СИЛОВАЯ УСТАНОВКА АТОМНОГО ГАЗОТУРБОВОЗА
POWER PLANT OF NUCLEAR GAS TURBINE LOCOMOTIVE

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.