RU2349775C1 - Nuclear gas-turbine aviation engine - Google Patents
Nuclear gas-turbine aviation engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2349775C1 RU2349775C1 RU2007148497/06A RU2007148497A RU2349775C1 RU 2349775 C1 RU2349775 C1 RU 2349775C1 RU 2007148497/06 A RU2007148497/06 A RU 2007148497/06A RU 2007148497 A RU2007148497 A RU 2007148497A RU 2349775 C1 RU2349775 C1 RU 2349775C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- turbine
- compressor
- cylinders
- shaft
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к двигателестроению, в том числе к авиационным и стационарным газотурбинным двигателям ГТД, и может найти применение в авиастроении, судостроении, на газоперекачивающих станциях и для пиковых энергетических установок в качестве привода для электрогенератора, предназначенного для выработки электроэнергии.The invention relates to engine building, including aircraft and stationary gas turbine engines of gas turbine engines, and can find application in aircraft building, shipbuilding, gas pumping stations and for peak power plants as a drive for an electric generator designed to generate electricity.
Известен ядерный синтезный двигатель по заявке РФ на изобретение №94036369, опубл. 10.07.1996 г. Этот двигатель содержит компрессор, турбину, ядерный реактор и теплообменник вместо камеры сгорания, соединенный с ядерным реактором.Known nuclear synthesis engine according to the application of the Russian Federation for invention No. 94036369, publ. July 10, 1996. This engine contains a compressor, a turbine, a nuclear reactor, and a heat exchanger instead of a combustion chamber connected to a nuclear reactor.
Недостатки: длительное время запуска двигателя и плохая приемистоть на переходных режимах, которая объясняется инерционностью теплообменника, контура рециркуляции теплоносителя и самого ядерного реактора.Disadvantages: a long start-up time of the engine and poor transient response, which is explained by the inertia of the heat exchanger, the coolant recirculation loop, and the nuclear reactor itself.
Известен авиационный комбинированный двигатель по заявке РФ на изобретение №2002115896, содержащий ГТД и ракетный двигатель.Known aircraft combined engine according to the application of the Russian Federation for invention No. 2002115896, containing a gas turbine engine and a rocket engine.
Недостаток: очень большой расход топлива, потребляемый ракетным двигателем.Disadvantage: very high fuel consumption consumed by a rocket engine.
Известен авиационный ГТД по патенту РФ №2211935, прототип, содержащий компрессор, камеру сгорания, турбину и реактивное сопло.Known aviation gas turbine engine according to the patent of Russian Federation No. 2211935, a prototype containing a compressor, a combustion chamber, a turbine and a jet nozzle.
Недостатки: повышенный расход топлива, плохая приемистость на переходных режимах и низкая надежностьDisadvantages: increased fuel consumption, poor throttle response and low reliability
Задачи создания изобретения: повышение КПД и надежности двигателя. Атомный газотурбинный авиационный двигатель, содержащий винт, воздухозаборник, компрессор, камеру сгорания, турбину и реактивное сопло, отличается тем, что двигатель выполнен по двухвальной схеме, за турбиной установлен двигатель Стирлинга, соединенный внутренним валом через редуктор или мультипликатор с винтом, а перед камерой сгорания и во втором контуре установлены теплообменники, соединенные трубопроводами рециркуляции с ядерным реактором. К двигателю Стирлинга присоединены воздушные патрубки. Концы патрубков выходят в атмосферу. Концы патрубков подсоединены к воздухозаборнику или к выходу из первых ступеней компрессора.Objectives of the invention: improving efficiency and engine reliability. A nuclear gas turbine aircraft engine containing a screw, an air intake, a compressor, a combustion chamber, a turbine and a jet nozzle is characterized in that the engine is designed according to a two-shaft design, a Stirling engine is installed behind the turbine, connected by an internal shaft through a gearbox or a gearbox with a screw, and in front of the combustion chamber and in the second circuit heat exchangers are installed, connected by recirculation pipelines to a nuclear reactor. Air tubes are connected to the Stirling engine. The ends of the nozzles go into the atmosphere. The ends of the nozzles are connected to the air intake or to the outlet of the first stages of the compressor.
