CN113404595B 燃气涡轮发动机及其操作方法 （通 用电气公司）

(19)国家知识产权局(12)发明专利(65)同一申请的已公布的文献号(30)优先权数据(73)专利权人通用电气公司地址美国纽约州(74)专利代理机构上海华诚知识产权代理有限公司31300专利代理师徐颖聪US2015275762A1,2015.10.01审查员陈彩云燃气涡轮发动机及其操作方法一种燃气涡轮发动机，包括：呈串行流动关具有入口，出口和涂覆有催化剂的内表面，热交换器位于压缩机的上游；烃燃料源，烃燃料源与热交换器的入口流体连通；氧气源，氧气源与热21.一种燃气涡轮发动机，其特征在于，所述燃气涡轮发动机包括：呈串行流动关系的压缩机，燃烧器和涡轮；热交换器，所述热交换器具有入口，出口和涂覆有催化剂的内表面，所述热交换器位于所述压缩机的上游；烃燃料源，所述烃燃料源与所述热交换器的所述入口流体连通；氧气源，所述氧气源与所述热交换器的所述入口流体连通；和分配系统，所述分配系统用于从所述热交换器接收重整烃燃料；超燃器或增强器，其中，所述超燃器或所述增强器包括超燃器燃料喷嘴，并且其中，所述分配系统被构造成选择性地将液态烃燃料或重整烃燃料输送至所述燃料喷嘴。2.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中，所述分配系统将重整烃燃料输送至所述燃气涡轮发动机。3.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中，所述分配系统将重整烃燃料输送至所述超燃器或所述增强器。4.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中，所述分配系统将液态烃燃料输送至所述燃烧器，并且将重整气态烃燃料输送至所述超燃器。5.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中6.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中，所述系统包括多个热交换器或热交换器分支。7.根据权利要求6所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中，所述多个热交换器串行或并行布置。8.一种操作燃气涡轮发动机的方法，所述燃气涡轮发动机具有呈串行流动关系的压缩在所述压缩机的上游提供热交换器，所述热交换器与烃燃料源和水源流体连通，并且具有涂覆有催化剂的内表面；将烃燃料引入所述热交换器；将氧气源引入所述热交换器；使所述烃燃料与所述催化剂接触；以及裂化所述烃燃料以形成重整烃燃料，并从飞行器部件中移除热量；将所述重整烃燃料输送至所述燃气涡轮发动机的超燃器或增强器，其中，所述超燃器或所述增强器包括超燃器燃料喷嘴，并且其中，分配系统被构造成选择性地将液态烃燃料或重整烃燃料输送至所述燃料喷嘴。11.根据权利要求10所述的方法，其特征在于，其中，所述多个热交换器串行或并行布12.根据权利要求8所述的方法，其特征在于，其中，分配系统将重整燃料输送至燃气涡轮发动机。3技术领域[0001]本发明涉及诸如燃气涡轮发动机的飞行器部件，并且更特别地涉及在操作中(诸如在高速飞行期间)暴露于高水平热量的那些飞行器部件。背景技术[0002]许多飞行器部件(例如包括燃气涡轮发动机的推进系统的内部部件)在操作期间暴露于热源。特别是在高速飞行操作期间，由于飞行器行进通过大气的速度，这些部件以及飞行器本身的外部部件都暴露于来自表皮摩擦的热量。除了进入燃气涡轮发动机的空气温度之外，诸如飞行器表皮，结构(诸如机翼，脊和控制表面)的前缘以及发动机入口的部件也会受到特别影响。