RU2383762C1

RU2383762C1 - Combined nuclear afterburner aircraft engine

Info

Publication number: RU2383762C1
Application number: RU2008138873/06A
Authority: RU
Inventors: Николай Борисович Болотин (RU); Николай Борисович Болотин
Original assignee: Николай Борисович Болотин
Priority date: 2008-09-30
Filing date: 2008-09-30
Publication date: 2010-03-10

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: combined nuclear aircraft engine comprises two-stage gas turbine engine with inner and outer shafts, HP and LP compressors, combustion chamber with fuel line running from fuel pump connected thereto, turbine and jet nozzle. Stirling engine is fitted in engine inner shaft and comprises at least one work cylinder arranged downstream the turbine and at least one expansion cylinder mounted downstream the work cylinder. Ahead of work cylinder heat exchanger is mounted communicated by circulation pipelines with nuclear reactor. Every expansion cylinder has a casing to make, together with said cylinder, a cooling chamber with its inlet communicated with air feed branch pipe outlet. Air feed branch pipe inlet communicates, via flow rate controller, with a chamber arranged between LH and HP compressors. Cooling chamber outlet communicates the jet nozzle inner chamber that accommodates afterburner heat exchanger communicated with circulation pipelines. One of the latter accommodates circulation pump with afterburner heat exchanger.

EFFECT: higher efficiency.

2 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к авиадвигателестроению.The invention relates to aircraft engine manufacturing.

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.The disadvantage is the very high fuel consumption consumed by the 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.

Недостаток - низкий кпд и, как следствие, большой удельный расход топлива.The disadvantage is low efficiency and, as a result, a large specific fuel consumption.

Задача создания изобретения - значительное повышение кпд двигателя.The objective of the invention is a significant increase in engine efficiency.

Решение указанной задачи достигнуто в комбинированном атомном авиационном двигателе, содержащем двухкаскадный газотурбинный двигатель с внутренним и внешним валами и компрессорами низкого и высокого давлений, камерой сгорания, к которой подведен топливный трубопровод от топливного насоса, турбиной и реактивным соплом, тем, что за турбиной на внутреннем валу двигателя установлен двигатель Стирлинга, который содержит, по меньшей мере, один рабочий цилиндр, установленный за турбиной по потоку и, по меньшей мере, один расширительный цилиндр, установленный за рабочим цилиндром по потоку, при этом перед рабочим цилиндром установлен теплообменник, соединенный трубопроводами рециркуляции с ядерным реактором, каждый расширительный цилиндр имеет кожух, образующий с этим цилиндром охлаждающую полость, вход в охлаждающую полость соединен с выходом воздухоподводящего патрубка, вход которого соединен через регулятор расхода с полостью между компрессорами низкого и высокого давлений, выход из охлаждающей полости соединен с полостью внутри реактивного сопла, внутри реактивного сопла установлен форсажный теплообменник, соединенный трубопроводами рециркуляции, в одном из которых установлен насос рециркуляции с форсажным теплообменником. Все расширительные цилиндры частично или полностью установлены внутри обтекателя реактивного сопла.The solution to this problem was achieved in a combined nuclear aircraft engine containing a two-stage gas turbine engine with internal and external shafts and low and high pressure compressors, a combustion chamber to which the fuel pipe from the fuel pump is connected, a turbine and a jet nozzle, which is behind the turbine on the internal a Stirling engine is installed on the engine shaft, which comprises at least one working cylinder mounted downstream of the turbine and at least one expansion cylinder dr installed behind the working cylinder downstream, while a heat exchanger is installed in front of the working cylinder, connected by recirculation pipelines to a nuclear reactor, each expansion cylinder has a casing that forms a cooling cavity with this cylinder, the entrance to the cooling cavity is connected to the outlet of the air supply pipe, the input of which is connected through a flow regulator with a cavity between the low and high pressure compressors, the outlet from the cooling cavity is connected to the cavity inside the jet nozzle, inside the jet nozzle mounted afterburner heat exchanger connected by recirculation pipelines, in one of which is installed a recirculation pump with afterburner heat exchanger. All expansion cylinders are partially or completely installed inside the radome of the jet nozzle.

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…3,The invention is illustrated in figure 1 ... 3,

где на фиг.1 приведена схема авиационного двигателя,where figure 1 shows a diagram of an aircraft engine,

на фиг.2 приведена схема двигателя Стирлинга,figure 2 shows a diagram of a Stirling engine,

на фиг.3 приведен разрез А-А.figure 3 shows a section aa.

