ГАЗОТУРБОВОЗ
GAS TURBO-LOCOMOTIVE

Изобретение относится к железнодорожному транспорту, конкретно к силовым установкам локомотива, выполненным на базе газотурбинного двигателя (турбопоезда или газотурбовоза), который в качестве топлива использует сжиженный природный газ - СПГ. Сжиженный природный газ примерно в 2 раза дешевле, чем керосин или дизельное топливо, поэтому его применение в железнодорожном транспорте перспективно.
Работы по созданию газотурбовоза проведены в СССР и за рубежом. В Западной Европе наиболее интенсивные работы по газотурбовозам впервые были развернуты во Франции и привели к созданию газотурбовоза.
Известна силовая установка по патенту РФ на изобретение №2137617, эта установка имеет жидкостную систему охлаждения и вентилятор для создания потока охлаждающего воздуха.
Известна силовая установка по патенту РФ №2189477, которая содержит газотурбинный двигатель - ГТД, газовый тракт, соединяющий этот газотурбинный двигатель со свободной турбиной, и нагрузку в виде электрогенератора, вал которого подсоединен к валу свободной турбины через муфту.
Недостатком этой силовой установки является то, что она имеет низкий КПД около 20%, что почти в 2 раза меньше, чем у современных дизельных установок.
Известна силовая установка газотурбовоза по патенту РФ №2272916, которая содержит газотурбинный двигатель с турбиной и свободную турбину, за которой установлен регенеративный теплообменник, выход из которого соединен с газотурбинным двигателем, конкретно - с системой охлаждения турбины.
Недостатками этого двигателя являются низкий КПД силовой установки из-за того, что подача пара на вход в турбину резко уменьшает температуру продуктов сгорания, проходящих через нее, и тем самым снижает КПД турбины и силовой установки в целом. Если же компенсировать снижение температуры газа перед турбиной увеличением расхода топлива, это приведет к дефектам в виде прогара сопловых и рабочих лопаток турбины. Кроме того, длительное пропускание большого расхода воды через систему охлаждения турбины приводит к отложению накипи в системе охлаждения турбины и ухудшению охлаждения. Применение дистиллированной воды невозможно по техническим и экономическим соображениям. Кроме того, регенеративный теплообменник имеет недостаточную поверхность теплообмена, для того, чтобы полностью утилизировать тепло выхлопных газов.
Известен газотурбовоз по патенту РФ на изобретение №2314220, прототип, содержащий вспомогательный дизель и газатурбинный двигатель.
Недостаток: ограниченная скорость движения газотурбовоза, обычно М=0,5, т.е. в два раза меньше скорости звука. Достижение более высоких скоростей газатурбовоза невозможно, т.к. максимальная тяга современных газотурбинных двигателей, применяемых в авиации, не превышает 20 т.
Задача создания изобретения: повышение скорости движения газотурбовоза.
Решение указанной задачи достигнуто в газотурбовозе, содержащем корпус, имеющий крышу и боковые стенки, основную силовую установку в виде двух газотурбинных двигателей, а также вспомогательный дизель, соединенные кинематически, при этом применено два ракетных двигателя, установленных в мотогондолах, прикрепленных к боковым стенкам корпуса газотурбовоза, на крыше корпуса установлен, по меньшей мере, один аэродинамический стабилизатор.
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 - вид А-А,
на фиг.3 - вид сбоку.
на фиг.4 - схема основной силовой установки газотурбовоза.
Газотурбовоз 1 содержит корпус 2, состоящий из боковых стенок 3 и крыши 4.
Корпус 2 установлен на платформе 5. Внутри корпуса 2 установлен вспомогательный дизель 6. К боковым стенкам 3 корпуса 2 прикреплены две мотогондолы 7, в которых установлены ракетные двигатели 8. Каждый ракетный двигатель 8 содержит камеру сгорания 9 и турбонасосный агрегат 10. На крыше 4 газотурбовоза 1 установлен, по меньшей мере, один аэродинамический стабилизатор 11. Вспомогательный дизель 6 соединен через управляемую муфту 12 соединительным валом 13 с раздаточной коробкой 14. Из раздаточной коробки 14 выходит силовой вал 15, другой конец которого соединен с электрогенератором 16, который кабелем 17 соединен с тяговым приводом (приводами) 18, которые соединены с колесными парами 19. Колесные пары 19 установлены на рельсах 20. Внутри корпуса 2 установлен блок управления 21, к которому подключены электрические связи 22.