[0003]这些热源可能导致这种飞行器部件的表面和内部温度超过其结构和/或操作能力，从而需要昂贵或特殊的材料并改变操作特性。[0004]因此，期望提供用于从飞行器部件移除热量的系统和方法，该系统和方法在操作服务中可靠且持久并且能够在高速飞行期间从这些部件移除热量。[0005]进一步希望收集热量以用于提高飞行器的推进效率。发明内容[0006]在一个方面，一种燃气涡轮发动机，包括：呈串行流动关系的压缩机，燃烧器和涡轮；热交换器，热交换器具有入口，出口和涂覆有催化剂的内表面，热交换器位于压缩机的上游；烃燃料源，烃燃料源与热交换器的入口流体连通；氧气源，氧气源与热交换器的入口流体连通；以及分配系统，分配系统用于从热交换器接收重整烃燃料。[0007]参考以下描述和所附权利要求，将更好地理解本发明的这些和其他特征，方面和优点。结合在本说明书中并构成本说明书的一部分的附图示出了本发明的实施例，并且与说明书一起用于解释本发明的原理。附图说明[0008]在说明书中阐述了针对本领域的普通技术人员的本发明的完整且可行的公开，包[0009]图1是适于实施本文所述的热移除设备和方法的高速飞行器的示例性实施例的立[0010]图2是如本文所述的示例性热交换器的管的横截面示意图。[0011]图3是如本文所述的具有多个管状结构的阵列的热交换器的示例性实施例的横截面示意图。[0012]图4是如本文所述的具有多个管状结构的阵列的热交换器的示例性实施例的平面示意图，并且示出了入口和出口歧管。[0013]图5是燃气涡轮发动机的示例性实施例的横截面示意图，该燃气涡轮发动机适于4用作飞行器推进系统并结合有如本文所述的热交换器。[0014]图6是燃气涡轮发动机的示意图，该燃气涡轮发动机在最后涡轮级的下游利用如本文所述的热交换器来重整烃燃料。[0015]图7是类似于图6的燃气涡轮发动机的示意图，该燃气涡轮发动机在涡轮级之间利用如本文所述的热交换器来重整烃燃料。[0016]图8是示出操作图5的示例性实施例的方法的示意图。[0017]图9是燃气涡轮发动机的示例性实施例的横截面示意图，该燃气涡轮发动机类似于图5的实施例适于用作飞行器推进系统但适于包括超燃器系统。[0018]图10是包括类似于图4的热交换器的多个热交换器的热交换器系统的示例性实施例的示意图，该系统被构造为与图9的燃气涡轮发动机一起操作。[0019]在几个视图中，相应的附图标记表示相应的部分。本文阐述的示例示出了本公开的示例性实施例，并且这些示例不应被解释为以任何方式限制本公开的范围。具体实施方式[0020]现在将详细参考本发明的当前实施例，其一个或多个示例在附图中示出。详细描述使用数字和字母标记来指代附图中的特征。在附图和描述中相同或相似的标记已经用于指代本发明的相同或相似的部分。[0021]提供以下描述以使本领域技术人员能够制作和使用预期用于实现本发明的所描别目的，以帮助读者理解本发明，并且不对本发明产生限制，特别是对其位置，取向或用途且可包括元件集合之间的中间构件以及元件之间的相对移动。这样，连接参考不一定推断出两个元件直接连接并且彼此成固定关系。示例性附图仅出于说明的目的，并且所附附图以及通过一个或多个中间部件或特征的间接联接，固定或附接。外，本文所使用的后缀“(s)”通常旨在包括其修饰的术语的单数和的一个或多个。并且是指存在所引用组分(例如，材料)中的至少一种，以及包括其中可以存在所引用组分的组合的实例。[0026]如本文在整个说明书和权利要求书中所使用的，近似语言被用于修饰可以允许变化而不会导致与其相关的基本功能发生变化的任何定量表示。因此，对应于用于测量值的仪器的精度，或用于构造或制造部件和/或系统的方法或机器的精度。