Газотурбинный двигатель (ГТД) 1 выполнен двухвальным и содержит внутренний вал 2 и внешний вал 3, компрессор 4, состоящий, в свою очередь, из первого и второго каскадов компрессора 5 и 6 соответственно, далее расположены камера сгорания 7, турбина 8, содержащая, в свою очередь, сопловой аппарат 9 и рабочее колесо 10. Валы 2 и 3 установлены на опорах 11. Газотурбинный двигатель 1 содержит систему топливоподачи с топливным насосом 12 и приводом топливного насоса 13, топливный трубопровод 14, кольцевой коллектор 44, к которому подключен топливный трубопровод 14 и далее камера сгорания 7. Далее по потоку установлено реактивное сопло 15 с обтекателем конической формы 16 внутри него, закрепленным ребрами 17 (см. фиг.1).A gas turbine engine (GTE) 1 is made of a two-shaft and contains an internal shaft 2 and an external shaft 3, a compressor 4, which, in turn, consists of the first and second stages of the compressor 5 and 6, respectively, then the combustion chamber 7, the turbine 8, containing in turn, the nozzle apparatus 9 and the impeller 10. The shafts 2 and 3 are mounted on the bearings 11. The gas turbine engine 1 comprises a fuel supply system with a fuel pump 12 and a fuel pump drive 13, a fuel pipe 14, an annular manifold 44 to which a fuel pipe is connected 14 and further, the combustion chamber 7. Further downstream, a jet nozzle 15 is installed with a cone-shaped fairing 16 inside it, fixed by ribs 17 (see Fig. 1).

Отличительной особенностью силовой установки является наличие двигателя Стирлинга 18 за турбиной 8, т.е. за ее рабочим колесом 10.A distinctive feature of the power plant is the presence of the Stirling engine 18 behind the turbine 8, i.e. behind her impeller 10.

Двигатель Стирлинга 18 состоит из двух частей: группы рабочих цилиндров 19 и группы расширительных цилиндров 20, которые соединены трубопроводами 21. Группу расширительных цилиндров 20 предпочтительно установить вне газового тракта ГТД, например, полностью или частично в обтекателе 16.The Stirling engine 18 consists of two parts: a group of working cylinders 19 and a group of expansion cylinders 20, which are connected by pipelines 21. It is preferable to install a group of expansion cylinders 20 outside the gas turbine engine path, for example, in whole or in part in the fairing 16.

На фиг.2 и 3 приведена схема одного из вариантов исполнения двигателя Стирлинга 18, который содержит группу рабочих цилиндров 19, имеющих оребрение 22 с установленным внутри каждого из них в полости «Б» рабочим поршнем 23, который шатуном 24 соединен с валом 2 двигателя, и группу расширительных цилиндров 20 с установленным внутри каждого из них в полости «В» вытеснительным поршнем 25. Каждый расширительный цилиндр 20 оборудован снаружи кожухом 26, образующим полость «Г» для охлаждения расширительного цилиндра 20. Вытеснительный поршень 25 соединен шатуном 27 с валом 2 двигателя. Трубопровод 21 соединяет полости «Б» и «В» для перетекания рабочего тела из рабочего цилиндра 19 в расширительный цилиндр 20. К полости «Г» подсоединены выходы воздухоподводящих патрубков 28, а выхлопные трубопроводы 29 соединяют полость «Г» с внутренней полостью «Д» реактивного сопла 15 (фиг.1). Входы воздухозаборных патрубков 28 через регулятор расхода 29, имеющий привод 30, соединены с полостью компрессора 4.Figure 2 and 3 shows a diagram of one embodiment of a Stirling engine 18, which contains a group of working cylinders 19 having fins 22 with a working piston 23 installed inside each of them in the cavity "B", which is connected to the engine shaft 2 by a connecting rod 24, and a group of expansion cylinders 20 with a displacement piston 25 installed inside each of them in the cavity “B”. Each expansion cylinder 20 is equipped externally with a casing 26 forming a cavity “G” for cooling the expansion cylinder 20. The displacement piston 25 is connected Tun 27 with a shaft 2 of the engine. The pipe 21 connects the cavity "B" and "C" for the flow of the working fluid from the working cylinder 19 into the expansion cylinder 20. To the cavity "G" the outputs of the air inlet pipes 28 are connected, and the exhaust pipes 29 connect the cavity "G" with the internal cavity "D" jet nozzle 15 (figure 1). The inputs of the intake pipes 28 through a flow regulator 29 having a drive 30 are connected to the cavity of the compressor 4.

