ВЫСОКООКТАНОВЫЙ НЕЭТИЛИРОВАННЫЙ АВИАЦИОННЫЙ БЕНЗИН Российский патент 2018 года по МПК C10L1/18 C10L1/04 C10L1/00 C10L1/16 

В этом изобретении затребован приоритет по заявкам США №61/898,277 зарегистрированной 31 октября 2013, и №61/991,940, зарегистрированной 12 мая 2014 г.

Область техники, к которой относится изобретение

Настоящее изобретение относится к высокооктановому неэтилированному авиационному бензиновому топливу, более конкретно к высокооктановому неэтилированному авиационному бензину, имеющему высокое содержание ароматических соединений.

Уровень техники

Авиабензин (авиационный бензин) представляет собой авиационное топливо, применяемое в двигателях внутреннего сгорания с искровым зажиганием, чтобы приводить в движение летательный аппарат. Авиабензин отличается от автобензина (моторный бензин), который является повседневным бензином, применяемым в автомобилях и некоторых некоммерческих легких летательных аппаратах. В отличие от автобензина, состав которого был документирован в 1970х годах, чтобы обеспечить применение трифункциональных каталитических нейтрализаторов для уменьшения загрязнений, авиабензин содержит тетраэтилсвинец (ТЭС), не поддающееся биологическому разложению токсичное соединение, используемое для предотвращения стука в двигателе (детонации).

В настоящее время авиационное бензиновое топливо содержит добавку тетраэтилсвинца (ТЭС) в количестве до 0,53 мл/л или 0,56 г/л, что является допустимым пределом для наиболее широко применяемой спецификации авиационного бензина 100 с малым содержанием свинца (100LL). Свинец требуется для удовлетворения требований высокооктанового топлива для авиационных поршневых двигателей: по техническим условиям 100LL ASTM D910 требуется минимальное моторное октановое число моторное октановое число (МОЧ) 99,6, в отличие технических условий EN 228 для европейского моторного бензина, для которого поставлено условием минимальное МОЧ 85, или от моторного бензина США, для которого требуется минимальное октановое число (R+M)/2 неэтилированного топлива равное 87.

Авиационное топливо представляет собой продукт, который был тщательно разработан и подвергнут строгому регулированию для применения в авиации. Таким образом, авиационное топливо должно точно соответствовать физико-химическим характеристикам, указанным в международных стандартах, таких как ASTM D910 определенным организацией Federal Aviation Administration (FAA). Автомобильный бензин не может служить полной заменой авиабензину для многих летательных аппаратов, поскольку для многих двигателей высокой мощности и/или авиационных двигателей с турбонаддувом требуется топливо с октановым числом 100 (МОЧ 99,6), причем для применения низкооктанового топлива требуется модифицировать двигатель. Автомобильный бензин может испаряться в топливных трубопроводах, с образованием паровых пробок (пузыри в трубах) или происходит кавитация топливного насоса, и в двигатель поступает недостаточно топлива. Обычно паровые пробки возникают в системе подачи топлива, когда топливный насос с механическим приводом смонтирован в трубопроводе подачи топлива из бака, расположенного ниже насоса. Пониженное давление в трубопроводе может вызвать быстрое испарение более летучих компонентов в автомобильном бензине, с образованием пузырей в топливном трубопроводе и прерыванием потока топлива.

Стандарт ASTM D910 не включает все бензины, подходящие для поршневых авиационных двигателей, а скорее определяет следующие конкретные типы авиационного бензина для гражданской авиации: сорт 80; сорт 91; сорт 100; и сорт 100LL. Сорт 100 и сорт 100LL считаются высокооктановыми авиационными бензинами, которые удовлетворяют требованиям современных авиационных двигателей. Кроме МОЧ, в стандарте D910 на авиабензин имеются требования к следующим показателям: плотность; дистилляция (температуры начала и конца кипения, испаряемость топлива, температура выкипания 10, 40, 90% и суммы 10+50% - T₁₀, T₄₀, T₉₀, T₁₀+T₅₀); степень извлечения, остаток и объем потерь; давление насыщенного пара; температура замерзания; содержание серы; истинная теплота сгорания; коррозия медной пластинки; стойкость к окислению (потенциальные смолы и выпадение свинца в осадок); изменение объема при взаимодействии с водой; и электропроводность. Обычно свойства авиабензинов определяют с использованием следующих испытаний ASTM:

Моторное октановое число: ASTM D2700

Оценка сортности авиационного топлива на бедной смеси: ASTM D2700

Октановое число (Работа с наддувом): ASTM D909

Содержание тетраэтилсвинца: ASTM D5059 или ASTM D3341

Цвет: ASTM D2392

Плотность: ASTM D4052 или ASTM D1298

Дистилляция: ASTM D86

Давление насыщенного пара: ASTM D5191 или ASTM D323 или ASTM D5190

Температура замерзания: ASTM D2386

Сера: ASTM D2622 или ASTM D1266

Истинная теплота сгорания (ИТС): ASTM D3338, или ASTM D4529, или ASTM D4809

Коррозия меди: ASTM D130

Стойкость к окислению - Потенциальные смолы: ASTM D873

Стойкость к окислению - Выпадение свинца в осадок: ASTM D873

Взаимодействие с водой - Изменение объема: ASTM D1094

Электропроводность: ASTM D2624

Авиационное топливо должно иметь низкое давление насыщенного пара для того, чтобы устранить проблемы испарения (паровые пробки) при низком давлении, имеющемся на большой высоте, и по причинам очевидной безопасности. Однако давление насыщенного пара должно быть достаточным для обеспечения легкого запуска двигателя. Давление насыщенного пара по Рейду (RVP) должно быть в диапазоне от 38 кПа до 49 кПа. Точка конца кипения должен быть достаточно низкой, чтобы ограничить образование осадка его опасные последствия (потери мощности, нарушение охлаждения). Кроме того, указанное топливо должно обладать достаточной истинной теплотой сгорания (ИТС), чтобы обеспечить соответствующую дальность полета летательного аппарата. Более того, поскольку авиационное топливо применяется в двигателях, которые обеспечивают хорошие характеристики и часто эксплуатируются с большой нагрузкой, то есть, то есть, в условиях, близких к детонации, предполагается, что этот тип топлива обладает весьма высокой стойкостью к самовоспламенению.

