RU2349775C1

RU2349775C1 - Nuclear gas-turbine aviation engine

Info

Publication number: RU2349775C1
Application number: RU2007148497/06A
Authority: RU
Inventors: Николай Борисович Болотин (RU); Николай Борисович Болотин
Original assignee: Николай Борисович Болотин
Priority date: 2007-12-24
Filing date: 2007-12-24
Publication date: 2009-03-20

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: nuclear gas-turbine aviation engine comprises the first and second circuits, air intake, external and internal shafts with fan installed on internal shaft and compressor installed on external shaft, at least one turbine impeller installed on external shaft, and also jet nozzle. Combustion chamber is located between compressor and turbine. Stirling engine is installed downstream turbine, and the engine is connected kinematically to internal shaft and connected by coolant circulation pipelines to nuclear reactor. Upstream combustion chamber and in the second circuit heat exchangers are installed, which are connected by recirculation pipelines to nuclear reactor. Stirling engine is made of two groups of cylinders: working and piston ones, at that working cylinders are located in the first circuit, and expanding cylinders are located in the second one. Air nozzles are connected to Stirling engine. Ends of air nozzles exit to atmosphere or are connected to air intake or outlet from the first stages of compressor.

EFFECT: increased efficiency factor and higher reliability of engine.

6 cl, 6 dwg

Description

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.The invention relates to engine building, including aircraft and stationary gas turbine engines of gas turbine engines, and can find application in aircraft building, shipbuilding, gas pumping stations and for peak power plants as a drive for an electric generator designed to generate electricity.

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.Known nuclear synthesis engine according to the application of the Russian Federation for invention No. 94036369, publ. July 10, 1996. This engine contains a compressor, a turbine, a nuclear reactor, and a heat exchanger instead of a combustion chamber connected to a nuclear reactor.

Недостатки: длительное время запуска двигателя и плохая приемистоть на переходных режимах, которая объясняется инерционностью теплообменника, контура рециркуляции теплоносителя и самого ядерного реактора.Disadvantages: a long start-up time of the engine and poor transient response, which is explained by the inertia of the heat exchanger, the coolant recirculation loop, and the nuclear reactor itself.

Известен авиационный комбинированный двигатель по заявке РФ на изобретение №2002115896, содержащий ГТД и ракетный двигатель.Known aircraft combined engine according to the application of the Russian Federation for invention No. 2002115896, containing a gas turbine engine and a rocket engine.

Недостаток: очень большой расход топлива, потребляемый ракетным двигателем.Disadvantage: very high fuel consumption consumed by a rocket engine.

Известен авиационный ГТД по патенту РФ №2211935, прототип, содержащий компрессор, камеру сгорания, турбину и реактивное сопло.Known aviation gas turbine engine according to the patent of Russian Federation No. 2211935, a prototype containing a compressor, a combustion chamber, a turbine and a jet nozzle.

Недостатки: повышенный расход топлива, плохая приемистость на переходных режимах и низкая надежностьDisadvantages: increased fuel consumption, poor throttle response and low reliability

Задачи создания изобретения: повышение КПД и надежности двигателя. Атомный газотурбинный авиационный двигатель, содержащий винт, воздухозаборник, компрессор, камеру сгорания, турбину и реактивное сопло, отличается тем, что двигатель выполнен по двухвальной схеме, за турбиной установлен двигатель Стирлинга, соединенный внутренним валом через редуктор или мультипликатор с винтом, а перед камерой сгорания и во втором контуре установлены теплообменники, соединенные трубопроводами рециркуляции с ядерным реактором. К двигателю Стирлинга присоединены воздушные патрубки. Концы патрубков выходят в атмосферу. Концы патрубков подсоединены к воздухозаборнику или к выходу из первых ступеней компрессора.Objectives of the invention: improving efficiency and engine reliability. A nuclear gas turbine aircraft engine containing a screw, an air intake, a compressor, a combustion chamber, a turbine and a jet nozzle is characterized in that the engine is designed according to a two-shaft design, a Stirling engine is installed behind the turbine, connected by an internal shaft through a gearbox or a gearbox with a screw, and in front of the combustion chamber and in the second circuit heat exchangers are installed, connected by recirculation pipelines to a nuclear reactor. Air tubes are connected to the Stirling engine. The ends of the nozzles go into the atmosphere. The ends of the nozzles are connected to the air intake or to the outlet of the first stages of the compressor.