Перед рабочим цилиндром 19 (рабочими цилиндрами 19) установлен теплообменник 31, который трубопроводами рециркуляции 32 и 33, в одном из которых установлен насос рециркуляции 34, соединен с ядерным реактором 35. Внутри реактивного сопла установлен форсажный теплообменник 36, который трубопроводами рециркуляции 37 и 38, в одном из которых установлен насос рециркуляции 39, соединен с ядерным реактором 35.In front of the working cylinder 19 (working cylinders 19), a heat exchanger 31 is installed, which is connected to a nuclear reactor 35 by recirculation pipes 32 and 33, in one of which a recirculation pump 34 is installed. Inside the jet nozzle, an afterburner heat exchanger 36 is installed, which recirculation pipes 37 and 38, in one of which a recirculation pump 39 is installed, connected to a nuclear reactor 35.

Авиационный двигатель оборудован блоком управления 40 и датчиками частоты вращения внутреннего и внешнего валов 41 и 42 соответственно. С блоком управления 40 электрическими связями 43 соединены датчики частоты вращения 41 и 42 и приводы 13 и 30.The aircraft engine is equipped with a control unit 40 and rotational speed sensors of the inner and outer shafts 41 and 42, respectively. With the control unit 40 of electrical connections 43 are connected speed sensors 41 and 42 and drives 13 and 30.

При работе при помощи стартера (на фиг.1…3 не показан) запускается ГТД 1, при этом включается привод насоса 13, топливный насос 12 подает топливо по топливному трубопроводу 14 в кольцевой коллектор 15 и далее в камеру сгорания 7.When working with a starter (not shown in FIGS. 1 ... 3), a gas turbine engine 1 is started, while the drive of the pump 13 is turned on, the fuel pump 12 delivers fuel through the fuel pipe 14 to the annular manifold 15 and then to the combustion chamber 7.

Топливо воспламеняется при помощи электрозапальника (не показан). Выхлопные газы проходят через турбину 8. Рабочее колесо турбины 9 с внешним валом 3 газотурбинного двигателя 1 раскручивается, т.е. ГТД 1 запускается.The fuel is ignited using an electric igniter (not shown). The exhaust gases pass through the turbine 8. The impeller of the turbine 9 with the external shaft 3 of the gas turbine engine 1 is untwisted, i.e. TBG 1 is starting.

Двигатель Стирлинга 18 запускается значительно позже из-за его инерционности. Шатуны 24 и 27 и поршни 23 и 25 двигателя Стирлинга приводятся в действие при помощи внутреннего вала 2 газотурбинного двигателя 1 от компрессора первого каскада 4, который раскручивается в режиме авторотации воздухом, проходящим через него. Механизм преобразования вращательного движения в возвратно-поступательное (этот механизм на фиг.1-3 детально не показан, но он может быть выполнен в виде коленчатого вала с шатунами) преобразует вращательное движение внутреннего вала 2 в возвратно-поступательное движение поршней 23 и 26 двигателя Стирлинга 18. Выхлопные газы нагревают через оребрение 22 рабочее тело внутри рабочих цилиндров 19. Для работы двигателя Стирлинга достаточно иметь разницу температур на двух группах цилиндров 19 и 20. Первоначально двигатель Стирлинга работает принудительно и не выдает мощность, а наоборот, ее потребляет. Примерно через 5…10 мин по мере прогрева рабочего тела внутри рабочих цилиндров 19 двигателя Стирлинга он выходит на расчетный режим работы. Медленный выход двигателя Стирлинга на расчетный режим работы является одним из его недостатков, но высокий кпд, надежность и хорошие экологические свойства в сочетании с ГТД, имеющим хорошие характеристики запуска, делает предложенный двигатель чрезвычайно интересным по всем показателям одновременно, т.к. позволит частично утилизировать тепло в реактивном сопле и применить вместо четырех-пяти ступеней турбины только одну ступень.Stirling engine 18 starts much later due to its inertia. The connecting rods 24 and 27 and the pistons 23 and 25 of the Stirling engine are driven by the internal shaft 2 of the gas turbine engine 1 from the compressor of the first stage 4, which is unwound in the autorotation mode by the air passing through it. The mechanism for converting rotational motion into reciprocating (this mechanism is not shown in FIGS. 1-3 in detail, but it can be made in the form of a crankshaft with connecting rods) converts the rotational motion of the inner shaft 2 into the reciprocating motion of the pistons 23 and 26 of the Stirling engine 18. The exhaust gases are heated through the fins 22 of the working fluid inside the working cylinders 19. For the Stirling engine to work, it is enough to have a temperature difference on the two groups of cylinders 19 and 20. Initially, the Stirling engine runs forced It doesn’t give power at all, but, on the contrary, consumes it. After about 5 ... 10 min, as the working fluid warms up inside the working cylinders 19 of the Stirling engine, it reaches the calculated operating mode. The slow exit of the Stirling engine to the calculated operating mode is one of its drawbacks, but the high efficiency, reliability, and good environmental properties combined with a gas turbine engine with good starting characteristics makes the proposed engine extremely interesting in all respects at the same time, because it will allow to partially utilize heat in the jet nozzle and use only one step instead of four or five stages of the turbine.

