RU2686815C1 - Ядерный турбореактивный двигатель - Google Patents
Ядерный турбореактивный двигатель Download PDFInfo
- Publication number
- RU2686815C1 RU2686815C1 RU2018117412A RU2018117412A RU2686815C1 RU 2686815 C1 RU2686815 C1 RU 2686815C1 RU 2018117412 A RU2018117412 A RU 2018117412A RU 2018117412 A RU2018117412 A RU 2018117412A RU 2686815 C1 RU2686815 C1 RU 2686815C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- nuclear
- heating chamber
- section
- coolant
- turbojet
- Prior art date
Links
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 claims abstract description 53
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims abstract description 10
- 229910001338 liquidmetal Inorganic materials 0.000 claims abstract description 9
- 238000005485 electric heating Methods 0.000 claims abstract description 8
- 239000000126 substance Substances 0.000 claims abstract description 7
- 239000002826 coolant Substances 0.000 claims description 30
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 claims description 5
- 230000005678 Seebeck effect Effects 0.000 claims description 2
- 230000005611 electricity Effects 0.000 claims description 2
- 229910052772 Samarium Inorganic materials 0.000 claims 1
- KASDAGLLEDDKAA-UHFFFAOYSA-N [S--].[Sm++] Chemical compound [S--].[Sm++] KASDAGLLEDDKAA-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims 1
- KZUNJOHGWZRPMI-UHFFFAOYSA-N samarium atom Chemical compound [Sm] KZUNJOHGWZRPMI-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims 1
- XSOKHXFFCGXDJZ-UHFFFAOYSA-N telluride(2-) Chemical compound [Te-2] XSOKHXFFCGXDJZ-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims 1
- 239000007788 liquid Substances 0.000 abstract description 6
- 238000012546 transfer Methods 0.000 abstract description 5
- 238000009835 boiling Methods 0.000 description 8
- 238000013461 design Methods 0.000 description 6
- 238000000034 method Methods 0.000 description 6
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 5
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 4
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 4
- 239000004020 conductor Substances 0.000 description 3
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 3
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 3
- 238000002844 melting Methods 0.000 description 3
- 230000008018 melting Effects 0.000 description 3
- DGAQECJNVWCQMB-PUAWFVPOSA-M Ilexoside XXIX Chemical compound C[C@@H]1CC[C@@]2(CC[C@@]3(C(=CC[C@H]4[C@]3(CC[C@@H]5[C@@]4(CC[C@@H](C5(C)C)OS(=O)(=O)[O-])C)C)[C@@H]2[C@]1(C)O)C)C(=O)O[C@H]6[C@@H]([C@H]([C@@H]([C@H](O6)CO)O)O)O.[Na+] DGAQECJNVWCQMB-PUAWFVPOSA-M 0.000 description 2
- 229910000799 K alloy Inorganic materials 0.000 description 2
- WHXSMMKQMYFTQS-UHFFFAOYSA-N Lithium Chemical compound [Li] WHXSMMKQMYFTQS-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 2
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 2
- 229910052744 lithium Inorganic materials 0.000 description 2
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 2
- BITYAPCSNKJESK-UHFFFAOYSA-N potassiosodium Chemical compound [Na].[K] BITYAPCSNKJESK-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 229910052708 sodium Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000011734 sodium Substances 0.000 description 2
- UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N Hydrogen Chemical compound [H][H] UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 1
- 238000003915 air pollution Methods 0.000 description 1
- 229910045601 alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000000956 alloy Substances 0.000 description 1
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 description 1
- 238000000576 coating method Methods 0.000 description 1
- 230000007123 defense Effects 0.000 description 1
- 230000006866 deterioration Effects 0.000 description 1
- 238000011161 development Methods 0.000 description 1
- 238000010891 electric arc Methods 0.000 description 1
- 230000004907 flux Effects 0.000 description 1
- 239000013529 heat transfer fluid Substances 0.000 description 1
- 239000001257 hydrogen Substances 0.000 description 1
- 229910052739 hydrogen Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 238000009413 insulation Methods 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 230000035515 penetration Effects 0.000 description 1
- 238000010248 power generation Methods 0.000 description 1
