Гиперзвуковой тепловой двигатель для ударных безпилотников и крылатых ракет (модернизирован).

Передовые страны усиленно ведут разработки гиперзвуковых летательных аппаратов военного назначения. Проанализировал все варианты инновационного прорыва, я принял решение создать принципиально новый авиационный двигатель, используя эксэрготрансформатор в качестве универсального движителя. Модернизация гиперзвукового двигателя вызвана тем, что разработан более совершенный двухступенчатый эксэрготрансформаторных универсальный двигатель, в котором первая ступень это эксэрготрансформаторная камера сгорания топлива. Возвращающиеся безпилотники, должны иметь многоразовые двигатели.

Существующие в настоящее время способы преобразования , 19 , тепловой энергии в механическую работу открытые в веке , достигли своего максимума поэтому дальнейшее их

. усовершенствование становится экономически не обосновано , Существующие авиационные двигатели сложные в ремонте , дорогостоящие в изготовлении и эксплуатации а также

. естественным образом морально устарели - Рассмотрим проект применение универсального

эксэрготрансформаторного двигателя для движения .гиперзвуковых беспилотных аппаратов

– , Цель разработки создание высокоэкономичного простого в . изготовлении и эксплуатации гиперзвукового двигателя

Эксэрготрансформаторный авиационный двигатель состоит из : двух ступеней эксэрготрансформаторной камеры сгорания

.топлива и эксэрготрансформатора в качестве движителя В камеры сгорания тепло аккумулированное в топливе

, преобразуется в кинетическую энергию продуктов сгорания . обладающих высокой температурой Для увеличения

реактивной массы и доработки остаточного тепла первой, ( ступени газ направляются в эксэрготрансформатор вторая), ступень где он выполняет работу по всасыванию и сжатию

. дополнительного наружного воздуха На выходе из канала эксэрготрансформатора газ поступает в

, сверхзвуковое сопло где его внутреннее давление , преобразуется в скорость которая дополнительно к импульсу

, полученном в камере сгорания увеличивает общую .реактивную тягу двигателя

.Конкурентные преимущества

, Превосходство предлагаемых двигателей перед , существующими типами авиационных двигателей в том что

эксэргия продуктов сгорания топлива преобразуется в эксэрготрансформаторе в кинетическую энергию потока

, атмосферного воздуха проходящего через него без промежуточных преобразований и со сверхвысокой

. начальной температурой в цикле Поэтому КПД эксэрготрансформаторных двигателей

1.5 – 2 .превосходит существующие двигатели в раза Эксэрготрансформаторный гиперзвуковой двигатель

– , подобен прямоточному воздушно реактивному двигателю : но отличается он от него следующим1. Не имеет потерь скорости летательного аппарата на

. сжатия встречного потока воздуха в двигателе2. . Не имеет потерь на входе в воздухозаборник3. Не имеет проблем с видом топлива и его сжиганием при

. гиперзвуковых скоростях4. Не имеет проблем с тягой при нулевой скорости

. самолета Предлагается идеальный инновационный гиперзвуковой

, двигатель которому не могут представлять конкуренцию не , только турбовинтовые и турбореактивные но и современные

– представления о прямоточном воздушно реактивном. двигателе Основой универсального двигателя есть

, эксэрготрансформаторная камера сгорания топлива а их в , . настоящее время нет поэтому конкуренции быть не может

.Планируемый выход на рынок

, - . Необходимо не раскрываяНоу хау как можно дольше Разработать и освоить производство авиационных

. эксэрготрансформаторных двигателей различных типов , Смысл в том что эффект от внедрения универсальных

, двигателей огромный поэтому будут попытки дальнейшего , усовершенствование технологии поэтому необходимо быть

. всегда впереди , После освоения производства авиационных двигателей

- раскрываетсяНоу хау и патентуется во всех развитых странах. мира

.Финансовые вопросы

, Заключается договор с инвестором по которому управление . проектом передается ему Совместно участвуем в

, проектировании изготовлении и испытании рабочих образцов. , продукции По результатам испытания образцы направляются

.в серийное производство

Расчет эксэрготрансформаторной камеры сгорания топлива при трех звуковых скоростях полета самолета.

Расчет производится при движении летательного аппарата со 3 ( ) , скоростью М три звуковые скорости на уровне моря где : параметры атмосферы примем

=0.1 , . = 288давление Ра МПа температура воздуха Т °К, V=0,8352 3/ . м кгТеплота сгорания условного жидкого топлива примем 44000 КДж/кг. Для сгорания 1кг. топлива примем 14 кг. воздуха. При сгорании 1кг воздуха в парах топлива выделяется 3142 КДж. тепла, а температура повышается Тг = 3142: 1,015 = 3096,4°.Удельную теплоемкость для воздуха и продуктов сгорания примем постоянную: Ср. = 1,015 / . × . КДж кг град

3 - Скорость полета М это W = 1026 / ., м сек при данной скорости . = 3.68 36 / 2., давление встречного потока будет Р МПа или кг см

. = 807температура торможения встречного потока Т °К. Скорость аппарата W = 1026 / .м сек в плотных слоях атмосферы на высоте уровня моря можно назвать предельной. Гиперзвуковых скоростей полета аппарата можно достичь только на большой высоте в разряжённой атмосфере.Расчет производим на один метр квадратный воздухозаборника для двух ступеней. При скорости W = 1026 / . :м сек Расход воздуха будет равен1026 × 1: 0,8352 = 1228.4 кг.