После выхода на режим газотурбинной части авиационного двигателя запускают ядерный реактор 35, включают насос теплоносителя 34 и теплоноситель по трубопроводу рециркуляции 33 подается в теплообменник 31, где подогревает продукты сгорания на входе в двигатель Стирлинга 18. Мощность двигателя увеличивается примерно в 2 раза, также возрастает его экономичность за счет увеличения температуры, при которой подводится тепло в цикле.After entering the regime of the gas turbine part of the aircraft engine, a nuclear reactor 35 is started, the coolant pump 34 is turned on and the coolant is fed through a recirculation pipe 33 to a heat exchanger 31, where it heats the combustion products at the inlet of the Stirling engine 18. The engine power increases by about 2 times, it also increases profitability due to the increase in temperature at which heat is supplied in the cycle.

Второй особенностью комбинированного атомного авиационного двигателя является наличие его системы регулирования при помощи регулятора расхода. Регулирование расхода теплоносителя, подаваемого в теплообменник 31, недостаточно эффективно и приводит к ухудшению экомичности двигателя в целом из-за подвода тепла при относительно низком давлении и низкой эффективности расширительных цилиндров 20, в которые поступает небольшой расход воздуха, имеющий достатачно высокую температуру. Регулятором расхода 29 можно увеличить расход охлаждающего воздуха, поступающего на охлаждение расширительных цилиндров 20. Регулирование режима работы двигателя Стирлинга необходимо для того, чтобы обеспечить его работу вместе с первым каскадом компрессора в режиме оптимальных кпд (на расчетном режиме). Это необходимо потому, что в отличие от стационарных газотурбинных установок авиационные двигатели эксплуатируются в широком диапазоне температур окружающего воздуха (от +40 до -76°С) и при давлении от 1 кгс/см² практически до вакуума на высоте полета от 10000 до 25000 м.The second feature of a combined atomic aircraft engine is the presence of its regulation system using a flow regulator. The regulation of the flow rate of the coolant supplied to the heat exchanger 31 is not efficient enough and leads to a deterioration in the economy of the engine as a whole due to heat supply at a relatively low pressure and low efficiency of the expansion cylinders 20, which receive a small flow rate of air having a sufficiently high temperature. The flow regulator 29 can increase the flow rate of cooling air supplied to the cooling of the expansion cylinders 20. Regulation of the operation of the Stirling engine is necessary in order to ensure its operation together with the first cascade of the compressor in optimal efficiency mode (in design mode). This is necessary because, unlike stationary gas turbine units, aircraft engines are operated in a wide range of ambient temperatures (from +40 to -76 ° C) and at a pressure of 1 kgf / cm ² almost to a vacuum at a flight altitude of 10,000 to 25,000 m .

Двигатель может работать в четырех режимах:The engine can operate in four modes:

- ядерный реактор не работает, топливная система работает;- the nuclear reactor is not working, the fuel system is working;

- работает только ядерный реактор,- only a nuclear reactor works,

- работают ядерный реактор и топливная система одновременно,- the nuclear reactor and the fuel system are working at the same time,

- работают ядерный реактор, топливная система и форсажный теплообменник 36.- operate a nuclear reactor, fuel system and afterburner heat exchanger 36.