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.The proposed technical solution has novelty, inventive step and industrial applicability, as evidenced by patent research. To implement the invention, it is sufficient to use the known components and parts previously developed and implemented in the design of gas turbine engines and in mechanical engineering.

Сущность изобретения поясняется на фиг.1…6, где:The invention is illustrated in figure 1 ... 6, where:

на фиг.1 приведена схема двигателя,figure 1 shows a diagram of the engine,

на фиг.2 - схема охлаждения двигателя Стирлинга,figure 2 is a diagram of the cooling of a Stirling engine,

на фиг.3 и 4 - схема двигателя Стирлинга,figure 3 and 4 is a diagram of a Stirling engine,

на фиг.5 и 6 - схема двигателя с вытеснительным цилиндром внутри второго контура.figure 5 and 6 is a diagram of an engine with a displacement cylinder inside the second circuit.

Предложенное техническое решение (фиг.1) содержит два контура: первый (наружный) 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 8 может содержать одну или несколько ступеней. Далее конструкция двигателя описывается на примере одноступенчатой турбины. Турбина 9 содержит рабочее колесо 10. На выходе из обоих контуров 1 и 2 выполнено реактивное сопло 11, внутри которого установлен смеситель 12 для перемешивания потоков первого и второго контуров.The proposed technical solution (figure 1) contains two circuits: the first (outer) 1 and second 2, respectively, two shafts: inner 3 and outer 4, i.e. the engine is double-circuit in a two-shaft design. In addition, the engine includes an air intake 5, a fan 6, a compressor 7, a combustion chamber 8 and a turbine 9. The turbine 8 may contain one or more stages. Further, the engine design is described by the example of a single-stage turbine. The turbine 9 contains an impeller 10. At the outlet of both circuits 1 and 2, a jet nozzle 11 is made, inside which a mixer 12 is installed to mix the flows of the first and second circuits.

Атомный газотурбинный авиационный двигатель содержит систему топливоподачи с топливопроводом низкого давления 13, подключенным к входу в топливный насос 14, имеющий привод 15, топливопровод высокого давления 16, вход которого соединен с топливным насосом 14, а выход соединен с кольцевым коллектором 17, кольцевой коллектор 17 соединен с форсунками 18 камеры сгорания 8.A nuclear gas turbine aircraft engine contains a fuel supply system with a low pressure fuel pipe 13 connected to the inlet of the fuel pump 14 having a drive 15, a high pressure fuel pipe 16, the input of which is connected to the fuel pump 14, and the output is connected to the annular manifold 17, the annular manifold 17 is connected with nozzles 18 of the combustion chamber 8.

Компрессор 7 содержит ротор компрессора 19 с внешним валом 4. На внешнем валу 4 установлено рабочее колесо турбины 10.The compressor 7 comprises a compressor rotor 19 with an external shaft 4. An impeller of the turbine 10 is mounted on the external shaft 4.

Внутренний вал 3 проходит внутри внешнего вала и установлен на опорах 20, внутренний вал 3 установлен на опорах 21. Внутренний вал 3 соединен с одной стороны с вентилятором 6, а с другой - с двигателем Стирлинга 22. К двигателю Стирлинга 22 подсоединен воздушный патрубок 23 (или несколько воздушных патрубков 23), другой конец которого выходит либо в атмосферу, либо в воздухозаборник 5, либо к первым ступеням компрессора 7, либо выходит во второй контур 2. Выхлопные патрубки 24 предназначены для выброса подогретого воздуха из двигателя Стирлинга 22 и выходят внутрь реактивного сопла 11 в полость «В».The inner shaft 3 extends inside the outer shaft and is mounted on the bearings 20, the inner shaft 3 is mounted on the bearings 21. The inner shaft 3 is connected on one side to the fan 6, and on the other to the Stirling engine 22. An air pipe 23 is connected to the Stirling 22 engine ( or several air pipes 23), the other end of which goes either to the atmosphere or to the air intake 5, to the first stages of the compressor 7, or to the second circuit 2. The exhaust pipes 24 are designed to discharge heated air from the Stirling engine 22 and exit Yat inside the nozzle 11 into the cavity of the "B".

