Эксэрготрансформаторный двигатель для дозвуковых

грузопассажирских самолетов.

21- , Эксэрготрансформаторные двигатели в м веке заменят существующие низкоэффективные турбовинтовые и

. турбореактивные авиационные двигатели Преимущество , новых эксэрготрансформаторных двигателей в том что они 1.5 ÷2 могут развивать любыемощности с КПД в раза выше

.существующих типов двигателей

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 применения универсального

эксэрготрансформаторного двигателя для грузопассажирских . самолетов с дозвуковой скоростью

– , Цель разработки создание высокоэкономичного простого в изготовлении и эксплуатации универсального двигателя для

. низкоскоростных грузопассажирских самолетов 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

. 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 реактивную тягу.двигателя

.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

.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 авиационный двигатель подобен – , прямоточному воздушно реактивному двигателю но

: отличается он от него следующим1. Не имеет потерь скорости летательного аппарата на

. сжатия воздуха на входе в двигатель2. . Не имеет потерь на входе в воздухозаборник3. Не имеет проблем с видом топлива и его сжиганием при

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

. самолета Предлагается идеальный инновационный авиационный

, двигатель которому не могут представлять ему , 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

Расчет эксэрготрансформаторной камеры сгорания топлива при звуковой скорости движения самолета.

Расчет производится при достижении первой звуковой , скорости на уровне моря где атмосферное давление примем

=0.1 , . = 288Ра МПа температура воздуха Т °К, V=0,8352 3/ . м кгДополнительные примем начальные условия. Теплота сгорания условного жидкого топлива примем 42000 КДж/кг. Для сгорания 1кг. топлива необходимо 14 кг. воздуха. При сгорании 1кг воздуха в парах топлива выделяется 3000 КДж. тепла.Удельную теплоемкость для воздуха и продуктов сгорания примем постоянную: Ср. = 1,015 / . × . КДж кг град

, Для сравнения примем конструкции и характеристики № 5273 эксэрготрансформаторной камеры сгорания проекта и

эксэрготрансформаторного универсального двигателя проект№5293, .рассчитанные на стационарный режим работы

, При достижении звуковой скорости полета работа всасывания наружного воздуха эксэрготрансформатором становится не, , возможной потому что набегающий поток входит в

341,6 / . воздухозаборник со звуковой скоростью м секПри полете летательного аппарата параметры в двигателе изменяются за счет скоростного напора атмосферного воздуха, увеличивающего давление торможение. Камера сгорания имеет запальное устройство, в которое подается топливо с температурой 288°К. и три килограмма воздух с давлением 1.287МПа и температурой 598°К. Температура паров топлива и продуктов сгорания на выходе из запального устройства: (288×1 +597 ×3 +9000)/4 = 2770°К.

Иллюстрация расчета происходящих процессов изменения состояния газа, показана в T-S диаграмме. Энергия паров топлива и продуктов его сгорания (рабочей газ) выполняет работу в эксэрготрансформаторной камере сгорания по всасыванию и сжатию атмосферного воздуха. В стационарном режиме на 1 кг. паров топлива и продуктов его сгорания всасывалось в эксэрготрансформаторную камеру сгорания 5.417 кг. воздуха.Масса всасываемого атмосферного воздуха.М.в. = 5.415 ×4 = 21.66кг. Общая масса на 1кг. топлива М.общ. = 21.66 +4 = 25.66кг. С увеличением скорости полета самолета будет увеличиваться общая реактивная масса, но соотношение воздуха на 1кг. топлива оставим прежнее.Выходящая из запального устройства рабочая смесь паров топлива и продуктов его сгорания, расширившись в процессе 0-1 до давления 0.1МПа и температуры 1336°К., входит в канал камеры сгорания.Неподвижный атмосферный воздух с температурой 288°К. поглощается воздухозаборником летящего со скоростью звука летательного аппарата и направляется также в канал камеры сгорания. Между двумя потока, безударно вошедшими в один канал, начинается энергообмена между собой, который приводит к выравниванию скоростей потока и температуры. В канале камеры сгорания при звуковых скоростях выполняется закон сохранения механической энергии.Процесс 4-7 это результат взаимодействия. Газовоздушная смесь имеет следующие параметры - давление торможения 0.9МПа, температуру торможения 723°К.

Горение.

