атомный газотурбовоз и двигательная установка атомного газотурбовоза

Формула изобретения

1. Атомный газотурбовоз, содержащий атомную и газотурбинную секции, содержащие установленные на колесных парах шасси корпус с боковыми стенками и крышей, при этом в атомной секции установлен ядерный реактор, а в газотурбинной секции - газотурбинный привод, соединенный валом с тяговым генератором, соединенным электрическими связями с приводными электродвигателями, отличающийся тем, что секции соединены трубопроводами рециркуляции второго контура, а на газотурбинной секции установлены два воздухозаборника, соединенных воздухопроводами с воздухозаборником газотурбинного привода.

2. Двигательная установка атомного газотурбовоза, содержащая газотурбинный привод и ядерный реактор, соединенный с газотурбинным приводом трубопроводами циркуляции теплоносителя с теплообменником, который соединен трубопроводами циркуляции второго контура с теплообменником второго контура, который перепускными трубопроводами соединен с газотурбинным приводом, содержащим первый и второй контуры, вал, вентилятор, компрессор, камеру сгорания и турбину, отличающаяся тем, что между компрессором и камерой сгорания выполнена заслонка, за турбиной на валу установлен двигатель Стирлинга, содержащий рабочие и расширительные цилиндры, при этом полости заслонки и перед рабочими цилиндрами соединены перепускными трубопроводами с теплообменником второго контура.

3. Двигательная установка газотурбовоза по п.2, отличающаяся тем, что расширительные цилиндры установлены за вентилятором.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к рельсовым транспортным средствам - локомотивам, и двигателестроению, в том числе к газотурбинным двигателям ГТД с ядерным реактором.

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 приемистость 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: увеличение мощности и КПД газотурбовоза (локомотива) и повышение КПД и надежности двигателя для газотурбовоза.

Решение указанных задач достигнуто за счет того, что атомный газотурбовоз, содержащий атомную и газотурбинную секции, содержащие установленные на колесных парах шасси корпуса с боковыми стенками и крышей, при этом в атомной секции установлен ядерный реактор, а в газотурбинной секции - газотурбинный привод, соединенный валом с тяговым генератором, соединенным электрическими связями с приводными электродвигателями, отличается тем, что секции соединены трубопроводами рециркуляции второго контура, а на газотурбинной секции установлены два воздухозаборника, соединенных воздухопроводами с воздухозаборником газотурбинного привода.

Решение указанных задач достигнуто в двигательной установке атомного газотурбовоза, содержащей газотурбинный привод и ядерный реактор, соединенный с газотурбинным приводом трубопроводами циркуляции теплоносителя с теплообменником, который соединен трубопроводами циркуляции второго контура с теплообменником второго контура, который перепускными трубопроводами соединен с газотурбинным приводом, содержащим первый и второй контуры, вал, вентилятор, компрессор, камеру сгорания и турбину, отличающейся тем, что между компрессором и камерой сгорания выполнена заслонка, за турбиной на валу установлен двигатель Стирлинга, содержащий рабочие и расширительные цилиндры, при этом полости заслонки и перед рабочими цилиндрами соединены перепускными трубопроводами с теплообменником второго контура. Расширительные цилиндры установлены за вентилятором.

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 фиг.1 6, где:

на фиг.1 приведена схема газотурбовоза,

на фиг.2 приведен вид газотурбовоза спереди со стороны газотурбинной секции,

на фиг.3 и 4 приведена схема двигательной установки,

на фиг.5 приведена схема двигателя Стирлинга,

на фиг.6 приведен разрез А-А.

Предложенное техническое решение по схемной компоновке газотурбовоза (фиг.1 и 2) содержит реакторную секцию 1, газотурбинную секцию 2 с кабинами машиниста 3, соединенные последовательно и обращенные кабинами машиниста 3 в противоположные стороны. Каждая секция содержит шасси 4, колесные пары 5 и корпус 6 с боковыми стенками 7 и с крышей 8.

