АТОМНЫЙ ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ С ФОРСАЖЕМ
NUCLEAR GAS TURBINE ENGINE WITH AFTERBURNING

Изобретение относится к двигателестроению, в том числе к авиационным и стационарным газотурбинным двигателям ГТД, и может найти применение в авиастроении, судостроении, на газоперекачивающих станциях и для пиковых энергетических установок в качестве привода для электрогенератора, предназначенного для выработки электроэнергии.
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 приемистоть 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.
Решение указанных задач достигнуто за счет того, что атомный газотурбинный авиационный двигатель с охлаждаемой турбиной, содержащий первый и второй контуры, внешний и внутренний валы с вентилятором, установленным на внутреннем валу, и компрессор, установленный на внешнем валу, а также турбины высокого и низкого давления с системой охлаждения, камеру сгорания между компрессором и турбиной высокого давления и теплообменник, установленный перед камерой сгорания, реактивное сопло, отличается тем, что между турбинами высокого и низкого давления установлен теплообменник-подогреватель, соединенный трубопроводами циркуляции теплоносителя с ядерным реактором, а во втором контуре установлен охлаждающий теплообменник, вход которого соединен с выходом из компрессора, а выход - с системой охлаждения турбин. Во втором контуре может быть установлен теплообменник, соединенный трубопроводами рециркуляции с ядерным реактором.
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…3, где:
на фиг.1 приведена схема двигателя,
на фиг.2 приведена система охлаждения турбины,
на фиг.3 приведен разрез А-А.
Предложенное техническое решение (фиг.1) содержит два контура: первый 1 и второй 2, соответственно два вала: внутренний 3 и наружный 4, т. е. двигатель выполнен двухконтурным по двухвальной схеме. Кроме того, двигатель содержит воздухозаборник 5, вентилятор 6, компрессор 7, камеру сгорания 8 и турбину 9. Турбина 9 содержит турбину высокого давления (ВД) 10 и турбину низкого давления (НД) 11. Каждая из турбин 10 и 11 может иметь или по одной или несколько ступеней. В дальнейшем рассмотрен пример с одноступенчатыми турбинами. Турбина высокого давления 10 содержит сопловой аппарат турбины ВД 12 и рабочее колесо турбины ВД 13, а турбина низкого давления 11 - сопловой аппарат турбины НД 14 и рабочее колесо турбины НД 15. Рабочее колесо турбины ВД 13 установлено на наружном валу 4, а рабочее колесо турбины НД 15 - на внутреннем валу 3.
За турбиной высокого давления 10 установлен дополнительный компрессор 16, содержащий один или несколько направляющих аппаратов 17 и одно или несколько рабочих колес 18.
На выходе из обеих контуров 1 и 2 выполнено реактивное сопло 19, внутри которого установлен смеситель 20, для перемешивания потоков первого и второго контуров и внутренний обтекатель 21.
Перед камерой сгорания 8 установлен теплообменник 22, а между турбинами ВД и НД 10 и 11 установлен теплообменник-подогреватель 23. Во втором контуре 2 установлен теплообменник 24, а внутри реактивного сопла 19 установлен форсажный теплообменник 25.
Атомный газотурбинный двигатель содержит (фиг.1) ядерный реактор 26, соединенный трубопроводами рециркуляции теплоносителя: соответственно подводящим 27 и отводящим 28 с теплообменниками 22…25. Между ядерным реактором 26 и подводящим (по отношению к теплообменникам 22…25) трубопроводом рециркуляции теплоносителя 27 установлен насос теплоносителя 29 с приводом 30, а отводящий трубопровод рециркуляции теплоносителя 28 соединяет теплообменники 22…25 с ядерным реактором 26 для отвода теплоносителя. В подводящих трубопроводах рециркуляции 27 установлены клапаны 31. В качестве теплоносителя предпочтительно использовать жидкий натрий. Атомный газотурбинный авиационный двигатель содержит систему топливоподачи с топливопроводом низкого давления 32, подключенным к входу в топливный насос 33, имеющий привод 34, топливопровод высокого давления 35, вход которого соединен с топливным насосом 33, а выход соединен с кольцевым коллектором 36, кольцевой коллектор 36 соединен с форсунками 37 камеры сгорания 8. Компрессор 7 содержит ротор компрессора 38 с внешним валом 4. На внешнем валу 4 установлено также рабочее колесо турбины ВД 13. Во втором контуре 2 установлен охлаждающий теплообменник 39, вход которого соединен трубопроводом отбора воздуха 40 с выходом компрессора 7, а выход - трубопроводом подачи 41 с системой охлаждения 42 турбин 10 и 11.