Отличительной особенностью двигателя является наличие двигателя Стирлинга 22 за турбиной 9, конкретно за рабочим колесом турбины 10.A distinctive feature of the engine is the presence of the Stirling engine 22 behind the turbine 9, specifically behind the impeller of the turbine 10.

Двигатель Стирлинга 22 состоит из двух частей: группы рабочих цилиндров 25 и группы вытеснительных цилиндров 26, которые соединены трубопроводами 27. Группу вытеснительных цилиндров 26 предпочтительно теплоизолировать от газового тракта газотурбинного двигателя ГТД. Число рабочих цилиндров 25 равно числу вытеснительных цилиндров 26. По объему вытеснительные цилиндры 26 больше, чем рабочие цилиндры 25.The Stirling engine 22 consists of two parts: a group of working cylinders 25 and a group of displacement cylinders 26, which are connected by pipelines 27. It is preferable to insulate the group of displacement cylinders 26 from the gas path of a gas turbine engine. The number of working cylinders 25 is equal to the number of displacement cylinders 26. The volume of displacement cylinders 26 is greater than the working cylinders 25.

Атомный газотурбинный двигатель содержит (фиг.1) ядерный реактор 28 и два теплообменника 29, один из которых установлен перед камерой сгорания 8, а другой - теплообменник 29 установлен во втором контуре 2. Ядерный реактор 28 соединен трубопроводами рециркуляции теплоносителя 30 с двигателем Стирлинга 22, точнее с полостями нагрева «Г» рабочих цилиндров 25 и с теплообменниками 29 (фиг.2). Между ядерным реактором 28 и подводящим трубопроводом рециркуляции теплоносителя 29 установлен насос теплоносителя 31 с приводом 32, а отводящий трубопровод рециркуляции теплоносителя 30 соединяет двигатель Стирлинга 22 с ядерным реактором 28, для отвода теплоносителя. В качестве теплоносителя предпочтительно использовать жидкий натрий.The nuclear gas turbine engine contains (Fig. 1) a nuclear reactor 28 and two heat exchangers 29, one of which is installed in front of the combustion chamber 8, and the other is a heat exchanger 29 installed in the second circuit 2. The nuclear reactor 28 is connected by recirculation pipes of the coolant 30 to the Stirling engine 22, more precisely, with the heating cavities “G” of the working cylinders 25 and with heat exchangers 29 (FIG. 2). A coolant pump 31 with a drive 32 is installed between the nuclear reactor 28 and the coolant recirculation inlet pipe 29, and the coolant return pipe 30 connects the Stirling engine 22 to the nuclear reactor 28 to remove the coolant. As a heat carrier, it is preferable to use liquid sodium.

В одном из вариантов исполнения возможно подсоединение воздушного патрубка 23 (воздушных патрубков 23) к воздухозаборнику 5 или к первым ступеням компрессора 6 посредством одного или нескольких трубопроводов 33 (фиг.2).In one embodiment, it is possible to connect the air pipe 23 (air pipes 23) to the air intake 5 or to the first stages of the compressor 6 through one or more pipelines 33 (Fig.2).

Возможна установка расширительных цилиндров 26 во втором контуре 2 (фиг.5 и 6), в этом случае охлаждение производится воздухом второго контура, имеющим температуру около 100°С, что значительно ниже температуры теплоносителя ядерного реактора.It is possible to install expansion cylinders 26 in the second circuit 2 (FIGS. 5 and 6), in this case, cooling is performed by the air of the second circuit having a temperature of about 100 ° C, which is significantly lower than the temperature of the coolant of a nuclear reactor.

