КОМБИНИРОВАННЫЙ АТОМНЫЙ ФОРСАЖНЫЙ АВИАЦИОННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
COMBINED NUCLEAR BOOST AIRCRAFT ENGINE

Изобретение относится к авиадвигателестроению.
Известен авиационный комбинированный двигатель по заявке РФ на изобретение № 2002115896, содержащий ГТД и ракетный двигатель.
Недостаток - очень большой расход топлива, потребляемого ракетным двигателем.
Известен авиационный ГТД по заявке РФ на изобретение № 2007101124 А, МПК F02M 5/00, прототип. Этот двигатель содержит газотурбинный двигатель с компрессором, камерой сгорания, к которой подведен топливный трубопровод от топливного насоса, турбиной и реактивным соплом, установленный за турбиной на валу двигателя двигатель Стирлинга, который содержит, по меньшей мере, один рабочий цилиндр, установленный за турбиной по потоку, и, по меньшей мере, один расширительный цилиндр, установленный за рабочим цилиндром по потоку, при этом каждый расширительный цилиндр имеет кожух, образующий с этим цилиндром охлаждающую полость, вход в охлаждающую полость соединен с выходом воздухоподводящего патрубка, вход которого соединен с полостью компрессора, выход из охлаждающей полости соединен с полостью внутри реактивного сопла.
Недостаток - низкий КПД и, как следствие, большой удельный расход топлива.
Задача создания изобретения - значительное повышение КПД двигателя.
Решение указанных задач достигнуто в комбинированном атомном форсажном авиационном двигателе, содержащем газотурбинный двигатель с компрессором, камерой сгорания, к которой подведен топливный трубопровод от топливного насоса, турбиной и реактивным соплом, установленный за турбиной на валу двигателя двигатель Стирлинга, который содержит, по меньшей мере, один рабочий цилиндр, установленный за турбиной по потоку, и, по меньшей мере, один расширительный цилиндр, установленный за рабочим цилиндром по потоку, при этом каждый расширительный цилиндр имеет кожух, образующий с этим цилиндром охлаждающую полость, вход в охлаждающую полость соединен с выходом воздухоподводящего патрубка, вход которого соединен с полостью компрессора, выход из охлаждающей полости соединен с полостью внутри реактивного сопла, отличающемся тем, что во втором контуре установлен охлаждающий теплообменник, перед двигателем Стирлинга и во втором контуре, после охлаждающего теплообменника установлены нагревающие теплообменники, соединенные трубопроводами рециркуляции с ядерным реактором, а все расширительные цилиндры частично или полностью установлены внутри обтекателя реактивного сопла.
Сущность изобретения поясняется на фиг.1…3, где:
на фиг.1 приведена схема авиационного двигателя,
на фиг.2 приведена схема двигателя Стирлинга,
на фиг.3 приведен разрез А-А двигателя Стирлинга.
Предложенное техническое решение (фиг.1) содержит газотурбинный двигатель ГТД 1, который выполнен двухвальным и двухконтурным и содержит внутренний вал 2 и внешний вал 3, первый контур 4, второй контур 5, вентилятор 6, компрессор низкого давления 7 и компрессор высокого давления 8, далее расположены камера сгорания 9, турбина 10, содержащая в свою очередь сопловой аппарат 11 и рабочее колесо 12, далее находится реактивное сопло 13 с обтекателем 14. Газотурбинный двигатель 1 содержит систему топливоподачи с топливным насосом 15 и приводом топливного насоса 16, топливный трубопроводу 17 и далее камеру сгорания 9.
Отличительной особенностью силовой установки является наличие двигателя Стирлинга 18 за турбиной 10, т.е. за ее рабочим колесом 12.
Двигатель Стирлинга 18 состоит из двух частей: группы рабочих цилиндров 19 и группы расширительных цилиндров 20, которые соединены трубопроводами 21. Группу расширительных цилиндров 20 предпочтительно установить вне газового тракта ГТД, например, полностью или частично в обтекателе 14.
На фиг.2 и 3 приведена схема одного из вариантов исполнения двигателя Стирлинга 18, который содержит группу рабочих цилиндров 19, имеющих оребрение 22 с установленным внутри каждого из них в полости «Б» рабочим поршнем 23, который шатуном 24 соединен с валом двигателя 2, и группу расширительных цилиндров 20 с установленным внутри каждого из них в полости «В» вытеснительным поршнем 25. Каждый расширительный цилиндр 20 оборудован снаружи кожухом 26, образующим полость «Г» для охлаждения расширительного цилиндра 20. Вытеснительный поршень 25 соединен шатуном 27 с валом двигателя 8. Трубопровод 21 соединяет полости «Б» и «В» для перетекания рабочего тела из рабочего цилиндра 19 в расширительный цилиндр 20. К полости «Г» подсоединены выходы воздухоподводящих патрубков 28, а выхлопные трубопроводы 29 соединяют полость «Г» с внутренней полостью «Д» реактивного сопла 13 (фиг.1). Входы воздухозаборных патрубков 28 через охлаждающий теплообменник 29 соединены с полостью за компрессором высокого давления 8. Перед двигателем Стирлинга 18 по потоку установлен нагревающий теплообменник 30, который трубопроводами рециркуляции теплоносителя 31 и 32, в одном из которых установлен насос теплоносителя 33, соединен с ядерным реактором 34. Во втором контуре 5 за охлаждающим теплообменником 29 установлен нагревающий теплообменник 35, соединенный трубопроводами рециркуляции 36 и 37, в одном из которых установлен насос теплоносителя 38, с ядерным реактором 34.