Система охлаждения 42 турбин 10 и 11 (фиг.3 ) содержит коллектор 43, установленный над сопловым аппаратом турбины ВД 12, и систему охлаждения турбин, содержащую, в свою очередь: диафрагму 44, связанную через первый сопловой аппарат 12 с корпусом двигателя 45, дефлекторы 46, установленные на дисках турбин 47, и уплотнения 48. Система охлаждения турбин 10 и 11 теплоизолирована от теплообменника 23 теплоизоляционной перегородкой 49. Сопловой аппарат турбины ВД 12 и рабочее колесо турбины ВД 13 имеют пустотелые охлаждаемое лопатки. Между внутренним валом 3 и теплоизоляционной перегородкой 49 образован кольцевой канал «Б» для прохода охлаждающего воздуха от турбины высокого давления 10 (или от дополнительного компрессора 16 к турбине низкого давления 11. Аналогично системе охлаждения турбины высокого давления 10 выполнена система охлаждения турбины низкого давления 11 (фиг.2).
Теплообменник-подогреватель 23 состоит из секций 50, закрепленных на теплоизоляционной перегородке 49, внутри которой выполнен коллектор теплоносителя 51, для раздачи теплоносителя (жидкого натрия) по секциям 50 теплообменника-подогревателя 23 (фиг.2 и 3). К коллектору теплоносителя 51 подстыкован подводящий трубопровод циркуляции теплоносителя 27, а к секциям 50 подстыкованы отводящие трубопроводы циркуляции теплоносителя 27.
Рабочие колеса 18 дополнительного компрессора 16 могут быть установлены на внешнем валу 4 (фиг.2) или на внутреннем валу 3 (фиг.4).
При работе ГТД осуществляют его запуск стартером (стартер на фиг.1…3 не показан). При этом раскручивают только один ротор (вал) из двух. Потом включают привод топливного насоса 34 и топливный насос 33 подает топливо в камеру сгорания 8 к форсункам 37, где оно воспламеняется при помощи электрозапальника (на фиг.1…4 не показано). В результате продукты сгорания проходят через рабочие колеса турбины 12 и 15 и раскручивают их и внешний и внутренний валы 3 и 4. Потом запускают ядерный реактор 26. Тепло, вырабатываемое в ядерном реакторе 26, подаваемое по подводящим трубопроводом рециркуляции теплоносителя 27 прогревает теплообменники 22…24, которые подогревают воздух за компрессором 7, продукты сгорания за турбиной ВД 10 и воздух во втором контуре 2, что позволяет отключить подачу углеводородного топлива в камеру сгорания 8 и перейти на режим работы от ядерного реактора 26. Это повышает мощность и КПД двигателя в целом, а ресурс его работы увеличивается в тысячи раз.
При необходимости работы на форсажном режиме для резкого увеличения тяги двигателя открывают клапан 31 и подают теплоноситель в форсадный теплообменник 25, который подогревает продукты сгорания дополнительно на 500…1000°С.
При работе атомного авиационного газотурбинного двигателя по его контурам температуры распределяются следующим образом:
0
- Т - температура воздуха на входе в двигатель,
1
- T - температура воздуха во втором контуре,
2
- T температура воздуха во втором контуре после теплообменника 39,
3
- Т - температура продуктов сгорания на выходе из камеры сгорания 8,
4
- Т температура продуктов сгорания на выходе из теплообменника 23,
5
- Т - температура продуктов сгорания на выходе из теплообменника 24,
6
Т - температура смеси на выходе из реактивного сопла 19.
Применение изобретения позволило:
1. Получить большую тягу двигателя на форсажном режиме.
2. Улучшить запуск и приемистость двигателя на переходных режимах за счет применения углеводородного топлива и тепловой энергии, вырабатываемой ядерным реактором одновременно.
3. 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.
4. Повысить КПД газотурбинного двигателя за счет более рациональной компоновки двигателя, второго контура, дающего дополнительную тягу, отсутствия жесткой кинематической связи между двумя валами. Это позволило спроектировать оптимальные компрессор и турбину.
5. Улучшить надежность силовой установки за счет уменьшения числа ступеней турбины до одной ступени и распределения большей части нагрузки на вторую и последующие ступени турбины, при их наличии,
6. Создать благоприятные условия для работы вентилятора компрессора за счет согласования их оптимальных расчетных угловых скоростей. Применение двухвальной схемы двигателя позволит развязать механически рабочие колеса и роторы турбин и компрессоров.
7. Обеспечить оптимальную работу двигателя на переходных режимах за счет 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 непрерывно до одного года. Несмотря на плохую приемистость ядерного реактора при резком изменении расхода топлива через камеру сгорания суммарная тяга двигателя будет изменяться практически мгновенно за счет реактивной составляющей. Через 5…7 мин мощности, развиваемые вентилятором и газогенератором перераспределятся, например, при форсировании основную тяговую нагрузку будет нести вентилятор, имеющий хороший КПД на дозвуковых скоростях, в результате экономичность двигателя на крейсерском режиме полета значительно возрастет.
8. 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.
9. Облегчить условия работы вентилятора за счет его нежесткой связи с валом компрессора и возможности их взаимного проскальзывания и рассогласования оборотов ротора компрессора и ротора вентилятора.
10. Облегчить запуск и останов двигателя за счет применения двухвальной схемы.
11. Уменьшить вес и габариты двигателя и общий вес энергетической установки или самолета за счет компактности ядерного топлива.
12. 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 двух ступеней турбины, вместо 4-х…5-ти ступеней, применяемых ранее на мощных газотурбинных двигателях.