用于从飞行器部件移除热量的系统和方法

技术领域

本发明涉及飞行器部件，并且更特别地，涉及那些在操作中诸如在高速飞行期间暴露于热的飞行器部件。

背景技术

许多飞行器部件在操作期间暴露于热源，诸如包括燃气涡轮发动机在内的推进系统的内部部件。特别是在高速飞行操作期间，这些部件以及飞行器本身的外部部件由于飞行器行进通过大气的速度而暴露于来自蒙皮摩擦的热量。除了进入燃气涡轮发动机的空气的温度之外，诸如飞行器蒙皮、结构(诸如机翼、脊部和操纵面(control surfaces))的前缘以及发动机入口的部件可能特别受影响。

这些热源可导致这样的飞行器部件的表面和内部温度超过其结构和/或操作能力，从而需要昂贵或特异的材料以及操作特性方面的变化。

因此，将期望的是，提供一种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耐用，并且能够在高速飞行期间从这些部件移除热量。

还将期望的是，捕获热量以用于在提高飞行器的推进效率方面使用。

发明内容

在一个方面，一种用于从飞行器部件移除热量的系统包括：飞行器部件；热交换器，其靠近飞行器部件并且具有入口、出口和涂覆有催化剂的内表面；烃燃料源，其与热交换器的入口流体连通；氧源，其与热交换器的入口流体连通；和分配系统，其用于从热交换器接收重整的烃燃料。

在另一方面，一种从飞行器部件移除热量的方法包括以下步骤：提供靠近飞行器部件的热交换器，该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；将烃燃料引入到热交换器中；将氧引入到热交换器中；使烃燃料与催化剂接触；以及裂化烃燃料以形成重整的烃燃料并从飞行器部件移除热量。

在又一方面，一种燃气涡轮发动机包括：呈串联流动关系的压缩机、燃烧器和涡轮；热交换器，该热交换器具有入口、出口和涂覆有催化剂的内表面；烃燃料源，其与热交换器的入口流体连通；氧源，其与热交换器的入口流体连通；和分配系统，其用于从热交换器接收重整的烃燃料。

技术方案1. 一种用于从飞行器部件移除热量的系统，所述系统包括：

飞行器部件；

热交换器，其靠近所述飞行器部件，所述热交换器具有入口、出口和涂覆有催化剂的内表面；

烃燃料源，其与所述热交换器的所述入口流体连通；

氧源，其与所述热交换器的所述入口流体连通；和

分配系统，其用于从所述热交换器接收重整的烃燃料。

技术方案2. 根据任意前述技术方案所述的系统，其特征在于，所述飞行器部件是蒙皮表面、前缘、燃气涡轮发动机入口或废热回收热交换器。

技术方案3. 根据任意前述技术方案所述的系统，其特征在于，所述烃燃料是诸如Jet-A、JP-4和JP-8的飞行器喷气燃料、汽油、煤油、诸如RPS1和RPS2的火箭推进燃料、诸如D2和D4的柴油燃料、以及它们的共混物、混合物和组合。

