RU2375219C1 - Nuclear gas turbine locomotive and its power plant - Google Patents
Nuclear gas turbine locomotive and its power plant Download PDFInfo
- Publication number
- RU2375219C1 RU2375219C1 RU2008141789/11A RU2008141789A RU2375219C1 RU 2375219 C1 RU2375219 C1 RU 2375219C1 RU 2008141789/11 A RU2008141789/11 A RU 2008141789/11A RU 2008141789 A RU2008141789 A RU 2008141789A RU 2375219 C1 RU2375219 C1 RU 2375219C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- gas turbine
- drive
- nuclear
- engine
- cylinders
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к рельсовым транспортным средствам - локомотивам, и двигателестроению, в том числе к газотурбинным двигателям ГТД с ядерным реактором.The invention relates to rail vehicles - locomotives, and engine building, including gas turbine engines of a gas turbine engine with a nuclear reactor.
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 приемистость на переходных режимах, которая объясняется инерционностью теплообменника, контура рециркуляции теплоносителя и самого ядерного реактора.Disadvantages: long engine start-up time 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: увеличение мощности и КПД газотурбовоза (локомотива) и повышение КПД и надежности двигателя для газотурбовоза.Objectives of the invention: increasing the power and efficiency of a gas turbo locomotive (locomotive) and increasing the efficiency and reliability of an engine for a gas turbo locomotive.
Решение указанных задач достигнуто за счет того, что атомный газотурбовоз, содержащий атомную и газотурбинную секции, содержащие установленные на колесных парах шасси корпуса с боковыми стенками и крышей, при этом в атомной секции установлен ядерный реактор, а в газотурбинной секции - газотурбинный привод, соединенный валом с тяговым генератором, соединенным электрическими связями с приводными электродвигателями, отличается тем, что секции соединены трубопроводами рециркуляции второго контура, а на газотурбинной секции установлены два воздухозаборника, соединенных воздухопроводами с воздухозаборником газотурбинного привода.The solution to these problems was achieved due to the fact that an atomic gas turbine locomotive containing an atomic and gas turbine sections, containing mounted on the wheelsets of the chassis chassis with side walls and a roof, while a nuclear reactor is installed in the atomic section, and a gas turbine drive connected to the shaft in the gas turbine section with a traction generator, connected by electrical connections to drive motors, characterized in that the sections are connected by secondary recirculation pipelines, and two are installed on the gas turbine section and an air intake connected by air ducts to the air intake of the gas turbine drive.
Решение указанных задач достигнуто в двигательной установке атомного газотурбовоза, содержащей газотурбинный привод и ядерный реактор, соединенный с газотурбинным приводом трубопроводами циркуляции теплоносителя с теплообменником, который соединен трубопроводами циркуляции второго контура с теплообменником второго контура, который перепускными трубопроводами соединен с газотурбинным приводом, содержащим первый и второй контуры, вал, вентилятор, компрессор, камеру сгорания и турбину, отличающейся тем, что между компрессором и камерой сгорания выполнена заслонка, за турбиной на валу установлен двигатель Стирлинга, содержащий рабочие и расширительные цилиндры, при этом полости заслонки и перед рабочими цилиндрами соединены перепускными трубопроводами с теплообменником второго контура. Расширительные цилиндры установлены за вентилятором.The solution of these problems was achieved in a propulsion system of an atomic gas turbine locomotive containing a gas turbine drive and a nuclear reactor connected to a gas turbine drive by heat carrier circulation pipelines with a heat exchanger, which is connected by a secondary circuit circulation pipelines to a second circuit heat exchanger, which is connected to bypass pipelines to a gas turbine drive containing the first and second circuits, shaft, fan, compressor, combustion chamber and turbine, characterized in that between the compressor and the chamber A flap of combustion was performed; a Stirling engine was installed on the shaft behind the turbine, containing working and expansion cylinders, while the cavity of the flap and in front of the working cylinders were connected by bypass pipelines to the heat exchanger of the second circuit. Expansion cylinders are installed behind the fan.