- 230000005855 radiation Effects 0.000 description 1
- 230000002285 radioactive effect Effects 0.000 description 1
- 239000011819 refractory material Substances 0.000 description 1
- KKZKWPQFAZAUSB-UHFFFAOYSA-N samarium(iii) sulfide Chemical compound [S-2].[S-2].[S-2].[Sm+3].[Sm+3] KKZKWPQFAZAUSB-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000009987 spinning Methods 0.000 description 1
- 238000005728 strengthening Methods 0.000 description 1
- 230000005676 thermoelectric effect Effects 0.000 description 1
- 230000000007 visual effect Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C1/00—Gas-turbine plants characterised by the use of hot gases or unheated pressurised gases, as the working fluid
- F02C1/007—Gas-turbine plants characterised by the use of hot gases or unheated pressurised gases, as the working fluid combination of cycles
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
- F02K3/08—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan with supplementary heating of the working fluid; Control thereof
- F02K3/105—Heating the by-pass flow
- F02K3/115—Heating the by-pass flow by means of indirect heat exchange
-
- G—PHYSICS
- G21—NUCLEAR PHYSICS; NUCLEAR ENGINEERING
- G21D—NUCLEAR POWER PLANT
- G21D5/00—Arrangements of reactor and engine in which reactor-produced heat is converted into mechanical energy
- G21D5/02—Reactor and engine structurally combined, e.g. portable
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02E—REDUCTION OF GREENHOUSE GAS [GHG] EMISSIONS, RELATED TO ENERGY GENERATION, TRANSMISSION OR DISTRIBUTION
- Y02E30/00—Energy generation of nuclear origin
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Plasma & Fusion (AREA)
- High Energy & Nuclear Physics (AREA)
- Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
Abstract
Изобретение относится к турбореактивным двигателям атомолетов. Ядерный турбореактивный двигатель включает: ядерный реактор с жидкометаллическим теплоносителем, входное устройство, компрессор, двухсекционную камеру нагревания, турбину, сопло, термоэлектрогенераторы и/или термоэмиссионные преобразователи, электронагревательные элементы, насос, форсажную камеру. Горячий жидкий металл из активной зоны реактора используется для передачи тепла воздуху, проходящему через первую секцию нагревательной камеры, а затем передачи тепла на термоэлектрогенераторы, выполненные в виде пластин. Холодная сторона пластин охлаждается забортным воздухом. Выработанный электрический ток подается на электронагревательные элементы во второй секции нагревательной камеры. Нагретый в первой и второй секциях нагревательной камеры воздух расширяется, приводит в движение турбину, которая механически связана с компрессором, и создает реактивную тягу. Жидкий металл возвращается в активную зону реактора электромагнитным насосом. Форсажная камера использует жидкое топливо и придает временное повышение скорости атомолета. Технический результат: сочетание большей безопасности и удельной тяги ядерного ТРД. 5 з.п. ф-лы, 2 ил.
Description
Ядерный турбореактивный двигатель относится к двигателестроению для атомолетов и может быть использован, прежде всего, в беспилотных летательных аппаратах, которым требуется максимально продолжительное время нахождения в воздухе и возможность развивать сверхзвуковую скорость.
Известна конструкция ядерных турбореактивных двигателей, в которых теплоносителем является воздух, и он же является рабочим телом, обеспечивающим реактивную тягу. Речь идет о предназначенных для атомолетов ядерных ТРД и ПВРД «открытого цикла» [«Авиационные атомные силовые установки: история развития идеи и конструкции.» - Кудрявцев В.Ф.].
Рассматриваемая конструкция содержит такие основные элементы как: ядерный реактор, входное устройство, компрессор, камеру нагревания, турбину и сопло. Такой двигатель практически не отличается по элементам конструкции от классического ТРД, его существенное отличие - установка ядерного реактора вместо обычной камеры сгорания. Камера сгорания, при установке ядерного двигателя, становится камерой нагревания. Такие двигатели не вышли из стадии экспериментальных образцов в связи с непреодолимыми недостатками, такими как:
- Радиоактивное загрязнение воздуха;
- невозможность подойти человеку к двигателю в течение 2-3 месяцев даже после его остановки;
- резкое ухудшение привычных конструкционных материалов остальных деталей двигателя в связи с мощными потоками тепла и радиации от реактора.