Кроме того, для авиационного топлива определяются две характеристики, которые сопоставляются с октановым числом: одна представляет собой МОЧ или моторное октановое число, относящееся к эксплуатации с немного бедной рабочей смесью (крейсерская мощность), другая - октановое число или ОЧ относится к эксплуатации с определенно более богатой смесью (отбор мощности). С целью обеспечения выполнения требований высокого октанового числа, на стадии производства авиационного топлива, обычно добавляют органическое соединение свинца, и более конкретно тетраэтилсвинец (ТЭС). Без добавления ТЭС обычно значение МОЧ составляет около 91. Как указано выше, в стандарте ASTM D910 для авиационного топлива с октановым числом 100 требуется минимальное моторное октановое число (МОЧ) 99,6. В дистилляционном профиле высокооктанового неэтилированного авиационного топлива температура выкипания 10% (T10) составляет максимум 75°C, температура T40 - минимум 75°C, T50 - максимум 105°C и T90 - максимум 135°C.

Как и в случае топлив для наземного транспорта, администрация стремится снизить содержание свинца, или даже запретить эту добавку, вследствие того, что она вредна для здоровья и окружающей среды. Таким образом, исключение свинца из композиции авиационного топлива становится целью.

Краткое изложение изобретения

Было установлено, что трудно получить высокооктановое неэтилированное авиационное топливо, которое соответствует большинству технических условий ASTM D910 на высокооктановое авиационное топливо. Кроме показателя МОЧ 99,6, также важно не оказывать отрицательное действие на дальность полета летательного аппарата, давление насыщенного пара, температурный профиль и температуру замерзания, которые удовлетворяют требованиям пуска двигателя летательного аппарата и непрерывной эксплуатации на большой высоте.

В соответствии с определенными аспектами, в одном варианте осуществления настоящее изобретение предоставляет композицию неэтилированного авиационного топлива, которая имеет МОЧ, по меньшей мере 99,6, содержание серы меньше чем 0,05 масс. %, содержание CHN, по меньшей мере 97,8 масс. %, содержание кислорода меньше, чем 2,2 масс. %, температуру T10 - самое большее 75°C, T40 - по меньшей мере 75°C, T50 - самое большее 105°C, T90 - самое большее 135°C, температуру конца кипения ниже, чем 190°C, уточненную теплоту сгорания, по меньшей мере 43,5 МДж/кг, давление насыщенного пара в диапазоне от 38 до 49 кПа, включающую смесь состава:

от 35 об. % до 55 об. % толуола, имеющего МОЧ, по меньшей мере 107;

от 2 об. % до 10 об. % анилина;

от 15 об. % до 30 об. %, по меньшей мере одного алкилата или смеси алкилатов (продуктов ал копирования), имеющей температуру начала кипения в диапазоне от 32°C до 60°C и температуру конца кипения в диапазоне от 105°C до 140°C, имеющей температуру T40 меньше, чем 99°C, T50 меньше, чем 100°C, T90 меньше, чем 110°C; причем алкилат или смесь алкилатов содержит изопарафины, имеющие от 4 до 9 атомов углерода, 3-20 об. % C5 изопарафинов, 3-15 об. % C7 изопарафинов и 60-90 об. % C8 изопарафинов, в расчете на алкилат или смесь алкилатов, и меньше, чем 1 об. % C10+, в расчете на алкилат или смесь алкилатов;

от 4 об. % до 10 об. % спирта, имеющего температуру кипения в диапазоне от 80°C до 140°C и содержащего от 4 до 5 атомов углерода; и

по меньшей мере, 8 об. % изопентана, в количестве, достаточном для достижения давления насыщенного пара в диапазоне от 38 до 49 кПа;

где композиция топлива содержит меньше, чем 1 об. % ароматических углеводородов C8.

Признаки и преимущества изобретения будут очевидными для специалистов в этой области техники. Хотя специалисты в этой области техники могут осуществить многочисленные изменения, такие изменения входят в замысел изобретения.

Краткое описание чертежей

Эти чертежи иллюстрируют определенные аспекты некоторых вариантов осуществления изобретения, и не должны использоваться для ограничения или определения изобретения.

Фигура 1 иллюстрирует условия в двигателе для неэтилированного авиационного топлива из примера 3, при 2575 об/мин и постоянном давлении во всасывающем коллекторе.

На фигуре 2 приведены данные детонации для неэтилированного авиационного топлива из примера 3, при 2575 об/мин и постоянном давлении во всасывающем коллекторе.

Фигура 3 иллюстрирует условия в двигателе для неэтилированного авиационного топлива из примера 3 при 2400 об/мин и постоянном давлении во всасывающем коллекторе.

На фигуре 4 приведены данные детонации для неэтилированного авиационного топлива из примера 3 при 2400 об/мин и постоянном давлении во всасывающем коллекторе.

Фигура 5 иллюстрирует условия в двигателе для неэтилированного авиационного топлива из примера 3 при 2200 об/мин и постоянном давлении во всасывающем коллекторе.

На фигуре 6 приведены данные детонации для неэтилированного авиационного топлива из примера 3 при 2200 об/мин и постоянном давлении во всасывающем коллекторе.

Фигура 7 иллюстрирует условия в двигателе для неэтилированного авиационного топлива из примера 3 при 2757 об/мин и постоянной мощности.

На фигуре 8 приведены данные детонации для неэтилированного авиационного топлива из примера 3 при 2757 об/мин и постоянной мощности.

Фигура 9 иллюстрирует условия в двигателе для топлива 100LL из источника FBO при 2575 об/мин и постоянном давлении во всасывающем коллекторе.

На фигуре 10 приведены данные детонации для топлива 100LL из источника FBO при 2575 об/мин и постоянном давлении во всасывающем коллекторе.

Фигура 11 иллюстрирует условия в двигателе для топлива 100LL из источника FBO при 2400 об/мин и постоянном давлении во всасывающем коллекторе.

