技术领域
[0001] 本
发明涉及采用核动力飞机技术领域，具体地，涉及一种基于微型发动机的核动力飞机。
背景技术
[0002] 核动力飞机相较于常规动力飞机，具备功率高、续航能力强的特点，能够实现飞机在空中长时间飞行，具有显著的军事用途和经济效益。核动力飞机的研究可追溯于上世纪五六十年代的冷战时期，美国和苏联先后开展了关于核动力飞机的大量研究，分别有美国的“飞机核能推进计划”（“NEPA”）以及苏联的“核动力战略轰炸机计划”。其中，尤以美国空军的X-6项目最为有名，美方设想的X-6核动力飞机是以当时美军的B-36轰炸机为平台，加装一台GE公司的P-1型
核反应堆，通过空气作为工质将核反应堆内链式裂变反应产生的
热能带出，
直接驱动四台GE公司的J47
涡轮喷气式发动力运转，从而为X-6提供飞行动力。但美苏两国在核动力飞机的研制过程中最终都面临同一个近乎无法解决的技术难题：如何在飞机上设计一套轻便的防
辐射屏蔽装置以实现
辐射防护，正是因为这个问题无法妥善解决，核动力飞机才从未真正得到实际应用。可见，设计一种重量轻、体积小、安全可靠的核动力航空发动机来提供飞行动力是实现核动力飞机的关键。
发明内容
[0003] 本发明的目的就在于克服上述
现有技术的缺点和不足，提供一种基于微型发动机的核动力飞机，该核动力飞机的发动
机体积小、重量轻、核辐射防护效果好。
[0004] 本发明解决上述问题所采用的技术方案是：一种基于微型发动机的核动力飞机，包括微型发动机，所述微型发动机包括
压气机、
堆芯、环形冷却器、
主轴、透平、发
电机、机壳，所述环形冷却器位于机壳内，所述堆芯位于环形冷却器的环形空腔内，且堆芯开设有贯穿堆芯两端的中心孔道，中心孔道的中
心轴平行于环形冷却器的中心轴；所述主轴穿设在该中心孔道内，两端伸出堆芯分别连接透平和压气机，所述发电机与透平相连；所述环形冷却冷却器与堆芯之间还设置有第一屏蔽层；所述堆芯的靠近透平的一端与第一屏蔽层密封连接；所述第一屏蔽层与堆芯之间填充有
超临界流体；所述环形冷却器外还包覆有第二屏蔽层，第二屏蔽层将压气机、第一屏蔽层、堆芯、环形冷却器、主轴、透平、发电机密封在其内部；所述机壳包覆在第二屏蔽层外。本技术方案中，核动力飞机的微型发动机采用一体化布局方式，结构高度紧凑，无任何管道和
阀门，可以大幅度精简防辐射屏蔽装置，从而整体上实现发动机重量轻、体积小、安全可靠的目标，进而实现发动机的微型化，满足核动力飞机的动力需求。本方案中采用
超临界流体作为堆芯冷却剂，利用超临界流体拟临界区物性突变现象，将压气机运行点设置在拟临界
温度附近的小
密度区，将透平运行点设置在拟
临界温度之后的大密度区，可以降低压缩功耗，实现高效率输出。此外，超临界流体有利于提高堆芯温度，满足堆芯热工安全限制，更有利于整个发动机的结构简化，实现发动机的结构简单紧凑和微型化。
[0005] 作为本发明的进一步改进，所述透平和压气机均与第一屏蔽层密封连接，将堆芯密封在第一屏蔽层内。本方案中，堆芯
燃料带有的防辐射屏障为其第一道辐射防护屏障；透平、压气机、第一屏蔽层将堆芯进行密封构成第二道辐射防护屏障；第二屏蔽层将发动机内的涉核部件和
放射性物质进行密封，起到辐射防护的作用，是发动机的第三道辐射防护屏障，进一步增强发动机的辐射防护效果。此外，透平和压气机均与第一屏蔽层密封连接，能够保障超临界流体全部压气机进入堆芯，然后全部从透平流出进行做功，使得超临界流体的做功效果更好，换能更彻底。
[0006] 进一步，所述压气机、透平、发电机同轴，其中心轴线与主轴的中心轴线重合，使超临界流体从堆芯流出后垂直于透平的
叶片进入透平进行做功。
[0007] 进一步，所述堆芯的截面呈环形，使整个堆芯更加规则，避免堆芯不规则给飞机航空飞行造成控制难度的增加。
[0008] 进一步，所述第一屏蔽层与堆芯之间具有间隙，该间隙内填充有超临界流体，便于超临界流体经由该间隙从堆芯的外壁迅速进入堆芯。
[0009] 进一步，所述第一屏蔽层呈中空圆筒状，其内壁上具有一个环形凸起，该环形凸起正对堆芯的靠近透平的一端且与堆芯该端密封连接。环形凸起可以阻挡超临界流体，防止超临界流体不经堆芯直接进入透平，使得所有超临界流体都经堆芯加热后进入透平做功，提高发电效率。
[0010] 进一步，所述环形凸起连接在堆芯的靠近透平的一端的外壁上，使第一屏蔽层与堆芯之间的间隙更长，超临界流体能够从堆芯更大的面积的外壁进入堆芯。
