Гиперзвуковой тепловой двигатель для ударных безпилотников и крылатых ракет (М-2).

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 движителя. Модернизация гиперзвукового двигателя вызвана тем, что разработан более совершенный двухступенчатый термодинамический ускоритель сверхзвукового потока газа, обеспечивающего старт летательного аппарата и устойчивую реактивную тягу при любых скоростях его полета. Особенностью применения двухступенчатого ускорителя является то, что в первой ступени ускорителя пары топлива и продукты их сгорания разгоняются до скорости, превосходящей гиперзвуковую скорость летательного аппарата.Во второй ступени ускорителя потоки складываются безударно, так как скорость паров топлива уже превосходит скорость движения летательного аппарата. В существующих теоретических представлениях о ГПВРД, достичь скорости более 7М не возможно.Последняя модернизация гиперзвукового двигателя снимает все препятствия для практического внедрения проекта. Двигатель устойчиво работает при любых скоростях полета. Ограничение имеет только материал, из которого изготавливается летательный аппарат. Скорость полета теоретически не ограничена.Сверхвысокие параметры рабочего тела обеспечивают высочайший КПД авиационного двигателя. Аналогичные двигатели могут быть применены и для обычных сверхзвуковых самолетов.

.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 гиперзвукового двигателя есть двухступенчатый термодинамический сверхзвуковой ускоритель потоков

. газа

.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 первой ступени термодинамического ускорителя при скорости полета летательного аппарата7М.

Расчет производится при движении летательного аппарата со 7 ( ) 15 скоростью М семи звуковых скоростей на высоте

, километров над уровнем моря где параметры атмосферы: примем

=12000 , . = 216давление Ра Па температура воздуха Т °К, V=5,22 3/ . м кг

7 (Скорость полета летательного аппарата М W = 2380 / .). м сек : Определим параметры встречного потока воздуха

. = 3006температура торможения Т °К. давление торможения Р.=120,658МПа. удельный объем V = 0,007225 м3/кг. кинетическая энергия А= 2832КДж/кг.

, Через парогенератор проходит все топливо используемое в. двигателе Конструкция ускорителя обеспечивает сгорания

топлива при любых скоростях движения летательного. , аппарата Топливо в парогенераторе не только испаряется но и

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

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

Примем, что в парогенератор подается девять единиц топлива и одна единица окислителя. Окислитель может быть различный, но для расчета возьмем окислитель с характеристиками жидкого кислорода. Единица окислителя, приводит к сгоранию 0,33 единицы топлива.Теплоту сгорания 1кг. топлива примем Q = 44000КДж/кг. Теплоёмкость примем Ср. = 1,015КДж/кг × град. Сv. = 0,725КДж/кг.Давление паров топлива в запальном устройстве примем Р. = 1,28МПа. Топливо и окислитель, предварительно охладив двигатель, поступают в парогенератор с температурой 1060°К. Температура паров топлива в парогенераторе: Т = [(1060×10)+ (44000×0,33) :1,015] : 10 = 2500°К. Примем, что максимальная температура горения топлива Т. = 2500°К, а оставшаяся часть энергии расходуется на ионизацию (диссоциацию) продуктов горения.