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 фиг.1…6, где:The invention is illustrated in figure 1 ... 6, where:
на фиг.1 приведена схема газотурбовоза,figure 1 shows a diagram of a gas turbine locomotive,
на фиг.2 приведен вид газотурбовоза спереди со стороны газотурбинной секции,figure 2 shows a front view of a gas turbine locomotive from a gas turbine section,
на фиг.3 и 4 приведена схема двигательной установки,figure 3 and 4 shows a diagram of a propulsion system,
на фиг.5 приведена схема двигателя Стирлинга,figure 5 shows a diagram of a Stirling engine,
на фиг.6 приведен разрез А-А.Fig.6 shows a section aa.
Предложенное техническое решение по схемной компоновке газотурбовоза (фиг.1 и 2) содержит реакторную секцию 1, газотурбинную секцию 2 с кабинами машиниста 3, соединенные последовательно и обращенные кабинами машиниста 3 в противоположные стороны. Каждая секция содержит шасси 4, колесные пары 5 и корпус 6 с боковыми стенками 7 и с крышей 8.The proposed technical solution for the circuit layout of a gas turbine locomotive (Figs. 1 and 2) comprises a
Внутри реакторной секции 1 расположен ядерный реактор 9 с трубопроводами рециркуляции жидкометаллического теплоносителя 10 и 11, насосом рециркуляции 12 и теплообменником 13. Кабина машинистов 3 отделена от ядерного реактора 9 защитной стеной 14.Inside the
В газотурбинной секции 2 смонтирован газотурбинный привод 15, соединенный валом 16 привода с тяговым генератором 17. С обеих сторон газотурбинной секции 2 выполнены воздухозаборники 18, которые воздухоподводящими каналами 19 соединены с входом в газотурбинный привод 15. На газотурбинной секции 2 на ее крыше 8 установлена выхлопная труба 20. Колесные пары 5 соединены валами 21 с электродвигателями 22. Тяговый генератор соединен электрическими связями 23 с тяговыми электродвигателями 22. Секции 1 и 2 соединены трубопроводами рециркуляции второго контура 27 и 28, в одном из которых установлен насос 29 с теплообменником второго контура 30. Теплообменник второго контура 30 соединен трубопроводами перепуска воздуха 31 и 32 с газотурбинным приводом 17.In the gas-
Предложенное техническое решение по двигательной установке (фиг.3) содержит газотурбинный привод 15 с двумя контурами: первым 33 и вторым 34. Газотурбинный привод 15 содержит воздухозаборник 35 с входным обтекателем 36, компрессор 37, камеру сгорания 38 и турбину 39. Турбина 39 может содержать одну или несколько ступеней. Далее конструкция двигателя описывается на примере одноступенчатой турбины. Турбина 39 содержит сопловой аппарат 40 и рабочее колесо 41. Между компрессором 37 и камерой сгорания 38 выполнена заслонка 43, которая может перекрывать воздушный поток и направлять его по трубопроводам перепуска 44 через теплообменник второго контура 30 в полость за турбиной 39. На входе второго контура 34 установлен вентилятор 46, далее установлены реактивное сопло, выходной обтекатель 47, смеситель 48 и выхлопное устройство 49, к которому подсоединена выхлопная труба 20.The proposed technical solution for a propulsion system (figure 3) contains a
Компрессор 37 содержит ротор 50 компрессора, установленные на валу 16 привода, на котором также установлено рабочее колесо 41 турбины 39. Вал 16 привода установлен на подшипниковых опорах 51.The
Атомный газотурбинный двигатель содержит систему топливоподачи 52 с топливопроводом низкого давления 53, подключенным к входу в топливный насос 54, имеющий привод 55, топливопровод высокого давления 56, вход которого соединен с топливным насосом 54, а выход соединен с регулятором 57, имеющим привод 58 и далее с кольцевым коллектором 59; кольцевой коллектор 59 соединен с форсунками 42 камеры сгорания. Двигательная установка содержит блок управления 60, который электрическими связями 23 соединен с приводами 55 и 58 и с коммутатором 61.A nuclear gas turbine engine comprises a fuel supply system 52 with a low pressure fuel line 53 connected to an inlet of a fuel pump 54 having an
За турбиной 39 на валу 16 привода установлен двигатель Стирлинга 62. Двигатель Стирлинга 62 установлен между опорами 63 и 64. Двигатель Стирлинга 62 состоит из двух частей: группы рабочих цилиндров 65 и группы вытеснительных цилиндров 66, которые соединены трубопроводами 67. Группа вытеснительных цилиндров 66 установлена за вентилятором 46, что значительно повышает эффективность его работы и КПД. Число рабочих цилиндров 65 равно числу вытеснительных цилиндров 66. По объему вытеснительные цилиндры 66 больше, чем рабочие цилиндры 65. От работы вытеснительных цилиндров в значительной степени зависит КПД двигателя Стирлинга.Behind the
