RU2379532C1 - Атомный газотурбинный авиационный двигатель - Google Patents

Abstract

Атомный газотурбинный авиационный двигатель содержит 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, камеру сгорания между компрессором и турбиной, воздухозаборник, турбину и реактивное сопло с центральным обтекателем. За турбиной в центральном обтекателе реактивного сопла установлен двигатель Стирлинга, соединенный с внутренним валом и трубопроводами циркуляции теплоносителя с ядерным реактором, а воздушным каналом между валами - с полостью за вентилятором. Перед камерой сгорания и во втором контуре установлены теплообменники, соединенные трубопроводами рециркуляции с ядерным реактором. Двигатель Стирлинга выполнен из двух групп цилиндров: рабочих и расширительных, при этом рабочие цилиндры размещены в первом контуре, а расширительные - во втором. Изобретение направлено на повышение КПД и надежности двигателя. 2 з.п. ф-лы, 4 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 приемистость 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, потребляемого 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.

Решение указанных задач достигнуто в атомном газотурбинном авиационном двигателе, содержащем 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, камеру сгорания между компрессором и турбиной, воздухозаборник, турбину и реактивное сопло с центральным обтекателем, тем, что за турбиной в центральном обтекателе реактивного сопла установлен двигатель Стирлинга, соединенный с внутренним валом и трубопроводами циркуляции теплоносителя с реактором, а воздушным каналом между валами - с полостью за вентилятором. Перед камерой сгорания и во втором контуре могут быть установлены теплообменники, соединенные трубопроводами рециркуляции с ядерным реактором. Двигатель Стирлинга может быть выполнен из двух групп цилиндров: рабочих и расширительных, при этом рабочие цилиндры размещены в первом контуре, а расширительные - во втором.

Сущность изобретения поясняется на фиг.1…4, где

на фиг.1 приведена схема двигателя,

на фиг.2 приведена схема охлаждения двигателя Стирлинга,

на фиг.3 приведена схема двигателя Стирлинга,

на фиг.4 показано сечение А-А фиг.3.

Предложенное техническое решение (фиг.1) содержит два контура: первый 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 9 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 внутренний обтекатель 12.

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, внешний вал 4 установлен на опорах 21. Внутренний вал 3 соединен с одной стороны с вентилятором 6, а с другой с двигателем Стирлинга 22. Двигатель Стирлинга 22 установлен внутри внутреннего обтекателя 12, что позволяет уменьшить его диаметральные габариты и центробежные нагрузки на детали двигателя Стирлинга, а также уменьшить загромождение газодинамического тракта ГТД за турбиной, что повысит КПД двигателя в целом. К двигателю Стирлинга 22 подсоединен воздушный канал 23, другой конец которого выходит в полость «Б» за вентилятором 6. Выхлопные патрубки 24 предназначены для выброса подогретого воздуха из двигателя Стирлинга 22 и выходят внутрь реактивного сопла 11 в полость «В» через осевое отверстие «Г», выполненное вдоль оси внутреннего обтекателя 12.

Отличительной особенностью двигателя является наличие двигателя Стирлинга 22 за турбиной 9, конкретно за рабочим колесом турбины 10 и его размещение внутри внутреннего обтекателя 12, чтобы не загромождать затурбинный газодинамический тракт.

Двигатель Стирлинга 22 состоит из двух частей: группы рабочих цилиндров 25 и группы расширительных цилиндров 26, которые соединены трубопроводами 27. Число рабочих цилиндров 25 равно числу расширительных цилиндров 26. По объему расширительные цилиндры 26 больше, чем рабочие цилиндры 25.

Атомный газотурбинный двигатель содержит (фиг.1) ядерный реактор 28, соединенный трубопроводами рециркуляции теплоносителя: соответственно подводящим 29 и отводящим 30, с двигателем Стирлинга 22, точнее с полостями нагрева «Г» рабочих цилиндров 25 (фиг.2). Над 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.

Перед камерой сгорания 8 установлен теплообменник 33, а во втором контуре 2 - теплообменник 34, подключенные к подводящему и отводящему трубопроводам рециркуляции: соответственно 29 и 30.

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 кожухи 35, имеющих наружное оребрение 36 с образованием между ними полости нагрева «Д», 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 «Е», заполненная рабочим телом, например гелием.

Также двигатель Стирлинга 22 содержит группу расширительных цилиндров 26, которые могут быть установлены в кожухи охлаждения 39. Между кожухом охлаждения 39 и расширительным цилиндром 26 образуется полость охлаждения «Ж». При установке расширительных цилиндров 26 во втором контуре 2 кожух охлаждения 39 не нужен.

Внутри каждого расширительного цилиндра в полости «И» установлен расширительный поршень 40. Расширительный поршень 40 соединен шатуном 41 с внутренним валом двигателя 3. Трубопровод(ы) 27 соединяет(ют) полости «Е» и «И» для перетекания рабочего тела из рабочих цилиндров 25 в расширительные цилиндры 26. К полости «Д» подсоединены воздушные патрубки 23, а выхлопные трубы 24 соединяют полость «Д» с внутренней полостью «В» реактивного сопла 11 (фиг.1).

При работе ГТД осуществляют его запуск стартером (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 (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 трубопроводам рециркуляции теплоносителя 29, прогревает рабочие цилиндры 25 двигателя Стирлинга 22. В результате двигатель запущен и готов к работе. Отключение двигателя производится в обратном порядке. Управление двигателем по режимам не отличается от управления традиционными ГТД.

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

- Т0 - температура воздуха на входе в двигатель,

- T1 - температура воздуха во втором контуре,

- Т2 - температура воздуха во втором контуре после расширительных 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 и турбину и двигатель Стирлинга с вентилятором.

4. Улучшить надежность силовой установки за счет уменьшения числа ступеней турбины и распределения большей части нагрузки на двигатель Стирлинга.

5. Создать благоприятные условия для работы вентилятора и двигателя Стерлинга, согласовав 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 различается, например, по частоте вращения валов и по приемистости.

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 Стерлинга 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 вентилятором 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 стоимость керосина, 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…5 ступеней, применяемых ранее на мощных газотурбинных двигателях.

Claims (3)

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, камеру сгорания между компрессором и турбиной, воздухозаборник, турбину и реактивное сопло с центральным обтекателем, отличающийся тем, что за турбиной в центральном обтекателе реактивного сопла установлен двигатель Стерлинга, соединенный с внутренним валом и трубопроводами циркуляции теплоносителя с ядерным реактором, а воздушным каналом между валами - с полостью за вентилятором.

2. Атомный газотурбинный авиационный двигатель по п.1, отличающийся тем, что перед камерой сгорания и во втором контуре установлены теплообменники, соединенные трубопроводами рециркуляции с ядерным реактором.

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

Images