На фиг.3 и 4 приведена схема одного из вариантов исполнения двигателя Стирлинга 22, который содержит группу рабочих цилиндров 25, имеющих оребрение и заключенных в рабочие кожуха 35, имеющие наружное оребрение 36 с образованием между ними полости нагрева «Г», заполненной теплоносителем. Внутри каждого рабочего цилиндра 25 установлен рабочий поршень 37, который шатуном 38 соединен с внутренним валом двигателя 3. Между рабочим цилиндром 25 и рабочим поршнем 37 образуется рабочая полсть «Д», заполненная рабочим телом, например гелием.Figures 3 and 4 show a diagram of one embodiment of the Stirling engine 22, which contains a group of working cylinders 25 having fins and enclosed in working casings 35 having external fins 36 with the formation of a heating cavity “G” between them filled with a coolant. Inside each working cylinder 25, a working piston 37 is installed, which is connected by a connecting rod 38 to the internal shaft of the engine 3. Between the working cylinder 25 and the working piston 37, a working cavity “D” is formed, filled with a working fluid, for example helium.

Также двигатель Стирлинга 22 содержит группу вытеснительных цилиндров 26, которые могут быть установлены в кожуха охлаждения 39 или установлены без них во втором контуре 2 двигателя (фиг.5 и 6). Между кожухом охлаждения 39 и вытеснительным цилиндром 26 образуется полость охлаждения «Е». При установке вытеснительных цилиндров 26 во втором контуре 2 кожух охлаждения 39 не нужен.Also, the Stirling engine 22 contains a group of displacement cylinders 26, which can be installed in the cooling casing 39 or installed without them in the second circuit 2 of the engine (Fig.5 and 6). Between the cooling casing 39 and the displacement cylinder 26, a cooling cavity “E” is formed. When installing the displacement cylinders 26 in the second circuit 2, the cooling casing 39 is not needed.

Внутри каждого вытеснительного цилиндра в полости «Ж» установлен вытеснительный поршень 40. Вытеснительный поршень 40 соединен шатуном 41 с внутренним валом двигателя 3. Трубопровод (ы) 27 соединяет (ют) полости «Д» и «Ж» для перетекания рабочего тела из рабочих цилиндров 25 в вытеснительные цилиндры 26. К полости «Г» подсоединены воздушные патрубки 23, а выхлопные трубы 24 соединяют полость «Г» с внутренней полостью «В» реактивного сопла 11 (фиг.1).Inside each displacement cylinder, a displacement piston 40 is installed in the cavity “Zh”. The displacement piston 40 is connected by a connecting rod 41 to the internal shaft of the engine 3. Pipeline (s) 27 connects the cavities “D” and “Zh” to allow the working fluid to flow from the working cylinders 25 to the displacement cylinders 26. Air tubes 23 are connected to the cavity “G”, and exhaust pipes 24 connect the cavity “G” to the internal cavity “B” of the jet nozzle 11 (FIG. 1).

При работе ГТД осуществляют его запуск стартером (стартер на фиг.1…4 не показан). Потом включают привод топливного насоса 15, и топливный насос 14 подает топливо в камеру сгорания 8 к форсункам 28, где оно воспламеняется при помощи электрозапальника (на фиг.1 не показано). В результате продукты сгорания проходят через рабочее колесо турбины 10 и раскручивают его и внешний вал 4, а также ротор компрессора 18. Через 5...7 мин тепло выхлопных газов и одновременно теплоноситель, подаваемый по подводящим трубопроводом рециркуляции теплоносителя 29, прогревает рабочие цилиндры 25 двигателя Стирлинга 22. Двигатель Стирлинга 22 приводится в действие и через внутренний вал 3 и редуктор 3 раскручивает винт 1. Подогретое рабочее тело расширяется в расширительных цилиндрах 26. В результате двигатель запущен и готов к работе. Отключение двигателя производится в обратном порядке. Управление двигателем по режимам не отличается от управления традиционными ГТД.During the operation of the gas turbine engine, it is started by the starter (the starter in Figs. 1 ... 4 is not shown). Then, the drive of the fuel pump 15 is turned on, and the fuel pump 14 delivers fuel to the combustion chamber 8 to the nozzles 28, where it is ignited by an electric igniter (not shown in FIG. 1). As a result, the combustion products pass through the impeller of the turbine 10 and untwist it and the external shaft 4, as well as the compressor rotor 18. After 5 ... 7 min, the heat of the exhaust gases and the coolant supplied through the coolant recirculation supply pipe 29 heats the working cylinders 25 Stirling engine 22. The Stirling engine 22 is driven and through the internal shaft 3 and the gearbox 3 unscrews the screw 1. The heated working fluid expands in the expansion cylinders 26. As a result, the engine is started and ready for operation. The engine is shut off in the reverse order. The control of the engine by modes does not differ from the control of traditional gas turbine engines.