技术方案4. 根据任意前述技术方案所述的系统，其特征在于，所述氧源是诸如蒸汽、液态水的含氧物质或诸如乙醇或甲醇的氧化燃料。

技术方案5. 根据任意前述技术方案所述的系统，其特征在于，所述系统包括多个热交换器。

技术方案6. 根据任意前述技术方案所述的系统，其特征在于，所述多个热交换器串联或并联布置。

技术方案7. 根据任意前述技术方案所述的系统，其特征在于，所述分配系统将重整的燃料递送至燃气涡轮发动机。

技术方案8. 根据任意前述技术方案所述的系统，其特征在于，所述热交换器包括多个管状结构。

技术方案9. 根据任意前述技术方案所述的系统，其特征在于，所述热交换器与所述飞行器部件一体地形成。

技术方案10. 一种从飞行器部件移除热量的方法，所述方法包括以下步骤：

提供靠近飞行器部件的热交换器，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；

将烃燃料引入到所述热交换器中；

将氧引入到所述热交换器中；

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的烃燃料并从所述飞行器部件移除热量。

技术方案11. 根据任意前述技术方案所述的方法，其特征在于，所述飞行器部件是蒙皮表面、前缘、燃气涡轮发动机入口或废热回收热交换器。

技术方案12. 根据任意前述技术方案所述的方法，其特征在于，所述烃燃料是诸如Jet-A、JP-4和JP-8的飞行器喷气燃料、汽油、煤油、诸如RPS1和RPS2的火箭推进燃料、诸如D2和D4的柴油燃料、以及它们的共混物、混合物和组合。

技术方案13. 根据任意前述技术方案所述的方法，其特征在于，所述氧源是诸如蒸汽、液态水的含氧物质或诸如乙醇或甲醇的氧化燃料。

技术方案14. 根据任意前述技术方案所述的方法，其特征在于，所述方法包括多个热交换器。

技术方案15. 根据任意前述技术方案所述的方法，其特征在于，所述多个热交换器串联或并联布置。

技术方案16. 根据任意前述技术方案所述的方法，其特征在于，分配系统将重整的燃料递送至燃气涡轮发动机。

技术方案17. 根据任意前述技术方案所述的方法，其特征在于，所述热交换器包括多个管状结构。

技术方案18. 根据任意前述技术方案所述的方法，其特征在于，所述热交换器与所述飞行器部件一体地形成。

技术方案19. 一种燃气涡轮发动机，所述燃气涡轮发动机包括：

呈串联流动关系的压缩机、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；

烃燃料源，其与所述热交换器的所述入口流体连通；

氧源，其与所述热交换器的所述入口流体连通；和

分配系统，其用于从所述热交换器接收重整的烃燃料。

技术方案20. 根据任意前述技术方案所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述热交换器是废热回收热交换器。

技术方案21. 根据任意前述技术方案所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述烃燃料是诸如Jet-A、JP-4和JP-8的飞行器喷气燃料、汽油、煤油、诸如RPS1和RPS2的火箭推进燃料、诸如D2和D4的柴油燃料、以及它们的共混物、混合物和组合。

技术方案22. 根据任意前述技术方案所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述氧源是诸如蒸汽、液态水的含氧物质或诸如乙醇或甲醇的氧化燃料。

技术方案23. 根据任意前述技术方案所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述系统包括多个热交换器。

技术方案24. 根据任意前述技术方案所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述多个热交换器串联或并联布置。

技术方案25. 根据任意前述技术方案所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述分配系统将重整的燃料递送至所述燃气涡轮发动机。

技术方案26. 根据任意前述技术方案所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述热交换器包括多个管状结构。

参考以下描述和所附权利要求书，本发明的这些和其它特征、方面和优点将变得更好理解。并入并构成本说明书的一部分的附图示出本发明的实施例，并与描述一起用于解释本发明的原理。

附图说明

在参考附图的说明书中阐述了针对本领域普通技术人员的本发明的完整且能够实现的公开内容，包括其最佳模式，在附图中：

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透视图。

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。

图3是如本文所述的热交换器的示例性实施例的横截面示意图，该热交换器具有多个管状结构的阵列。

图4是如本文所述的热交换器的示例性实施例的平面图示意图，该热交换器具有多个管状结构的阵列，并描绘了入口和出口歧管。

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用作飞行器推进系统并结合如本文所述的热交换器。

图6是燃气涡轮发动机的示意图，该燃气涡轮发动机利用在最末涡轮级下游的如本文所述的热交换器来重整烃燃料。

图7是类似于图6的燃气涡轮发动机的示意图，其在涡轮级之间利用如本文所述的热交换器来重整烃燃料。

贯穿若干视图，对应的参考字符指示对应的部分。本文所阐述的范例示出本公开的示例性实施例，并且这些范例将不被解释为以任何方式限制本公开的范围。

具体实施方式

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被示出。详细描述使用数字和字母标记来指代附图中的特征。附图和描述中相同或相似的标记用于指代本发明的相同或相似的部分。