Иллюстрация расчета, происходящих процессов изменения состояния газа, показана в T-S диаграмме. Эксэргия паров топлива и продуктов сгорания, выходящих с парогенератора, складывается с эксэргией встречного потока атмосферного воздуха в канале термодинамического сверхзвукового ускорителя потоков газа. Параметры паров топлива в парогенераторе: Р. = 1,28МПа. Т = 2500°К. Определим параметры расширения паров топлива, выходящих из парогенератора. Процесс 1-2: Та.= 658,5°К, Р. = 12000Па, V = 5,22м ³/кг, Wп. = 1933м/сек, А= 1869КДж.Импульс силы паров топлива: F1. = 1933 ×10 = 19330 Н. Примем, что на 1 кг. рабочего газа, выходящего из парогенератора, поступает в первую ступень ускорителя 2кг. воздуха, т.е. примем коэффициент k =2. Масса поступающего атмосферного воздуха в первую ступень: 10×2=20 кг. Общая масса газовоздушной смеси: М.общ. = 20 +10 = 30кг.Атмосферный воздух поглощается воздухозаборником, летящего со скоростью 7М летательного аппарата и вместе с парами топлива направляется в канал ускорителя процесс 3-4.Безударное сложение потоков газа становиться невозможным при скорости горячего потока ниже скорости полета летательного аппарата. Между двумя потоками, вошедшими в один канал возникает удар, приводящий к механическому выравниванию их температуры и скоростей. Wо = (2×2380 + 1× 1933) : 3 = 2231м/сек. А = 2489КДж./кг. ∆Т = 2452 До удара. А = (2×2832 +1869) : 3 = 2511 КДж. Потери кинетической энергии при ударе: ∆Ап = (2511 - 2489) = 22КДж. ∆Т = 22: 1,015 =22.Определим температуру потоков при их механическом смешении точка 5: Тср. = (216 × 2 + 658,5) : 3 = 363,5°К. Температура потока с учетом потерь на удар точка 6, параметры которой: Т. = 363,5 +22 = 385°К. Р = 12000Па. V= 9,3м3/кг.Температура торможения потока будет точка 7, параметры которой: Тт.= 385 + 2452 = 2837°К. Р = 13,034МПа. V = 0,0631м3/кг.

Горение.

Температурный напор при горении топлива в конусной части сопла Лаваля является разница между максимальной температурой горения топлива Тм. = 2500° .К и динамической температурой газа. Пример: Встречный поток холодного воздуха имеет температуру торможения Тт. = 3006° , . = К а его динамическая температура Тд216° . КЭнергия горения суммируется с кинетической энергией движения потока, т.е. с температурой торможения в T-S диаграмме. Определим количество тепловой энергии, выделившееся при сгорании 20кг. воздуха. Q. = 44000 × 20/14,8 = 59459КДж. Qy. = 59459 : 30 = 1982КДж/кг.Повышение температуры потока. ∆Т = 1982: 1,015 = 1953.Горение топлива происходит в конусной части сопла Лаваля. Процесс 7-8 горения топлива изохорный, при котором значительная часть энергии топлива, преобразуется в кинетическую энергию выходящего из сопла потока газа. Найдем параметры точки 8: Т = 2837 + 1982 = 4819°К. Р = 22,1475МПа. энтальпия I = 4891КДж. Определим параметры, движущегося потока газа в точке 9: Т = 562,5°К. Р =12000Па. Ак = 4320КДж/кг. W = 2940м/сек. Расход топлива в первой ступени: m = 1,681кг.

Расчет второй ступени термодинамического ускорителя .гиперзвукового двигателя

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

С первой ступени во вторую ступень термодинамического сверхзвукового ускорителя поступают продукты горения

: топлива со следующими параметрами масса m = 30 / , кг сек .=4819° . температурой торможения Т К динамическая

. = 562,5° .температура Тд К Примем коэффициент всасывания k = 3.

. = 30×3 = 90 .Масса поступающего воздухаМа кг , : = 90 +30 Полная масса проходящая через вторую ступень Мп

=120 .кг

Горение. Сложение потоков происходит после окончание процесса горения в слое ионизированного топлива в конусной части сопла Лаваля.Распределим остаток топлива по ступеням. Примем , что во второй ступени ускорителя на 90кг. воздуха расходуется 5,319 кг. топлива, а 2кг.топлива будет сожжено в эксэрготрансформаторе.Выделение тепла при горении топлива во второй ступени: Q = 5,319 × 44000 = 234036 .КДжОпределим повышение температуры холодного воздуха, при сгорании 5,319 кг. топлива. ∆Т = 234036 : 90 = 2600,4.