5例如，近似语言可以指的是在10%的范围内。[0027]在这里以及整个说明书和权利要求书中，范围限制被组合和互换，除非上下文或语言另有指示，否则这种范围被识别并且包括其中包含的所有子范围。例如，本文公开的所有范围均包括端点，并且端点彼此独立地组合。特定的性质，特征或功能；和/或通过表达与限定动词相关联的能力，能够或可能性中的一适于指定的容量，功能或用法，同时考虑到在某些情况下，修饰语有时可能不适合，不能够[0029]在整个说明书中对“一些实施例”的引用等等，是指结合本发明描述的特定元件(例如，特征，结构和/或特性)包括在本文所述的至少一个实施例中，并且在其他实施例中可能存在或可能不存在。另外，应当理解，所描述的发明特征可以在各种实施例中以任何合适的方式组合。[0030]参考下面讨论的示例性实施例，更全面地解释本发明的各个方面。应当理解，通常，一个实施例的特征也可以与另一实施例的特征结合使用，并且这些实施例并不意图限制本发明的范围。[0031]图1是适于实施本文所述的热移除设备和方法的高速飞行器10的示例性实施例的立体图。如本文中所使用的，术语“高速飞行器”意图指代被设计成以高于声速(即高于1马赫)操作的飞行器，并且更特别地是指被设计成以高于5马赫(例如，在5马赫至10马赫的范围内)的高超音速飞行体制操作的飞行器。[0032]在图1所示的构造中，示例性高速飞行器10包括机身11,机翼12,竖直稳定器13,机翼12和机身11的前缘14,以及用作飞行器推进系统的燃气涡轮发动机15.外表皮表面16覆盖机身11和机翼12的至少一部分。在高速飞行中，飞行器10通过大气的移动引起飞行器表面(例如飞行器10的外部上的表皮表面16)的加热，并且尤其引起机翼12和机身11的前缘14的区域中的热量堆积。高速操作还导致燃气涡轮发动机15经历高温操作，这是因为大气空气被降低到亚音速，这增加了燃气涡轮发动机内的压力。这些位置中的每一个都可以利用如本文所述的用于从飞行器部件移除热量的系统。在2019年11月12日提交的共同转让的，共同待决的美国专利申请序列号16/681,292中进一步描述了感兴趣的系统，其说明书和附图分别包含为附录1和附录2。[0033]图2是如本文所述的热交换器形式的示例性热移除系统20的管的横截面示意图。热移除系统20包括至少一个具有内表面22和外表面23的管状结构21。如将在下文中描述的，内表面22包括涂层24以及位于内表面22和涂层24的内侧的内部空间25,流体可以通过该内部空间25。[0034]流体(诸如内部空间25中的烃燃料)可接近的管状结构21的内表面包括钙钛矿材料和调节材料的涂层24。粗柴油，来自原油的常压和真空蒸馏的底物或它们的任何组合。6[0036]如本文所用，术语“焦炭”或其任何异称是指但不限于碳质固体或液体，或形成碳[0037]如本文所用，术语“钙钛矿材料”或其任何异称是指但不限于具有并且具有式AB₆O₃-8的任何材料，其中0.9<a≤1.2;0.9<b≤1.2;-0.5<δ<0.5;A包括第一元素和可选的第二元素，第一元素选自钙(Ca),锶(Sr),钡(Ba),锂(Li),钠(Na),钾(K),铷(Rb)及其任意组合，第二元素选自钇(Y),铋(Bi),镧(La),铈(Ce),镨(Pr),钕(Nd),钷(Pm),钐(Sm),铕(Eu),钆(Gd),铽(Tb),(Ru),锑(Sb),钪(Sc),钐(Sm),锡(Sn),钽(Ta),铽(Tb),锝(Tc),钛(Ti),铥(Tm),钒(V),钨(W),钇(Y),镱(Yb),锌(Zn),锆(Zr)及其任意组合。AB₆O₃-8是其简化形式。在一些实施例中，在ABO₃钙钛矿结构中，A阳离子在立方八面体配位中被十二个阴离子包围，B阳离子在八面体配位中被六个阴离子包围，并且氧阴离子被两个B阳离子和四个A阳离子配位。