Предложенное техническое решение обладает новизной, изобретательским уровнем и промышленной применимостью, что подтверждается проведенными патентными исследованиями. Для реализации изобретения достаточно применения известных узлов и деталей, ранее разработанных и реализованных в конструкции газотурбинных двигателей и в машиностроении.The proposed technical solution has novelty, inventive step and industrial applicability, as evidenced by patent research. To implement the invention, it is sufficient to use the known components and parts previously developed and implemented in the design of gas turbine engines and in mechanical engineering.
Сущность изобретения поясняется на фиг.1…6, где:The invention is illustrated in figure 1 ... 6, where:
на фиг.1 приведена схема двигателя,figure 1 shows a diagram of the engine,
на фиг.2 - схема охлаждения двигателя Стирлинга,figure 2 is a diagram of the cooling of a Stirling engine,
на фиг.3 и 4 - схема двигателя Стирлинга,figure 3 and 4 is a diagram of a Stirling engine,
на фиг.5 и 6 - схема двигателя с вытеснительным цилиндром внутри второго контура.figure 5 and 6 is a diagram of an engine with a displacement cylinder inside the second circuit.
Предложенное техническое решение (фиг.1) содержит два контура: первый (наружный) 1 и второй 2, соответственно два вала: внутренний 3 и наружный 4, т.е. двигатель выполнен двухконтурным по двухвальной схеме. Кроме того, двигатель содержит воздухозаборник 5, вентилятор 6, компрессор 7, камеру сгорания 8 и турбину 9. Турбина 8 может содержать одну или несколько ступеней. Далее конструкция двигателя описывается на примере одноступенчатой турбины. Турбина 9 содержит рабочее колесо 10. На выходе из обоих контуров 1 и 2 выполнено реактивное сопло 11, внутри которого установлен смеситель 12 для перемешивания потоков первого и второго контуров.The proposed technical solution (figure 1) contains two circuits: the first (outer) 1 and second 2, respectively, two shafts: inner 3 and outer 4, i.e. the engine is double-circuit in a two-shaft design. In addition, the engine includes an
Атомный газотурбинный авиационный двигатель содержит систему топливоподачи с топливопроводом низкого давления 13, подключенным к входу в топливный насос 14, имеющий привод 15, топливопровод высокого давления 16, вход которого соединен с топливным насосом 14, а выход соединен с кольцевым коллектором 17, кольцевой коллектор 17 соединен с форсунками 18 камеры сгорания 8.A nuclear gas turbine aircraft engine contains a fuel supply system with a low
Компрессор 7 содержит ротор компрессора 19 с внешним валом 4. На внешнем валу 4 установлено рабочее колесо турбины 10.The
Внутренний вал 3 проходит внутри внешнего вала и установлен на опорах 20, внутренний вал 3 установлен на опорах 21. Внутренний вал 3 соединен с одной стороны с вентилятором 6, а с другой - с двигателем Стирлинга 22. К двигателю Стирлинга 22 подсоединен воздушный патрубок 23 (или несколько воздушных патрубков 23), другой конец которого выходит либо в атмосферу, либо в воздухозаборник 5, либо к первым ступеням компрессора 7, либо выходит во второй контур 2. Выхлопные патрубки 24 предназначены для выброса подогретого воздуха из двигателя Стирлинга 22 и выходят внутрь реактивного сопла 11 в полость «В».The
Отличительной особенностью двигателя является наличие двигателя Стирлинга 22 за турбиной 9, конкретно за рабочим колесом турбины 10.A distinctive feature of the engine is the presence of the Stirling
Двигатель Стирлинга 22 состоит из двух частей: группы рабочих цилиндров 25 и группы вытеснительных цилиндров 26, которые соединены трубопроводами 27. Группу вытеснительных цилиндров 26 предпочтительно теплоизолировать от газового тракта газотурбинного двигателя ГТД. Число рабочих цилиндров 25 равно числу вытеснительных цилиндров 26. По объему вытеснительные цилиндры 26 больше, чем рабочие цилиндры 25.The Stirling
Атомный газотурбинный двигатель содержит (фиг.1) ядерный реактор 28 и два теплообменника 29, один из которых установлен перед камерой сгорания 8, а другой - теплообменник 29 установлен во втором контуре 2. Ядерный реактор 28 соединен трубопроводами рециркуляции теплоносителя 30 с двигателем Стирлинга 22, точнее с полостями нагрева «Г» рабочих цилиндров 25 и с теплообменниками 29 (фиг.2). Между ядерным реактором 28 и подводящим трубопроводом рециркуляции теплоносителя 29 установлен насос теплоносителя 31 с приводом 32, а отводящий трубопровод рециркуляции теплоносителя 30 соединяет двигатель Стирлинга 22 с ядерным реактором 28, для отвода теплоносителя. В качестве теплоносителя предпочтительно использовать жидкий натрий.The nuclear gas turbine engine contains (Fig. 1) a nuclear reactor 28 and two