Особенностью двигателя является то, что:A feature of the engine is that:

1. Благодаря наличию теплообменника 29 перед камерой сгорания он может работать только на ядерном реакторе 28, при этом камера сгорания 18 не работает.1. Due to the presence of the heat exchanger 29 in front of the combustion chamber, it can only work on a nuclear reactor 28, while the combustion chamber 18 does not work.

2. Благодаря наличию теплообменника 29 во втором контуре 2 на выходе из второго контура можно получить температуру воздуха, практически одинаковую с температурой газов на выходе из первого контура, а это увеличит тягу двигателя.2. Due to the presence of the heat exchanger 29 in the second circuit 2 at the outlet of the second circuit, it is possible to obtain an air temperature that is almost the same as the temperature of the gases at the outlet of the first circuit, and this will increase the engine thrust.

При работе атомного авиационного газотурбинного двигателя по его контурам температуры распределяются следующим образом:During operation of an atomic aircraft gas turbine engine, temperatures are distributed along its contours as follows:

Т₀ - температура воздуха на входе в двигатель,T ₀ - air temperature at the engine inlet,

Т₁ - температура воздуха во втором контуре,T ₁ - air temperature in the second circuit,

Т₂ - температура воздуха во втором контуре после вытеснительных цилиндров,T ₂ - air temperature in the second circuit after the displacement cylinders,

Т₃ - температура продуктов сгорания на выходе из камеры сгорания,T ₃ - temperature of the combustion products at the outlet of the combustion chamber,

Т₄ - температура продуктов сгорания на выходе из теплообменника,T ₄ - temperature of the combustion products at the outlet of the heat exchanger,

Т₅ - температура продуктов сгорания на выходе из двигателя Стирлинга,T ₅ - the temperature of the combustion products at the outlet of the Stirling engine,

Т₆ - температура смеси на выходе из реактивного сопла.T ₆ is the temperature of the mixture at the outlet of the jet nozzle.

Применение изобретения позволило:The application of the invention allowed:

1) улучшить запуск и приемистость двигателя на переходных режимах за счет применения углеводородного топлива и тепловой энергии, вырабатываемой ядерным реактором одновременно;1) to improve the starting and throttle response of the engine during transient conditions due to the use of hydrocarbon fuel and thermal energy generated by a nuclear reactor at the same time;

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;2) increase the reliability of the engine due to the fact that in the event of a failure of one energy system: nuclear or hydrocarbon, the engine can continue to work without reducing its power or thrust, which is especially important in aviation;

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, турбину и двигатель Стерлинга с вентилятором;3) increase the efficiency of the gas turbine engine due to a more rational layout of the engine, the second circuit, which gives additional traction, the absence of a rigid kinematic connection between the two shafts. This allowed us to design the optimal compressor, turbine and Stirling engine with fan;

4) улучшить надежность силовой установки за счет уменьшения числа ступеней турбины до одной ступени и распределения большей части нагрузки на двигатель Стирлинга;4) to improve the reliability of the power plant by reducing the number of turbine stages to one stage and distributing most of the load on the Stirling engine;

5) создать благоприятные условия для работы вентилятора и двигателя Стирлинга, согласовав их оптимальные расчетные угловые скорости вращения вентилятора. Кроме того, применение двухвальной схемы двигателя позволит развязать механически рабочее колесо и ротор турбины и компрессора с одной стороны от вентилятора и двигателя Стирлинга, работа которых при запуске и на переходных режимах значительно различаются, например, по частоте вращения валов и по приемистоти;5) create favorable conditions for the operation of the fan and the Stirling engine by agreeing on their optimal calculated angular rotational speeds of the fan. In addition, the use of a two-shaft engine circuit will allow you to mechanically decouple the impeller and rotor of the turbine and compressor on the one hand from the fan and the Stirling engine, the operation of which at start-up and during transient conditions varies significantly, for example, in terms of shaft speed and acceleration rate;

