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

.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 следующим

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

2. . 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 авиационный

, 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

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

=0.1 , атмосферное давление примем Ра МПа температура . = 288воздуха Т °К, V=0,8352 3/ . м кг

Теплота 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 с 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: 2× 7 =14кг. Общая масса на 1кг. топлива М.общ. = 14 +7 = 21кг. 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, поджигает пары топлива в избыточном воздухе, поступающего из воздухозаборника и поступает в канал камеры сгорания. Между двумя потока, безударно вошедшими в один канал, начинается энергообмен, приводящий к выравниванию температуры и их скоростей. В канале камеры сгорания при звуковых скоростях выполняется закон сохранения механической энергии.Звуковые скорости потоков газа складываются в основном за счет передачи тепла, при V = Const в процессе 4-7 тепло поглощает, а процесс 10-7 Р.=Const отдается: 2546 – 1527 = 1019. 807 + (1019:2) = 1147°К.Для полного сложения потоков необходима энергия, чтобы достичь точки 7. G = 1527 – 1147 = 380. Дополнительная энергия берется за счет кинетической энергии процесс 10-9 G = 380 × 3 = 1140. 2546 + 1140 = 3685. Сложившиеся потоки двигаются со скоростью, W= 1532м/сек. в канале камеры сгорания.

Горение.

Одновременно со сложением скоростей происходит процесс горения оставшегося 1-го килограмма топлива в канале камеры сгорания. Повышение температуры будет равно: Т= 43350 : (21:3 +21) = 677 градуса. Параметры движущего потока это точка 8 с температурой Т. = 370°К. и объем V = 1,073. Повышение температуры после сгорания топлива процесс 8-12: Тv. = 370 +677 = 1047°К. Горение паров топлива происходит внутри движущегося со сверхзвуковой скоростью газа по каналу камеры сгорания при V = Const, при этом происходит рост давления, в потоке. Определим давления газа в движущемся потоке Р.гор. = (1047× 290) : 1.073 = 0,283 МПа. Далее газ, пройдя канал камеры сгорания, поступает в её диффузор, где внутреннее давление потока реализуется в работу расширения процесс 12-5 до температуры Т=777°К.Сложим общую работу потока, поступающего во вторую ступень двигателя.Энтальпия движущего потока равна процесс 7-8: Ад = (1527 – 370) ×1,015= 1174КДж/кг. Процесс 12 – 11 сложение энтальпии горения внутри потока с энтальпией его движения: Т = 2204°К. Скорость потока поступающего потока во вторую ступень двигателя – 1732м/сек.

Расчет второй ступени 3 .двигателя при скорости полета М

.Начальные условия

С первой ступени двигателя поступают продукты горения : топлива со следующими параметрами 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 =777° , .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

принята с коэффициентом k=1, . . 64 . т е кг , .Расчетная масса газа проходящая через двигатель . . = 64 +64 = 128 .Моб кгДо 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 эти 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 процессе – 6 -7, , процесс отдает тепло а атмосферный воздух в процессе

3-7 .=577. получает его и температура выравнивается То Далее . :1, 015 = (807 -288) + (2204 – складывается энергия потоков А

865.5) = 1857,5. 5: Находим температуру торможения потока точка

= 577 + 1857,5:2 = 1505° . Т К 7 8 Разность энтальпии между точкой и точкой есть работа газа

двух ступеней эксэрготрансформаторного гиперзвукового.двигателя

. = (1505 – 473) × 1.015 = 1023 / . А КДж кг Скорость выходящей струи W= 1441 / .м сек

. 128 -2 = 126 .Масса воздуха в расчетной струе кг Найдеммассу топлива расходованного на один квадратный

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

1.За счет массы воздуха 1228.4 × (1441- 1026) = 509786 .Н2 .За счет массы топлива 19.5× 1441 = 28100 .Н

: Полная тяга двигателя . . = 509786 + 28100 = 537886 ., 52800 ., 52.8 .Ап Н кг 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 двигатель

. дополняется контейнером с запасомжидкого кислорода На 30 . больших высотах свыше км над уровнемморя и скоростях

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