Компрессор нагнетает воздух в запальное устройство с 10 . 1074давлением МПа и температурой сжатия °К. 14 В расчете

. 1 . . кг воздуха на кг топлива Через запальное устройство , . проходит все топливо используемое в двигателе Конструкция

камеры сгорания первой ступени двигателя обеспечивает сгорания топлива при любых скоростях движения

. , летательного аппарата Дополнительно топливо проходя , , запальное устройство не только испаряется но и

, ионизируется при высокой температуре поэтому любое , углеводородное топливо распадаясь на ионы и смешиваясь за

, счет диффузии в слое проходящего воздуха гарантировано .сгорает за тысячные доли секунды

Расчет будем вести на 1кг. сгорающего топлива в первой ступени, а потом переведем на всю массу воздуха, проходящего через воздухозаборник. Примем, что аппарат движется с крейсерской скоростью, расходуя половину расчетного топлива. Камера сгорания имеет запальное устройство, в которое подается 2 кг. топлива с температурой 288°К. и 14 килограмм воздух с давлением 100МПа и температурой сжатия Т=1074°К.

Теоретическая температура паров топлива и продуктов сгорания на выходе из запального устройства: (288×2 +1074 ×14 + 14× 3096,4)/ 16 = 3685°К.

Иллюстрация расчета, происходящих процессов изменения состояния газа, показана в T-S диаграмме. Эксэргия паров топлива и продуктов его сгорания (рабочей газ), выходящая с запального устройства складывается с эксэргией встречного потока атмосферного воздуха в канале эксэрготрансформаторной камеры сгорания. Примем, что на 1 кг. рабочего газа, выходящего из запального устройства, поступает в камеры сгорания 3кг. воздуха, т.е. примем коэффициент k =3 Масса всасываемого атмосферного воздуха на 1кг. сгорающего топлива в первой ступени: 16 × 3 = 48 кг. Общая масса на 1кг. топлива М.общ. = 48 +16 = 64кг. Неподвижный атмосферный воздух с температурой 288°К. поглощается воздухозаборником, летящего со скоростью 3М летательного аппарата и направляется в канал камеры сгорания. Процесс 3-4. Выходящий из запального устройства ионизированный рабочий газ с температурой Тг.= 3685°К. в адиабатном процессе 1-2 расширяется до давления Р.= 0,1МПа и температуры Т = 989°К. и также направляется в канал камеры сгорания, где встречается с холодным воздухом, поступившим из воздухозаборника. Между двумя потока, безударно вошедшими в один канал, начинается энергообмен, приводящий к выравниванию их температуры и скоростей. В канале камеры сгорания при звуковых скоростях выполняется закон сохранения эксэргии.При звуковых скоростях потоков газа, складываются они в основном за счет тепла, при V = Const в процессе 3-7 тепло поглощает: 345,5 – 654 = -308,4× 3 = -925,2. а в процесс 5-7 Р.=Const отдается: 1187 - 654 = 533 : 3 = 177,7°К. Для сложения потоков тепла недостаточно для достижения точки 7. За счет тепла достигается только точка 6: 345,6 +177,7 = 523°К.Для полного сложения потоков необходима энергия, чтобы достичь точки 7. G = (654 – 523) × 3 = 393. Дополнительная энергия берется за счет кинетической энергии процесс G = 1187 + 393 = 1580°К . Остаток кинетической энергии рабочего газа: Аг. = 3655 – 1580 = 2105°К. Складываем энергию потоков в канале камеры сгорания: 2105 + (807 – 345,6) × 3 = 872,3. Температура торможения движущегося потока: Аэ. = (872,3 + 654) = 1527°К.

Горение.

Одновременно со сложением скоростей происходит процесс горения оставшегося 1-го килограмма топлива в канале камеры сгорания. Повышение температуры будет равно: Т= 44000 : 1,015 = 43350 : 64 = 677 градуса. Параметры движущего потока это точка 6 с температурой Т. = 523°К. и объем V = 0,5294кг/м2. Повышение температуры после сгорания топлива процесс 6-10: Тv. = 523 +677 = 1200°К. Горение паров топлива происходит внутри движущегося со сверхзвуковой скоростью газа по каналу камеры сгорания при V = Const, при котором происходит рост давления в движущемся потоке. Определим давления газа в движущемся потоке Р.гор. = (1200× 290) : 0,5294 = 0,6574 МПа. Далее газ, пройдя канал камеры сгорания, поступает в её диффузор, где внутреннее давление потока реализуется в работу расширения, процесс 10 -12, до температуры Т=777°К.и давления 0,1МПа.Сложим общую работу потока, поступающего во вторую ступень двигателя.Энтальпия движущего потока равна процесс 7-8: Ад = (1527 – 523) = 1004×1,015= 1019КДж/кг. Процесс 11 - 10 сложение энтальпии горения внутри потока с энтальпией его движения: Т = 1200 + 1004 = 2204°К. Скорость потока поступающего потока во вторую ступень двигателя – 1757м/сек.