В одном из вариантов исполнения возможно подсоединение воздушного патрубка 23 (воздушных патрубков 23) к воздухозаборнику 5 или к первым ступеням компрессора 6 посредством одного или нескольких трубопроводов 33 (фиг.2).In one embodiment, it is possible to connect the air pipe 23 (air pipes 23) to the
Возможна установка расширительных цилиндров 26 во втором контуре 2 (фиг.5 и 6), в этом случае охлаждение производится воздухом второго контура, имеющим температуру около 100°С, что значительно ниже температуры теплоносителя ядерного реактора.It is possible to install
На фиг.3 и 4 приведена схема одного из вариантов исполнения двигателя Стирлинга 22, который содержит группу рабочих цилиндров 25, имеющих оребрение и заключенных в рабочие кожуха 35, имеющие наружное оребрение 36 с образованием между ними полости нагрева «Г», заполненной теплоносителем. Внутри каждого рабочего цилиндра 25 установлен рабочий поршень 37, который шатуном 38 соединен с внутренним валом двигателя 3. Между рабочим цилиндром 25 и рабочим поршнем 37 образуется рабочая полсть «Д», заполненная рабочим телом, например гелием.Figures 3 and 4 show a diagram of one embodiment of the Stirling
Также двигатель Стирлинга 22 содержит группу вытеснительных цилиндров 26, которые могут быть установлены в кожуха охлаждения 39 или установлены без них во втором контуре 2 двигателя (фиг.5 и 6). Между кожухом охлаждения 39 и вытеснительным цилиндром 26 образуется полость охлаждения «Е». При установке вытеснительных цилиндров 26 во втором контуре 2 кожух охлаждения 39 не нужен.Also, the Stirling
Внутри каждого вытеснительного цилиндра в полости «Ж» установлен вытеснительный поршень 40. Вытеснительный поршень 40 соединен шатуном 41 с внутренним валом двигателя 3. Трубопровод (ы) 27 соединяет (ют) полости «Д» и «Ж» для перетекания рабочего тела из рабочих цилиндров 25 в вытеснительные цилиндры 26. К полости «Г» подсоединены воздушные патрубки 23, а выхлопные трубы 24 соединяют полость «Г» с внутренней полостью «В» реактивного сопла 11 (фиг.1).Inside each displacement cylinder, a
При работе ГТД осуществляют его запуск стартером (стартер на фиг.1…4 не показан). Потом включают привод топливного насоса 15, и топливный насос 14 подает топливо в камеру сгорания 8 к форсункам 28, где оно воспламеняется при помощи электрозапальника (на фиг.1 не показано). В результате продукты сгорания проходят через рабочее колесо турбины 10 и раскручивают его и внешний вал 4, а также ротор компрессора 18. Через 5...7 мин тепло выхлопных газов и одновременно теплоноситель, подаваемый по подводящим трубопроводом рециркуляции теплоносителя 29, прогревает рабочие цилиндры 25 двигателя Стирлинга 22. Двигатель Стирлинга 22 приводится в действие и через внутренний вал 3 и редуктор 3 раскручивает винт 1. Подогретое рабочее тело расширяется в расширительных цилиндрах 26. В результате двигатель запущен и готов к работе. Отключение двигателя производится в обратном порядке. Управление двигателем по режимам не отличается от управления традиционными ГТД.During the operation of the gas turbine engine, it is started by the starter (the starter in Figs. 1 ... 4 is not shown). Then, the drive of the
Особенностью двигателя является то, что:A feature of the engine is that:
1. Благодаря наличию теплообменника 29 перед камерой сгорания он может работать только на ядерном реакторе 28, при этом камера сгорания 18 не работает.1. Due to the presence of the
2. Благодаря наличию теплообменника 29 во втором контуре 2 на выходе из второго контура можно получить температуру воздуха, практически одинаковую с температурой газов на выходе из первого контура, а это увеличит тягу двигателя.2. Due to the presence of the
При работе атомного авиационного газотурбинного двигателя по его контурам температуры распределяются следующим образом:During operation of an atomic aircraft gas turbine engine, temperatures are distributed along its contours as follows:
Т0 - температура воздуха на входе в двигатель,T 0 - air temperature at the engine inlet,
Т1 - температура воздуха во втором контуре,T 1 - air temperature in the second circuit,
Т2 - температура воздуха во втором контуре после вытеснительных цилиндров,T 2 - air temperature in the second circuit after the displacement cylinders,
Т3 - температура продуктов сгорания на выходе из камеры сгорания,T 3 - temperature of the combustion products at the outlet of the combustion chamber,
Т4 - температура продуктов сгорания на выходе из теплообменника,T 4 - temperature of the combustion products at the outlet of the heat exchanger,
Т5 - температура продуктов сгорания на выходе из двигателя Стирлинга,T 5 - the temperature of the combustion products at the outlet of the Stirling engine,
Т6 - температура смеси на выходе из реактивного сопла.T 6 is the temperature of the mixture at the outlet of the jet nozzle.
Применение изобретения позволило:The application of the invention allowed:
1) улучшить запуск и приемистость двигателя на переходных режимах за счет применения углеводородного топлива и тепловой энергии, вырабатываемой ядерным реактором одновременно;1) to improve the starting and throttle response of the engine during transient conditions due to the use of hydrocarbon fuel and thermal energy generated by a nuclear reactor at the same time;
2) повысить надежность двигателя за счет того, что при отказе одной энергетической системы: ядерной или углеводородной, двигатель может продолжать работу, не снижая своей мощности или тяги, что особенно важно в авиации;2) increase the reliability of the engine due to the fact that in the event of a failure of one energy system: nuclear or hydrocarbon, the engine can continue to work without reducing its power or thrust, which is especially important in aviation;
3) повысить КПД газотурбинного двигателя за счет более рациональной компоновки двигателя, второго контура, дающего дополнительную тягу, отсутствия жесткой кинематической связи между двумя валами. Это позволило спроектировать оптимальные компрессор, турбину и двигатель Стерлинга с вентилятором;3) increase the efficiency of the gas turbine engine due to a more rational layout of the engine, the second circuit, which gives additional traction, the absence of a rigid kinematic connection between the two shafts. This allowed us to design the optimal compressor, turbine and Stirling engine with fan;
4) улучшить надежность силовой установки за счет уменьшения числа ступеней турбины до одной ступени и распределения большей части нагрузки на двигатель Стирлинга;4) to improve the reliability of the power plant by reducing the number of turbine stages to one stage and distributing most of the load on the Stirling engine;
5) создать благоприятные условия для работы вентилятора и двигателя Стирлинга, согласовав их оптимальные расчетные угловые скорости вращения вентилятора. Кроме того, применение двухвальной схемы двигателя позволит развязать механически рабочее колесо и ротор турбины и компрессора с одной стороны от вентилятора и двигателя Стирлинга, работа которых при запуске и на переходных режимах значительно различаются, например, по частоте вращения валов и по приемистоти;5) create favorable conditions for the operation of the fan and the Stirling engine by agreeing on their optimal calculated angular rotational speeds of the fan. In addition, the use of a two-shaft engine circuit will allow you to mechanically decouple the impeller and rotor of the turbine and compressor on the one hand from the fan and the Stirling engine, the operation of which at start-up and during transient conditions varies significantly, for example, in terms of shaft speed and acceleration rate;