На фигуре 12 приведены данные детонации для топлива 100LL из источника FBO при 2400 об/мин и постоянном давлении во всасывающем коллекторе.

Фигура 13 иллюстрирует условия в двигателе для топлива 100LL из источника FBO при 2200 об/мин и постоянном давлении во всасывающем коллекторе.

На фигуре 14 приведены данные детонации для топлива 100LL из источника FBO при 2200 об/мин и постоянном давлении во всасывающем коллекторе.

Фигура 15 иллюстрирует условия в двигателе для топлива 100LL из источника FBO при 2757 об/мин и постоянной мощности.

На фигуре 16 приведены данные детонации для топлива 100LL из источника FBO при 2757 об/мин и постоянной мощности.

Подробное описание изобретения

Авторы изобретения обнаружили, что высокооктановое неэтилированного авиационное топливо, имеющее содержание ароматических углеводородов, измеренное по стандарту ASTM D5134 приблизительно от 40 масс. % до 55 масс. % и содержание кислорода меньше чем 2,2 масс. %, в расчете на смесь неэтилированного авиационного топлива, которое соответствует большинству технических условий ASTM D910 на авиационное топливо с ОЧ 100, может быть получено из смеси, содержащей приблизительно от 35 об. % до 55 об. % толуола с высоким значением МОЧ, приблизительно от 2 об. % до 10 об. % анилина, приблизительно от 15 об. % до 30 об. %, по меньшей мере одной фракции алкилата или смеси алкилатов, которая имеет определенный состав и характеристики, по меньшей мере, 8 об. % изопентана и приблизительно от 4 об. % до 10 об. % спирта, имеющего температуру кипения в диапазоне от 80°C до 140°C и содержащего от 4 до 5 атомов углерода. В вариант изобретения этанол отсутствует в высокооктановой неэтилированной авиационной топливной композиции. Высокооктановое неэтилированное авиационное топливо изобретения имеет МОЧ больше, чем 99,6.

Кроме того, композиция неэтилированного авиационного топлива содержит меньше, чем 1 об. %, предпочтительно меньше, чем 0,5 об. % ароматических углеводородов C8. Было обнаружено, что ароматические углеводороды C8, такие как ксилолы могут иметь проблемы совместимости с материалами, особенно в устарелых летательных аппаратах. Дополнительно было обнаружено, что для неэтилированного авиационного топлива, содержащего ароматические углеводороды C8, имеется склонность к затруднениям, относительно соответствия температурного профиля техническим условиям D910. В другом варианте осуществления неэтилированное авиационное топливо не содержит спиртов, кипящих ниже, чем 80°C. В другом варианте осуществления неэтилированное авиационное топливо не содержит нециклических простых эфиров. Более того, композиция неэтилированного авиационного топлива имеет содержание бензола между 0% и 5 об. %, предпочтительно меньше, чем 1 об. %.

В другом варианте осуществления неэтилированное авиационное топливо не содержит спиртов, кипящих ниже, чем 80°C. Кроме того, в некоторых вариантах осуществления изменение объема неэтилированного авиационного топлива, при испытании взаимодействия с водой, находится в диапазоне ±2 мл, как указано в стандарте ASTM D1094.

Высокооктановое неэтилированное топливо не будет содержать свинец и предпочтительно не содержит никаких других металлсодержащих повышающих ОЧ добавок, эквивалентных свинцу. Термин "неэтилированное" топливо следует понимать как содержащее меньше, чем 0,01 г/л свинца. Высокооктановое неэтилированное авиационное топливо может иметь содержание серы меньше чем 0,05 масс. %. В некоторых вариантах осуществления предпочтительно, чтобы топливо имело содержание золы меньше чем 0,0132 г/л (0,05 г/галлон) (ASTM D-482).

Согласно современному стандарту ASTM D910, величина ИТС должна быть близка к 43,5 МДж/кг или выше. Величина истинной теплоты сгорания рассчитывается по текущей низкой плотности авиационного топлива и не является точной мерой дальности полета для авиационного топлива повышенной плотности. Было обнаружено, что для неэтилированного авиационного бензина, который обладает высокой плотностью, теплоту сгорания можно пересчитать для более высокой плотности топлива, с целью более точного прогноза дальности полета летательного аппарата.

В настоящее время существуют три апробированных ASTM метода испытания для определения теплоты сгорания в рамках стандарта ASTM D910. Только метод ASTM D4809 приводит к фактическому определению указанной величины путем сжигания топлива. Другие методы (ASTM D4529 и ASTM D3338) являются расчетными с использованием величин других физических характеристик. Все указанные методы считаются эквивалентными в рамках стандарта ASTM D910.

В настоящее время величина истинной теплоты сгорания авиационного топлива (или удельная энергия) выражается гравиметрически, в единицах МДж/кг. Современные этилированные авиационные бензины имеют относительно низкую плотность по сравнению с многими альтернативными рецептурами неэтилированного топлива. Топливо с повышенной плотностью обладает меньшим гравиметрическим содержанием энергии, но более высоким объемным содержанием энергии (МДж/л).

Повышенное объемное содержание энергии позволяет запасать больше энергии в заданном объеме. В обычных авиационных летательных аппаратах пространство является ограниченным, и, следовательно, может быть ограничена емкость топливных баков, или при предпочтительном полете с полными баками может быть достигнута большая дальность полета. Однако, чем больше плотность топлива, тем больше возрастает масса взятого топлива. Это могло бы привести к потенциальному смещению полезной нагрузки летательного аппарата без топлива. Хотя между этими переменными существует сложная связь, рецептуры в указанном варианте осуществления предназначаются для наилучшего удовлетворения требований к авиационному бензину. Поскольку частично плотность влияет на дальность полета летательного аппарата, было обнаружено, что дальность полета летательного аппарата, которая обычно измеряется с использованием теплоты сгорания, можно прогнозировать более точно путем регулирования плотности авиабензина, используя следующее уравнение:

УТС* = (УТС_v/плотность) + (% увеличения дальности / % увеличения полезной нагрузки + 1)

где УТС* представляет собой уточненную теплоту сгорания (МДж/кг), УТС_v означает объемную плотность энергии (МДж/л), полученную путем измерения фактической теплоты сгорания, плотность означает плотность топлива (г/л), % увеличения дальности означает увеличение дальности полета летательного аппарата в процентах, по сравнению с теплотой УТС_LL, (для 100 LL), рассчитанной с использованием теплоты УТС_v и УТС_LL, для заданного объема топлива, и % увеличения полезной нагрузки представляет собой соответствующее увеличение полезной грузоподъемности в процентах, за счет массы топлива.

