АТОМНЫЙ ТУРБОВИНТОВОЙ ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
NUCLEAR TURBOPROP GAS TURBINE ENGINE

Изобретение относится к двигателестроению, в том числе к авиационным и стационарным двигателям, конкретно к турбовинтовым двигателям - ТВД, в которых применен ядерный реактор.
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, содержащий компрессор, камеру сгорания, турбину и реактивное сопло.
Недостатки: низкий КПД и, как следствие, большой удельный расход топлива, свойственный турбореактивным двигателям по сравнению с поршневыми.
Недостатки этого двигателя: очень маленькая мощность электрических машин, связанная с тем, что они размещены на малом диаметре и имеют по одной ступени. Кроме того - возникают проблемы с охлаждением обмоток статора, размещенных внутри двигателя. Эта конструкция применима для использования электрической машины в качестве стартера или в качестве вспомогательного электрогенератора для питания агрегатов газотурбинного двигателя и самолета.
Известен турбовинтовой газотурбинный двигатель по патенту РФ №2334892, прототип, который содержит турбовинтовой газотурбинный двигатель с ядерной силовой установкой, содержащий винт, воздухозаборник, компрессор, камеру сгорания, турбину высокого давления, установленный за турбиной высокого давления двигатель Стирлинга и реактивное сопло.
Недостатками этого двигателя являются его плохая приемистость на переходных режимах из-за инерционности ядерного реактора и низкая надежность: при отказе ядерного ректора двигатель полностью утрачивает свою работоспособность.
Задачи создания изобретения: улучшение приемистости двигателя на переходных режимах и повышение надежности двигателя.
Решение указанных задач достигнуто в атомном турбовинтовом газотурбинном двигателе, содержащем ядерный реактор, винт, воздухозаборник, компрессор, камеру сгорания, турбину, теплообменник-подогреватель и реактивное сопло, тем, что двигатель выполнен по трехвальной схеме с внешним, промежуточным и внутренним валами, компрессор выполнен каскадом низкого и высокого давления, турбина содержит каскады высокого, среднего и низкого давления, ротор турбины низкого давления соединен внутренним валом с винтом, ротор турбины среднего давления соединен промежуточным валом с ротором компрессора низкого давления, а ротор турбины высокого давления соединен внешним валом с ротором компрессора высокого давления, между турбинами высокого и среднего давления и между турбинами среднего и низкого давления установлены соответственно первый и второй дополнительные теплообменники, соединенные трубопроводами рециркуляции с ядерным реактором. Воздушный винт может быть соединен с внутренним валом через редуктор. Воздушный винт содержит два ряда лопастей. Второй ряд лопастей может быть соединен с промежуточным валом.
Сущность изобретения поясняется на фиг.1…4, где:
на фиг.1 приведена схема двигателя,
на фиг.2 приведена схема двигателя с редуктором,
на фиг.3 приведена схема двигателя с воздушным винтом, имеющим два ряда лопастей,
на фиг.4 приведена схема двигателя, в которой второй ряд лопастей соединен с промежуточным валом.
Предложенное техническое решение (фиг.1…4) содержит винт 1, вал винта 2, газогенератор 3. Двигатель выполнен трехвальным и содержит внешний вал 4, промежуточный вал 5 и внутренний вал 6. Газогенератор 3 содержит, в свою очередь, воздухозаборник 7, компрессор 8, который выполнен двухкаскадным и содержит компрессор низкого давления 9, имеющий статор 10 и ротор 11, и компрессор высокого давления 12, содержащий статор 13 и ротор 14. Кроме того, газогенератор 3 содержит турбину 15. Турбина 15 выполнена трехкаскадной и содержит турбину высокого давления 16 с сопловым аппаратом 17 и ротором 18, турбину среднего давления 19 с сопловым аппаратом 20 и ротором 21 и турбину низкого давления 22, соответственно с сопловым аппаратом 23 и ротором 24. Турбина высокого давления 16, турбина среднего давления 19 и турбина низкого давления 22 могут содержать одну или несколько ступеней. В дальнейшем приводится описание с применением всех турбин с одной ступенью. За турбиной низкого давления 19 установлено реактивное сопло 25.