在一些实施例中，ABO₃钙钛一些实施例中，ABO₃钙钛矿结构包括变形衍生物。变形可能是由于规则、刚性的八面体的旋[0039]在一些实施例中，A仅包括第一元素。第一元素可以是选自钙(Ca),锶(Sr),钡(Ba),锂(Li),钠(Na),钾(K)和铷(Rb)的单个元素或元素的组合。[0040]在一些实施例中，A包括第一元素和第二元素的组合。第二元素可以是选自钇(Y),钬(Ho),铒(Er),铥(Tm),镱(Yb)和镥(Lu)的单个元素或元素的组合。(Tm),钒(V),钨(W),钇(Y),镱(Yb),锌(Zn)和锆(Zr)的单个元素或元素的组合。[0042]在一些实施例中，钙钛矿材料包括SrCeO₃,SrZr。3Ce₀70₃,BaMnO₃,BaCeO₃,A是Ba,a=1,B是Mn,b=1,并且6=0。对于BaCeO₃,A是Ba,a=1,B是Ce,b=1,并且6=0。对于7和La的组合，第一元素是La,第二元素是Ba,a=1,B是Ce,Zr和Y,b的组合，b=1,并且δ=0。是Ce,第二元素是Ba,a=1,B是Ce,Zr和Y的组合，b=1,并且δ分别为-0.05和-0.45。对于Bio.1Bao.9Ce₀.₇Zro.2Y₀.10₃和Bio.5Bao.5Ce₀.₇Zro.2Y₀.103.2,A是Bi和Ba的组合，第一元素是Bi,第二元素是Ba,a=1,B是Ce,Zr和Y的组合，b=1,并且δ分别为0和-0.2。同样，对于Pro.1Bao.9Ce₀.₇Zro.2Y₀.10₃和Pro.5Bao.5Ce₀.₇Zro.2Y₀.103.2,A是Pr和Ba的组合，第一元素是Pr,第二元素是Ba,a=1,B是Ce,Zr和Y的组合，b=1,并且δ分别为0和-0.2。[0044]在一些实施例中，钙钛矿材料包括BaZro.3Ceo.70₃。[0045]如本文所用，术语“调节材料”或其任何异称是指降低烃裂化中的一氧化碳产率的任何材料。调节材料可以包括一种材料或多种材料的组合。在一些实施例中，调节材料包括氧化锆，掺杂的氧化锆或它们的任何前体或组合。[0046]在一些实施例中，用于裂化烃的方法在存在蒸汽的情况下在大约700℃至大约900℃的温度范围下操作，蒸汽与烃的重量比在大约3:7至大约7:3的范围内，并且烃包括乙烷，庚烷，液态石油气，石脑油，粗柴油或它们的任何组合。[0048]钙钛矿材料可以与或不与调节材料发生化学反应。因此，内表面可以包括钙钛矿材料和调节材料的组合或反应产物。在一些实施例中，内表面包括钙钛矿材料，调节材料以及钙钛矿材料与调节材料的反应产物的组合。[0049]钙钛矿材料和调节材料可以在使用不同方法(例如空气等离子体喷涂，浆料涂覆，溶胶-凝胶涂覆和溶液涂覆)施加到设备的涂层中。在一些实施例中，钙钛矿材料和调节材料是使用浆料涂覆方法涂覆的。[0050]只要形成连续的，坚固的，一氧化碳减少的和抗焦化的涂层，浆料中的调节材料和钙钛矿材料的量可以变化，这取决于所使用的具体调节材料和钙钛矿材料以及涂层的工作状况。在一些实施例中，钙钛矿材料与调节材料的重量比为大约7:3至大约7:93。在一些实施例中，钙钛矿材料的重量等于或小于调节材料的重量。[0051]浆料可以进一步包含有机粘合剂，无机粘合剂，润湿剂，溶剂或它们的任何组合，以增强浆料的润湿能力，调节浆料的粘度或获得良好的绿色涂覆强度。当将有机粘合剂，无机粘合剂，润湿剂，溶剂或它们的任何组合添加到浆料中时，浆料中的调节材料和钙钛矿材料的总重量百分比可以为大约10%至大约90%,或优选地为大约15%至大约70%,或更优选地为大约30%至大约55%。