В результате использования утилизации тепла выхлопных газов в двигателе Стирлинга кпд авиационного двигателя возрастает примерно на 10…17%. Применение изобретения позволило:As a result of the use of heat recovery from exhaust gases in the Stirling engine, the efficiency of an aircraft engine increases by about 10 ... 17%. The application of the invention allowed:

1) получить значительную силу тяги на форсажном режиме;1) to obtain significant traction on the afterburner;

2) значительно повысить мощность и кпд авиационного двигателя за счет использования для получения энергии на валу нагрузки кроме ГТД двигателя Стирлинга и ядерного реактора;2) to significantly increase the power and efficiency of an aircraft engine by using, in addition to the gas turbine engine, a Stirling engine and a nuclear reactor to obtain energy on the shaft;

3) согласовать работу ГТД и двигателя Стирлинга, имеющих разную инерционность, за счет применения двухкаскадного двухвального ГТД;3) to coordinate the work of the gas turbine engine and the Stirling engine, which have different inertia, due to the use of a two-stage two-shaft gas turbine engine;

4) обеспечить регулирование режима работы двигателя Стирлинга;4) to provide regulation of the operating mode of the Stirling engine;

5) повысить надежность двигателя за счет его работы в трех режимах, в зависимости от использования ядерного реактора и топливной системы;5) increase the reliability of the engine due to its operation in three modes, depending on the use of a nuclear reactor and fuel system;

6) облегчить запуск комбинированного авиационного двигателя за счет применения двухвальной схемы и запуска только второго каскада;6) to facilitate the launch of the combined aircraft engine through the use of a two-shaft scheme and start only the second stage;

7) уменьшить количество ступеней турбины за счет того, что их функцию берет на себя в основном двигатель Стирлинга;7) reduce the number of stages of the turbine due to the fact that their function is assumed mainly by the Stirling engine;

8) снизить эмиссию токсичных веществ в атмосферу за счет того, что двигатель Стирлинга имеет значительно лучшие экологические показатели по сравнению с другими типами двигателей;8) to reduce the emission of toxic substances into the atmosphere due to the fact that the Stirling engine has significantly better environmental performance compared to other types of engines;

9) снизить стоимость авиационного двигателя за счет уменьшения количества дорогостоящих ступеней турбины, лопатки и диски которых выполняются из жаропрочных сплавов, и упрощения схемы охлаждения турбины;9) reduce the cost of the aircraft engine by reducing the number of expensive stages of the turbine, the blades and disks of which are made of heat-resistant alloys, and simplifying the cooling scheme of the turbine;

10) уменьшить вес авиационного двигателя, что особенно важно в авиации;10) reduce the weight of the aircraft engine, which is especially important in aviation;

11) повысить надежность авиационного двигателя за счет отказа от нескольких ступеней турбины, рабочие лопатки которых являются самыми нагруженными деталями двигателя, ограничивающими его ресурс и в первую очередь влияющие на надежность двигателя, самолета и безопасность авиаперевозок.11) increase the reliability of the aircraft engine due to the abandonment of several stages of the turbine, the blades of which are the most loaded parts of the engine, limiting its life and primarily affecting the reliability of the engine, aircraft and the safety of air transportation.

Claims

1. Combined atomic aircraft engine containing a two-stage gas turbine engine with internal and external shafts and low and high pressure compressors, a combustion chamber to which the fuel pipe is connected from the fuel pump, a turbine and a jet nozzle, characterized in that behind the turbine on the internal shaft of the engine a Stirling engine is installed, which contains at least one working cylinder mounted downstream of the turbine and at least one expansion cylinder mounted on the slave with a flow cylinder, with a heat exchanger installed in front of the working cylinder, connected by recirculation pipelines to a nuclear reactor, each expansion cylinder has a casing that forms a cooling cavity with this cylinder, the entrance to the cooling cavity is connected to the outlet of the air supply pipe, the input of which is connected through a flow regulator with cavity between the low and high pressure compressors, the outlet from the cooling cavity is connected to the cavity inside the jet nozzle, a force is installed inside the jet nozzle ny exchanger coupled to the recycling conduits, one of which is mounted with recirculation pump heat exchanger afterburning.

2. The combined atomic aircraft engine according to claim 1, characterized in that all the expansion cylinders are partially or completely installed inside the radome of the jet nozzle.