На фиг.4 и 5 приведена схема одного из вариантов исполнения двигателя Стирлинга 62, который содержит группу рабочих цилиндров 65, имеющих оребрение и заключенных в рабочие кожухи 35, имеющие наружное оребрение 69, с образованием между ними полости нагрева «Г», заполненной теплоносителем. Внутри каждого рабочего цилиндра 65 установлен рабочий поршень 70, который шатуном 71 соединен с внутренним валом двигателя 3. Между рабочим цилиндром 65 и рабочим поршнем 70 образуется рабочая полость «Д», заполненная рабочим телом, например гелием.Figures 4 and 5 show a diagram of one embodiment of the Stirling engine 62, which contains a group of working
Также двигатель Стирлинга 62 содержит группу вытеснительных цилиндров 66, которые могут быть установлены в кожухи охлаждения 72 или установлены без них во втором контуре 2 двигателя (фиг.5 и 6). Между кожухом охлаждения 72 и вытеснительным цилиндром 66 образуется полость охлаждения «Е». При установке вытеснительных цилиндров 66 во втором контуре 34 кожух охлаждения не нужен.Also, the Stirling engine 62 contains a group of
Внутри каждого вытеснительного цилиндра в полости «Ж» установлен вытеснительный поршень 73. Вытеснительный поршень соединен шатуном 74 с валом 16 привода. Трубопровод(ы) 67 соединяет(ют) полости «Д» и «Ж» для перетекания рабочего тела из рабочих цилиндров 65 в вытеснительные цилиндры 66. К полости «Г» подсоединен трубопровод перепуска 44.Inside each displacement cylinder, a
При работе ГТД осуществляют его запуск стартером (не показан). Потом включают привод 55 топливного насоса и топливный насос 54 подает топливо в камеру сгорания 38 к форсункам 39, где оно воспламеняется при помощи электрозапальника (не показано). В результате продукты сгорания проходят через рабочее колесо 42 турбины и раскручивают его и вал 16 привода, а также ротор компрессора. Через 5…7 мин тепло выхлопных газов прогревает рабочие цилиндры 65 двигателя Стирлинга 62. Двигатель Стирлинга 62 приводится в действие и через внутренний вал 16 привода снимается мощность. Подогретое рабочее тело расширяется в расширительных цилиндрах 66. В результате двигатель Стирлинга запущен, работает на углеводородном топливе и готов к работе на ядерном реакторе 9.When the gas turbine engine runs, it is started by a starter (not shown). Then turn on the
Для работы на ядерном горючем запускают ядерный реактор 9 и насосы 12 и 29. Тепло передается последовательно в теплообменник 13 и далее в теплообменник второго контура 30. Заслонкой 43 перекрывают осевой канал и открывают радиальный канал, т.е. подачу воздуха в камеру сгорания 38 прекращают, а сжатый воздух по трубопроводу перепуска 44 подают в теплообменник второго контура и далее по трубопроводу перепуска 45 - в полость за камерой сгорания 38, в результате двигатель Стирлинга 62 и турбина 40 будут работать на тепловой энергии, вырабатываемой в ядерном реакторе 9. Подачу углеводородного топлива прекращают, выключив привод 55 топливного насоса 54. Отключение двигательной установки производится в обратном порядке. Управление двигательной установкой по режимам не отличается от управления традиционными ГТД.To operate on nuclear fuel, a
При работе двигателя по его контурам температуры распределяются следующим образом:When the engine is running, temperatures are distributed along its contours as follows:
- Т0 - температура воздуха на входе в двигатель,- T 0 - air temperature at the inlet to the engine,
- T1 - 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 - temperature of the combustion products at the exit of the Stirling engine,
- Т6 - температура смеси на выходе из реактивного сопла.- T 6 - 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 двигательной установки на переходных режимах за счет применения углеводородного топлива или тепловой энергии, вырабатываемой ядерным реактором.1. To improve the launch and throttle response of the propulsion system in transient conditions through the use of hydrocarbon fuel or thermal energy generated by a nuclear reactor.