Преодолеть упомянутые недостатки можно в ядерных ТРД «закрытого цикла», в которых используется теплоноситель, который, из активной зоны реактора подается к камере нагревания на, так называемые, теплообменники-подогреватели. Известен, ядреный турбовинтовой ГТД по патенту РФ №2425243, содержащий ядерный реактор, винт, корпус, воздухозаборник, компрессор, камеру сгорания, турбину, теплообменник-подогреватель, сопло, трубопроводы рециркуляции с ядерным реактором, дополнительные теплообменники, насосы. Как видно, автор называет входное устройство воздухозаборником, а камеру нагревания - камерой сгорания, данные определения идентичны по смысловой нагрузке. В качестве теплоносителя, в описании данного изобретения, предлагается жидкий натрий.
Недостатком данного решения, кроме неизбежного усложнения и утяжеления конструкции по сравнению с ядерными ТРД и ПВРД «открытого цикла», является значительное снижение температуры достигаемой перед турбиной. В современных ТРД на жидком топливе, температура перед турбиной высокого давления достигает 1700-2000 градусов Цельсия. В то время как температура кипения натрия при атмосферном давлении - 883 градусов Цельсия. Данный показатель достаточен для применения в турбовинтовых ГТД, пригодных для дозвуковых скоростей полета, но далек от показателей современных ТРД. Повысить температуру газов перед турбиной можно одним из следующих способов или их комбинацией:
1) Увеличить давление теплоносителя значительно выше атмосферного, за счет чего возрастет температура кипения;
2) Использовать жидкие металлы с большей температурой кипения, например литий;
3) Использовать два этапа нагревания рабочего тела, где после первого этапа нагревания от теплоносителя с помощью теплообменника-нагревателя, за счет иных средств продолжится дальнейшее повышение температуры воздуха.
Первый способ позволяет использовать практически любой теплоноситель, при условии достижения достаточно высокого давления, однако это неизбежно приведет к необходимости значительного упрочнения конструкции и, следовательно, к значительному увеличению массы, что неприменимо для летательного аппарата. К тому же, снизится безопасность.
Второй способ предусматривает необходимость предварительного нагрева металла теплоносителя до значительных температур с помощью отдельной плавильной установки и дальнейшей ее перекачки в активную зону реактора. Например, температура плавления лития - 186 градусов Цельсия. Для сравнения, температура плавления натрий-калиевого сплава - 19 градусов Цельсия, использование данного сплава, температура кипения которого составляет 825 градусов Цельсия, позволило бы обойтись без предварительной плавки.
Третий, предлагаемый в данном изобретении, способ предусматривает нагрев рабочего тела в два этапа. Первый этап предусматривает уже рассмотренную схему подачи жидкометаллического теплоносителя к теплообменникам-нагревателям в камере нагревания. Второй этап предусматривает наличие второго сегмента камеры нагревания, в котором температура рабочего тела будет повышаться выше температуры кипения теплоносителя, путем подвода тепла от другого источника. При этом, если использовать во втором сегменте камеры нагревания химическое топливо, исчезнут преимущества от использования энергии ядерного реактора.
Технической задачей изобретения является поднятие в ядерном ТРД температуры перед турбиной до показателей близких современным ТРД на жидком топливе, что позволит применять ядерные двигатели в сверхзвуковых летательных аппаратах, при использовании металлического теплоносителя остающегося в жидком состоянии даже при невысоких температурах.
