Эксэрготрансформаторный авиационный двигатель для дозвуковых грузопассажирских

.самолетов

 Эксэрготрансформаторные  авиационные двигатели в 21-м веке, заменят существующие ныне низкоэффективные турбовинтовые и турбореактивные двигатели, ввиду своего абсолютного превосходства над ними.

Существующие способы преобразования тепловой энергии в механическую работу, открытые в прошлые века, достигли максимума, поэтому дальнейшее усовершенствование устаревших технологий становится экономически не обосновано. Авиационные двигатели, созданные на этих устаревших открытиях, дорогостоящие при изготовлении, сложны в ремонте, недостаточно надежны в работе и низко энергоэффективные.Предлагается проект эксэрготрансформаторного авиационного двигателя для грузопассажирских самолетов с дозвуковой скоростью полета.Двигатель состоит из двух ступеней: первая ступенью это термодинамический сверхзвуковой ускоритель газа, а вторая ступень это эксэрготрансформатор в качестве движителя. Первая ступень включает в себя топливный парогенератор, оснащенный сверхзвуковым соплом. Топливный парогенератор может быть различной конструкции, но для упрощения принята наиболее простая схема. В горелку подается одна единица топлива и три единицы сжатого воздуха, что составляет примерно 20% от необходимого для полного сжигания топлива. Пары топлива и продукты его сгорания, выходящие из сопла с высокой скоростью и температурой, инициируют лавинообразный процесс ускорения потока газа в первой ступени двигателя. После ускорителя поток газа направляется во вторую ступени, которая представляет собой эксэрготрансформатор в качестве движителя, в котором кинетическая энергия первого потока выполняет работу по всасыванию и сжатию большой массы второго набегающего потока воздуха, что пропорционально увеличивает реактивную тягу двигателя. В эксэрготрансформаторе утилизируется не реализованная в первой ступени теплота газа и сгорают возможные остатки топлива, что увеличивает экономичность двигателя. Результат: Тяга двигателя при расходе 1кг. топлива: F = 83650 Н.Расчеты прилагаются.

.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 следующим

1. Не имеет потерь скорости летательного аппарата на . сжатия встречного потока воздуха в двигателе

2. . 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

.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

Расчет термодинамического ускорителя авиационного двигателя.

Расчет производится при достижении первой звуковой скорости (W=341,6м/сек.) на высоте уровня моря, где параметры атмосферы примем:Р. = 0,1МПа, Т = 288°К.Примем характеристики топлива: теплота сгорания топлива G = 44000КДж/кг.Теплоемкость воздуха и продуктов сгорания примем: Ср. = 1,015КДж/кг. Cv. =0,725КДж/кг.Для сгорания одного килограмма топлива необходимо 14,8 кг. воздуха.При сгорании одного килограмма воздуха выделяется тепла:Q =44000:14,8 = 2973КДж. При сгорании одного килограмма воздуха температура смеси повышается Т.=2973:1,015 = 2929.Термодинамический ускоритель имеет парогенератор, в который подается 1кг. топлива с Т.= 288°К, 3кг сжатого воздуха с Р. = 0,6МПа и Т.=480,5°К.Определим температуру газов в парогенераторе при сгорании воздуха: (1×288+3×480,5+3×2929):4=2629°К. Примем, что максимально возможная температура горения топлива это Т= 2550°К. Определим расход топлива на нагрев смеси до температуры Т= 2550°К. Q=8600 : 44000 = 0,1955кг. Иллюстрация расчета изменения состояния газа приведена T – S диаграмме (температура – энтропия).Нагрев паровоздушной смеси в парогенераторе процесс 1-2.Пары топлива и продукты их сгорания, выходящие из сопла парогенератора в процессе 2-3, расширяются до параметров: Т = 1528°К. Р. = 100000Па. А= (2550 – 1528)×1,015 = 1037КДж/кг. W = 1440м/сек. F= 4×1440= 5761H. В дозвуковом режиме часть работа адиабатного расширения расходовалась на всасывания атмосферного воздуха. При движении летательного аппарата со звуковой скоростью, всасывание прекращается, и воздух поступает в двигатель за счет скорости летательного аппарата, процесс 4-5. Коэффициент всасывания воздуха на один килограмм рабочего газа, выходящего из парогенератора, примем k = 4.Масса поступающего воздуха в ускоритель: Mв = 4×4 =16кг.Общая масса воздуха и паров топлива: Мо = 16+4=20кг.Два потока газа безударно входят в канал ускорителя и направляются в конусную часть сопла Лаваля.