提供以下描述以使本领域技术人员能够制造和使用设想用于执行本发明的所述的实施例。然而，对于本领域技术人员来说，各种修改、等同物、变型和备选方案将仍然是显而易见的。任何和所有这样的修改、变型、等同物和备选方案都旨在落入本发明的精神和范围内。

所有方向参考(例如，径向、轴向、近侧、远侧、上部、下部、向上、向下、左、右、横向、前、后、顶部、底部、上方、下方、竖直、水平、顺时针、逆时针、上游、下游、向前、向后等)仅用于识别目的，以帮助读者理解本发明，并且不产生限制，特别是关于位置、取向或本发明的用途的限制。连接参考(例如，附接、联接、连接和接合)将被广义地解释，并且可包括一系列元件之间的中间构件和元件之间的相对运动，除非另有指示。照此，连接参考不一定推断两个元件是直接连接的并且彼此之间是固定关系。示例性附图仅用于说明的目的，并且本文所附附图中反映的尺寸、位置、顺序和相对大小可变化。

术语“联接”、“固定”、“附接到”等是指直接联接、固定或附接以及通过一个或多个中间部件或特征的间接联接、固定或附接两者，除非本文另有指定。

单数形式“一”、“一种”和“该”包括复数指代，除非上下文另有明确规定。此外，本文使用的后缀“(一个或多个)”通常旨在包括它所修饰的术语的单数和复数两者，从而包括该术语的一个或多个。

如本文所使用的，术语“或”并不意味着是排他的，而是指存在的至少一种引用的成分(例如，材料)，并且包括其中引用的成分的组合可能存在的情况，除非上下文清楚地另有规定。

如贯穿说明书和权利要求书中所使用的，近似语言用于修饰任何定量表示，该定量表示在不导致与其相关的基本功能改变的情况下可容许变化。因此，由诸如“约”、“近似”和“基本上”的一个或多个术语修饰的值将不限于指定的精确值。在至少一些情况下，近似语言可对应于用于测量值的仪器的精度，或者用于构造或制造部件和/或系统的方法或机器的精度。例如，近似语言可指在10%的裕度内。

这里以及贯穿说明书和权利要求书，范围限制被组合和互换，这样的范围被标识并包括其中包含的所有子范围，除非上下文或语言另有指示。例如，本文公开的所有范围都包括端点，并且端点能够彼此独立地组合。

如本文所使用的，术语“可”和“可为”指示在一组情况下发生的可能性；拥有指定的属性、特征或功能；和/或通过表达与限定的动词相关联的一种或多种能力、性能或可能性来限定另一动词。因此，“可”和“可为”的使用指示修饰的术语显然适合于、能够达到或适于所指示的容量、功能或用法，同时考虑到在一些情况下修饰的术语有时可能不适合、不能够达到或不合适。例如，在一些情况下，可预期事件或能力(capacity)，而在其它情况下，事件或能力不能发生。这种区别被术语“可”和“可为”捕获(captured)。

贯穿说明书对“一些实施例”等的引用意味着结合本发明所述的特定要素(例如，特征、结构和/或特性)包含在本文所述的至少一个实施例中，并且可存在于或不存在于其它实施例中。此外，要理解的是，所述的发明特征在各种实施例中可以任何合适的方式结合。

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，大体上，一个实施例的特征也可与另一个实施例的特征结合使用，并且这些实施例不旨在限制本发明的范围。

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的示例性实施例的透视图。如本文所使用的，术语“高速飞行器”旨在指设计成在高于音速(即，1马赫以上)下操作的飞行器，并且更特别地指设计成在5马赫以上(诸如在5马赫至10马赫的范围内)的高超音速飞行状态下操作的飞行器。