Уточненная теплота сгорания топлива может быть равной, по меньшей мере 43,5 МДж/кг, и давление насыщенного пара находится в диапазоне от 38 до 49 кПа. Кроме того, композиция высокооктанового неэтилированного топлива будет иметь температуру замерзания -58°C или ниже. В отличие от автомобильного топлива, для авиационного топлива, из-за высоты, на которой происходит полет самолета, важно, чтобы в топливе не возникали проблемы замерзания в воздухе. Было обнаружено, что для неэтилированного топлива, содержащего ароматические амины, такие как в сравнительных примерах D и H в разделе Примеры, трудно выполнить требования к температуре замерзания авиационного топлива. Было установлено, что композиция авиационного топлива, содержащая спирт с разветвленной цепью, состоящей из 4-8 атомов углерода, при условии, что разветвленная цепь не включает трет-бутильную группу, обеспечивает неэтилированное авиационное топливо, которое соответствует требованию к температуре замерзания, т.е. -58°C.

Кроме того, температура конца кипения композиции высокооктанового неэтилированного топлива должна быть ниже, чем 190°C, предпочтительно, самое большее 180°C, которую определяют при степени отбора больше, чем 98,5%, как измеряется согласно ASTM D-86. Если степень отбора мала, то температура конца кипения композиции может быть измерена неточно (то есть, будет оставаться больше высококипящего остатка, чем измерено). Композиция высокооктанового неэтилированного авиационного топлива согласно изобретению имеет Содержание углерода, водорода и азота (содержание CHN), по меньшей мере 97,8 масс. %, предпочтительно по меньшей мере, 98,5 масс. %, и содержание кислорода меньше, чем 2,2 масс. %, предпочтительно меньше, чем 1,5 масс. %.

Было обнаружено, что высокооктановое неэтилированное авиационное топливо изобретения не только соответствует величине МОЧ для авиационного топлива с ОЧ 100, но также соответствует по показателям: температуры замерзания и температурному профилю: то есть, температура T10 - самое большее 75°C, T40 - по меньшей мере 75°C, T50 - самое большее 105°C и T90 - самое большее 135°C, давлению насыщенного пара, уточненной теплоте сгорания и температуре замерзания. Было обнаружено, что высокооктановое неэтилированное авиационное топливо изобретения не только соответствует величине МОЧ для авиационного топлива с ОЧ 100, но также соответствует по показателям температуры замерзания, давления насыщенного пара, уточненной теплоты сгорания и температуры замерзания. Кроме МОЧ, также важно соответствие по давлению насыщенного пара, температурному профилю и минимальной уточненной теплоте сгорания для запуска двигателя летательного аппарата и плавной эксплуатации самолета на большой высоте. Предпочтительно, содержание потенциальных смол составляет меньше, чем 6 мг/100 мл. В некоторых вариантах изобретения высокооктановое неэтилированное авиационное топливо имеет температуру выкипания 10% (T10) самое большее 75°C.

Трудно соответствовать требованиям технических условий для неэтилированного высокооктанового авиационного топлива. Например, в публикации заявки на патент США US 2008/0244963 описано неэтилированное авиационное топливо, имеющее МОЧ больше, чем 100, с основными компонентами топлива, произведенными из авиабензина, и второстепенными компонентами,- по меньшей мере, двумя соединениями из группы сложных эфиров, по меньшей мере, одной моно- или поликарбоновой кислоты и, по меньшей мере, одного моно- или многоатомного спирта, ангидридов, по меньшей мере одной моно- или поликарбоновой кислоты. Эти кислородсодержащие соединения имеют суммарное содержание, по меньшей мере, 15% по объему, в типичных примерах - 30% по объему, чтобы соответствовать по величине МОЧ. Однако, в то же время указанные типы топлива не соответствуют по многим другим техническим условиям, таким как теплота сгорания (измеренная или уточненная), в том числе даже по МОЧ, во многих примерах. В другом примере, патенте США №8,313,540 раскрыто биогенное топливо для турбореактивных двигателей, которое содержит мезитилен и, по меньшей мере, один алкан, имеющий МОЧ больше, чем 100, Однако эти типы топлива одновременно также не соответствуют по многим другим техническим условиям, таким как теплота сгорания (измеренная или уточненная), температурный профиль и давление насыщенного пара.

Толуол

Толуол встречается в природе в небольшой концентрации в сырой нефти и обычно производится в процессах получения бензина в установке каталитического риформинга, в этиленовой крекинг-печи или при получении кокса из угля. Окончательное выделение или путем дистилляции, или экстракции растворителем, происходит в одном из многих доступных способов экстракции ароматических углеводородов БТК (бензол, толуол и изомеры ксилола). Применяемый в изобретении толуол должен быть качественным толуолом, который имеет МОЧ, по меньшей мере 107 и содержит меньше, чем 1 об. % ароматических углеводородов C8. Кроме того, предпочтительно толуольный компонент имеет содержание бензола между 0 об. % и 5 об. %, предпочтительно меньше, чем 1 об. %.

Например, авиационный продукт риформинга обычно представляет собой углеводородную фракцию, содержащую, по меньшей мере 70% по массе, в идеале, по меньшей мере, 85% по массе толуола, и кроме того, фракция содержит ароматические углеводороды C8 (от 15 до 50% по массе этилбензол, ксилолы) и ароматические углеводороды C9 (от 5 до 25% по массе пропилбензол, метилбензолы и триметилбензолы). Обычно указанный продукт риформинга имеет величину МОЧ в диапазоне 102-106, и было установлено, что он не подходит для применения в настоящем изобретении.