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;6) to ensure optimal engine operation in transient conditions, due to the fact that the main component of takeoff thrust, if the engine is used in aviation, is created by hydrocarbon fuel, and the nuclear reactor enters into operation on a cruising mode and can ensure the aircraft remains in the air for up to one year continuously. Despite the poor throttle response of the Stirling engine with a sharp change in fuel consumption through the combustion chamber, the total thrust of the engine will change almost instantly due to the reactive component. After 5 ... 7 min, the power developed by the propeller and the gas generator will be redistributed, for example, during forcing, the main traction load will be borne by a fan having good efficiency at subsonic speeds, as a result, the engine's efficiency in cruising flight mode will increase significantly;

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;7) significantly reduce fuel consumption during aircraft operation. This is important in connection with the exhaustion of hydrocarbon fuel resources, its cost and lack of alternatives to this type of fuel. The use of hydrogen, which has a cost hundreds of times greater than kerosene, is unpromising in the next 100 years, and the use of liquefied natural gas due to its poor energy characteristics and difficulty in operating cryogenic equipment is still very limited;

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;8) to facilitate the working conditions of the fan due to its non-rigid connection with the compressor shaft and the possibility of their mutual slippage and mismatch of the revolutions of the compressor rotor and the fan rotor;

9) облегчить запуск и останов двигателя за счет применения двухвальной схемы;9) to facilitate starting and stopping the engine through the use of a two-shaft scheme;

10) уменьшить вес и габариты двигателя и общий вес энергетической установки или самолета за счет компактности ядерного топлива;10) reduce the weight and dimensions of the engine and the total weight of the power plant or aircraft due to the compactness of nuclear fuel;

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;11) reduce the cost of the engine due to the rejection of expensive materials used in the manufacture of the turbine and solve the problem of cooling the turbine, firstly, by lowering the temperature in front of it; secondly, by directing all the cooling air to cool only one stage of the turbine, instead of the 4 ... 5 stages previously used on powerful gas turbine engines;

12) обеспечить работу двигателя только на углеводородном топливе или на ядерном реакторе или одновременно с использованием энергии ядерного реактора и химической энергии углеводородного топлива;12) ensure that the engine operates only on hydrocarbon fuel or on a nuclear reactor, or simultaneously using the energy of a nuclear reactor and the chemical energy of hydrocarbon fuel;

13) значительно увеличить тягу двигателя за счет размещения теплообменника во втором контуре.13) significantly increase engine thrust due to the placement of the heat exchanger in the secondary circuit.

Claims

1. Atomic gas turbine aircraft engine containing the first and second circuits, the outer and inner shafts with a fan mounted on the inner shaft, and a compressor mounted on the outer shaft, as well as at least one impeller of the turbine mounted on the outer shaft, and a combustion chamber between the compressor and the turbine, an air intake, a turbine and a jet nozzle, characterized in that a Stirling engine is installed behind the turbine, kinematically connected to the internal shaft and the coolant circulation pipelines with the poison The reactor, in front of the combustion chamber and in the second circuit, have heat exchangers connected by recirculation pipes to the nuclear reactor.

2. The nuclear gas turbine aircraft engine according to claim 1, characterized in that the Stirling engine is made of two groups of cylinders: working and piston, while the working cylinders are located in the first circuit, and expansion cylinders are in the second.

3. Nuclear gas turbine aircraft engine according to claim 1 or 2, characterized in that the air pipes are connected to the Stirling engine.

4. Atomic gas turbine aircraft engine according to claim 3, characterized in that. that the ends of the air pipes exit into the atmosphere.

5. The nuclear gas turbine aircraft engine according to claim 3, characterized in that the ends of the air pipes are connected to the air intake.

6. The atomic gas turbine aircraft engine according to claim 3, characterized in that the ends of the air pipes are connected to the outlet of the first stages of the compressor.