4-5 Определим параметры процесса при V = Const: энтальпия продуктов сгорания топлива в конусной части

сопла ЛаваляI = (3006 +2600,4) ×1,015 = 5690,5 / . КДж кг температура

торможенияTv. = 5606,4° . К V. = 0,007225м³/кг. . = 225,032 .Р МПаОпределим динамическую температуру, как процесс 5-6 адиабатного расширения. Т = 337° . КПроведем сложение двух потоков газа, после окончания процесса горения топлива. Определим точку 7, как процесс сложения энтропии двух потоков: ∆S = 2× 1015× ln 383/337 + 1× 1015× ln562,5/383 = 0. Т7. = 383° . КНайдем температуру торможения общего потока: То = 4819 + (5606,4 – 4819) × 3 : 4 = 5410° .К

Определим работу и скорость потока газа на выходе из второй .ступени термодинамического ускорителя потока газа

= (5410 – 383) × 1,015 = 5102,4 / . А КДж кг W. = 3194,5 / .м сек

Расчет третий ступени гиперзвукового двигателя.

Со второй ступени термодинамического ускорителя газ поступает в движитель, представляющий собой эксэрготрансформатор, где безударно складывается с встречным потоком воздуха.Параметры поступающего газа со второй ступени ускорителя процесс 1-2:Температура газа Т= 383° , = 5410° , К температура торможения Тт К

= 5102, / , кинетическая энергия А КДж кг скорость W= 3194,5 / , м сек

масса газа m = 120 .кг Примем коэффициент всасывания атмосферного воздуха k =2.

Параметры поступающего атмосферного воздуха процесс 3-4: масса воздуха m = 2×120 = 240кг, температура воздуха Т= 216° , К

=12000 , . =3006° , . Р Па температура торможения Тт К Рт=120,658 ,МПаV =0,007225 3/ , м кг W = 2380 3/ .м секОбщая масса равна: М = 360кг/сек. Расход топлива 2кг. В эксэрготрансформаторе, как и в теоретическом ГПВРД, 100% сгорание топлива не возможно, а только частичное. Повышение температуры холодного воздуха при сгорании двух кг. топлива:∆Т = 44000× 2 : 240 : 1,015 = 361.Определим параметры подогретого атмосферного воздуха процесс 4-5:энтальпия I = (3006 +361) = 3367×1,015 = 3417 / . = 135,156 .КДж кг Р МПа

6. . = 234° .динамическая температура потока точка Тд К . Выполним сложение двух потоков газа

7: 7 = 275,7° . Найдем общую точку Т К 7 . В точках изменение энтропии будет равно нулю

∆S = 1015× ln275,7/234× 2 + 1015× ln275,7/383 = 0. Сложим энергию двух потоков: Т = (5410 – 3367) : 3 + 3367 = 4048° .К Определим параметры точки 8. Кинетическая энергия равна: Ак. = (4048 – 275,7) ×1,015 = 3829КДж/кг. Скорость потока: W. = 2767 м/сек. Рт. =145,544МПа. э нтальпия I = 4048 × 1,015 = 4109КДж/кг, что соответствует температуре торможения на диаграмме T-S.

Полная кинетическая энергия потока газа:Ак = 3829×360 = 1378440КДж/сек.Кинетическую энергию встречного потока атмосферного воздуха: Аа. = [(3006 – 216) ×1,015] × (360 – 10) =991147КДж.Полезная кинетическая энергия, обеспечивающая реактивную тягу двигателя. Ап. = 1378440 – 991147 = 387293КДж.Удельная энергия: Ау. = 387293 : 360 = 1075,8КДж/кг. Относительная скорость. W = 1466,8м/сек. : Импульс тяги гиперзвукового двигателяF = 360× 1466,8 = 528063 .Н

1 2. .Переведем тягу двигателя на м воздухозаборникаM = W×S/V = 2380× 1: 5,22 = 456кг. F = 528063× 456/360 = 668790H.

Вопросы и предложение направлять на почту: kriloveckijj @ rambler . ru