[0052]在一些实施例中，浆料包含钙钛矿材料，调节材料，氧化铈，氧化钇，甘油和聚乙烯[0053]可以通过不同的技术(例如是海绵擦，涂漆，离心，喷涂，填充和排出以及浸渍中的至少一种)将浆料施加到设备上。在一些实施例中，通过浸渍(即，将待涂覆的零件浸渍在浆8料中)来施加浆料。在一些实施例中，通过填充和排出(即，将浆料填充在待涂覆的制品中，然后通过例如重力将浆料排出)来施加浆料。[0054]裂化方法和系统的附加描述可以在公开的专利文本中找到，所有这些专利文本均通过引用并入：US9,499,747,WO2015105589A1,CA2821249A1,US20170260460,何异称是指但不限于在烧结炉或其他加热器设备中加热材料的方法。在一些实施例中，烧结温度在大约850℃至大约1700℃的范围内。在一些实施例中，烧结是在大约1000℃下。在一些实施例中，烧结在惰性气氛(诸如氩气或氮气)中进行。在一些实施例中，在烧结之前在空气中进行热处理以在管的内表面上形成氧化物层，该氧化物层改善了涂层的粘附性。[0056]在操作中，烃(诸如飞行器燃料)与含氧物质(诸如蒸汽)一起被供给到内部空间25,其可以以液态水(液态水在存在足够热量的情况下蒸发)或含氧燃料(例如乙醇或甲醇)的形式提供。在内部空间25内发生的烃燃料的裂化是吸热反应，其中所有的碳-碳键断裂并且形成氢和亚甲基自由基。这种高度吸热的过程从管状结构21及其周围环境带走热量，并因此冷却管状结构21及其周围环境。因此，烃的裂化将管状结构21转变成热交换器20,并用作热移除系统，该热移除系统可被用于从高速飞行器10的部件30移除热量。涂层减少或防止在内部空间25中形成焦炭，焦炭最终可能阻碍燃料的流动并降低热交换器20的能力。然后，离开热交换器20的重整燃料可用作飞行器推进器的燃料。[0057]图3是以如本文所述的热交换器20形式的热移除系统的示例性实施例的横截面示意图，该热移除系统具有多个管状结构21的阵列，每个管状结构21均具有内部空间25。热交换器20紧邻飞行器部件30定位，期望从飞行器部件30移除热能(热量)。热交换器20可以通过本领域已知的常规或增材制造技术接合到飞行器部件或与飞行器部件一体形成。替代地，热交换器20可以被用作空气-燃料热交换器，并且因此被用来从流过管状结构21的阵列的气流中去除热量。[0058]图4是如本文所述的热交换器20的示例性实施例的平面示意图，该热交换器20具有多个管状结构21的阵列，并且分别示出了入口歧管26和出口歧管28。歧管26和28分别将管状结构21的入口端和出口端流体地联接到公共入口27和出口29.入口27可以依次流体地联接至作为烃燃料和/或蒸汽(水)的来源的管道或导管。在热交换器20的管状结构21内发生裂化之后，出口29可以依次流体地联接至作为重整燃料的目的地或接收方的管道或导[0059]除了共享共同歧管的多个管状结构之外，本文所述的热交换器实际上可以包括单独地歧管的多个热交换器。包括传感器，阀和/或电子控制致动器的控制系统可以控制通过各个管状结构和/或多个热交换器之间和之中的流动。如果有必要或希望使某些管状结构或某些热交换器脱机以移除可能在操作期间积聚的任何焦炭沉积物，则这可以为不同的操作状况提供灵活性，以及可以在热交换器之间循环。[0060]图5是燃气涡轮发动机15的示例性实施例的横截面示意图，该燃气涡轮发动机15适于用作高速飞行器10的飞行器推进系统并结合有本文所述的热交换器20。如图5所示，在管状结构21内包含催化剂涂层24的热交换器20位于燃气涡轮发动机15的入口区段31内。围绕入口区段的外壳用作飞行器部件30,飞行器部件30期望在高速飞行期间从由进气流33生9成并由进气流33传递的热量中去除热量。