Внутри реакторной секции 1 расположен ядерный реактор 9 с трубопроводами рециркуляции жидкометаллического теплоносителя 10 и 11, насосом рециркуляции 12 и теплообменником 13. Кабина машинистов 3 отделена от ядерного реактора 9 защитной стеной 14.

В газотурбинной секции 2 смонтирован газотурбинный привод 15, соединенный валом 16 привода с тяговым генератором 17. С обеих сторон газотурбинной секции 2 выполнены воздухозаборники 18, которые воздухоподводящими каналами 19 соединены с входом в газотурбинный привод 15. На газотурбинной секции 2 на ее крыше 8 установлена выхлопная труба 20. Колесные пары 5 соединены валами 21 с электродвигателями 22. Тяговый генератор соединен электрическими связями 23 с тяговыми электродвигателями 22. Секции 1 и 2 соединены трубопроводами рециркуляции второго контура 27 и 28, в одном из которых установлен насос 29 с теплообменником второго контура 30. Теплообменник второго контура 30 соединен трубопроводами перепуска воздуха 31 и 32 с газотурбинным приводом 17.

Предложенное техническое решение по двигательной установке (фиг.3) содержит газотурбинный привод 15 с двумя контурами: первым 33 и вторым 34. Газотурбинный привод 15 содержит воздухозаборник 35 с входным обтекателем 36, компрессор 37, камеру сгорания 38 и турбину 39. Турбина 39 может содержать одну или несколько ступеней. Далее конструкция двигателя описывается на примере одноступенчатой турбины. Турбина 39 содержит сопловой аппарат 40 и рабочее колесо 41. Между компрессором 37 и камерой сгорания 38 выполнена заслонка 43, которая может перекрывать воздушный поток и направлять его по трубопроводам перепуска 44 через теплообменник второго контура 30 в полость за турбиной 39. На входе второго контура 34 установлен вентилятор 46, далее установлены реактивное сопло, выходной обтекатель 47, смеситель 48 и выхлопное устройство 49, к которому подсоединена выхлопная труба 20.

Компрессор 37 содержит ротор 50 компрессора, установленные на валу 16 привода, на котором также установлено рабочее колесо 41 турбины 39. Вал 16 привода установлен на подшипниковых опорах 51.

Атомный газотурбинный двигатель содержит систему топливоподачи 52 с топливопроводом низкого давления 53, подключенным к входу в топливный насос 54, имеющий привод 55, топливопровод высокого давления 56, вход которого соединен с топливным насосом 54, а выход соединен с регулятором 57, имеющим привод 58 и далее с кольцевым коллектором 59; кольцевой коллектор 59 соединен с форсунками 42 камеры сгорания. Двигательная установка содержит блок управления 60, который электрическими связями 23 соединен с приводами 55 и 58 и с коммутатором 61.

За турбиной 39 на валу 16 привода установлен двигатель Стирлинга 62. Двигатель Стирлинга 62 установлен между опорами 63 и 64. Двигатель Стирлинга 62 состоит из двух частей: группы рабочих цилиндров 65 и группы вытеснительных цилиндров 66, которые соединены трубопроводами 67. Группа вытеснительных цилиндров 66 установлена за вентилятором 46, что значительно повышает эффективность его работы и КПД. Число рабочих цилиндров 65 равно числу вытеснительных цилиндров 66. По объему вытеснительные цилиндры 66 больше, чем рабочие цилиндры 65. От работы вытеснительных цилиндров в значительной степени зависит КПД двигателя Стирлинга.

На фиг.4 и 5 приведена схема одного из вариантов исполнения двигателя Стирлинга 62, который содержит группу рабочих цилиндров 65, имеющих оребрение и заключенных в рабочие кожухи 35, имеющие наружное оребрение 69, с образованием между ними полости нагрева «Г», заполненной теплоносителем. Внутри каждого рабочего цилиндра 65 установлен рабочий поршень 70, который шатуном 71 соединен с внутренним валом двигателя 3. Между рабочим цилиндром 65 и рабочим поршнем 70 образуется рабочая полость «Д», заполненная рабочим телом, например гелием.