Расчет второй ступени гиперзвукового .двигателя

.Начальные условия

С первой ступени двигателя поступают продукты горения : топлива со следующими характеристиками удельная масса m

= 64 / , кг сек .=2204° . температурой торможения Т К Конструкция второй

, ступени двигателя не рассчитана для горения паров топлива а предназначена только для утилизации тепла и увеличения

. реактивной массы Иллюстрация расчета происходящих процессов изменения

, состояния газа показаны в T-S .диаграмме ( ) Энергия продуктов сгорания рабочей газ выполняет во

, второй ступени двигателя работу по сжатию атмосферного. воздуха 1-2 . = Рабочий газ в процессе адиабатного расширения до Р

0,1 =701° , .МПа и Т К входит в канал эксэрготрансформатора , Неподвижный атмосферный воздух за счет скорости

летательного аппарата поступает в воздухозаборник двигателя и направляется также в канал

. эксэрготрансформатора Масса всасываемого атмосферного воздуха во вторую ступень

примем с коэффициентом k=1, . . 64 . , т е кг Расчетная масса газа . . . = 64 +64 = 128 / . проходящая через двигатель Моб кг сек На два .килограмма израсходованного топлива

До поступления в воздухозаборник, неподвижный атмосферный воздух имел следующие параметры: Р.=0,1МПа, V=0,8352, Т=288° , К но относительно летящего со скоростью 3М аппарата параметры газа, входящего в канал эксэрготрансформатора изменяются. Параметры торможения будут следующие: Р.= 3.6765МПа, V=0,5294м3/кг, Т= 807° . К

– Т S . диаграмме это выглядит так Рабочий газ в 6 -6, , изотермическом процессе отдает тепло Q = (841 – 654) = р

187, а 3-7 атмосферный воздух в процессе получает его Q . =345,6 +187х = 533.

5. 7, Изотерма Потоки выравниваются по изотерме при 654° . температуре К Для сложения потоков дополнительно 6-используется кинетическая энергия рабочего газа процесс

10 5-7.и процесс 654 – 533 = 962 – 841= 121.

. = (807 -345,6) + (2204 – Далее складывается энергия потоков А962) = 1703,4 : 2 = 851,7.

9: Находим температуру торможения общего потока точка = 654 + 851,7 = 1505° . Т К

9 8 Разность энтальпии между точкой и точкой есть работа газа двух ступеней эксэрготрансформаторного гиперзвукового

.двигателя. = (1505 – 370) × 1.015 = 1152 / . А КДж кг

Скорость выходящей струи газа W= 1518 / .м сек , - 128 . Полная масса газовоздушной смеси в расчетной струе кг

16 , .из них кг газа выходящего из запольного устройства Найдеммассу топлива расходованного на один квадратный

: 1228,4 : 126 = 9.75 × 2 = 19.5 .метр воздухозаборника кг , .Найдем тягу двигателя как сумму двух сил

, , Массу газа выходящего из запального устройства будем : . = 9,75считать реактивной Мреак ×16 = 156кг/сек.

1.Тяга за счет реактивной массы топлива 156 × 1518 = 236800 НОстальную массу воздуха обозначим, как прямоточную, с которой вычитается скорость полета летательного аппарата.

. = 9, 75 Мпр × (128 -16) = 1092кг/сек.2. Тяга за счет прямоточной массы воздуха 1092 × (1518 - 1026) = 537260 .Н

: Полная тяга двигателя . . = 537260 + 236800 = 774060 ., 79000 ., 79 .Ап Н или кг или т

50% .Использовано только установленной мощности двигателя

.Дальнейшая модернизация двигателя

, Как видно из расчета что эффективность реактивная масса, , топлива возрастает с увеличением скорости аппарата 6 , поэтому при скоростях более М гиперзвуковой двигатель

. нуждается в дальнейшей модернизации , Модернизация будет заключаться в том что компрессор

, , выводится в резерв а включается топливный парогенератор и двигатель дополняется контейнером с запасомжидкого. 30 . кислорода На больших высотах свыше км над уровнем моря

6 . и скоростях свыше М в запальное устройство дополнительно подается кислород, который постепенно замещает воздух и двигатель превращается в Прямоточный ракетно – воздушный гиперзвуковой двигатель. В ПРВГД не возникает проблем ни со скоростью, ни с высотой полета. Проблема с нагревом корпуса аппарата.