Данная техническая задача в рамках предлагаемого изобретения решается тем, что камера нагревания имеет два сегмента с разными источниками подвода тепла. В первом сегменте, жидкометаллический теплоноситель, наиболее подходящим, по мнению автора, является натрий-калиевый сплав, с помощью электромагнитных насосов подается к теплообменникам-нагревателям камеры нагревания. Во втором сегменте камеры нагревания установлены электронагреватели на основе тугоплавких материалов, с нагревом сопротивлением или электродуговым нагревом. Теплоноситель, после первого сегмента камеры нагревания отводится к электрическим генераторам, в качестве которых предложены последовательно расположенные термоэмиссионные преобразователи и термоэлектрогенераторы на основе эффекта Зеебека, собранные в виде панелей. Холодная сторона панелей имеет контакт с забортным воздухом, то есть располагается на обшивке или берет на себя функцию обшивки летательного аппарата в местах расположения, за счет чего, в процессе полета, и происходит охлаждение. Горячая сторона панелей нагревается от собственных теплообменников-нагревателей, через которые проходит теплоноситель. Теплобменники-нагреватели электрических генераторов могут быть собраны с ними в едином корпусе, имеющем теплоизолирующее покрытие со всех сторон, кроме холодной, внешней стороны. В идеальном случае, при грамотном подборе крейсерской скорости, высоты и времени прохождения теплоносителя через все предыдущие теплообменники-нагреватели, на выходе из теплообменников-нагревателей термоэлектрогенераторов, температура теплоносителя должна находиться в диапазоне 130-210 градусов Цельсия, что позволит добавить третью ступень преобразования тепловой энергии в электрическую - электрогенератор на основе сульфида самария, который не требует охлаждения и обеспечивает максимальный КПД в указанном диапазоне температур. Использование двух или трех ступеней преобразования тепловой энергии в электрическую, позволит повысить общий КПД такого преобразования, используя сравнительно легкие электрогенераторы.
Жидкий металл, отдав тепловую энергию на нагрев и расширение воздуха в первом сегменте камеры нагревания и, затем, на выработку электроэнергии возвращается электромагнитными насосами в активную зону реактора. Электроэнергия от панелей поступает к вышеупомянутым электронагревателям во втором сегменте камеры нагревания.
Электронагреватели из второго сегмента камеры нагревания могут частично заходить в первый сегмент. Это предусмотрено для варианта, при котором теплоноситель поступает в теплообменник камеры нагревания спереди, со стороны компрессора. В этом случае температура теплоносителя снижается, отходит дальше от точки кипения, по мере его движения ко второй секции камеры нагревания. И такое частичное проникновение электронагревателей в первый сегмент камеры служит для более стабильного и равномерного повышения температуры воздуха.
При использовании атомолета с предлагаемым двигателем в плотных слоях атмосферы в военных целях, необходимо учитывать снижение эффективности работы электрогенерирующих панелей при повышении скорости, из-за аэродинамического нагрева их холодной стороны. Поэтому для крылатой ракеты с таким двигателем затруднительно реализовать значительное повышение скорости на конечном участке полета, используемое с целью прорыва ПРО. Для решения данной проблемы, предложено использовать форсажную камеру с форсунками для подачи химического топлива, такого как водород или авиационный керосин. В связи с тем, что ускорение требуется лишь на финальном участке, больших запасов химического топлива атомолету не потребуется. Проблему дальнейшего аэродинамического нагрева при использовании форсажной камеры можно решить установкой бака с охлаждающей жидкостью, так называемый «метод отпотевания», когда жидкость, в роли которой может выступать само химическое топливо, поступает на поверхность обшивки и испаряется. Однако такое приспособление уже выходит за рамки технической задачи.
В перспективе, с использованием новых теплоносителей с более высокой температурой кипения или значительного увеличения давления в системе, температура теплоносителя может вплотную подойти к температурам которые выдерживают лопатки турбин высокого давления, если они не имеют принудительного охлаждения. Электронагревательные же элементы не испытывают центробежных нагрузок и, могут выдерживать большие температуры. Для такой теоретической возможности предусмотрено размещение турбин между первой и второй секцией камеры нагревания. В такой конструкции второй сегмент камеры нагревания становится своеобразным аналогом форсажной камеры.
Предложенная конструкция иллюстрируется графически. На рисунке фиг. 1 представлен вид изобретения по пункту 1 формулы. На фиг. 2 представлен вид изобретения, объединяющий в себе пункты 1-4 формулы изобретения. Цифровые обозначения общих элементов конструкции на фигурах совпадают.