在图1所示的配置中，示例性高速飞行器10包括机身11、机翼12、垂直稳定翼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。外蒙皮表面16覆盖机身11和机翼12的至少部分。在高速飞行中，飞行器10穿过大气的运动导致诸如飞行器10外部上的蒙皮表面16的飞行器表面的发热，并且特别地导致机翼12和机身11的前缘14的区域中的热量积聚。高速操作还导致燃气涡轮发动机15经历高温操作，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。这些位置中的每个都可利用如本文所述的用于从飞行器部件移除热量的系统。

图2是如本文所述的呈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包括具有内表面22和外表面23的至少一个管状结构21。内表面22包括如下文将描述的涂层24，以及位于内表面22和涂层24内侧的内部空间25，流体可穿过该内部空间25。

管状结构21的内表面包括钙钛矿材料和调谐材料的涂层24，该管状结构21的内表面可被内部空间25中的诸如烃燃料的流体触及。

如本文所使用的，术语“烃裂化”、“裂化烃”或其任何变型是指但不限于烃在设备中裂化以获得具有较小分子的材料的过程。烃可包括乙烷、庚烷、液态石油气体、石脑油、瓦斯油、来自原油的常压蒸馏和真空蒸馏的底部产物、或它们的任何组合。

如本文所使用的，术语“焦炭”或其任何变型指但不限于含碳固体或液体、或形成含碳固体或液体的颗粒或大分子，其得自煤、石油、木材、烃和其它含碳材料。

如本文所使用的，术语“钙钛矿材料”或其任何变型是指但不限于具有ABO

在一些实施例中，钙钛矿材料可具有分子式n(A

在一些实施例中，A仅包括第一元素。第一元素可为选自钙(Ca)、锶(Sr)、钡(Ba)、锂(Li)、钠(Na)、钾(K)和铷(Rb)的单一元素或元素的组合。

在一些实施例中，A包括第一元素和第二元素的组合。第二元素可为选自钇(Y)、铋(Bi)、镧(La)、铈(Ce)、镨(Pr)、钕(Nd)、钷(Pm)、钐(Sm)、铕(Eu)、钆(Gd)、铽(Tb)、镝(Dy)、钬(Ho)、铒(Er)、铥(Tm)、镱(Yb)和镥(Lu)的单一元素或元素组合。

同样，B可为选自银(Ag)、金(Au)、镉(Cd)、铈(Ce)、钴(Co)、铬(Cr)、铜(Cu)、镝(Dy)、铒(Er)、铕(Eu)、铁(Fe)、镓(Ga)、钆(Gd)、铪(Hf)、钬(Ho)、铟(In)、铱(Ir)、镧(La)、镥(Lu)、锰(Mn)、钼(Mo)、铌(Nb)、钕(Nd)、镍(Ni)、锇(Os)、钯(Pd)、钷(Pm)、镨(Pr)、铂(Pt)、铼(Re)、铑(Rh)、钌(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)和锆(Zr)的单一元素或元素组合。

在一些实施例中，钙钛矿材料包括SrCeO

在一些实施例中，钙钛矿材料包括La

在一些实施例中，钙钛矿材料包括BaZr

如本文所使用的，术语“调谐材料”或其任何变型是指降低烃裂化中一氧化碳的产率的任何材料。调谐材料可包括一种材料或多种材料的组合。在一些实施例中，调谐材料包括氧化锆、掺杂的氧化锆或其任何前体或组合。

在一些实施例中，用于裂化烃的方法在蒸汽的存在下在处于从约700℃至约900℃的范围内的温度下操作，蒸汽与烃的重量比在从约3:7至约7:3的范围内，并且烃包括乙烷、庚烷、液化石油气、石脑油、瓦斯油或它们的任何组合。

在一些实施例中，用于裂化烃的方法在蒸汽的存在下在处于从约480℃至约600℃的范围内的温度下操作，烃包含来自原油的常压蒸馏和真空蒸馏的底部产物，并且蒸汽的重量百分比在从约1重量%至约2重量%的范围内。

钙钛矿材料可与或可不与调谐材料发生化学反应。因此，内表面可包括钙钛矿材料和调谐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、调谐材料以及钙钛矿材料与调谐材料的反应产物的组合。