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. To 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 operate without reducing its power or thrust, which is especially important in aviation.
3. Повысить КПД двигательной установки за счет более рациональной компоновки двигателя, расположения вытеснительных цилиндров за вентилятором, отсутствия жесткой кинематической связи между двумя валами. Это позволило спроектировать оптимальные компрессор и турбину и двигатель Стирлинга с вентилятором.3. To increase the efficiency of the propulsion system due to a more rational layout of the engine, the location of the displacement cylinders behind the fan, the absence of a rigid kinematic connection between the two shafts. This made it possible to design the optimal compressor and 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. 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.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.
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. Ensure optimal engine operation during transitions due to the fact that the main component of take-off thrust, if the engine is used in aviation, is created by hydrocarbon fuel, and the nuclear reactor enters cruising operation 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, when 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 is hundreds of times more expensive 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. Уменьшить вес и габариты двигателя и общий вес энергетической установки за счет компактности ядерного топлива.8. To reduce the weight and dimensions of the engine and the total weight of the power plant due to the compactness of nuclear fuel.
9. 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.9. 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, and secondly, by directing all the cooling air to cool only one stage of the turbine instead of 4 ... 5 steps previously used on powerful gas turbine engines.
Claims (3)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2008141789/11A RU2375219C1 (en) | 2008-10-21 | 2008-10-21 | Nuclear gas turbine locomotive and its power plant |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2008141789/11A RU2375219C1 (en) | 2008-10-21 | 2008-10-21 | Nuclear gas turbine locomotive and its power plant |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2375219C1 true RU2375219C1 (en) | 2009-12-10 |
Family
ID=41489465
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2008141789/11A RU2375219C1 (en) | 2008-10-21 | 2008-10-21 | Nuclear gas turbine locomotive and its power plant |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2375219C1 (en) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2623358C1 (en) * | 2016-06-28 | 2017-06-23 | Александр Прокопьевич Зиновьев | Nuclear vehicle for people and cargos transportation by the railway |
-
2008
- 2008-10-21 RU RU2008141789/11A patent/RU2375219C1/en active
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2623358C1 (en) * | 2016-06-28 | 2017-06-23 | Александр Прокопьевич Зиновьев | Nuclear vehicle for people and cargos transportation by the railway |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US7836680B2 (en) | Aircraft combination engines thermal management system | |
US10240522B2 (en) | Auxiliary power unit with combined cooling of generator | |
US9422863B2 (en) | Method and architecture for recombining the power of a turbomachine | |
US5392595A (en) | Endothermic fuel energy management system | |
EP4095369A2 (en) | Dual cycle intercooled hydrogen engine architecture | |
EP4303418A1 (en) | Hybrid electric power for turbine engines having hydrogen fuel systems | |
RU2375219C1 (en) | Nuclear gas turbine locomotive and its power plant | |
EP4123146A1 (en) | Dual cycle intercooled engine architectures | |
US20230304439A1 (en) | Turbine engines having hydrogen fuel systems | |
RU2379532C1 (en) | Nuclear gas turbine aircraft engine | |
RU2594828C1 (en) | Propulsion engine of supersonic aircraft | |
RU2392461C1 (en) | Power plant of nuclear gas turbine locomotive | |
RU2376483C1 (en) | Nuclear gas turbine engine with afterburning | |
RU2349775C1 (en) | Nuclear gas-turbine aviation engine | |
RU2425243C1 (en) | Nuclear turboprop gas turbine engine | |
RU2363604C1 (en) | Gas turbine locomotive and its power plant | |
RU2336429C1 (en) | Nuclear gas turbine engine | |
RU2334115C1 (en) | Double-stage gas turbine engine | |
US11987377B2 (en) | Turbo expanders for turbine engines having hydrogen fuel systems | |
RU2424438C1 (en) | Turboprop gas turbine engine with nuclear power plant | |
RU2591361C1 (en) | Engine of hypersonic aircraft | |
EP4361419A1 (en) | Gas turbine engine fuel system | |
RU2374468C1 (en) | Gas turbine for gas-compressor plant | |
RU2435049C1 (en) | Nuclear turboprop gas turbine engine | |
RU2381152C1 (en) | Multi-stage carrier rocket with nuclear rocket engines |