Эксэрготрансформаторныйпрямоточный

– .воздушно реактивный двигатель

Эксэрготрансформаторные технологии позволяют ликвидировать все недостатки теоретических теорий ПВРД и создать реальный эксэрготрансформаторный прямоточный воздушно – реактивный двигатель. В предлагаемом многоступенчатом двигателе сгорает обычное углеводородное топливо при любых скоростях, проходящего через него потока воздуха. Топливо, дополнительно используется, как охлаждающая жидкость, отводящая тепло от термонагруженных поверхностей летательного аппарата, нагреваясь, при этом до Т.=1200°К. Отведенное тепло направляется в парогенератор и используется для увеличения дополнительной работы.Двигатель состоит из следующих устройств.

1. Парогенератор с регулируемой степенью сжатия встречного потока воздуха. В парогенератор подаются пары углеводородного топлива, где они нагревается до максимально возможной температуры за счет горения в его парах ограниченного количества воздуха.

2. В двухступенчатой эксэрготрансформаторной камере сгорания, последовательно сгорают ионизированные в парогенераторе молекулы водорода и углерода.

3. Третья ступень – это эксэрготрансформатор, в котором энергия, полученная за счет горения топлива, реализуется в реактивный импульс большой массы атмосферного воздуха.

Энергия торможения встречного потока воздуха используется только в парогенераторе для разогрева топлива. В ступенях двигателя встречный поток воздуха не тормозится, а ускоряется рабочим высокотемпературным газом. Тяга двигателя не зависит от скорости движения летательного аппарата, а зависит только от массы, проходящего через него воздуха и количества сгораемого топлива. Дополнительное отличие предлагаемого двигателя от теоретических схем ПВРД это эксэрготрансформаторные технологии, обеспечивающее взлет и посадку летательного аппарата.

.Примем предварительные условия для расчета

Полет осуществляется на высоте 12 км, где атмосферные параметры: Р. = 19400Па, Т. = 216°К, V.= 3.2 м³/кг; Теплота сгорания топлива G. = 44000КДж/кг.Теплоемкость воздуха и продуктов сгорания топлива: Ср. = 1,015КДж/кг, Cv. =0,725КДж/кг. R. = 290Дж/кг.×град.Для сгорания одного килограмма топлива необходимо 14,8 кг. воздуха.При сгорании одного килограмма воздуха в парах топлива выделяется тепла:

Q =44000:14,8 = 2973КДж. При сгорании одного килограмма воздуха в парах топлива, температура одного килограмма продуктов горения повышается: ∆Т.=2973:1,015 = 2929. Скорость полета летательного аппарата примем сверхзвуковую М.=4 W = 342м/сек. × 4 = 1368м/сек.Работа встречного потока воздуха: А = W²/2 = 935712Дж/кг.Параметры торможения встречного воздуха: ∆Т. = 935712 : 1015 = 925. Т = 216 +925 = 1141°К. Р. = 6.572Мп. До скорости М =3 компрессор нагнетает сжатый воздух давлением Р.=2.4МПа. в парогенератор, в который насосом высокого давления подаётся топливо. При достижении скорости полета, при которой встречный напор воздуха превосходит давление создаваемое компрессором, он отключается, и воздух в парогенератор начинает поступать за счет торможения встречного потока воздуха.Проведем расчет двигателя относительно неподвижного атмосферного воздуха.Реальная тяга двигателя пропорциональная массе атмосферного воздуха, проходящего через него и скорости выходящего потока газа относительно неподвижной атмосферы. F = m×W.Дополнительная работа, полученная за счет скорости летательного аппарата, считается мнимой и вычитается с расчета.В проходящем через канал сверхзвуковом потоке, не возможно создать «потенциальную яму», поэтому за её «дно» примем параметры атмосферы.Всасывающий эффект «потенциальной ямы» ограничим работой звуковой скорости атмосферного воздуха. Работа, полученная за счет звуковой скорости встречного потока воздуха, считается мнимой и будет вычтена из общей работы, при расчете тяги двигателя.