6) обеспечить оптимальную работу двигателя на переходных режимах, вследствие того что основная составляющая тяги на взлете, если двигатель используется в авиации, создается углеводородным топливом, а ядерный реактор вступает в работу на крейсерском режиме и может обеспечить нахождение самолета в воздухе до одного года непрерывно. Несмотря на плохую приемистость двигателя Стирлинга при резком изменении расхода топлива через камеру сгорания суммарная тяга двигателя будет изменяться практически мгновенно за счет реактивной составляющей. Через 5…7 мин мощности, развиваемые винтом и газогенератором, перераспределятся, например, при форсировании основную тяговую нагрузку будет нести вентилятор, имеющий хороший КПД на дозвуковых скоростях, в результате экономичность двигателя на крейсерском режиме полета значительно возрастет;6) to ensure optimal engine operation in transient conditions, due to the fact that the main component of takeoff thrust, if the engine is used in aviation, is created by hydrocarbon fuel, and the nuclear reactor enters into operation on a cruising mode and can ensure the aircraft remains in the air for up to one year continuously. Despite the poor throttle response of the Stirling engine with a sharp change in fuel consumption through the combustion chamber, the total thrust of the engine will change almost instantly due to the reactive component. After 5 ... 7 min, the power developed by the propeller and the gas generator will be redistributed, for example, during forcing, the main traction load will be borne by a fan having good efficiency at subsonic speeds, as a result, the engine's efficiency in cruising flight mode will increase significantly;
7) значительно уменьшить расход топлива при эксплуатации самолета. Это имеет важное значение в связи с исчерпанием ресурсов углеводородного топлива, его удорожанием и отсутствием альтернативы этому виду топлива. Применение водорода, имеющего стоимость, в сотни раз большую, чем керосин, в ближайшие 100 лет бесперспективно, а использование сжиженного природного газа из-за его плохих энергетических характеристик и сложности в эксплуатации криогенной техники пока весьма ограничено;7) significantly reduce fuel consumption during aircraft operation. This is important in connection with the exhaustion of hydrocarbon fuel resources, its cost and lack of alternatives to this type of fuel. The use of hydrogen, which has a cost hundreds of times greater than kerosene, is unpromising in the next 100 years, and the use of liquefied natural gas due to its poor energy characteristics and difficulty in operating cryogenic equipment is still very limited;
8) облегчить условия работы вентилятора за счет его нежесткой связи с валом компрессора и возможности их взаимного проскальзывания и рассогласования оборотов ротора компрессора и ротора вентилятора;8) to facilitate the working conditions of the fan due to its non-rigid connection with the compressor shaft and the possibility of their mutual slippage and mismatch of the revolutions of the compressor rotor and the fan rotor;
9) облегчить запуск и останов двигателя за счет применения двухвальной схемы;9) to facilitate starting and stopping the engine through the use of a two-shaft scheme;
10) уменьшить вес и габариты двигателя и общий вес энергетической установки или самолета за счет компактности ядерного топлива;10) reduce the weight and dimensions of the engine and the total weight of the power plant or aircraft due to the compactness of nuclear fuel;
11) снизить стоимость двигателя за счет отказа от дорогостоящих материалов, используемых при изготовлении турбины и решить проблему охлаждения турбины, во-первых, снизив температуру перед ней; во-вторых, направив весь охлаждающий воздух на охлаждение только одной ступени турбины, вместо 4-х… 5-ти ступеней, применяемых ранее на мощных газотурбинных двигателях;11) reduce the cost of the engine due to the rejection of expensive materials used in the manufacture of the turbine and solve the problem of cooling the turbine, firstly, by lowering the temperature in front of it; secondly, by directing all the cooling air to cool only one stage of the turbine, instead of the 4 ... 5 stages previously used on powerful gas turbine engines;
12) обеспечить работу двигателя только на углеводородном топливе или на ядерном реакторе или одновременно с использованием энергии ядерного реактора и химической энергии углеводородного топлива;12) ensure that the engine operates only on hydrocarbon fuel or on a nuclear reactor, or simultaneously using the energy of a nuclear reactor and the chemical energy of hydrocarbon fuel;
13) значительно увеличить тягу двигателя за счет размещения теплообменника во втором контуре.13) significantly increase engine thrust due to the placement of the heat exchanger in the secondary circuit.