Одновременно со сложением скоростей происходит процесс горения паров топлива в канале камеры сгорания.Найдем остаток тепла, которое выделится при сгорании оставшихся паров топлива. 42000 – 9000 = 33000КДж.Общая масса газа на 1кг. топлива: М = 6.417×4 = 25.66.Повышение температуры будет равно: 33000: 25.66 :1.015 = 1267 градуса. Параметры движущего потока это точка5 с температурой Т. = 521°К. и объем V = 0.5294. Повышение температуры после сгорания топлива процесс 5-8: Тv. = 521 +1267 = 1788°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. = 1788× 290/ 0.5294 = 0,98МПа. Далее газ, пройдя канал камеры сгорания, поступает в её диффузор, где скоростной напор суммируется с давлением в движущемся потоке.Энтальпия движущего потока равна процесс 5-7: Ад = (723 – 521) ×1,015= 205КДж/кг. Процесс 10 – 11 сложение энтальпии горения внутри потока с энергией его движения: 1788 +202 = 1990. Определим общее давление торможения в диффузоре камеры сгорания.(1990 : 1788) возводим в степени 3.5 = 1, 4833 × 979450 = 1,45МПа. Температура торможения Т.тор. = 1990.

Расчет второй ступени эксэрготрансформаторного .авиационного двигателя при звуковой скорости полета

.Начальные условия

С первой ступени двигателя поступают продукты горения : топлива со следующими параметрами

25.66 / , =1990° , =1,4528 . массой кг сек температурой Т К Р МПа , 1 . Примем по аналогии с универсальным двигателем что на кг

, , продуктов горения выходящих из первой ступени всасывается 3.74 .кг атмосферного воздуха во вторую ступень

Иллюстрация расчета происходящих процессов изменения , состояния газа показаны в T-S .диаграмме

( ) Энергия продуктов его сгорания рабочей газ выполняет во , второй ступени двигателя работу по сжатию атмосферного

.воздуха 1-2 Работа адиабатного процесса не создает в

. . воздухозаборнике разряжение т к звуковая скорость потока атмосферного воздуха не позволяет передать информацию об

. изменении состояния газа , . = 0,1 , =926.4° . Рабочий газ расширившись до Р МПа Т К входит в

.канал эксэрготрансформатора , Неподвижный атмосферный воздух за счет скорости

летательного аппарата поступает в воздухозаборник . двигателя и направляется в канал эксэрготрансформатора

.Масса всасываемого атмосферного воздуха во вторую ступень. . = 25,66 ×3,74 = 96 . Мв кг

, Общая масса газа на один кг топлива проходящая через.двигатель

. . = 25,66 + 96 = 121,6 .Моб кгДо поступления в воздухозаборник, неподвижный атмосферный воздух имел следующие параметры: Р.=0,1МПа, V=0,8352, Т=288° , К но относительно летящего со звуковой скоростью аппарата эти параметры газа, входящего в канал эксэрготрансформатора изменяются. Параметры торможения будут следующие: Р.=0.1893МПа, V=0,5294м3/кг, Т=345.6° . К

– Т S . диаграмме это выглядит так Рабочий газ в процессе 0,1893 – 2 -3, изотермического сжатия до МПа процесс отдает

, тепло атмосферному воздуху который получив тепло затраченное на приобретения звуковой скорость в

, :воздухозаборнике приобретает параметры Р.=0.1893МПа, V=0,5294м3/кг, Т=345.6° . КВыравнивание звуковых скоростей в канале происходит за счет передачи тепловой энергии процесс 3-6 и кинетической от температуры торможения Т.=1111° . 1806° ., К до К которая компенсирует изотермический

6.процесс линия (1990 – 1806)/4.74 = 39,Остаток кинетической энергии

654 + 39 = 693° .складывается с общей энергией К 7 4 Разница энтальпии между точкой и точкой есть работа газа

.двух ступеней эксэрготрансформаторного двигателя. = (693 – 357,6) × 1.015 = 340 / .А КДж кг

: Полная работа относительно летящего самолета . . = 340 × 121,6 = 41344 .Ап КДж

, На выходе из канала установлено сверхзвуковое сопло Ловаля .в котором реализуется давления и импульс

Скорость на выходе из сопла W = 824.6 / .м сек Тяга двигателя на один килограмм топлива при скорости

341 / .: полета м сек. = (824,6 – 341) × 121,6 =58806 .Тд Н

Резерв мощности камеры сгорания позволяет увеличить тягу .двигателя при необходимости