RU2392461C1 - Силовая установка атомного газотурбовоза - Google Patents
Силовая установка атомного газотурбовоза Download PDFInfo
- Publication number
- RU2392461C1 RU2392461C1 RU2008142806/11A RU2008142806A RU2392461C1 RU 2392461 C1 RU2392461 C1 RU 2392461C1 RU 2008142806/11 A RU2008142806/11 A RU 2008142806/11A RU 2008142806 A RU2008142806 A RU 2008142806A RU 2392461 C1 RU2392461 C1 RU 2392461C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- gas turbine
- heat exchanger
- circuit
- combustion chamber
- power plant
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Изобретение относится к области рельсовых транспортных средств, содержащих силовую установку с атомным газотурбинным двигателем. Силовая установка содержит газотурбинный привод и ядерный реактор, соединенный трубопроводами циркуляции теплоносителя с теплообменником, который соединен трубопроводами циркуляции второго контура. Теплообменник второго контура перепускными трубопроводами соединен с газотурбинным приводом, содержащим первый и второй контуры, вал, вентилятор, компрессор, камеру сгорания и турбину. Между компрессором и камерой сгорания выполнена заслонка, соединенная трубопроводом перепуска с входом теплообменника второго контура, выход из которого соединен с выходом из камеры сгорания. Технический результат заключается в повышении КПД и надежности в эксплуатации. 4 ил.
Description
Изобретение относится к рельсовым транспортным средствам - локомотивам и двигателестроению, в том числе к газотурбинным двигателям ГТД с ядерным реактором.
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, 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 для газотурбовоза.
Решение указанных задач достигнуто в силовой установке атомного газотурбовоза, содержащая 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, отличающийся тем, что между компрессором и камерой сгорания выполнена заслонка, соединенная трубопроводом перепуска с входом теплообменника второго контура, выход из которого соединен с выходом из камеры сгорания.
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…4, где:
на фиг.1 приведена схема газотурбовоза,
на фиг.2 приведен вид газотурбовоза спереди со стороны газотурбинной секции,
на фиг.3 приведена схема двигательной установки,
на фиг.4 приведена схема привода.
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.
Внутри реакторной секции 1 находится 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.
В газотурбинной секции 2 находится газотурбинный привод 15, соединенный валом привода 16 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.
Предложенное техническое решение по силовой установке (фиг.2) содержит газотурбинный привод 15 с двумя контурами: первым 33 и вторым 34. Газотурбинный привод 15 содержит воздухозаборник 35 с входным обтекателем 36, компрессор 35, 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 35 и камерой сгорания 38 выполнена заслонка 43, которая может перекрывать воздушный поток и направлять его по трубопроводам перепуска 31 и 32 через теплообменник второго контура 30 в полость за турбиной 39. На входе второго контура 34 установлен вентилятор 43. На выходе установлены выходной обтекатель 44, смеситель 45 и выхлопное устройство 46, к которому подсоединена выхлопная труба 20.
Компрессор 35 содержит ротор компрессора 47, установленные на валу привода 16, на котором также установлено рабочее колесо 41 турбины 39. Вал привода 16 установлен на подшипниковых опорах 48.
Атомный газотурбинный двигатель содержит систему топливоподачи 49 с топливопроводом низкого давления 50, подключенным к входу в топливный насос 51, имеющий привод 52, топливопровод высокого давления 53, вход которого соединен с топливным насосом 51, а выход соединен с регулятором 54, имеющим привод 54 и далее с кольцевым коллектором 56, кольцевой коллектор 56 соединен с форсунками 39 камеры сгорания 38. Двигательная установка содержит блок управления 57, который электрическими связями 23 соединен с приводами 55 и 58 и с коммутатором 58.
При работе ГТД осуществляют его запуск стартером (стартер на фиг.1…4 не показан). Потом включают привод топливного насоса 52, и топливный насос 51 подает топливо в камеру сгорания 38 к форсункам 39, где оно воспламеняется при помощи электрозапальника (на фиг.1 не показано). В результате продукты сгорания проходят через рабочее колесо турбины 42 и раскручивают его и вал привода 16, а также ротор 47 компрессора 37.
