Атомный турбовинтовой газотурбинный двигатель



Атомный турбовинтовой газотурбинный двигатель
Атомный турбовинтовой газотурбинный двигатель
Атомный турбовинтовой газотурбинный двигатель
Атомный турбовинтовой газотурбинный двигатель

 


Владельцы патента RU 2424441:

Болотин Николай Борисович (RU)

Атомный турбовинтовой газотурбинный двигатель содержит ядерный реактор, винт, воздухозаборник, компрессор, камеру сгорания, турбину, теплообменник-подогреватель и реактивное сопло. Двигатель выполнен по трехвальной схеме с внешним, промежуточным и внутренним валами. Компрессор содержит каскады низкого и высокого давления, а турбина - 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. 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. Изобретение направлено на улучшение приемистости и надежности двигателя. 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

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.

1. Атомный турбовинтовой газотурбинный двигатель, содержащий ядерный реактор, винт, воздухозаборник, компрессор, камеру сгорания, турбину, теплообменник-подогреватель и реактивное сопло, отличающийся 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.

2. Атомный турбовинтовой газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что воздушный винт соединен с внутренним валом через редуктор.

3. Атомный турбовинтовой газотурбинный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что воздушный винт содержит два ряда лопастей.

4. Атомный турбовинтовой газотурбинный двигатель по п.3, отличающийся тем, что второй ряд лопастей соединен с промежуточным валом.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к турбинной установке, в частности к турбореактивному двигателю, включающему в себя встроенный генератор электрического тока, расположенный соосно с турбинной установкой.

Изобретение относится к авиадвигателестроению. .

Изобретение относится к винтовентиляторным газотурбинным авиационным двигателям с задним расположением двухрядного винтовентилятора. .

Изобретение относится к винтовентиляторным двигателям с задним расположением двухрядного винтовентилятора. .

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано в качестве движителя различных летательных аппаратов. .

Изобретение относится к авиадвигателестроению, а именно к конструкции элементов форсажных камер турбореактивных двухконтурных двигателей (ТРДД). .

Изобретение относится к двигателестроению, в том числе к авиационным и стационарным двигателям, конкретно к турбовинтовым двигателям - ТВД, в которых применена ядерная силовая установка Известен авиационный комбинированный двигатель по заявке РФ на изобретение 2002115896, содержащий ГТД и ракетный двигатель.

Изобретение относится к энергетике по выработке электроэнергии с использованием солнечной лучистой энергии. .

Изобретение относится к авиадвигателестроению. .

Изобретение относится к авиадвигателестроению. .

Изобретение относится к авиадвигателестроению. .

Изобретение относится к авиадвигателестроению. .

Изобретение относится к авиадвигателестроению. .

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.

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.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям. .

Изобретение относится к двигателестроению, в том числе к авиационным и стационарным двигателям, конкретно к турбовинтовым двигателям - ТВД, в которых применен ядерный реактор
Наверх