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.
Предложенное техническое решение (рис. 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 со-держит турбину высокого давления 10 и турбину низкого давления 11. Каждая из турбин 10 и 11 может иметь или по одной или несколько ступеней. В дальнейшем рас-смотрен пример с одноступенчатыми турбинами. Турбина высокого давления 10 со-держит первый сопловой аппарат турбины 12 и первое рабочее колесо турбины 13, а ступень турбины низкого давления 11 – второй сопловой аппарат турбины 14 и второе рабочее колесо турбины 15. Первое рабочее колесо турбины 13 установлено на наружном валу 4, а второе рабочее колесо турбины 15 – на внутреннем валу 3.

На выходе из обеих контуров 1 и 2 выполнено реактивное сопло 16, внутри которого установлен смеситель 17, для перемешивания потоков первого и второго контуров и внутренний обтекатель 18. Перед камерой сгорания 8 установлен теплообменник 19, а между ступенями турбин 10 и 11 теплообменник-подогреватель 20.
Во втором контуре 2 может быть установлен теплообменник 21 (рис. 3).
Атомный газотурбинный двигатель содержит (фиг. 1) ядерный реактор 22, соединенный трубопроводами рециркуляции теплоносителя: соответственно подводящим 23 и отводящим 24 с теплообменниками 19…21. Между ядерным реактором 22 и под-водящим трубопроводом рециркуляции теплоносителя 23 установлен насос теплоносителя 25 с приводом 26, а отводящий трубопровод рециркуляции теплоносителя 24 соединяет теплообменники 19…21 с ядерным реактором 22, для отвода теплоносителя. В качестве теплоносителя предпочтительно использовать жидкий натрий

Атомный газотурбинный авиационный двигатель содержит систему топливоподачи с топливопроводом низкого давления 27, подключенным к входу в топливный насос 28, имеющий привод 29, топливопровод высокого давления 30, вход которого соединен с топливным насосом 28, а выход соединен с кольцевым коллектором 31, кольцевой коллектор 31 соединен с форсунками 32 камеры сгорания 8.
Компрессор 7 содержит ротор компрессора 33 с внешним валом 4. На внешнем валу 4 установлено также первое рабочее колесо турбины 13.
Во втором контуре 2 установлен охлаждающий теплообменник 34, вход которого соединен трубопроводом отбора воздуха с выходом компрессора 7, а выход — труб-проводом подачи 36 – с системой охлаждения 37 турбин 10 и 11.
Система охлаждения 37 турбины 9 (рис. 3 и 4) содержит коллектор 38, установленный над первым сопловым аппаратом 11, и систему охлаждения турбины высокого давления, содержащую, в свою очередь: диафрагму 39, связанную через первый сопло-вой аппарат 12 с корпусом двигателя 40, дефлектор 41, установленный на диске турбины 42 и уплотнения 43. Система охлаждения турбин теплоизолирована от теплообменника 20 теплоизоляционной перегородкой 44. Первый сопловой аппарат 12 и первое рабочее колесо турбины имеет пустотелые охлаждаемее лопатки. Между внутренним валом 3 и теплоизоляционной перегородкой 44 образован кольцевой канал «А» для прохода охлаждающего воздуха от турбины высокого давления 10 к турбине низкого давления 11. Аналогично системе охлаждения турбины высокого давления 10 выполнена система охлаждения турбины низкого давления 11 (рис. 3).

Теплообменники 20 закреплены на теплоизоляционной перегородке 44, внутри которой выполнен коллектор теплоносителя 45, для раздачи теплоносителя (жидкого натрия) по элементам 46 теплообменника 20 (рис. 3 и 4). К коллектору теплоносителя подстыкован подводящий трубопровод циркуляции теплоносителя 23.
При работе ГТД осуществляют его запуск стартером (стартер на рис. 1…3 не показан). При этом раскрычивают только один ротор из двух. Потом включают привод топливного насоса 29 и топливный насос 28 подает топливо в камеру сгорания 8 к форсункам 32, где оно воспламеняется при помощи электрозапальника (на фиг. 1…4 не показано). В результате продукты сгорания проходят через рабочие колесо турбины 12 и 13 и раскручивают их и внешний вал 4, а внутренний вал 3. Потом запускают ядерный реактор 22. Тепло, вырабатываемое в ядерном реакторе 22, подаваемый по подводящим трубопроводом рециркуляции теплоносителя 23 прогревает теплообменники 19…21, которые подогревают продукты сгорания за первой ступенью турбины 1 и воздух во втором контуре 2, что позволяет отключить подачу углеводородного топлива в камеру сгорания 8 и перейти на режим работы от ядерного реактора 22. Это повышает мощность и КПД двигателя в целом, а ресурс его работы увеличивается в тысячи раз.
При работе атомного авиационного газотурбинного двигателя по его контурам температуры распределяются следующим образом:
— Т0 – температура воздуха на входе в двигатель,
— Т1 — температура воздуха во втором контуре,
— Т2 температура воздуха во втором контуре после теплообменника 18,
— Т3 — температура продуктов сгорания на выходе из камеры сгорания 8,
— Т4 температура продуктов сгорания на выходе из теплообменника 19,
— Т5 — температура продуктов сгорания на выходе из теплообменника 20,
— Т6 — температура смеси на выходе из реактивного сопла.
Применение изобретения позволило:
1. Улучшить запуск и приемистость двигателя на переходных режимах, за счет применения углеводородного топлива и тепловой энергии, вырабатываемой ядерным реактором одновременно.
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. 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.
4. 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.
5. Создать благоприятные условия для работы вентилятора компрессора, согласовав их оптимальные расчетные угловые скорости вращения вентилятора. Применение двухвальной схемы двигателя позволит развязать механически рабочие колеса и роторы турбин и компрессоров.
6. 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 крейскерском режиме и может обеспечить нахождение самолета в воздухе до одного года непрерывно.. Несмотря на плохую 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 винтом 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.
7. 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.
8. 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.
9. Облегчить запуск и останов двигателя за счет применения двухвальной схемы.
10. Уменьшить вес и габариты двигателя и общий вес энергетической установки или самолета за счет компактности ядерного топлива..
11. 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 ранее на мощных газотурбинных двигателях.

Автор статьи: Патентный поверенный РФ Болотин Николай Борисович