这降低了空气进入燃气涡轮发动机15的压缩机区段32之前的温度。然后，离开热交换器20的重整燃料可以被供给到燃气涡轮发动机15的燃烧器区段34中。[0061]图6是燃气涡轮发动机15的示意图，该燃气涡轮发动机15在高压涡轮35和低压涡轮36后方的最后涡轮级的下游利用如本文所述的热交换器20来重整烃燃料。离开低压涡轮36的残留空气流中包含的热量提供了使燃料裂化的能量，然后被排放到大气37中。如先前所讨论的，可以将重整燃料供给到燃烧器34中以为燃气涡轮发动机15提供燃料。[0062]图7是类似于图6的燃气涡轮发动机15的示意图，该燃气涡轮发动机15在高压涡轮级35和低压涡轮级36之间利用如本文所述的热交换器20来重整烃燃料。[0063]对于本文描述的示例性实施例中的任何一个，可以串行或并行地采用多个热移除系统，并且可以共享入口和出口，或者可以分别与烃燃料和重整燃料的单独来源和目的地铅锤。[0064]对于并行热移除系统，所有系统可以同时地操作，或者可以停用一些系统，以在飞行器操作的各个阶段期间恢复和去除焦炭沉积物或调整热移除能力水平。[0065]图8是示出操作图5的示例性实施例的方法的示意图。在图8中，热入口空气33进入燃气涡轮发动机15的前部。热交换器20可以是围绕发动机中心线40环形和/或对称地布置的单个元件，或者可以是多个单独的热交换器元件，该热交换器20通过入口27接收液体燃料41。然后，该液体燃料41变为汽化燃料42,然后汽化燃料42与含氧介质(例如来自燃气涡轮发动机压缩机的引气44或来自例如热交换器20内的储罐的水)混合。然后，热交换器20使用来自热入口空气33和含氧介质的可用热量来重整燃料，使得重整燃料43然后通过出口29离开热交换器20.温度低于热入口空气33的调节的空气45然后在图5和图9的实施例中流向燃气涡轮发动机压缩机32,或者在图6的实施例中流向大气，或者在图7的实施例中流向低压涡轮37。取决于热交换器20的安装位置，在图5和9的实施例中的热入口空气33也可以从图7的实施例中的高压涡轮35排出。[0066]图9是燃气涡轮发动机15的示例性实施例的横截面示意图，该燃气涡轮发动机15类似于图5的实施例适于用作飞行器推进系统但适于包括超燃器系统70。在图9的实施例中，超燃器70类似于增强器或后燃器，但是专门设计用于高速和/或超音速行进。[0067]与图4一样，在图9中，热交换器20位于燃气涡轮发动机15的入口区段31中。液态烃燃料41从储罐52通过供应管线58被供给到第一分流器48,第一分流器48用作控制阀，其中液态烃燃料41的一部分可以被供给到位于燃气涡轮发动机15的燃烧器区段34内的燃料喷嘴54。液体燃料41可从第一分流器48流至第二分流器或控制阀50,其中液体燃料41可通过入口27经由供应管线58被引导至热交换器20,或选择性地被分别引导至位于超燃器70中的高压涡轮35和低压涡轮36后方的燃料喷嘴56。控制阀46控制压缩机排放空气或引气44向热交换器20中的重整催化剂的流动。重整(气态)燃料60通过出口29离开热交换器20,并流到位于超燃器70中的超燃器燃料喷嘴56。[0068]超燃器燃料喷嘴56可被构造用于“双燃料”操作，即，根据存在的特定操作状况所期望的，与液态烃燃料或气态重整燃料或两者一起操作。控制阀或分流器可以由控制系统操作，该控制系统选择性地将液体燃料引导至燃气涡轮燃烧器和/或超燃器，并且还控制重整燃料从热交换器到超燃器的流动。可以根据需要调节流向主燃气涡轮发动机燃烧器和超燃器的燃料的比例，并且在高速或高超音速飞行体制下，可以利用分流，例如大约5%分流到主燃气涡轮发动机燃烧器，并且95%分流到超燃器。超燃器中可能会经历例如3-5bar(巴)的低压，这允许超燃器燃料供应系统也在低压下操作，从而最小化泄漏的风险。