钙钛矿材料和调谐材料可在使用不同方法(例如，空气等离子喷涂、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，钙钛矿材料和调谐材料使用浆料涂覆方法涂覆。

根据所使用的具体调谐材料和钙钛矿材料以及涂覆的工作条件，浆料中调谐材料和钙钛矿材料的量可变化，只要形成连续的、结实的、减少一氧化碳和防结焦的涂层。在一些实施例中，钙钛矿材料与调谐材料的重量比为从约7:3至约7:93。在一些实施例中，钙钛矿材料的重量等于或小于调谐材料的重量。

浆料还可包括有机粘合剂、无机粘合剂、润湿剂、溶剂或它们的任何组合，以增强浆料润湿能力、调节浆料粘度或获得良好的绿色涂层强度。当在浆料中加入有机粘合剂、无机粘合剂、润湿剂、溶剂或它们的任何组合时，浆料中调谐材料和钙钛矿材料的总重量百分比可为从约10%至约90%、或优选地从约15%至约70%、或更优选地从约30%至约55%。

在一些实施例中，浆料包括钙钛矿材料、调谐材料、氧化铈、氧化钇、甘油和聚乙烯醇(PVA)。

浆料可通过不同的技术施加到设备，诸如擦涂、喷漆、离心、喷涂、填充和排放以及浸渍中的至少一种。在一些实施例中，浆料通过浸渍来施加，即，将待涂覆的零件浸入浆料中。在一些实施例中，浆料通过填充和排放来施加，即，将浆料填充到待涂覆的物品中，然后通过例如重力将浆料排出。

裂化方法和系统的另外的描述可在公开的专利文献中找到，所有这些文献都通过引用并入本文：US9,499,747、WO2015105589A1、CA2821249A1、US20170260460、CA2932461A1、WO2015088671A1和US20170022428。

在将浆料施加到设备之后，可接着进行烧结过程。如本文所使用的，术语“烧结”或其任何变型是指但不限于在烧结炉或其它加热器设施中加热材料的方法。在一些实施例中，烧结温度在从约850℃至约1700℃的范围内。在一些实施例中，烧结温度在约1000℃。在一些实施例中，烧结在诸如氩气或氮气的惰性气氛中被执行。在一些实施例中，烧结之前在空气中进行热处理，以在管的内表面上形成提高涂层粘附力的氧化物层。

在操作中，诸如飞行器燃料的烃与诸如蒸汽的含氧物质一起被供给到内部空间25中，该含氧物质可以液态水或诸如乙醇或甲醇的氧化燃料的形式被提供，所述液态水在足够热量的存在下会蒸发。在内部空间25内发生的烃燃料的裂化是吸热反应，在该反应中，所有的碳-碳键被破坏，并形成氢基和亚甲基。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，并起到热移除系统的作用，该热移除系统可用于从高速飞行器10的部件30移除热量。涂层减少或防止内部空间25中焦炭的形成，焦炭最终可阻碍燃料的流动并降低热交换器20的能力。离开热交换器20的重整燃料然后可用作用于飞行器推进的燃料。

图3是如本文所述的呈热交换器20形式的热移除系统的示例性实施例的横截面示意图，其具有多个管状结构21的阵列，每个管状结构具有内部空间25。热交换器20定位成非常靠近飞行器部件30，期望从飞行器部件30移除热能(热量)。热交换器20可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，或者与飞行器部件整体形成。备选地，热交换器20可用作空气-燃料热交换器，并因此用于从流过管状结构21的阵列的空气流中移除热量。

图4是本文所述的热交换器20的示例性实施例的平面图示意图，该热交换器具有多个管状结构21的阵列，并分别描绘了入口歧管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联接到公共入口27和出口29。入口27又可流体联接到管道或导管，该管道或导管是烃燃料和/或蒸汽(水)的来源。出口29又可流体联接到管道或导管，该管道或导管是在热交换器20的管状结构21内发生裂化之后重整燃料的目的地或接收地。