Предпочтительно толуол присутствует в смеси в количестве приблизительно от 35 об. %, предпочтительно, по меньшей мере, около 40 об. %, наиболее предпочтительно, по меньшей мере, приблизительно от 42 об. % до самое большее 48 об. %, предпочтительно по большей мере, приблизительно до 55 об. %, более предпочтительно, по большей мере, приблизительно до 50 об. %, в расчете на композицию неэтилированного авиационного топлива.

Анилин

В промышленности анилин (C₆H₅NH₂), главным образом, производится из бензола в две стадии. Сначала бензол нитруется с использованием концентрированной смеси азотной кислоты и серной кислоты при 50-60°C, с образованием нитробензола. На второй стадии нитробензол гидрируют, обычно при 200-300°C в присутствии различных металлических катализаторов. В качестве альтернативы анилин также получают из фенола и аммиака, причем фенол производится в процессе окисления кумола.

В торговле имеются три различных марки анилина: анилиновое масло для синего красителя, которое представляет собой чистый анилин; анилиновое масло для красного красителя, - эквимолярная смесь анилина и орто- и пара-толуидинов; и анилиновое масло для сафранина, которое содержит анилин и орто-толуидин, и получается из дистиллята (головная фракция) фуксинового расплава. Чистый анилин, иначе называемый анилиновым маслом для синего красителя, является желательным компонентом высокооктанового неэтилированного авиабензина. Анилин предпочтительно присутствует в смеси в количестве приблизительно от 2 об. %, предпочтительно по меньшей мере, около 3 об. %, наиболее предпочтительно по меньшей мере, около 4 об. % по большей мере, приблизительно до 10 об. %, предпочтительно по большей мере приблизительно до 7%, более предпочтительно по большей мере, приблизительно до 6%, в расчете на композицию неэтилированного авиационного топлива.

Алкилат и алкилатная смесь

Типично термин алкилат относится к парафинам с разветвленной цепью. Обычно парафины с разветвленной цепью получаются путем взаимодействия изопарафинов с олефинами. Доступны различные сорта изопарафинов с разветвленной цепью и их смеси. Сорт идентифицируется по диапазону числа атомов углерода в молекуле, средней молекулярной массе молекул, и диапазону температур кипения алкилата. Было обнаружено, что определенная фракция из потока алкилата и ее смесь с изопарафинами, например, с изооктаном желательны для получения или предоставления высокооктанового неэтилированного авиационного топлива согласно изобретению. Указанный алкилат или смеси алкилатов могут быть получены путем дистилляции или взятия фракции стандартных алкилатов, доступных в промышленности. Этот продукт необязательно смешивается с изооктаном. Алкилат или смесь алкилатов имеют начальный диапазон кипения приблизительно от 32°C до 60°C и температуру конца кипения в диапазоне приблизительно от 105°C до 140°C, предпочтительно приблизительно до 135°C, более предпочтительно приблизительно до 130°C, наиболее предпочтительно приблизительно до 125°C, имеют температуру T40 меньше чем 99°C, предпочтительно самое большее 98°C, T50 меньше чем 100°C, T90 меньше чем 110°C, предпочтительно самое большее 108°C; алкилат или смесь алкилатов, содержит изопарафины, имеющие от 4 до 9 атомов углерода, приблизительно 3-20 об. % C5 изопарафинов, в расчете на алкилат или смесь алкилатов, приблизительно 3-15 об. % C7 изопарафинов, в расчете на алкилат или смесь алкилатов, и приблизительно 60-90 об. % C8 изопарафинов, в расчете на алкилат или смесь алкилатов, и меньше, чем 1 об. % углеводородов C10+, предпочтительно меньше, чем 0,1 об. %, в расчете на алкилат или смесь алкилатов. Алкилат или смесь алкилатов предпочтительно присутствует в смеси в количестве приблизительно от 15 об. %, предпочтительно по меньшей мере, около 17 об. %, наиболее предпочтительно по меньшей мере, приблизительно 22 об. % по большей мере, приблизительно до 49 об. %, предпочтительно по большей мере, приблизительно до 30 об. %, более предпочтительно по большей мере, приблизительно до 25 об. %.

Изопентан

Изопентан присутствует в количестве, по меньшей мере 8 об. %, т.е. в количестве, достаточном для достижения давления насыщенного пара в диапазоне от 38 до 49 кПа. Алкилат или смесь алкилатов также содержит C5 изопарафины, таким образом, указанное количество обычно может изменяться между 5 об. % и 25 об. %, в зависимости от содержания C5 в алкилате или смеси алкилатов. Изопентан должен присутствовать в таком количестве, чтобы давление насыщенного пара находилось в диапазоне от 38 до 49 кПа, чтобы соответствовать авиационному стандарту. Обычно суммарное содержание изопентана в смеси находится в диапазоне от 10% до 26 об. %, предпочтительно в диапазоне от 17% до 23% по объему, в расчете на композицию авиационного топлива.