Элементы конструкции по фиг. 1 обозначены следующим образом: ядерный реактор 1, корпус ТРД 2, входное устройство 3, компрессор 4, камера нагревания 5, турбины 6, сопло 7, трубопроводы 8, теплообменник-нагреватель камеры нагревания 9, теплообменник-нагреватель термоэлектрогенератора 10, электронагревательные элементы 11, электромагнитные насосы 12, проводники 13, термоэлектрогенераторы 14.
Элементы конструкции по фиг. 2 обозначены следующим образом: ядерный реактор 1, корпус ТРД 2, входное устройство 3, компрессор 4, камера нагревания 5, турбины 6, сопло 7, трубопроводы 8, теплообменник-нагреватель камеры нагревания 9, теплообменник-нагреватель термоэлектрогенератора 10, электронагревательные элементы 11, электромагнитные насосы 12, проводники 13, термоэлектрогенераторы 14, теплообменник-нагреватель термоэмиссионного преобразователя 15, термоэмиссионный преобразователь 16, форсажная камера 17, теплоизоляция 18.
Работа конструкции по фиг. 1, после запуска ядерного реактора 1 и раскрутки валов, осуществляется следующим образом: компрессор 4 нагнетает воздух, поступающий из входного устройства 3, в первую секцию камеры нагревания 5. При этом нагретый в реакторе 1 жидкометаллический теплоноситель с помощью электромагнитных насосов 12, по трубопроводам 8 поступает в теплообменник-нагреватель камеры нагревания 9, передавая часть тепловой энергии нагнетаемому воздуху. После выхода теплоносителя из теплообменника-нагревателя камеры нагревания 9, он поступает в теплообменник-нагреватель термоэлектрогенератора 10 и передает оставшуюся тепловую энергию термоэлектрогенераторам 14, охлаждаемым с наружной, т.е. холодной, стороны забортным воздухом при движении атомолета. Затем теплоноситель возвращается в реактор 1. Выработанная термоэлектрогенератором 14 электроэнергия подается проводниками 13 на электронагревательные элементы 11, расположенные во второй секции камеры нагревания 5. Во второй секции камеры нагревания 5 воздух нагревается уже выше температуры кипения теплоносителя в системе. Расширяющийся при нагреве в камере нагревания 5 воздух вращает турбины 6, приводящие в движение компрессор 4, далее нагретый воздух, выходя через сопло 7, создает реактивную тягу.
Работа конструкции по фиг. 2 отличается тем, что после выхода теплоносителя из теплообменника-нагревателя камеры нагревания 9, теплоноситель подается в теплообменник нагреватель термоэмиссионного преобразователя 15, а затем в теплообменник-нагреватель термоэлектрогенератора 10. Соответственно, преобразование тепловой энергии в электрическую, в варианте, приведенном на фиг. 2, происходит в два этапа, сначала, когда температура теплоносителя достаточно высока - методом термоэлектронной эмиссии, затем с помощью термоэлектрического эффекта Зеебека, который может быть эффективен и при более низких температурах. Также, устройство по фиг. 2 отличается наличием форсажной камеры 17, в которую, при необходимости кратковременного и значительного усиления тяги, подается химическое топливо. Теплообменник-нагреватель камеры нагревания 9 на фиг. 2. представлен двумя примыкающими к внешней стенке кольцевой камеры нагревания 5 трубопроводами, совмещенными в виде двойной спирали, с отходящими от них к внутренней стенке камеры нагревания 5 пластинами оребрения. Такая конструкция теплообменника-нагревателя позволит теплоносителю значительное время циркулировать в пределах камеры-нагревания, для лучшей теплоотдачи, однако, к моменту выхода теплоносителя из камеры нагревания его температура уже может значительно снизиться, поэтому для обеспечения более равномерного нарастания температуры, электронагревательные элементы 11 передней частью входят в первую секцию камеры нагревания 5.