Ракетный двигатель 8 (фиг.3) содержит камеру сгорания 9 и турбонасосный агрегат 10. Турбонасосный агрегат 10, в свою очередь, содержит установленные на валу ТНА 23 крыльчатку насоса окислителя 24, крыльчатку насоса горючего 25, пусковую турбину 26, дополнительный насос горючего 27, с валом дополнительного насоса горючего 28, соединенным мультипликатором 29, размещенным в корпусе 30, с валом ТНА 23, основную турбину 31, выполненную в верхней части турбонасосного агрегата 22. Газогенератор 32 установлен над основной турбиной 31 соосно с турбонасосным агрегатом 22. Камера сгорания 21 содержит сопло 33, выполненное из двух оболочек и зазором «А» между ними, и головку камеры сгорания 34, внутри которой выполнены наружная плита 35 и внутренняя плита 36 с полостью «Б» между ними. Внутри головки камеры сгорания 34 установлены форсунки окислителя 37 и форсунки горючего 38. Форсунки окислителя 37 сообщают полость «В» с внутренней полостью камеры сгорания «Д», а форсунки горючего 38 сообщают полость «Б» с внутренней полостью камеры сгорания «Д». На наружной поверхности камеры сгорания 21 установлен коллектор горючего 39, от которого отходят топливопроводы 40 к нижней части сопла 33. К коллектору горючего 39 подключен выход из клапана горючего 40, вход которого трубопроводом горючего 41 соединен с выходом из крыльчатки насоса горючего 25. Выход из дополнительного насоса горючего 27 соединен топливопроводом высокого давления 42 через регулятор расхода 43, имеющий привод 44 и клапан высокого давления 45 с газогенератором 32, конкретно - с полостью «Е». Выход из крыльчатки насоса окислителя 24 трубопроводом окислителя 46 через клапан 47 тоже соединен с генератором 32, конкретно с его полостью «Ж». На головке 35 камеры сгорания 21 установлены запальные устройства 48, а на газогенераторе 31 - запальные устройства 49.
К пусковой турбине 26 подстыкован трубопровод высокого давления 50 с пусковым клапаном 51, предназначенным для запуска пусковой турбины 26.
К блоку управления 21 электрическими связями 22 подключены электрозапальные устройства 48 и 49, клапан горючего 40, клапан окислителя 47, привод регулятора расхода 44, клапан высокого давления 45, пусковой клапан 51.
К коллектору горючего 39 подключен продувочный трубопровод 52 с клапаном продувки 53. На камере сгорания выполнены цапфы 54 для ее качания в одной плоскости. Привод осуществляется при помощи гидроцилиндра 55, соединенного с блоком управления 21.
Ориентировочные характеристики газотурбовоза:
Скорость движение, макс.
М=0,9
Вес локомотива, т
120
Тяга ракетных двигателей, т
2х 50
Время набора скорости М=0,9, сек
1000
Компоненты ракетного топлива для стартового ЖРД
Окислитель:
кислород
Горючее:
СПГ
При запуске ракетных двигателей 8 с блока управления 21 по электрическим связям 22 подаются сигналы на пусковой клапан 51. Воздух высокого давления с наземной системы по трубопроводу высокого давления 50 подается на пусковую турбину 26 и раскручивает ротор ТНА 22. Давление окислителя и горючего на выходе из крыльчаток насосов окислителя 22 и горючего 23 возрастает. Подается сигнал на открытие клапанов 40, 45 и 47. Окислитель и горючее (СПГ) поступают в камеру сгорания 21 и газогенератор 32. Подается сигнал на запальные устройства 48 и 49, топливная смесь в камере сгорания 21 и в газогенераторе 32 воспламеняется. Ракетный двигатель 8 запустился. Регулятором расхода 43 при помощи привода 44 осуществляют регулирование режима его работы.
При выключении ракетного двигателя 8 с блока управления 21 подается сигнал на клапаны 40, 45 и 47, которые закрываются. Потом подается сигнал на открытие продувочного клапана 53 и инертный газ по продувочному трубопроводу 52 поступает в топливный коллектор 39 и далее в полость «А» для удаления остатков горючего.
Применение изобретения позволило:
1. Повысить скорость передвижения газотурбовоза за счет большой реактивной тяги ракетных двигателей.
2. Обеспечить управление движением состава за счет рассогласования тяги двух ракетных двигателей.