Расчет первой ступени двигателя.

Иллюстрация расчета изменения состояния газа приведена T – S диаграмме.Найдем температуру паров топлива в парогенераторе при скорости М = 4: Т= (3 ×1141+ 3× 1200 +3×2929) : 6 = 2635°К. Максимальную температуру горения топлива примем Тг.=2500°К, а остальное тепло расходуется на ионизацию молекул топлива.Пары топлива и продукты их сгорания выходят из парогенератора через сверхзвуковое сопло, где расширяются в процессе 1-2 до параметров:Р. =19400Па. Т=473°К. V= 7.07м3/кг.Пары топлива со скоростью W = 2028м/сек. направляются в канал камеры сгорания, где встречаются с потоком атмосферного воздуха, проходящий через этот канал со скоростью W = 1368м/сек.

Вычтим скорость летательного аппарата из скорости истечения газа из : сопла парогенератора ∆ W. = 2028 – 1368 = 660м/сек.

Расчитаем реактивный импульс создаваемый парогенератором: 1.импульс паров топлива: Fп=3×2028 = 6084Н. 2.импульс используемого воздуха: Fв = 3× (2028 – 1368) = 1980Н.Масса проходящего потока воздуха через 1м² определяется формуле: m.=W/V, m.=1368/3.2 =427.5кг/сек.×м².Процессы в камере сгорания очень сложные, так как одновременно происходит сложение потоков газа и горение топлива. Примем следующую последовательность расчета: 1.рассчитаем процесс сложения потоков газа;2. рассчитаем процесс горения топлива в процессе V=Const. Потоки газа, безударно вошедшие в общий канал, для внешнего наблюдателя представляют один поток, в котором потери энергии могут быть только на трение и передачу тепла во внешнюю среду. Принимаем, что потери во внешнюю среду и трение о стенки канала равны нулю.Тогда сложение потоков можно разделить на несколько простых физически наглядных процессов, не отражающихся на результате расчета. 1.Поток рабочего газа изотермически сжимается, отдавая тепло холодному воздуху процесс 7-7.2.Поток воздуха, поглотив тепло рабочего газа в изохорном процессе 3-7, так же увеличивает свое давление. Скорость рабочего газа снижается, а давление, естественно в канале ступени повышается. Происходит выравнивание энергией внутри одного потока.

Расчет проведем по отработанной методике стационарного расчета.

Определим работу паров топлива, поступающих в первую ступень: ∆W = 660м/сек. А = 214.6КДж/кг. ∆Т. = 211.4. Определим параметры точки 1: Т.= 473+211.4 = 684.4°К. Р. = 70702Па.Параметры расширения паров точка 2: Р. =19400Па. Т.=473°К. Параметры точки 3: Т. = 216°К. Р.=19400Па. V=3.2м³/кг.Примем, что на один килограмм паров топлива и продуктов их сгорания поступает 2кг. атмосферного воздуха, т. е. коэффициент всасывания: k=2.Масса поступающего воздуха в канал: Mв = 6×2 = 12кг.Общая масса воздуха и паров топлива: Мо = 12+6= 18кг. В канале компрессора произведем сложение энергии двух потоков газа следующим способом. При теоретическом расчете, в процессе изменении состояния газа, изменение энтропии будет равно нулю, поэтому на изобаре Р.=19400Па, общей для двух потоков газа, найдем общую точку 5, где сумма изменения энтропии будет равно нулю. Параметры точки 5: Т.= 280.5°К. V= 4.2м3/кг.Поступающий встречный поток воздуха, поглощая тепло паров топлива в процессе 3-4 V = 3.2м³/кг, нагревается до температуры Т.=259.2°К, что соответствует изотермическому процессу 4-4 расширения воздуха до пересечения с изохорой точки 3. Определим параметры точки 6 на изохоре: V. = 3.2м³/кг: Т. = 312.6°К.Количество тепла поглощенное холодным воздухом в процессе 4÷6: Q. = (312.6 -259.2) ×2. = 107×1.015 = 108.6КДж/кг.Определим точку 7 на изобаре, определяющую количество тепла, переданное парами топлива: Т. = 473 – 107 = 366°К.