Процессы горения топлива в конусной части сопла Лаваля.

Одновременно со сложением потоков происходит процесс . , горения паров топлива Найдем количество тепла которое

: выделится при сгорании остатков паров топлива Q = 44000 – 8600 = 35400КДж.

: Масса газа в канале Мо=20кг. Найдем повышение температуры холодного воздуха при

сгорании остатков топлива при V= Const процесс 5-6 : Тv = 35400: 16 : 1,015 + 345,6= 2525°К.

Изменение энтропии при V= Const: ∆S = 1441,8Дж/кг× град. : Изменение энтропии в парогенераторе ∆S = 1694Дж/кг× град.

: Разность изменение энтропии ∆S = 252,2Дж/кг× град. Разность энтропии реализуется в изотермическом сжатии

= 1,437 . 2-8. продуктов горения топлива до Р МПа Процесс 6-7: Сложение энергии потоков газа процесс

Т. = 2525 + (2550 – 2525) : 5 = 2530°К. Параметры точки 7: Р = 1,3859МПа. V = 0,5294м3/кг. Т=2530°К.

Расчет второй ступени эксэрготрансформаторногоавиационного двигателя.

Иллюстрация расчета приведена в T – S диаграмме. Во вторую ступень поступает газ первой ступени процесс 1-2 с параметрами: Та. = 1192°К. Ак. = (2530 – 1192) = 1338 ×1,015 =1358КДж/кг. масса m=20кг. Скорость газа W = 1648м/сек. Примем коэффициент всасывания k = 4. Масса всасываемого газа: 4 × 20 =80кг. Полная масса топлива: М= 80 + 20 = 100кг.Движителем авиационного двигателя является эксэрготрансформатор, в котором безударно складываются два потока газа. Набегающий поток атмосферного воздуха со скоростью W = 341,6м/сек. поступает в эксэрготрансформатор процесс 3-4. В эксэрготрансформаторе высокотемпературный рабочий газ отдает тепло холодному атмосферному воздуху в изобарном процессе при Р = 189300Па.∆Т = (1430 – 345,6) : 5 = 216,9. Холодный воздух, поглощая тепло в изохорном процессе 4-5, увеличивает свою кинетическую энергию. ∆Т = 345,6 + 216,9 = 562,5.Два потока выравнивают, имеющуюся разность энтропий по линии изотермы точки 5 и образуют единый поток, в котором складывается кинетическая энергия точка 6.Т6 = (2530 – 1430) : 5 + 562,5 = 782,5°К. Р =1223400Па.Выходящая с реактивного сопла газовоздушная смесь в точке 8 имеет следующие параметры: масса m = 100кг, Р = 100000Па, Т = 382,6°К, удельная кинетическая энергия А = 406КДж/кг. скорость W = 901м/сек.Определимся с удельным импульсом тяги двигателя на 1кг. топлива:Кинетическую энергию встречного потока воздуха уберем из расчета общей энергии: Полезная работа А. = 100× 406 – 96 × 58,5 = 34984,5КДж.Удельная энергия А.= 34984,5 : 100 = 349,8КДж/кг. W = 836,5м/сек. Найдем импульс тяги двигателя: F.= 836,5×100 = 83650Н./кг. топлива.

Вывод.

Найдем полную тягу двигателя на один квадратный метр воздухозаборника.При скорости полета W = 341м/сек. Проходящая масса воздуха через двигатель будет равна: М = 408кг. Расчетная масса на один килограмм топлива равна: m = 100 – 4= 96кг. Коэффициент перехода k= 4,25.Определим тягу двигателя Полная тяга двигателя на 1м2 воздухозаборника: F.= 4,25× 83650 = 355512Н. или 35тс.