Сорастворитель

Неэтилированное авиационное топливо содержит спирт, имеющий температуру кипения в диапазоне от 80°C до 140°C и содержащий от 4 до 5 атомов углерода, предпочтительно, имеющий 4 атома углерода. Температура кипения этого спирта составляет, по меньшей мере, 80°C, предпочтительно по меньшей мере 90°C, самое большее до 140°C, предпочтительно самое большее до 130°C, более предпочтительно самое большее 120°C. Указанный спирт может содержать смеси спиртов до тех пор, пока спирты соответствуют требованиям температуры кипения и числа атомов углерода. Сорастворитель присутствует в количестве приблизительно от 4 об. % до 10 об. %, предпочтительно приблизительно от 4 об. % до 7 об. %. Подходящим сорастворителем может быть, например, изобутанол, н-бутанол, трет-бутанол, 1-пентанол, 2-пентанол, 3-пентанол, 2-метил-1-бутанол или их смеси. Предпочтительно спирт может быть C4 спиртом или смесью C4 спиртов. Неэтилированное авиационное топливо, содержащее ароматические амины, по сути имеет тенденцию к значительно большей полярности, чем традиционное базовое топливо авиационного бензина. В результате, амины обладают плохой растворимостью в топливе при низкой температуре, что может значительно повысить температуру замерзания топлива. В качестве примера рассматривается базовое топливо авиационного бензина, содержащее 10% по объему изопентана, 70% по объему легкого алкилата и 20% по объему толуола. Эта смесь имеет МОЧ приблизительно 90-93 и температуру замерзания (ASTM D2386) ниже, чем -76°C. Добавка 6% по массе (приблизительно 4% по объему) ароматического амина - анилина повышает МОЧ до 96,4. Однако, в то же время температура замерзания образовавшейся смеси (и в этом случае измеренная по ASTM D2386) увеличивается до -12,4°C. В современных технических условиях на авиационный бензин, которые определены стандартом ASTM D910, поставлено условие: максимальная температура замерзания -58°C. Следовательно, простая замена ТЭС относительно большим количеством альтернативной ароматической октаноповышающей добавки не может быть реальным решением для неэтилированного авиационного бензинового топлива. Было обнаружено, что спирты, имеющие температуру кипения в диапазоне от 80°C до 140°C и содержащие 4-5 атомов углерода, значительно снижают температуру замерзания неэтилированного авиационного топлива, что соответствует требованиям современного стандарта ASTM D910 на авиационное топливо.

Предпочтительно изменение объема при взаимодействии с водой находится в диапазоне ±2 мл для авиационного топлива. Значительное изменение объема при взаимодействии с водой для этанола делает его непригодным для авиационного бензина.

Компаундирование

При приготовлении высокооктанового неэтилированного авиационного бензина компаундирование может быть осуществлено в любой последовательности до тех пор, пока компоненты хорошо смешиваются. Предпочтительно, сначала полярные компоненты добавляют в толуол, и затем неполярные компоненты завершают компаундирование. Например, ароматический амин и сорастворитель добавляют в толуол, и после этого - изопентан и алкилатный компонент (алкилат или смесь алкилатов).

С целью удовлетворения других требований, неэтилированное авиационное топливо согласно изобретению может содержать одну или несколько добавок, которые может выбрать специалист в этой области техники из стандартных добавок, применяемых в авиационном топливе. Здесь следует упомянуть (но без характера ограничения) такие добавки, как антиоксид анты, антиобледенители, антистатические добавки, ингибиторы коррозии, красители и их смеси.

В соответствии с другим вариантом осуществления настоящего изобретения разработан способ эксплуатации двигателя летательного аппарата и/или летательного аппарата, который приводится в движение таким двигателем, причем указанный способ включает введение в режим сгорания двигателя и рецептуры высокооктанового неэтилированного авиационного бензинового топлива, описанной в изобретении. Двигатель летательного аппарата соответственно является поршневым двигателем с искровым зажиганием. Поршневым двигателем летательного аппарата, например, может быть рядный двигатель, роторный, V-типа, радиальный или двигатель с горизонтально расположенными противоположными цилиндрами.

Хотя изобретение восприимчиво к различным модификациям и альтернативным формам, его конкретные варианты осуществления демонстрируются с помощью примеров, которые подробно описаны ниже. Кроме того, следует понимать, что подробное описание не предназначается для ограничения изобретения конкретно раскрытыми формами, напротив, изобретение будет защищать все модификации, эквиваленты и альтернативные формы, подпадающие под сущность и объем настоящего изобретения, который определен в прилагаемой формуле изобретения. Настоящее изобретение будет проиллюстрировано следующим демонстрационным вариантом осуществления, который представлен только для иллюстрации, и его не следует истолковывать в качестве какого-либо ограничения заявленного изобретения.

Демонстрационный вариант осуществления

Методы испытаний

Для исследования авиационных топлив были использованы следующие методы испытаний:

Моторное октановое число: ASTM D2700

Содержание тетраэтилсвинца: ASTM D5059

Плотность: ASTM D4052

Дистилляция: ASTM D86

Давление насыщенного пара: ASTM D323

Температура замерзания: ASTM D2386

Сера: ASTM D2622

Истинная теплота сгорания (ИТС): ASTM D3338

Коррозия меди: ASTM D130

Стойкость к окислению - Потенциальные смолы: ASTM D873

Стойкость к окислению - Выпадение свинца в осадок: ASTM D873

Взаимодействие с водой - Изменение объема: ASTM D1094

Подробный анализ углеводородов (ASTM 5134)

Примеры 1-4

Композиции авиационного топлива согласно изобретению компаундируют следующим образом. Толуол, имеющий МОЧ 107 (от фирмы VP Racing Fuels Inc.) смешивают с анилином (от фирмы Univar NV) при перемешивании.

Изооктан (от Univar NV) и узкую фракцию алкилата, имеющую свойства, показанные ниже в таблице (от Shell Nederland Chemie BV), вливают в смесь в любой последовательности. Затем добавляют бутанол (от Univar NV), и после него изопентан (от Matheson Tri-Gas, Inc.), завершая компаундирование.

Пример 1

Изопентан 22 об. % Узкая фракция алкилата 11 об. % Изооктан 11 об. % Толуол 45 об. % Анилин 6 об. % 1-бутанол 5 об. %

Пример 2

Изопентан 22 об. % Узкая фракция алкилата 11 об. % Изооктан 11 об. % Толуол 45 об. % Анилин 6 об. % трет-бутанол 5 об. %

Пример 3

Изопентан 21 об. % Узкая фракция алкилата 12 об. % Изооктан 12 об. % Толуол 45 об. % Анилин 5 об. % Изобутанол 5 об. %

Пример 4

Изопентан 21 об. % Узкая фракция алкилата 12 об. % Изооктан 11 об. % Толуол 45 об. % Анилин 6 об. % Изобутанол 5 об. %

Свойства смеси продуктов алкилирования

Характеристики смеси продуктов алкилирования, содержащей 50% узкой фракции алкилата (свойства которой приведены выше) и 50% изооктана, показаны ниже в таблице 2.