Внешний вал 4 соединяет ротор 14 компрессора высокого давления 12 и ротор 18 турбины высокого давления 16, промежуточный вал 5 соединяет ротор 11 компрессора низкого давления 9 и ротор 21 турбины среднего давления 19, а внутренний вал 12 соединят воздушный винт 1 и промежуточный вал 5. Двигатель имеет три теплообменника: теплообменник-подогреватель 26, установленный между компрессором высокого давления 12 и турбиной высокого давления 16, первый дополнительный теплообменник 27, установленный между турбиной высокого давления 16 и турбиной среднего давления 19, и второй дополнительный теплообменник 28, установленный между турбиной среднего давления 19 и турбиной высокого давления 22.
Двигатель содержит ядерный реактор 29, соединенный подводящим (по отношению к теплообменникам) трубопроводом рециркуляции 30, насосом 31 с приводом 32 с теплообменником-подогревателем 26 и дополнительными теплообменниками 27 и 28. Подводящие трубопроводы рециркуляции 30 содержат отсечные клапаны 33, 34 и 35. К ядерному реактору и теплообменникам 26, 27 и 28 присоединены отводящие (по отношению к теплообменникам) трубопроводы рециркуляции 36 с отсечными клапанами 37, 38 и 39. Двигатель содержит блок управления 40, соединенный электрическими связями 41 с ядерным реактором 29 (фиг.1).
Возможен вариант исполнения с редуктором 42 (фиг.2), установленным между внутренним валом 6 и валом 2 воздушного винта 1. Также возможен вариант исполнения винта 1 с двумя рядами лопастей - первым 43 и вторым 44. Также возможен вариант (фиг.4), когда второй ряд лопастей 44 соединен с промежуточным валом 5. При этом первый ряд лопастей 43 может быть соединен с внутренним валом 6 напрямую (фиг.4) или через редуктор 42 (на фиг.1…4 последний вариант не показан).
Возможны три варианта работы двигателя.
1. Работает только теплообменник-подогреватель.
2. Работают теплообменник-подогреватель и первый дополнительный теплообменник.
3. Работают все три теплообменника.
Запуск и работа двигателя.
Предварительно по команде с блока управления 40 запускают ядерный реактор 29 и включают привод 32 насоса 31. Потом открывают отсечные клапаны 33, 34, 35, 36, 37 и 38. Теплоноситель по подводящему трубопроводу рециркуляции 30 подается в теплообменники 26, 27 и 28, отдает тепло и по отводящим трубопроводам 36 возвращается в ядерный реактор 29. Осуществляют запуск двигателя стартером (стартер на фиг.1…6 не показан) путем раскрутки одного из валов 4, или 5, или 6. В результате воздух, сжатый в компрессорах 10 и 12, проходит теплообменники 26, 27 и 28 и турбину высокого давления 16, турбину среднего давления 19 и турбину низкого давления 22. Сжатый воздух проходит через турбины 16, 19 и 22 и раскручивает все ротора и винт 1. В результате двигатель запущен и готов к работе. Управление двигателем по режимам и его выключение выполняется блоком управления 40 воздействием на ядерный реактор 29 и привод 32 насоса 30, перекачивающего теплоноситель (жидкий натрий). При регулировке возможно отключение одного из теплообменников 26, 27 и 28.
Применение изобретения позволило:
1. Улучшить приемистость работы двигателя.
2. Повысить надежность работы двигателя, так как при отказе одного теплообменника он может продолжить работу с незначительной потерей мощности.
3. Повысить КПД газотурбинного двигателя за счет более рациональной компоновки двигателя, наличия винта, дающего дополнительную тягу, отсутствия жесткой кинематической связи между компрессором и турбиной. Это позволило спроектировать оптимальные компрессор и турбину, например, на разные рабочие обороты и оптимально согласовать их совместную работу.
4. Обеспечить оптимальную работу двигателя на переходных режимах вследствие того, что турбовинтовые двигатели создают часть тяги винтом, а часть за счет реактивного сопла.
5. Значительно уменьшить расход топлива при эксплуатации самолета и вообще отказаться от химического топлива на всех режимах, используя только атомную энергию, 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 весьма ограничено.
6. Облегчить условия работы винта за счет его нежесткой связи с каскадами компрессора и возможности их взаимного проскальзывания и рассогласования оборотов роторов компрессора и винта.
7. Облегчить запуск и останов двигателя за счет применения трехвальной схемы, при использовании которой для запуска двигателя достаточно стартером раскрутить один из роторов.
8. Уменьшить вес и габариты двигателя за счет достижения больших степеней сжатия в трехвальном двигателе по сравнению с двухвальным.