Определим точку 8, определяющую количество кинетической энергии, затраченной на адиабатное сжатие холодного воздуха процесс 6÷7: А = (366 – 312.6)×2. = 107 ×1.015 = 109КДж/кг. Т8. = 473 + 107 = 580°К.Определим параметры точки 10, определяющую энергию общего потока: ∆Т. = (684.4 – 580) : 3 = 34.8. Т10 =366 +34.8 = 401°К. Проверим энергетический баланс: (259.2×2+ 684.4) : 3 = 401°К. Баланс правильный.

Горение топлива в сверхзвуковом сопле.

Расчет горения топлива начнем с точки 8, параметры которой: температура Т. = 366°К. давление Р. = 49230Па. оббьем V. = 2.16м³/кг. Выделение тепла при сгорании 12 кг. воздуха: Q. = 12×2973 = 35676КДж.Повышение температуры в канале: ∆Т = 35676 : 1,015: 18 = 1952.Найдем параметры точки 11: Т = 366 +1952 = 2318°К. Р.= 311200Па. V=2.16м3/кг. Найдем энергию точки 10: Т=2318 + (401–366) = 2353 °К. i =2388КДж/кг.Найдем параметры точки 12: Р.=19400Па. Т. = 1049°К. V=15.7м3/кг. Пары топлива и продукты их горения со скоростью W.= 1626м/сек. поступают во вторую ступень. Количество тепла, используемого в первой ступени: ∆Q = (12 +3) × 2973 = 44595 – (2635 – 2500) ×6×1.015 = 43775КДж.

Расчет второй ступени двигателя.

Расчет аналогичен расчету первой ступени.Во вторую ступень камеры сгорания поступают пары топлива и продуктов их сгорания с параметрами, точка 2: W. = 1626м/сек, Р. =19400Па, Т. =1049°К, m =18кг. Параметры торможения точка 1: Тт. = 2353°К. Примем коэффициент всасывания k =3. Масса поступающего воздуха: m=3×18= 54кг.Полная масса газа, проходящая через вторую ступень: m= 54 +18 =72кг.На изобаре Р.=19400Па общей для двух потоков газа найдем точку5, где сумма изменения энтропии будет равно нулю. Параметры точки 5: Т.= 320.6°К. V=4.79м3/кг. Определим параметры точки 6 на изохоре V = 3.2м³/кг: Т = 376.8°К.Определим количество тепла поглощенное холодным воздухом в процессе 4÷6: Q = (376.8 -259.2) × 3 = 353×1.015 =358КДж/кг.Определим точку 7 на изобаре Р.=19400 определяющую количество тепла, переданное парами топлива: Т = 1049 – 353 = 696°К.Определим точку 8, определяющую количество кинетической энергии, затраченной на адиабатное сжатие воздуха процесс 6÷7: А= (696–376.8)×3 = 957.6×1.015 =972КДж/кг. Т8.= 1049+957 6=2006.6 °К.Определим параметры точки 9, определяющую энергию общего потока: ∆Т. = (2353 – 2006.6) : 4 = 86.6. Т10 =696 +86.6 = 782.4°К. Проверим энергетический баланс: (259.2×3 + 2352) : 4 = 782.4°К. Баланс правильный.

Горение топлива в сверхзвуковом сопле.