Авиационный двигатель оборудован блоком управления 39 и датчиками частоты вращения внутреннего и внешнего валов, соответственно 40 и 41. С блоком управления 39 электрическими связями 42 соединены датчики частоты вращения 40 и 41 и привод 16.
При работе при помощи стартера (на фиг.1…3 не показан) запускается ГТД 1, при этом включается привод насоса 16, топливный насос 15 подает топливо по топливному трубопроводу 17 в камеру сгорания 9.
Топливо воспламеняется при помощи электрозапальника (на фиг.1…3 не показано). Выхлопные газы проходят через турбину 10. Рабочее колесо турбины 12 с внешним валом 3 газотурбинного двигателя 1 раскручиваются, т.е ГТД 1 запускается.
Двигатель Стирлинга запускается значительно позже из-за его инерционности. Шатуны 24 и 27 и поршни 23 и 25 двигателя Стирлинга 18 приводятся в действие при помощи внутреннего вала 2 газотурбинного двигателя 1 от компрессора первого каскада 4, который раскручивается в режиме авторотации воздухом, проходящим через него. Механизм преобразования вращательного движения в возвратно-поступательное (этот механизм на фиг.1…3 детально не показан, но он может быть выполнен в виде коленчатого вала с шатунами) преобразует вращательное движение внутреннего вала 2 в возвратно-поступательное движение поршней 23 и 26 двигателя Стирлинга 18. Выхлопные газы нагревают через оребрение 22 рабочее тело внутри рабочих цилиндров 19. Для работы двигателя Стирлинга достаточно иметь разницу температур на двух группах цилиндров 19 и 20. Первоначально двигатель Стирлинга 18 работает принудительно и не выдает мощность, а наоборот ее потребляет. Примерно через 5…10 мин по мере прогрева рабочего тела внутри рабочих цилиндров 19 двигателя Стирлинга 18 он выходит на расчетный режим работы. Медленный выход двигателя Стирлинга 18 на расчетный режим работы является одним из его недостатков, но высокий КПД, надежность и хорошие экологические свойства в сочетании с ГТД, имеющим хорошие характеристики запуска, делает предложенный двигатель чрезвычайно интересным по всем показателям одновременно, т.к. позволит частично утилизировать тепло в реактивном сопле и применить вместо 4-х …5 ступеней турбины только одну ступень.
Особенностями предложенного авиационного двигателя являются:
- возможность форсирования тяги за счет подвода тепла от ядерного реактора к нагревающему теплообменнику 35.
Утилизация тепла при помощи теплообменников (регенерация), используемая традиционно, неэффективна, например, из-за больших габаритов теплообменников, их большого веса, загромождения газового тракта и необходимости дальнейшего преобразования тепловой энергии подогретого воздуха или пара в механическую энергию, например, при помощи паровой турбины.
В результате использования утилизации тепла выхлопных газов в двигателе Стирлинга КПД авиационного двигателя возрастает примерно на 10…17%.
Применение изобретения позволило:
1. Значительно повысить КПД авиационного двигателя за счет использования для получения энергии на валу нагрузки кроме ГТД двигателя Стирлинга, который утилизирует тепло, раньше сбрасываемое в реактивное сопло и в атмосферу или срабатываемое на нескольких ступенях турбины. Увеличение КПД двигателя в основном получено за счет частичного или полного размещения всех расширительных цилиндров внутри обтекателя реактивного сопла. При такой установке расширительных цилиндров вместо их размещения в тракте газотурбинного двигателя, они не вызывают потерь давления в тракте двигателя, соответственно снизить удельный расход топлива: расход в единицу времени на 1 т тяги двигателя.
2. Создать значительную тягу двигателя на форсажном режиме.
3. Согласовать работу ГТД и двигателя Стирлинга, имеющих разную инерционность, за счет применения двухкаскадного двухвального ГТД.
4. Обеспечить регулирование режима работы двигателя Стирлинга.
5. Облегчить запуск комбинированного авиационного двигателя, за счет применения двухвальной схемы и запуска только второго каскада.
6. Уменьшить количество ступеней турбины, за счет того, что их функцию берет на себя в основном двигатель Стирлинга.
7. Снизить эмиссию токсичных веществ в атмосферу, за счет того, что двигатель Стирлинга имеет значительно лучшие экологические показатели по сравнению с другими типами двигателей.
8. Снизить стоимость авиационного двигателя, за счет уменьшения количества дорогостоящих ступеней турбины, лопатки и диски которых выполняются из жаропрочных сплавов, и упрощения схемы охлаждения турбины.
9. Уменьшить вес авиационного двигателя, что особенно важно в авиации.
10. Повысить надежность авиационного двигателя за счет отказа от нескольких ступеней турбины, рабочие лопатки которых являются самыми нагруженными деталями двигателя, ограничивающими его ресурс и в первую очередь влияющими на надежность двигателя, самолета и безопасность авиаперевозок.