ЯДЕРНЫЙ ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
NUCLEAR TURBOJET

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.