Также двигатель Стирлинга 62 содержит группу вытеснительных цилиндров 66, которые могут быть установлены в кожухи охлаждения 72 или установлены без них во втором контуре 2 двигателя (фиг.5 и 6). Между кожухом охлаждения 72 и вытеснительным цилиндром 66 образуется полость охлаждения «Е». При установке вытеснительных цилиндров 66 во втором контуре 34 кожух охлаждения не нужен.

Внутри каждого вытеснительного цилиндра в полости «Ж» установлен вытеснительный поршень 73. Вытеснительный поршень соединен шатуном 74 с валом 16 привода. Трубопровод(ы) 67 соединяет(ют) полости «Д» и «Ж» для перетекания рабочего тела из рабочих цилиндров 65 в вытеснительные цилиндры 66. К полости «Г» подсоединен трубопровод перепуска 44.

При работе ГТД осуществляют его запуск стартером (не показан). Потом включают привод 55 топливного насоса и топливный насос 54 подает топливо в камеру сгорания 38 к форсункам 39, где оно воспламеняется при помощи электрозапальника (не показано). В результате продукты сгорания проходят через рабочее колесо 42 турбины и раскручивают его и вал 16 привода, а также ротор компрессора. Через 5 7 мин тепло выхлопных газов прогревает рабочие цилиндры 65 двигателя Стирлинга 62. Двигатель Стирлинга 62 приводится в действие и через внутренний вал 16 привода снимается мощность. Подогретое рабочее тело расширяется в расширительных цилиндрах 66. В результате двигатель Стирлинга запущен, работает на углеводородном топливе и готов к работе на ядерном реакторе 9.

Для работы на ядерном горючем запускают ядерный реактор 9 и насосы 12 и 29. Тепло передается последовательно в теплообменник 13 и далее в теплообменник второго контура 30. Заслонкой 43 перекрывают осевой канал и открывают радиальный канал, т.е. подачу воздуха в камеру сгорания 38 прекращают, а сжатый воздух по трубопроводу перепуска 44 подают в теплообменник второго контура и далее по трубопроводу перепуска 45 - в полость за камерой сгорания 38, в результате двигатель Стирлинга 62 и турбина 40 будут работать на тепловой энергии, вырабатываемой в ядерном реакторе 9. Подачу углеводородного топлива прекращают, выключив привод 55 топливного насоса 54. Отключение двигательной установки производится в обратном порядке. Управление двигательной установкой по режимам не отличается от управления традиционными ГТД.

При работе двигателя по его контурам температуры распределяются следующим образом:

- Т₀ - температура воздуха на входе в двигатель,

- T₁ - температура воздуха во втором контуре,

- Т₂ - температура воздуха во втором контуре после вытеснительных цилиндров,

- Т₃ - температура продуктов сгорания на выходе из камеры сгорания,

- Т₄ - температура продуктов сгорания на выходе из теплообменника,

- Т₅ - температура продуктов сгорания на выходе из двигателя Стирлинга,

- Т₆ - температура смеси на выходе из реактивного сопла.

Применение изобретения позволило:

1. Улучшить запуск и приемистость двигательной установки на переходных режимах за счет применения углеводородного топлива или тепловой энергии, вырабатываемой ядерным реактором.

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 двигательной установки за счет более рациональной компоновки двигателя, расположения вытеснительных цилиндров за вентилятором, отсутствия жесткой кинематической связи между двумя валами. Это позволило спроектировать оптимальные компрессор и турбину и двигатель Стирлинга с вентилятором.

4. Улучшить надежность силовой установки за счет уменьшения числа ступеней турбины до одной ступени и распределения большей части нагрузки на двигатель Стирлинга.

5. Создать благоприятные условия для работы вентилятора и двигателя Стирлинга, согласовав их оптимальные расчетные угловые скорости вращения вентилятора.

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 крейсерском режиме и может обеспечить нахождение самолета в воздухе до одного года непрерывно. Несмотря на плохую приемистость двигателя Стирлинга 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. Уменьшить вес и габариты двигателя и общий вес энергетической установки за счет компактности ядерного топлива.

9. 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.