[0011] 优选的，所述超临界流体为超临界二
氧化
碳，超临界二氧化碳性能稳定、密度适中，对温度要求相对较低，能够在较低温度下进入超
临界状态，从而其压缩功耗较小，能够使堆芯保持较高的净效率输出。
[0012] 进一步，所述第二屏蔽层呈两端封闭的圆筒状结构，使整个发动机的结构在周向上对称。
[0013] 进一步，所述第一屏蔽层和第二屏蔽层均采用核辐射屏蔽材料制成。
[0014] 综上，本发明的有益效果是：1、本发明中，核动力飞机的微型发动机采用一体化布局方式，结构高度紧凑，无任何管道和阀门，可以大幅度精简防辐射屏蔽装置，体积和重量远小于现有技术中核动力飞机的发动机的体积和
质量，从而整体上实现发动机重量轻、体积小、安全可靠的目标，进而实现发动机的微型化，满足核动力飞机的动力需求；
2、本发明中，核动力飞机的发动机采用超临界流体作为堆芯冷却剂，利用超临界流体拟临界区物性突变现象，将压气机运行点设置在拟临界温度附近的小密度区，将透平运行点设置在拟临界温度之后的大密度区，可以降低压缩功耗，实现高效率输出。此外，超临界流体有利于提高堆芯温度，满足堆芯热工安全限制，更有利于整个发动机的结构简化，实现发动机的结构简单紧凑和微型化；
3、本发明采用超临界二氧化碳作为冷却剂时，超临界二氧化碳性能稳定、密度适中，对温度要求相对较低，能够在较低温度下进入
超临界状态，从而其压缩功耗较小，能够使堆芯保持较高的净效率输出；
4、本发明的核动力飞机的发动机在堆芯外设置了两道核辐射防护屏蔽层，核辐射防护效果好。
附图说明
[0015] 图1是本发明的微型发动机的一个具体
实施例的结构示意图；图2是实施例1中微型发动机中超临界二氧化碳的流动示意图。
[0016] 附图中标记及相应的零部件名称：1-压气机；2-第一屏蔽层；3-堆芯；4-环形冷却器；5-主轴；6-透平；7-发电机；8-第二屏蔽层；9-机壳。
具体实施方式
[0017] 下面结合实施例及附图，对本发明作进一步地的详细说明，但本发明的实施方式不限于此。
[0018] 实施例1：一种基于微型发动机的核动力飞机，其发动机是实现核动力飞机的关键部件，为核动力飞机提供飞行动力。对于核动力飞机，要体积小、重量轻、辐射防护效果好，实际上要求发动机的体积小、重量轻、辐射防护效果好。
[0019] 如图1所示，所述微型发动机包括压气机1、堆芯3、环形冷却器4、主轴5、透平6、发电机7、机壳9。
[0020] 所述环形冷却器4位于机壳9内；环形冷却器4是指截面呈环形的冷却器，其可以采用现有技术中的核反应堆中常用的冷却器，其内部供冷却剂流动。
[0021] 所述堆芯3位于环形冷却器4的环形空腔内，所述环形冷却冷却器4与堆芯3之间还设置有第一屏蔽层2；所述第一屏蔽层2与堆芯3之间具有间隙，该间隙内填充有超临界流体。
[0022] 所述堆芯3开设有贯穿堆芯3两端的中心孔道，中心孔道的中心轴平行于环形冷却器4的中心轴，所述堆芯3呈圆筒状，其截面呈环形，环形截面的内径等于中心孔道的直径；所述主轴5穿设在堆芯3的中心孔道内，两端伸出堆芯3分别连接透平6和压气机1，所述发电机7与透平6相连。本实施例中，所述超临界流体为超临界二氧化碳，第一屏蔽层2为环形结构，第一屏蔽层2的腔体内部充满超临界二氧化碳，为堆芯3提供
工作空间，压气机1位于环形堆芯3的进气端，透平6和发电机7位于环形堆芯3的出气端。
[0023] 所述堆芯3的靠近透平6的一端与第一屏蔽层2密封连接；具体地：所述第一屏蔽层2呈中空圆筒状，其内壁上具有一个环形凸起，环形凸起可以阻挡超临界流体，防止超临界流体不经堆芯3直接进入透平6，使得所有超临界流体都经堆芯3加热后进入透平做功，提高发电效率；环形凸起正对堆芯3的靠近透平6的一端且环形凸起连接在堆芯3的靠近透平6的一端的外壁上，使第一屏蔽层2与堆芯3之间的间隙更长，超临界流体能够从堆芯3更大面积的外壁进入堆芯。
[0024] 所述环形冷却器4外还包覆有第二屏蔽层8，该第二屏蔽层8呈两端封闭的圆筒状结构，将压气机1、第一屏蔽层2、堆芯3、环形冷却器4、主轴5、透平6、发电机7密封在其内部；所述机壳9包覆在第二屏蔽层8外，也即堆芯3外沿径向依次布置有第一屏蔽层2、环形冷却器4、第二屏蔽层8和机壳9。