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 31 подают в теплообменник второго контура 30 и далее по трубопроводу перепуска 32 - в полость за камерой сгорания 38, в результате силовая установка 15, конкретно ее турбина 40 будут работать на тепловой энергии, вырабатываемой в ядерном реакторе 9. Подачу углеводородного топлива прекращают, выключив привод 52 топливного насоса 51. Отключение двигательной установки производится в обратном порядке. Управление двигательной установкой по режимам не отличается от управления традиционными ГТД.
Применение изобретения позволило:
1. Улучшить запуск и приемистость силовой установки на переходных режимах за счет применения углеводородного топлива или тепловой энергии, вырабатываемой ядерным реактором.
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. 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. 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.
4. Уменьшить радиационную опасность для машинистов за счет применения двух контуров циркуляции теплоносителя.
5. Уменьшить вес и габариты двигателя и общий вес энергетической установки за счет компактности ядерного топлива.
6. 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 ране на мощных газотурбинных двигателях.
Claims (1)
- Силовая установка атомного газотурбовоза, содержащая 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, отличающаяся тем, что между компрессором и камерой сгорания выполнена заслонка, соединенная трубопроводом перепуска с входом теплообменника второго контура, выход из которого соединен с выходом из камеры сгорания.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2008142806/11A RU2392461C1 (ru) | 2008-10-28 | 2008-10-28 | Силовая установка атомного газотурбовоза |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2008142806/11A RU2392461C1 (ru) | 2008-10-28 | 2008-10-28 | Силовая установка атомного газотурбовоза |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2392461C1 true RU2392461C1 (ru) | 2010-06-20 |
Family
ID=42682792
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2008142806/11A RU2392461C1 (ru) | 2008-10-28 | 2008-10-28 | Силовая установка атомного газотурбовоза |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2392461C1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN112977488A (zh) * | 2021-03-20 | 2021-06-18 | 西安交通大学 | 一种新型机车动力系统 |
-
2008
- 2008-10-28 RU RU2008142806/11A patent/RU2392461C1/ru active
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN112977488A (zh) * | 2021-03-20 | 2021-06-18 | 西安交通大学 | 一种新型机车动力系统 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EP3623604B1 (en) | Hybrid expander cycle with pre-compression cooling and turbo-generator | |
EP3623602B1 (en) | Hybrid expander cycle with intercooling and turbo-generator | |
CN110529256B (zh) | 用于燃气涡轮发动机组件的空气循环组件 | |
US5392595A (en) | Endothermic fuel energy management system | |
CA2499675C (en) | Methods and apparatus for operating gas turbine engines | |
EP4095369A2 (en) | Dual cycle intercooled hydrogen engine architecture | |
US20220364513A1 (en) | Turbine engines having hydrogen fuel systems | |
US11022040B2 (en) | Backup system for supplying compressed air to a gas turbine component | |
RU2545615C1 (ru) | Турбонасосный агрегат жидкостного ракетного двигателя | |
RU2561757C1 (ru) | Трехкомпонентный воздушно-реактивный двигатель | |
RU2392461C1 (ru) | Силовая установка атомного газотурбовоза | |
RU2375219C1 (ru) | Атомный газотурбовоз и двигательная установка атомного газотурбовоза | |
RU2376483C1 (ru) | Атомный газотурбинный двигатель с форсажем | |
RU2594828C1 (ru) | Двигательная установка гиперзвукового самолета | |
RU2379532C1 (ru) | Атомный газотурбинный авиационный двигатель | |
RU2425243C1 (ru) | Атомный турбовинтовой газотурбинный двигатель | |
RU2349775C1 (ru) | Атомный газотурбинный авиационный двигатель | |
US20240010351A1 (en) | Turbo expanders for turbine engines having hydrogen fuel systems | |
RU2363604C1 (ru) | Газотурбовоз и силовая установка газотурбовоза | |
EP4303418A1 (en) | Hybrid electric power for turbine engines having hydrogen fuel systems | |
RU2381152C1 (ru) | Многоступенчатая ракета-носитель с атомными ракетными двигателями | |
RU2374468C1 (ru) | Газотурбинная установка для газоперекачивающих агрегатов | |
US20230304439A1 (en) | Turbine engines having hydrogen fuel systems | |
US20240133343A1 (en) | Gas turbine engine fuel system | |
RU2334115C1 (ru) | Двухконтурный газотурбинный двигатель |