在燃气涡轮燃烧器中可能经历更高的压力，从而需要在该系统中以更高的压力供给液体燃料。[0069]图10是热交换器系统20的示例性实施例的示意图，该热交换器系统20包括类似于图4的热交换器20的多个热交换器20A,20B,该系统被构造为与图9的燃气涡轮发动机15一起操作。在图10的实施例中，可以经由控制阀71分别向多个热交换器或热交换器分支20A和20B供应液态烃燃料41和含氧压缩机排放空气44,并且类似的控制阀71可以将重整燃料引导至位于涡轮出口处的燃气涡轮发动机燃烧器燃料喷嘴54或超燃器燃料喷嘴56。如前所述，多个(可以是两个或更多个)热交换器可以一起操作，或者可以停用一个或多个热交换器以进行清洁或基于对重整燃料的较低需求。[0070]各种烃燃料可与本文所述的示例性实施例一起使用，包括飞行器喷气燃料，例如Jet-A,JP-4和JP-8,汽油，煤油，火箭推进燃料(例如RPS1和RPS2),柴油燃料(例如D2和D4)[0071]本文引用的所有出版物，专利和专利申请，无论是上文还是下文，均通过引用整体并入本文，其程度与每个单独的出版物，专利或专利申请被具体地和单独地指出通过引用并入的程度相同。应当理解，被认为通过引用并入本文的任何专利，出版物或其他公开材料的全部或部分仅在被并入的材料不与本公开中阐述的现有定义，陈述，或其他公开材料冲突的程度内并入本文。这样，并且在必要的程度上，本文明确阐述的公开取代了通过引用并入本文的任何冲突的材料。被认为通过引用并入本文但与本文阐述的现有定义，陈述或其他公开材料冲突的任何材料或其部分，将仅在所并入的材料与现有公开材料之间不出现冲突的程度下被并入。包括复数指代，除非上下文另有明确规定。[0073]除非另有限定，否则本文中使用的所有技术和科学术语具有与本发明所属领域的普通技术人员通常所理解的相同含义。尽管在本发明的实践中可以使用与本文描述的那些相似或等同的许多方法和材料，但是本文描述了根据一些实施例的材料和方法。[0075]根据需要，本文公开了本发明的详细实施例；然而，应当理解，所公开的实施例仅是本发明的示例，其可以以各种形式实施。因此，本文公开的特定结构和功能细节不应被解释为限制性的，而仅仅是作为权利要求的基础以及作为教导本领域技术人员以实际上任何适当的详细结构来不同地应用本发明的代表基础。[0076]本公开的各个特性，方面和优点也可以以本公开的方面的任何排列来体现，包括但不限于在所列举的方面中限定的以下技术方案：[0077]1.在一个方面，一种燃气涡轮发动机，包括：呈串行流动关系的压缩机，燃烧器和涡轮；热交换器，热交换器具有入口，出口和涂覆有催化剂的内表面，热交换器位于压缩机的上游；烃燃料源，烃燃料源与热交换器的入口流体连通；氧气源，氧气源与热交换器的入11口流体连通；以及分配系统，分配系统用于从热交换器接收重整烃燃料。[0078]2.根据任何在前条项的燃气涡轮发动机，其中，所述分配系统将重整烃燃料输送至所述燃气涡轮发动机。[0079]3.根据任何在前条项的燃气涡轮发动机，其中，所述燃气涡轮发动机包括超燃器或增强器。[0080]4.根据任何在前条项的燃气涡轮发动机，其中，所述分配系统将重整烃燃料输送至所述超燃器或所述增强器。[0081]5.根据任何在前条项的燃气涡轮发动机，其中，所述超燃器或所述增强器包括超燃器燃料喷嘴，并且其中，所述分配系统被构造成选择性地将液态烃燃料或重整烃燃料输送至所述燃料喷嘴。[0082]6.根据任何在前条项的燃气涡轮发动机，其中，所述分配系统将液态烃燃料输送至所述燃烧器，并且将重整气态烃燃料输送至所述超燃器。[0083]7.根据任何在前条项的燃气涡轮发动机，其中，所述烃燃料是飞行器喷气燃料，例及