Характеристики горения

В добавление к физическим характеристикам, авиационный бензин должен иметь хорошие эксплуатационные параметры в поршневом авиационном двигателе с искровым зажиганием. Наиболее простым способом оценки характеристик горения нового авиационного бензина является его сопоставление с современным этилированным авиационным бензином, имеющимся в продаже.

В таблице 3 ниже приведены измеренные эксплутационные параметры двигателя Lycoming TIO-540 J2BD для авиабензина из примера 1 и закупленного промышленного авиабензина 100LL (FBO100LL).

Из таблицы 3 видно, что авиабензин описанного изобретения обеспечивает аналогичные эксплуатационные характеристики двигателя при сопоставлении с этилированным стандартным топливом. Приведенные в таблице 3 данные были получены с использованием 6-цилиндрового поршневого авиационного двигателя с искровым зажиганием Lycoming TIO-540 J2BD, смонтированного на испытательном динамометре для двигателя. Особенно отмечаются величины потребления топлива. При данной более высокой плотности топлива, можно было ожидать, что потребуется значительно более высокое потребление испытуемого топлива для того, чтобы обеспечить такую же мощность двигателя. Как видно из таблицы 3, наблюдаемые величины потребления топлива являются вполне подобными для всех условий испытания, что дополнительно подтверждает применение уточненной теплоты сгорания (УТС^*) с целью компенсации влияния плотности топлива при оценке воздействия топлива на дальность полета летательного аппарата.

С целью обеспечения прозрачности для существующего этилированного бензина, оценивают способность работы авиационного двигателя в пределах аттестованных эксплуатационных параметров, таких как температура головки цилиндров и температура на входе турбины во всем диапазоне смесей воздух/топливо, при использовании неэтилированного авиационного топлива и сертификационных испытаний для нового двигателя, обычно представляемых на рассмотрение FAA. Это испытание проводят для неэтилированного авиационного топлива из примера 3, результаты которого приведены на фигурах 1-8, и результаты для промышленного топлива 100LL показаны на фигурах 9-16. Детонационные данные были получены с использованием методики, указанной в ASTM D6424. Как можно видеть на фигурах 1, 3, 5 и 7 для испытуемого топлива примера 3 и на фигурах 9, 11, 13 и 15 для стандартного топлива 100LL (101 МОЧ) из источника FBO, двигатель Lycoming IO 540 J2BD может работать без проблем во всем аттестованном диапазоне эксплуатации с использованием авиационного топлива примера 3, без заметных изменений эксплуатационных характеристик, по сравнению с работой на стандартном топливе 100LL.

С целью полной оценки способности правильной работы двигателя с использованием данного топлива во всем эксплуатационном диапазоне, необходимо провести испытания стойкости топлива к детонации. Поэтому детонацию топлива оценивают относительно стандартного топлива 100LL (101 МОЧ), которое предоставляет FBO, в четырех режимах: 2575 об/мин при постоянном давлении во всасывающем коллекторе (пример 3, фигура 2, стандарт 100LL - Фигура 10), 2400 об/мин при постоянном давлении во всасывающем коллекторе (пример 3, фигура 4, стандарт 100LL - фигура 12), 2200 об/мин при постоянном давлении во всасывающем коллекторе (пример 3 фигура 6, стандарт 100LL - фигура 14) и 2757 об/мин при постоянной мощности (пример 3 фигура 8, стандарт 100LL - фигура 16). Эти условия обеспечивают режим работы, наиболее чувствительный к детонации на указанном двигателе, и охватывают эксплуатацию на бедной, а также на богатой смеси.

Как можно видеть на графиках детонации, рассмотренных выше, неэтилированное авиационное топливо изобретения работает сопоставимо со стандартным этилированным авиационным топливом 100LL. Особенно важным является тот факт, что неэтилированное топливо подвергается детонации при меньшем потоке топлива, чем сравнительное этилированное топливо. Кроме того, когда детонация действительно происходит, наблюдаемая интенсивность этого эффекта для топлива изобретения обычно меньше, чем для этилированного стандартного топлива.

Сравнительные примеры A-L

Сравнительные примеры A и B

Приведены характеристики для высокооктанового неэтилированного авиационного бензина, содержащего значительное количество кислородсодержащих соединений, который описан в опубликованной заявке на патент США 2008/0244963 как смесь X4 и смесь X7.

Продукт риформинга содержит 14 об. % бензола, 39 об. % толуола и 47 об. % ксилола.

Из приведенных результатов видны трудности выполнения многих требования стандарта ASTM D-910. Указанный подход к разработке высокооктанового неэтилированного авиационного бензина обычно приводит к неприемлемому снижению величины теплоты сгорания (>10% ниже, чем в стандарте ASTM D910) и повышению температуры конца кипения. Даже с поправкой на повышенную плотность этих топливных смесей, уточненная теплота сгорания остается слишком низкой.

Сравнительные примеры C и D

В качестве Сравнительного примера С приведен высокооктановый неэтилированный авиационный бензин, в котором используются значительные количества мезитилена, описанный как Swift 702 в патенте США №8313540. Высокооктановый неэтилированный бензин, описанный в примере 4 опубликованной заявки на патент США № US 20080134571 и № US 20120080000, представлен как Сравнительный пример D.

Как видно из приведенных характеристик, температура замерзания является слишком высокой для обеих смесей в сравнительных примерах С и D.

Сравнительные примеры E-L Другие сравнительные примеры, в которых варьируются компоненты, приведены ниже. Как представляется из примеров, приведенных выше и ниже, изменения состава приводят к тому, что, по меньшей мере, один из показателей становится: МОЧ - слишком низким, RVP - слишком высокой или низкой, температура замерзания - слишком высокой, или теплота сгорания становится слишком низкой.