Двигатели на рисунках фиг. 1 и фиг. 2 показаны выполненными по двухвальной схеме, с осевым компрессором, кольцевой камерой сгорания и примыкающим входным устройством. В таком виде эти элементы были взяты для иллюстрации как наиболее распространенные и наглядные, на практике они могут быть выполнены по любой из возможных схем. Также на рисунке фиг. 2 не проиллюстрированы преобразователи тока, так как можно обойтись без них, подводя ток от каждого электрогенератора к индивидуальному сегменту электронагревателя.
По мнению автора, предложенная конструкция соответствует поставленной задаче и позволяет создать ядерный турбореактивный двигатель атомолета, более безопасный в сравнении с аналогами открытого цикла и обеспечивающий большую удельную тягу по сравнению с предлагаемыми аналогами закрытого цикла.
Claims (6)
1. Ядерный турбореактивный двигатель, содержащий ядерный реактор, корпус, входное устройство, компрессор, камеру нагревания, турбины и сопло, отличающийся тем, что теплоносителем выступает жидкий металл, поступающий по трубопроводам из активной зоны реактора к теплообменникам-нагревателям первой секции камеры нагревания, при этом теплоноситель после первой секции камеры нагревания поступает по трубопроводам к теплообменникам-нагревателям термоэлектрогенераторов на основе эффекта Зеебека или термоэмиссионных преобразователей, выполненным в виде пластин, внешняя часть которых охлаждается наружным воздухом, при этом выработанное электричество подается на электронагревательные элементы, расположенные во второй секции камеры нагревания, циркуляция теплоносителя осуществляется при помощи насосов.
2. Ядерный турбореактивный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что частично электронагревательные элементы находятся и в первой секции камеры нагревания.
3. Ядерный турбореактивный двигатель по п. 1 или 2, отличающийся тем, что для преобразования тепловой энергии в электрическую используются последовательно расположенные термоэмиссионные преобразователи и термоэлектрогенераторы.
4. Ядерный турбореактивный двигатель по пп. 1, 2 или 3, отличающийся тем, что после турбин расположена форсажная камера с форсунками для подачи химического топлива.
5. Ядерный турбореактивный двигатель по пп. 1, 3 или 4, отличающийся тем, что одна или более турбин расположены между первой и второй секциями камеры нагревания.
6. Ядерный турбореактивный двигатель по пп. 1, 2, 3, 4 или 5, отличающийся тем, что в качестве последней ступени преобразования тепловой энергии в электрическую добавлен термоэлектрогенератор или термоэлектрогенераторы на основе моносульфида самария или теллурида самария.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018117412A RU2686815C1 (ru) | 2018-05-10 | 2018-05-10 | Ядерный турбореактивный двигатель |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018117412A RU2686815C1 (ru) | 2018-05-10 | 2018-05-10 | Ядерный турбореактивный двигатель |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2686815C1 true RU2686815C1 (ru) | 2019-04-30 |
Family
ID=66430561
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2018117412A RU2686815C1 (ru) | 2018-05-10 | 2018-05-10 | Ядерный турбореактивный двигатель |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2686815C1 (ru) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN111779576A (zh) * | 2020-07-13 | 2020-10-16 | 中国航空发动机研究院 | 一种组合式推进装置、系统及控制方法 |
| CN113090387A (zh) * | 2021-05-06 | 2021-07-09 | 中国航空发动机研究院 | 一种核能航空发动机、飞行器 |
| RU2788991C1 (ru) * | 2022-03-17 | 2023-01-26 | Федеральное государственное бюджетное учреждение "Национальный исследовательский центр "Курчатовский институт" | Ядерный ракетный двигатель на компримированном рабочем теле |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB798617A (en) * | 1955-11-23 | 1958-07-23 | Rateau Soc | Improvements in aircraft propulsion |
