

5 通过压气机134等熵压缩工质(3) 220 0.5

6 工质(5)被平均分流

在2515F涡轮进口温度下输送1.375 110 0.25

7另一半1.375被输送到燃烧室108以便

与燃料产物(5)一起用于涡轮进口温度控制，即：

1.375[CO₂+2H₂O] 110

燃料产物 0.500[CO₂+2H₂O] 80

8 总计 1.875[CO₂+2H₂O] 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＝0.43 190 0.43

10然而0.43[CO₂+2H₂O]被另外原位

再压缩作为34.5磅 34.5 0.08

11用于所说再压缩的物质和燃料总计

(5) 220 0.50

(9) 190 0.43

(10) 34.5 0.08

444.5 1.01

1.01×440＝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1摩尔甲烷的并行实施例给出：

这表示穿过涡轮的物质流为580磅。再次使用输出功，h₃＝13478Btu/磅摩尔/28.9＝466Btu/磅。

总热流580磅×466.4＝270512Btu

对于每摩尔甲烷，涡轮功＝(270517/344160)×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21.4％/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[CO₂+2H₂O]函数的热容量(heat capacity)比[CO₂+2H₂O+7.5N₂]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缩热到100％一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1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，但它通过在近似绝热可控体积内把碳素物质转化为燃料而直接或间接地把所有的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)一部分涡轮排气，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下操作热气净化，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1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，优化了涡轮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：

A首先考虑通过热化学转化进行甲烷的部分氧化以便与再循环涡轮排气进行直接交换。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)

方程(2)

然而，与煤/碳的反应性可应用到下述过程

方程(3)

方程(4)

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—铁反应达到氢气的制备。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：

A Fe₃O₄还原成FeO以产生氢气

B Fe₃O₄还原成Fe(海绵铁)以产生氢气

C Fe碳化成Fe₃C(碳化铁)

A Fe ₃ O ₄ 还原成FeO以产生氢气

用于和产生还原气体的热源：

方程(1)

方程(2)

净ΔH＝-32千卡

还原

方程(3)

[0.5CO₂+2CO+H₂+3.76N₂]+3 Fe₃O₄(s)→2.5CO₂+H₂O(g)+9FeO(s)+3.76N₂

氧化

方程(4)9FeO(s)+1.5H₂O(l)+1.5H₂O(g)→3Fe₃O₄(s)+3H₂

ΔG＝-93千卡

源于相当尺寸的Fe₃O₄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 ₃ O ₄ 还原成Fe(海绵铁)以制备氢气

热源：

方程(1)

重整：

方程(2)

(1)和(2)的净ΔH＝-56.5千卡

还原：

方程(3)

氧化：

方程(4)

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ΔG＝-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氢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。

C Fe碳化成Fe ₃ C(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)所述：

方程(1)

下列方程驱动碳化反应：

方程(2)

方程(3)

方程(4)

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(coordinatedprocess)。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摩尔的氢气直接传输到燃烧室501

线路3传输2摩尔的氢气以还原0.5Fe₃O₄

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Fe₃O₄。在火箭发动机503内产生的压力也把线路3内从反应器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：

方程(5)

方程(6)

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从反应器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Fe₃O₄。

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Fe₃O₄颗粒发生反应，在二氧化碳和氢气的下游计量输入这些Fe₃O₄颗粒：

方程(7)

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内继续流动进入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铁反应器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Fe₃O₄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Fe₃O₄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—综述

参阅图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]}×100＝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％也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—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CH₄反应的主要水蒸汽反应剂2H₂O：

方程(1)

ΔH＝+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)CO₂+4H₂+2O₂------→CO₂+4H₂O ΔH＝-221.2千卡

其中燃烧产物CO₂+4H₂O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级反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)

ΔH＝+79千卡

点燃效果表示为：

方程(4)3CO₂+8H₂+4O₂→3CO₂+H₂ ΔH＝-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氢气再循环。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H₂O反应剂。燃料611可以是任何燃料但两级操作优选地使用纯净燃料例如甲烷或天然气。对于两级操作的第一级，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1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，在很宽工质范围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的氢气，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％相比，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]}×100＝36.9％对于68MW

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。为简便起见，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毫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使反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 Furnaces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竞争性努力。

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“通过毫秒热解来制备烯烃”(Chemtech Magazine November，1975)的文章中所述的M.W.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)^0.5，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＝Cp/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”冲击或压缩冲击的最后冲击区内，该冲击区符合Ascher H.Shapiro在其标题为“Normal Shocksin Ducts”的文章“压缩流体工质的动力学和热力学”pp.135～1371153～1156(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促进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，特别是在进入一个冲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。如果对于一个分散良好的煤颗粒有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毫秒的范围内。

在他递交给美国能源部的报告(DE-AC 21-85MC22058，March，1987)中，他的研究小组达到了在约50毫秒内高达70％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述为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Mach1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)。

Mach2.8×2100fps＝5880或6000fps

Claims

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。

2.一种工艺，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。