Расчет горение топлива начнем с точки 7, параметры которой: Т. = 696°К. Р. = 292456Па. V. = 0.69м³/кг. Остаток тепла, не сгоревшего в первой ступени топлива: Q = 3×44000 – 43775 = 88225КДж. Повышение температуры общего потока при сгорании остатков топлива: ∆Т. =88225 : 72 = 1225 × 1.015 = 1243КДж.Температуры продуктов сгорания топлива: Т = 696 +1225 = 1921°К.Параметры точки 11: Р.= 807376Па. Тт. = 1921°К. V=0.69м3/кг. Найдем энергию точки 10: Т=1921 + (782.4–696)=2007 °К. i =2037КДж/кг.Найдем параметры точки 12: Р.=19400Па. Т. = 662°К. V=9.9м3/кг. Пары топлива и продукты их горения со скоростью W.= 1652м/сек. направляются в третью ступень двигателя.

Расчет третий ступени двигателя.

Расчет аналогичен расчету первой ступени.В третью ступень двигателя поступает поток продуктов сгорания с параметрами: Точка 1. Т.=2007°К. Точка 2. W. =1652м/сек, Р =19400Па, Т=662°К. масса потока m =72кг.Примем коэффициент всасывания k =4. Масса поступающего воздуха m=4×72= 288кг. Полная масса газа, проходящая через третью ступень: m= 288 +72 =360кг.Расчет сложения потоков произведем по изобаре Р.=19400Па общей для двух потоков газа и на ней найдем точку5, где сумма изменения энтропии будет равно нулю. Параметры точки 5: Т.= 270°К. V=4м3/кг. Определим параметры точки 6 на изохоре V = 3.2м³/кг: Т = 296.4°К.Определим количество тепла поглощенного холодным воздухом в процессе 4÷6: Q = (296.4-259.2) × 4 = 149×1.015 =151КДж/кг.Определим точку 7 на изобаре Р.=19400Па, определяющую количество тепла, переданное продуктами сгорания: Т. = 662 – 149 = 513°К.Определим точку 8, определяющую количество кинетической энергии, затраченной на адиабатное сжатие процесс 6÷7: А= (513–296.4)×4 = 866×1.015 =879КДж/кг. Т8.= 662+866=1528 °К.Определим параметры точки 9, определяющую энергию общего потока: ∆Т. = (2007 – 1528) : 5 = 96, Т10 =513 +96 = 609°К. Проверим энергетический баланс: (259.2×4 + 2007) : 5 = 609°К. Баланс правильный.Определим работу и скорость потока газа на выходе из двигателя за вычетом работы встречного потока:А= (609 -270) – (259.2 -216) = 296 ×1.015 = 300КДж/кг. W=774.6м/сек.

Определим тягу двигателя.

Расчетные параметры: W = 774.6м/сек, Т= 270°К, Р= 19400Па, m=360кг.Тяга авиационного двигателя при скорости полета летательного аппарата со скоростью 4М или 1368м/сек, или 5000км/час. F = W×m = 774.6×360 = 278855Н. + (6084+1980) = 286918Н.Реактивная тяга на 1кг. топлива: 28691 : 3 = 95640Н или 9.5 тон силы.Рассчитаем тягу двигателя на 1м² воздухозаборника: m = W/V = 1368/3.2 = 427.5кг.Рассчитаем расход топлива: m' = 3 ×427.5 / 360 = 3.56кг.F' = 95691 × 3.56 = 340660Н. или 34тс/м².Предусмотрен форсированный режим, увеличением расхода топлива, резерв воздуха достаточный. Естественно при этом произойдет снижение КПД.

Вывод.

Предлагается уникальное открытие, изменяющее мир. За прошедшие полвека в энергетике не было никаких открытий, позволяющих перейти на новую энергетику. Достижение в энергетике связаны с применением новых материалов, технологий их обработки и инженерных разработок. Эксэрготрансформаторные технологии – это единственное реальное предложение, решающее существующие энергетические проблемы. Решает все эксперимент - изготовить устройство и произвести всестороннее испытание.Ожидаемый результат на 99% положительный.Мне неизвестны научно-технические причины, которые могли бы помешать реализации новых авиационных технологий. Прошу задавать вопросы критического характера, несущие информацию по существу, а не личное мнение. Вопросы и предложения высылать на почту: kriloveckijj@rambler.ruКриловецкий Владимир Михайлович.