| US2974495A (en) * | 1958-08-08 | 1961-03-14 | Robert W Pinnes | Heat exchanger arrangement for maximum utilization of reactor power for all altitudeconditions |
| RU2009110072A (ru) * | 2009-03-19 | 2010-09-27 | Юрий Михайлович Агафонов (RU) | Двухконтурный газотурбинный двигатель с электромагнитным ускорителем |
| RU2447311C2 (ru) * | 2008-09-17 | 2012-04-10 | Владислав Сергеевич Буриков | Способ работы и устройство реактивного двигателя (варианты) |
| RU2609039C2 (ru) * | 2010-07-06 | 2017-01-30 | Турбомека | Конструкция теплообменника, интегрированная в выпуске турбомашины |
-
2018
- 2018-05-10 RU RU2018117412A patent/RU2686815C1/ru active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB798617A (en) * | 1955-11-23 | 1958-07-23 | Rateau Soc | Improvements in aircraft propulsion |
| US2974495A (en) * | 1958-08-08 | 1961-03-14 | Robert W Pinnes | Heat exchanger arrangement for maximum utilization of reactor power for all altitudeconditions |
| RU2447311C2 (ru) * | 2008-09-17 | 2012-04-10 | Владислав Сергеевич Буриков | Способ работы и устройство реактивного двигателя (варианты) |
| RU2009110072A (ru) * | 2009-03-19 | 2010-09-27 | Юрий Михайлович Агафонов (RU) | Двухконтурный газотурбинный двигатель с электромагнитным ускорителем |
| RU2609039C2 (ru) * | 2010-07-06 | 2017-01-30 | Турбомека | Конструкция теплообменника, интегрированная в выпуске турбомашины |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN111779576A (zh) * | 2020-07-13 | 2020-10-16 | 中国航空发动机研究院 | 一种组合式推进装置、系统及控制方法 |
| CN111779576B (zh) * | 2020-07-13 | 2022-07-05 | 中国航空发动机研究院 | 一种组合式推进装置、系统及控制方法 |
| CN113090387A (zh) * | 2021-05-06 | 2021-07-09 | 中国航空发动机研究院 | 一种核能航空发动机、飞行器 |
| RU2788991C1 (ru) * | 2022-03-17 | 2023-01-26 | Федеральное государственное бюджетное учреждение "Национальный исследовательский центр "Курчатовский институт" | Ядерный ракетный двигатель на компримированном рабочем теле |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP3623603B1 (en) | Hybrid expander cycle with turbo-generator and cooled power electronics | |
| CN109072710B (zh) | 用于飞机的具有发电机的驱动系统 | |
| US11511872B2 (en) | Hydrogen propulsion systems for aircraft | |
| US20200200086A1 (en) | High speed propulsion system with inlet cooling | |
| US20140182264A1 (en) | Aircraft engine systems and methods for operating same | |
| CN106988885B (zh) | 燃气涡轮发动机组件、热电发电系统及产生电力的方法 | |
| CN104110326B (zh) | 一种新概念高速飞行器推进系统布局方法 | |
| US8453456B2 (en) | Fuel-cooled flexible heat exchanger with thermoelectric device compression | |
| US11828227B2 (en) | Aircraft powerplant comprising a recuperative closed-cycle arrangement | |
| RU2686815C1 (ru) | Ядерный турбореактивный двигатель | |
| US11859535B2 (en) | Fuel-cooled engine component(s) | |
| EP4303418A1 (en) | Hybrid electric power for turbine engines having hydrogen fuel systems | |
| US11015509B2 (en) | Systems and apparatus to generate electrical power from aircraft engine heat | |
| CN108757218B (zh) | 一种新型热电循环组合发动机 | |
| RU2674292C1 (ru) | Гиперзвуковой турбореактивный двигатель | |
| WO2023140891A2 (en) | Turbine engines having hydrogen fuel systems | |
| US8047000B2 (en) | Gas turbine combustion chamber | |
| RU2376483C1 (ru) | Атомный газотурбинный двигатель с форсажем | |
| US20200271075A1 (en) | Turbine based combined cycle integrated power and thermal system | |
| RU154901U1 (ru) | Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель | |
| US11665963B1 (en) | Waste heat capture using tail cone of a gas turbine engine | |
| US20240010351A1 (en) | Turbo expanders for turbine engines having hydrogen fuel systems | |
| Verma | Ameliorative Study of a Scramjet Engine by Regenerative Cooing using Finite Element | |
| US20240011440A1 (en) | Heat exchanger for a hydrogen fuel delivery system | |
| RU2349775C1 (ru) | Атомный газотурбинный авиационный двигатель |