除了共享公共歧管的多个管状结构之外，如本文所述的热交换器实际上可包括具有分别接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控制通过各个管状结构和/或在多个热交换器之间的流动。如果有必要或期望使一些管状结构或一些热交换器离线以移除在操作期间可能积聚的任何焦炭沉积物，则这可为不同的操作条件以及对在热交换器之间循环提供灵活性。

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，并结合如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。围绕入口区段的壳体用作飞行器部件30，期望在高速飞行期间从该部件移除由进入的空气流33产生并输送的热量。这降低了空气在进入燃气涡轮发动机15的压缩机区段32之前的温度。离开热交换器20的重整燃料然后可被供给到燃气涡轮发动机15的燃烧器区段34中。

图6是燃气涡轮发动机15的示意图，该燃气涡轮发动机15利用在高压涡轮35和低压涡轮36之后的最末涡轮级下游的如本文所述的热交换器20来重整烃燃料。离开低压涡轮36的剩余空气流中包含的热量提供能量来裂化燃料，并且然后被排放到大气37。如先前所讨论的，重整燃料可被供给到燃烧器34中，以给燃气涡轮发动机15提供燃料。

图7是类似于图6的燃气涡轮发动机15的示意图，其在高压涡轮级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。

对于本文所述的任何示例性实施例，多个热移除系统可串联或并联使用，并且可共享入口和出口，或者可与烃燃料和重整燃料的单独来源和目的地分别进行管道连接(plumbed)。

对于并联的热移除系统，所有系统可同时操作，或者一些系统可停用以再生和移除焦炭沉积物，或者在飞行器操作的各个阶段期间调节热移除能力的水平。

各种烃燃料可与如本文所述的示例性实施例一起使用，其包括诸如Jet-A、JP-4和JP-8的飞行器喷气燃料、汽油、煤油、诸如RPS1和RPS2的火箭推进燃料、诸如D2和D4的柴油燃料、以及它们的共混物、混合物和组合。

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，都通过引用以其整体并入本文，在某种程度上如同每个单独的出版物、专利或专利申请被具体地和单独地指示为通过引用并入本文。应当意识到，被认为整体或部分地通过引用并入本文的任何专利、出版物或其它公开材料，仅在所并入的材料不与本公开中阐述的现有定义、陈述或其它公开材料冲突的程度上并入本文。照此，并且在必要的程度上，如本文明确阐述的公开内容取代通过引用并入本文的任何冲突材料。被认为通过引用并入本文但与本文阐述的现有定义、陈述或其它公开材料冲突的任何材料或其部分，将仅在该并入的材料与现有公开材料之间不产生冲突的程度上被并入。

必须注意的是，如在本说明书和所附权利要求书中所使用的，单数形式“一”、“一种”和“该”包括复数指代物，除非内容另有明确规定。

除非另有定义，本文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理解的含义相同的含义。尽管在本发明的实践中可使用许多类似于或等同于本文所述方法和材料的方法和材料，但是本文描述了根据一些实施例的材料和方法。

应当注意的是，当在本公开中使用时，术语“包括”、“包含”和来自词根术语“包含”的其它派生词旨在是开放式术语，其指定任何陈述的特征、要素、整数、步骤或部件的存在，并且不旨在排除一个或多个其它特征、要素、整数、步骤、部件或其组合的存在或添加。

根据需要，本文公开了本发明的详细实施例；然而，要理解的是，所公开的实施例仅仅是本发明的示例，本发明可以各种形式体现。因此，本文公开的具体结构和功能细节将不被解释为限制性的，而仅仅是作为权利要求书的基础，以及作为教导本领域技术人员在实际上任何适合的详细结构中不同地使用本发明的代表性基础。

本公开的各种特征、方面和优点也可体现在本公开的方面的任何排列中，包括但不限于如在列举的方面中定义的以下技术解决方案：

1. 在一个方面，一种用于从飞行器部件移除热量的系统包括：飞行器部件；热交换器，其靠近飞行器部件并且具有入口、出口和涂覆有催化剂的内表面；烃燃料源，其与热交换器的入口流体连通；氧源，其与热交换器的入口流体连通；和分配系统，其用于从热交换器接收重整的烃燃料。