[0025] 本实施例中，堆芯3是固定于微型发动机内部的核心部件，是飞机的核动力装置，其采用设有中心孔道的圆筒形结构，主轴5穿过环形堆芯3的中心孔道，压气机1、透平6、发电机7通过主轴5依次同轴布置，压气机1、透平6、发电机7的中心轴线与主轴5的中心轴线重合，使超临界流体从堆芯3流出后垂直于透平6的叶片进入透平6做功，前述结构的设置以及环形冷却器4采用环形结构，使得整个发动机对称设置、非常规则，避免发动机不规则导致重力分布不均给飞机航空飞行造成控制难度的增加。
[0026] 本实施例中环形冷却器4
覆盖于第一屏蔽层2的外表面，超临界流体在其内部进行循环流动时，将多余热量带出微型发动机。
[0027] 本实施例中的微型发动机的工作基本原理为：堆芯3内部充满核燃料，发生可控的链式
核裂变反应，以超临界二氧化碳为冷却剂，采用布雷顿
热力循环模式，利用超临界二氧化碳将核燃料中产生的热能带出，工质直接进入透平6做功。
[0028] 微型发动机中超临界二氧化碳的流动如图2所示，超临界二氧化碳经压气机1升压后，由堆芯3的外环腔（堆芯3与第一屏蔽层2之间的环形腔体也即上述第一屏蔽层2与堆芯3之间的间隙）沿径向进入堆芯3，经核燃料加热后进入内环腔（堆芯3与主轴5之间的环形腔体），沿轴向进入透平6做功，再进入发电机7发电，最终经布置于外侧的环形冷却器4冷却后，再次进入压气机1升压，以此循环做功。
[0029] 上述堆芯3采用现有技术中常用的堆芯即可，其燃料装载、
控制棒布置等技术同现有技术，本实施例中不再赘述。本实施例中，第一屏蔽层2和第二屏蔽层8构成防辐射屏蔽装置，均采用核辐射屏蔽材料制成，例如但不限于采用铅、钨、衰变后的
铀等重金属或屏蔽
混凝土、
硼钢、铅硼聚乙烯等屏蔽
复合材料等常用辐射材料。
[0030] 环形冷却器4位于第一屏蔽层2和第二屏蔽层8之间，覆盖于第一屏蔽层2的外表面，超临界流体在其内部进行循环流动，将多余热量带出微型发动机。堆芯3燃料本身带有的防辐射屏障为其第一道辐射防护屏障；第一屏蔽层2构成第二道辐射防护屏障；第二屏蔽层8将微型发动机内的涉核部件和放射性物质封装起来，起到辐射防护的作用，是微型发动机的第三道辐射防护屏障。机壳9在最外侧，对微型发动机其它部件起一定的保护作用。第二屏蔽层8上和机壳9上开设有同输出动力的
电缆、环形冷却器的
冷却水水管穿过的通孔，但是穿过这些通孔的管件与第二屏蔽层8之间应进行良好的密封，防止核辐射，这些密封技术可以采用现有核电站中常用的密封技术实现，此处不再详述。
[0031] 本实施例中的核动力飞机，由于其微型发动机内采用一体化布局方式，结构高度紧凑，无任何管道和阀门，以此达到大幅度精简防辐射屏蔽装置的目的，从而整体上实现发动机重量轻、体积小、安全可靠的目标，进而满足核动力飞机的实际应用。本实施例中的采用超临界流体作为堆芯冷却剂，利用超临界流体拟临界区物性突变现象，将压气机运行点设置在拟临界温度附近的小密度区，将透平运行点设置在拟临界温度之后的大密度区，可以降低压缩功耗，实现高效率输出。此外，超临界流体有利于提高堆芯温度，满足堆芯热工安全限制，更有利于整个发动机的结构简化，实现发动机的结构简单紧凑和微型化。而超临界二氧化碳性能稳定、密度适中，对温度要求相对较低，能够在较低温度下实现超临界，其作为冷却剂压缩功耗较小，能够使堆芯保持较高的净效率输出。
[0032] 实施例2：在实施例1的
基础上，本实施例中对微型发动机进行进一步改进：透平6和压气机1均与第一屏蔽层2密封连接，将堆芯3密封在第一屏蔽层2内。本方案中，堆芯3的燃料带有的防辐射屏障为其第一道辐射防护屏障；透平6、压气机1与第一屏蔽层2密封连接，将堆芯3进行密封，是除核燃料之外的第二道辐射防护屏障，确保放射性物质不发生
泄漏；第二屏蔽层8将发动机内的涉核部件和放射性物质进行密封，起到辐射防护的作用，是发动机的第三道辐射防护屏障，进一步增强发动机的辐射防护效果。此外，透平6和压气机1均与第一屏蔽层2密封连接，能够保障超临界流体全部从压气机1进入堆芯3，从透平6流出，使得超临界流体的做功效果更好，换能更彻底。
[0033] 以上仅是本发明的优选实施方式，本发明的保护范围并不仅局限于上述实施例，凡属于本发明思路下的技术方案均属于本发明的保护范围。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理前提下的若干改进和润饰，应视为本发明的保护范围。