Сравнительный пример I

изопентан 16 об. % изооктан 15 об. % Узкая фракция алкилата 13 об. % толуол 45 об. % анилин 6 об. % Изобутилацетат 5 об. %

Сравнительный пример J

изопентан 16 об. % изооктан 15 об. % Узкая фракция алкилата 13 об. % толуол 45 об. % анилин 6 об. % Тетрабутилацетат 5 об. %

Сравнительный пример K

изопентан 15 об. % изооктан 17 об. % Узкая фракция алкилата 17 об. % толуол 40 об. % анилин 6 об. % тетрагидрофуран 5 об. %

Сравнительный пример L

изопентан 21 об. % узкая фракция алкилата 13 об. % Изооктан 12 об. % толуол 45 об. % анилин 6 об. % 2-этилгексанол 3 об. %

Изобретение описывает композицию неэтилированного авиационного топлива, которая имеет МОЧ по меньшей мере 99,6, содержание серы меньше чем 0,05 % масс., содержание CHN по меньшей мере 97,8 масс. %, содержание кислорода меньше чем 2,2 масс. %, температуру T10 самое большее 75°C, T40 по меньшей мере 75°C, T50 самое большее 105°C, T90 самое большее 135°C, температуру конца кипения меньше чем 190°C, уточненную теплоту сгорания по меньшей мере 43,5 МДж/кг, давление насыщенного пара в диапазоне от 38 до 49 кПа, температуру замерзания ниже чем -58 °С. Технический результат заключается в получении высокооктановой композиции авиационного топлива с улучшенными характеристиками сгорания, которое отвечает стандарту ASTM D910 для авиационных топлив. 14 з.п. ф-лы, 16 ил., 3 табл., 16 пр.

1. Композиция неэтилированного авиационного топлива, имеющая МОЧ по меньшей мере 99,6, содержание серы меньше чем 0,05 масс.%, содержание CHN по меньшей мере 97,8 масс.%, содержание кислорода меньше чем 2,2 масс.%, температуру T10 самое большее 75ºC, T40 по меньшей мере 75ºC, T50 самое большее 105ºC, T90 самое большее 135ºC, температуру конца кипения ниже чем 190°C, уточненную теплоту сгорания по меньшей мере 43,5 МДж/кг, давление насыщенного пара в диапазоне от 38 до 49 кПа, содержащая:

от 35 об.% до 55 об.% толуола, имеющего МОЧ по меньшей мере 107;

от 2 об.% до 10 об.% анилина;

от 15 об.% до 30 об.% по меньшей мере одного алкилата или смеси алкилатов, имеющей температуру начала кипения в диапазоне от 32°С до 60°C и температуру конца кипения в диапазоне от 105°С до 140°C, имеющей температуру T40 меньше чем 99°C, T50 меньше чем 100°C, T90 меньше чем 110°C; причем алкилат или смесь алкилатов содержит изопарафины, имеющие от 4 до 9 атомов углерода, 3-20 об.% C5 изопарафинов, 3-15 об.% C7 изопарафинов и 60-90 об.% C8 изопарафинов, в расчете на алкилат или смесь алкилатов, и меньше чем 1 об.% C10+, в расчете на алкилат или смесь алкилатов;

от 4 об.% до 10 об.% спирта, имеющего температуру кипения в диапазоне от 80°С до 140°C и содержащего от 4 до 5 атомов углерода; и

от 8 об.% до 26 об.% изопентана, в количестве, достаточном для достижения давления насыщенного пара в диапазоне от 38 до 49 кПа;

где композиция топлива содержит меньше чем 1 об.% ароматических углеводородов C8,

при этом уточненную теплоту сгорания рассчитывают следующим образом:

УТС^* = (УТС_v/плотность)+(% увеличения дальности/% увеличения полезной нагрузки +1),

где УТС^* представляет собой уточненную теплоту сгорания (МДж/кг), УТС_v означает объемную плотность энергии (МДж/л), полученную путем измерения фактической теплоты сгорания, плотность означает плотность топлива (г/л), % увеличения дальности означает увеличение дальности полета летательного аппарата в процентах по сравнению с теплотой УТС_LL (для 100 LL), рассчитанной с использованием теплоты УТС_v и УТС_LL для заданного объема топлива, и % увеличения полезной нагрузки представляет собой соответствующее увеличение полезной грузоподъемности в процентах за счет массы топлива.

2. Композиция неэтилированного авиационного топлива по п. 1, в которой общее содержание изопентана в смеси составляет от 10 об.% до 26 об.%.

3. Композиция неэтилированного авиационного топлива по п. 1, имеющая меньше чем 6 мг/100 мл потенциальных смол.

4. Композиция неэтилированного авиационного топлива по п. 1, в которой присутствует меньше чем 0,2 об.% простых эфиров.

5. Композиция неэтилированного авиационного топлива по п. 1, дополнительно содержащая добавку к авиационному топливу.

6. Композиция неэтилированного авиационного топлива по п. 1, которая имеет температуру замерзания ниже чем -58°C.

7. Композиция неэтилированного авиационного топлива по п. 1, в которой отсутствует спирт, имеющий температуру кипения меньше чем 80°C.

8. Композиция неэтилированного авиационного топлива по п. 1, которая имеет температуру конца кипения самое большее 180°C.

9. Композиция неэтилированного авиационного топлива по п. 1, в которой алкилат или смесь алкилатов имеет содержание С10+ меньше чем 0,1 об.%, в расчете на алкилат или смесь алкилатов.

10. Композиция неэтилированного авиационного топлива по п. 1, в которой спирт выбирают из группы, состоящей из изобутанола, н-бутанола, трет-бутанола, 1-пентанола, 2-пентанола, 3-пентанола, 2-метил-1-бутанола и их смесей.

11. Композиция неэтилированного авиационного топлива по п. 1, в которой спирт имеет температуру кипения в диапазоне от 80°С до 120°C.

12. Композиция неэтилированного авиационного топлива по п. 11, в которой спирт имеет температуру кипения в диапазоне от 90°С до 120°C.

13. Композиция неэтилированного авиационного топлива по п. 1, в которой спирт представляет собой C4 спирт или его смесь.

14. Композиция неэтилированного авиационного топлива по п. 13, в которой спиртом является изобутанол.

15. Композиция неэтилированного авиационного топлива по п. 1, для которой изменение объема при взаимодействии с водой находится в диапазоне ±2 мл, как определено в стандарте ASTM D1094.