1. Гиперзвуковой тепловой двигатель для дальних беспилотных
аппаратов и крылатых ракет.
Преодолеть техническую отсталость России от стран НАТО, в двигателестроении
невозможно, без инновационного прорыва. Способы преобразования тепловой
энергии 19 веке не позволяют достичь существенных результатов, так как исчерпали
заложенный в них потенциал. Проанализировал все существующие способы, я решил
найти новый способ преобразования энергии. Поставленную задачу решил - открыл
способ безударного сложения потоков газов, на основании которого создан
суперэжектор (эксэрготрансформатор) с теоретическим КПД - 100%.
Тепловой двигатель является прототипом универсального авиационного двигателя, в
котором компрессор заменен топливным парогенератором со сверхкритическими
параметрами, обеспечивающими энергию свыше 800 киловатт/кг. паров топлива.
Энергия паров топлива всасывают атмосферный воздух в эксэрготрансформаторную
камеру сгорания (Ноу- хау) и сгорают в ней. С камеры пары топлива и продукты их
сгорания направляются в движитель (Ноу – хау). Движитель представляет собой
трубу, которая имеет сложное сечение по своей длине. Перпендикулярно оси трубы
установлен патрубок подвода рабочего газа.
Ориентировочно для сжигания одного килограмма топлива необходимо 10 кг.
воздуха, поэтому его объем может быть сжат до 0,5МПа энергией паров топлива, но
для успешной работы теплового двигателя на старте достаточно 0,2МПа. Расчет
проведен для минимальной стартовой тяги.
Тяга двигателя, регулируемая расходом топлива, обеспечивает вертикальный старт
беспилотного аппарата или крылатой ракеты, и достичь гиперзвуковой скорости в
стратосфере.
Конкуренты.
Реально работающих ГПВРД нет. Исследования проводятся в Индии совместно с
Россией, а так же США и некоторые источники указывают, что экспериментальный
гиперзвуковой самолёт «Х-43» (Боинг/НАСА) имеет именно гиперзвуковой двигатель.
Последние испытания X-43 производились с помощью ракетного ускорителя,
запускаемого с самолёта-носителя и разгоняющего этот аппарат до скорости 7.8М.Для
гиперзвуковых аппаратов характерны проблемы, связанные с их весом и
конструктивной и эксплуатационной сложностью. Перспективность ПВРД активно
обсуждается в основном по той причине, что многие параметры, которые в конечном
итоге определят эффективность самолёта с таким двигателем, остаются
неопределёнными. Это, в частности, также связано со значительными затратами на
испытания таких летательных аппаратов. Такие хорошо финансируемые проекты, как
X-30, были приостановлены или закрыты до создания экспериментальных моделей.
Технологии двадцатых годов прошлого века не позволяют создать двигатель 21века,
поэтому конкурентов нет.

2. Преимущества.
Предложенный тепловой ГПВРД имеет ряд существенных преимуществ перед
существующей теорией ГПВРД, позволяющих решить её проблемы и в течении года
создать ряд образцов двигателей, при минимальных затратах.
1.Минимальная стартовая тяга двигателя 14,5 тон на кв. метр воздухозаборника при
расходе не более 2,5 кг топлива, что позволяет осуществить вертикальный взлет с
расчетным ускорением, а также вертикальную посадку, возвращающего беспилотного
аппарата.
2.Отсутствие скачков уплотнения воздушного потока на входе в воздухозаборник
двигателя, при сверхзвуковом движении летательного аппарата.
3.В воздухозаборнике постоянное критическое разряжение за счет работы продуктов
сгорания рабочего газа, который всасывает и ускоряет встречный холодный поток
воздуха.
4. Отсутствием торможения потока воздуха в движителе, позволяет нагреть его до
максимальной температуры.
5. Подача топлива в движитель осуществляется в виде его паров в горящем факеле
рабочего газа, который силовым образом взаимодействует с основным потоком, что
дополнительно гарантирует гиперзвуковое сгорание топлива. 6 . Статическое давление
(теоретически) в движителе равно давлению внешней среде, хотя и температура
торможения потока колоссальные.
6. Простота регулирования тяги двигателя – регулированием расходом топлива.

4. РАСЧЕТ
теплового двигателя в T-S диаграмме.
Давление рабочего газа поступающего в движитель взято минимальное, без
учета трансформации тепла горения топлива в кинетическую энергию в
эксэрготрансформаторной камере сгорания. Параметры торможения
рабочего газа, поступающие в топку - Тторм.=2912.°К и Рторм.=0,19МПа.
В процессе 1-2 адиабатного расширения до давления 0,566МПа выполняется
работа по созданию в воздухозаборнике движителя критического
разряжения равного Р. = 0,528МПа, которое обеспечивает звуковую скорость
всасываемого наружного потока воздух процесс 3-4.
При дальнейшем движении холодного воздуха на выход из движителя, он
контактирует с рабочим газом, который в изотермическом процесс сжатии
2-5, передает ему тепло и оба потока, увеличив потенциал, выходят из зоны
разряжения. Рабочий газ сжимаясь, увеличивает свой потенциал процесс 7-8
до давления Р.=0,335МПа, а поток холодного воздуха, поглощая тепло, тоже
выходит из зоны разряжения процесс 4-3.
Кстати: при изотермическом процессе теплоёмкость газов стремится к
бесконечности, что улучшает гарантии сверхзвукового горения топлива.
Рабочий газ в изобарном процессом 7-6 отдает тепло воздуху, который
изохорном процессе 3-6 увеличивает свой потенциал до Р.=0,19МПа.
Чистая работа - теплоперепад 8-7 увеличивает потенциал общего потока до
давления Р.=0,26МПа.
Результат всех процессов в движителе – это работа 9-10, составляющая
мощность на 1/ кг. воздуха -137киловат.
Массовый расход воздуха в секунду через движитель.
Площадь воздухозаборника – 1м. кв.
Скорость входа воздуха – 303,9 м/сек.
Удельный объем – 1,249 кг/ м3.
Итого: масса пассивного воздуха равна – 243,3 кг.
масса рабочего воздуха, составляющего 1/9 часть – 30,4кг.
Всего: 273,7кг/сек.
Мощность потока – 37500киловат.
КПД = 46%.
Скорость выхода воздуха из сопла движителя – 523,4м/сек.
Импульс – 143270Н.
Тяга - 14,3т/м.кв. воздухозаборника при старте.