Claims (6)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2007148497/06A RU2349775C1 (en) | 2007-12-24 | 2007-12-24 | Nuclear gas-turbine aviation engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2007148497/06A RU2349775C1 (en) | 2007-12-24 | 2007-12-24 | Nuclear gas-turbine aviation engine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2349775C1 true RU2349775C1 (en) | 2009-03-20 |
Family
ID=40545312
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2007148497/06A RU2349775C1 (en) | 2007-12-24 | 2007-12-24 | Nuclear gas-turbine aviation engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2349775C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN111779576A (en) * | 2020-07-13 | 2020-10-16 | 中国航空发动机研究院 | Combined type propelling device, system and control method |
-
2007
- 2007-12-24 RU RU2007148497/06A patent/RU2349775C1/en active
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN111779576A (en) * | 2020-07-13 | 2020-10-16 | 中国航空发动机研究院 | Combined type propelling device, system and control method |
| CN111779576B (en) * | 2020-07-13 | 2022-07-05 | 中国航空发动机研究院 | Combined type propelling device, system and control method |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN110529256B (en) | Air cycle assembly for a gas turbine engine assembly | |
| US10495001B2 (en) | Combustion section heat transfer system for a propulsion system | |
| US11773782B2 (en) | Gas turbine engines having cryogenic fuel systems | |
| US11542869B2 (en) | Dual cycle intercooled hydrogen engine architecture | |
| US11828200B2 (en) | Hydrogen-oxygen fueled powerplant with water and heat recovery | |
| EP4367374A1 (en) | Hydrogen powered geared turbofan engine with reduced size core engine | |
| RU2424441C1 (en) | Nuclear turboprop gas turbine engine | |
| EP4123146A1 (en) | Dual cycle intercooled engine architectures | |
| EP4137686A1 (en) | Propulsion systems for aircraft | |
| RU2379532C1 (en) | Nuclear gas turbine aircraft engine | |
| RU2349775C1 (en) | Nuclear gas-turbine aviation engine | |
| RU2376483C1 (en) | Nuclear gas turbine engine with afterburning | |
| RU2594828C1 (en) | Propulsion engine of supersonic aircraft | |
| RU2336429C1 (en) | Nuclear gas turbine engine | |
| RU2334115C1 (en) | Double-stage gas turbine engine | |
| RU2425243C1 (en) | Nuclear turboprop gas turbine engine | |
| RU2375219C1 (en) | Nuclear gas turbine locomotive and its power plant | |
| RU2179255C2 (en) | Hypersonic cryogenic air-jet engine | |
| RU2424438C1 (en) | Turboprop gas turbine engine with nuclear power plant | |
| RU2363604C1 (en) | Gas turbine locomotive and its power plant | |
| US11987377B2 (en) | Turbo expanders for turbine engines having hydrogen fuel systems | |
| RU2591361C1 (en) | Engine of hypersonic aircraft | |
| US20240229717A9 (en) | Gas turbine engine fuel system | |
| US20240133343A1 (en) | Gas turbine engine fuel system | |
| RU2435049C1 (en) | Nuclear turboprop gas turbine engine |