RU2349775C1 - Атомный газотурбинный авиационный двигатель - Google Patents

Abstract

Изобретение относится к газотурбинным двигателям. Атомный газотурбинный авиационный двигатель содержит первый и второй контуры, воздухозаборник, внешний и внутренний валы с вентилятором, установленным на внутреннем валу, и компрессор, установленный на внешнем валу, по меньшей мере, одно рабочее колесо турбины, установленное на внешнем валу, а также реактивное сопло. Камера сгорания расположена между компрессором и турбиной. За турбиной установлен двигатель Стирлинга, связанный кинематически с внутренним валом и соединенный трубопроводами циркуляции теплоносителя с ядерным реактором. Перед камерой сгорания и во втором контуре установлены теплообменники, соединенные трубопроводами рециркуляции с ядерным реактором. Двигатель Стирлинга выполнен из двух групп цилиндров: рабочих и поршневых, при этом рабочие цилиндры размещены в первом контуре, а расширительные - во втором. К двигателю Стирлинга присоединены воздушные патрубки. Концы воздушных патрубков выходят в атмосферу, или подсоединены к воздухозаборнику, или присоединены к выходу из первых ступеней компрессора. Изобретение позволяет повысить КПД и надежность двигателя. 5 з.п. ф-лы, 6 ил.

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.

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.

Недостатки: длительное время запуска двигателя и плохая приемистоть на переходных режимах, которая объясняется инерционностью теплообменника, контура рециркуляции теплоносителя и самого ядерного реактора.

Известен авиационный комбинированный двигатель по заявке РФ на изобретение №2002115896, содержащий ГТД и ракетный двигатель.

Недостаток: очень большой расход топлива, потребляемый ракетным двигателем.

Известен авиационный ГТД по патенту РФ №2211935, прототип, содержащий компрессор, камеру сгорания, турбину и реактивное сопло.

Недостатки: повышенный расход топлива, плохая приемистость на переходных режимах и низкая надежность

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.

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.

Сущность изобретения поясняется на фиг.1…6, где:

на фиг.1 приведена схема двигателя,

на фиг.2 - схема охлаждения двигателя Стирлинга,

на фиг.3 и 4 - схема двигателя Стирлинга,

на фиг.5 и 6 - схема двигателя с вытеснительным цилиндром внутри второго контура.

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.

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.

Компрессор 7 содержит ротор компрессора 19 с внешним валом 4. На внешнем валу 4 установлено рабочее колесо турбины 10.

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».

Отличительной особенностью двигателя является наличие двигателя Стирлинга 22 за турбиной 9, конкретно за рабочим колесом турбины 10.

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.

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.

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).

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.

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.

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.

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).

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.

Особенностью двигателя является то, что:

1. Благодаря наличию теплообменника 29 перед камерой сгорания он может работать только на ядерном реакторе 28, при этом камера сгорания 18 не работает.

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.

При работе атомного авиационного газотурбинного двигателя по его контурам температуры распределяются следующим образом:

Т₀ - температура воздуха на входе в двигатель,

Т₁ - температура воздуха во втором контуре,

Т₂ - температура воздуха во втором контуре после вытеснительных цилиндров,

Т₃ - температура продуктов сгорания на выходе из камеры сгорания,

Т₄ - температура продуктов сгорания на выходе из теплообменника,

Т₅ - температура продуктов сгорания на выходе из двигателя Стирлинга,

Т₆ - температура смеси на выходе из реактивного сопла.

Применение изобретения позволило:

1) улучшить запуск и приемистость двигателя на переходных режимах за счет применения углеводородного топлива и тепловой энергии, вырабатываемой ядерным реактором одновременно;

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;

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;

4) улучшить надежность силовой установки за счет уменьшения числа ступеней турбины до одной ступени и распределения большей части нагрузки на двигатель Стирлинга;

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;

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;

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;

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;

9) облегчить запуск и останов двигателя за счет применения двухвальной схемы;

10) уменьшить вес и габариты двигателя и общий вес энергетической установки или самолета за счет компактности ядерного топлива;

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;

12) обеспечить работу двигателя только на углеводородном топливе или на ядерном реакторе или одновременно с использованием энергии ядерного реактора и химической энергии углеводородного топлива;

13) значительно увеличить тягу двигателя за счет размещения теплообменника во втором контуре.

Claims (6)

1. Атомный газотурбинный авиационный двигатель, содержащий первый и второй контуры, внешний и внутренний валы с вентилятором, установленным на внутреннем валу, и компрессор, установленный на внешнем валу, а также, по меньшей мере, одно рабочее колесо турбины, установленное на внешнем валу, и камеру сгорания между компрессором и турбиной, воздухозаборник, турбину и реактивное сопло, отличающийся тем, что за турбиной установлен двигатель Стирлинга, соединенный кинематически с внутренним валом и трубопроводами циркуляции теплоносителя с ядерным реактором, перед камерой сгорания и во втором контуре установлены теплообменники, соединенные трубопроводами рециркуляции с ядерным реактором.

2. Атомный газотурбинный авиационный двигатель по п.1, отличающийся тем, что двигатель Стирлинга выполнен из двух групп цилиндров: рабочих и поршневых, при этом рабочие цилиндры размещены в первом контуре, а расширительные - во втором.

3. Атомный газотурбинный авиационный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что к двигателю Стирлинга присоединены воздушные патрубки.

4. Атомный газотурбинный авиационный двигатель по п.3, отличающийся тем. что концы воздушных патрубков выходят в атмосферу.

5. Атомный газотурбинный авиационный двигатель по п.3, отличающийся тем, что концы воздушных патрубков подсоединены к воздухозаборнику.

6. Атомный газотурбинный авиационный двигатель по п.3, отличающийся тем, что концы воздушных патрубков присоединены к выходу из первых ступеней компрессора.

Images