2. 根据方面1所述的系统，其中，飞行器部件是蒙皮表面、前缘、燃气涡轮发动机入口或废热回收热交换器。

3. 根据方面1或2所述的系统，其中，烃燃料是诸如Jet-A、JP-4和JP-8的飞行器喷气燃料、汽油、煤油、诸如RPS1和RPS2的火箭推进燃料、诸如D2和D4的柴油燃料、以及它们的共混物、混合物和组合。

4. 根据任一前述方面所述的系统，其中，氧源是诸如蒸汽、液态水的含氧物质或诸如乙醇或甲醇的氧化燃料。

5. 根据任一前述方面所述的系统，其中，该系统包括多个热交换器。

6. 根据方面5所述的系统，其中，多个热交换器串联或并联布置。

7. 根据任一前述方面所述的系统，其中，分配系统将重整的燃料递送至燃气涡轮发动机。

8. 根据任一前述方面所述的系统，其中，热交换器包括多个管状结构。

9. 根据任一前述方面所述的系统，其中，热交换器与飞行器部件一体地形成。

10. 在另一方面，一种从飞行器部件移除热量的方法包括以下步骤：提供靠近飞行器部件的热交换器，该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；将烃燃料引入到热交换器中；将氧引入到热交换器中；使烃燃料与催化剂接触；以及裂化烃燃料以形成重整的烃燃料并从飞行器部件移除热量。

11. 根据方面10所述的方法，其中，飞行器部件是蒙皮表面、前缘、燃气涡轮发动机入口或废热回收热交换器。

12. 根据任一前述方面所述的方法，其中，烃燃料是诸如Jet-A、JP-4和JP-8的飞行器喷气燃料、汽油、煤油、诸如RPS1和RPS2的火箭推进燃料、诸如D2和D4的柴油燃料、以及它们的共混物、混合物和组合。

13. 根据任一前述方面所述的方法，其中，氧源是诸如蒸汽、液态水的含氧物质或诸如乙醇或甲醇的氧化燃料。

14. 根据任一前述方面所述的方法，其中，该方法包括多个热交换器。

15. 根据方面14所述的方法，其中，多个热交换器串联或并联布置。

16. 根据任一前述方面所述的方法，其中，分配系统将重整的燃料递送至燃气涡轮发动机。

17. 根据任一前述方面所述的方法，其中，热交换器包括多个管状结构。

18. 根据任一前述方面所述的方法，其中，热交换器与飞行器部件一体地形成。

19. 在又一方面，一种燃气涡轮发动机包括：呈串联流动关系的压缩机、燃烧器和涡轮；热交换器，该热交换器具有入口、出口和涂覆有催化剂的内表面；烃燃料源，其与热交换器的入口流体连通；氧源，其与热交换器的入口流体连通；和分配系统，其用于从热交换器接收重整的烃燃料。

20. 根据方面19所述的燃气涡轮发动机，其中，热交换器是废热回收热交换器。

21. 根据任一前述方面所述的燃气涡轮发动机，其中，烃燃料是诸如Jet-A、JP-4和JP-8的飞行器喷气燃料、汽油、煤油、诸如RPS1和RPS2的火箭推进燃料、诸如D2和D4的柴油燃料、以及它们的共混物、混合物和组合。

22. 根据任一前述方面所述的燃气涡轮发动机，其中，氧源是诸如蒸汽、液态水的含氧物质或诸如乙醇或甲醇的氧化燃料。

23. 根据任一前述方面所述的燃气涡轮发动机，其中，该系统包括多个热交换器。

24. 根据方面23所述的燃气涡轮发动机，其中，多个热交换器串联或并联布置。

25. 根据任一前述方面所述的燃气涡轮发动机，其中，分配系统将重整的燃料递送至燃气涡轮发动机。

26. 根据任一前述方面所述的燃气涡轮发动机，其中，热交换器包括多个管状结构。

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