htt://askcap.ru

1. 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 разработана более совершенная двухступенчатая камера сгорания
топлива, в которой запальное устройство выполняет функции топливного
парогенератора, обеспечивающего старт летательного аппарата и
устойчивую реактивную тягу при любых скоростях его полета.
Последняя модернизация гиперзвукового двигатель все препятствия для
практического внедрения проекта.

2. Разработан проект реального, принципиально нового аэрокосмического
гиперзвукового двигателя для беспилотных летательных аппаратов.
Цель разработки – создание высокоэкономичного, простого в
изготовлении и эксплуатации гиперзвукового двигателя.
Двигатель состоит из двух ступенчатой эксэрготрансформаторной
камеры сгорания, оснащенной топливным парогенератором и
эксэрготрансформатором в качестве движителя и утилизатора тепла и
несгоревших паров топлива.
Приведенный пример расчета на один квадратный метр
воздухозаборника гиперзвукового эксэрготрансформаторного
двигателя при скорости полета 7М (семь звуковых скоростей) на высоте
15км. имеет тягу – 861656Н или 86тон. Конструктивный резерв
двигателя позволяет резко увеличить тягу за счет увеличения расхода
топлива.

3. 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 превосходит
существующие двигатели в 1.5 – 2 раза.
Эксэрготрансформаторный гиперзвуковой 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 воздухозаборник.
3. Не имеет проблем с видом топлива и его сжиганием при
гиперзвуковых скоростях.
4. 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 двухступенчатая
эксэрготрансформаторная камера сгорания с топливным
парогенератором.

4. Планируемый выход на рынок.
Необходимо, не раскрывая Ноу-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, раскрывается
Ноу-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.

6. Расчет первой ступени камеры сгорания и ионизации топлива
при скорости полета летательного аппарата7М.
Расчет производится при движении летательного аппарата со
скоростью 7М (семи звуковых скоростей) на высоте 15 километров над
уровнем моря, где параметры атмосферы примем:
давление Ра=12000Па, температура воздуха Т. = 216°К, V=5,22 м3/кг.
Скорость полета 7М (W = 2380 м/сек.), при которой температура
торможения встречного потока будет Т. = 3006°К.
Через запальное устройство проходит все топливо, используемое в
двигателе. Конструкция камеры сгорания первой ступени двигателя
обеспечивает сгорания топлива при любых скоростях движения
летательного аппарата. Топливо, проходя запальное устройство, 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 аппарат движется с крейсерской скоростью, расходуя при этом
половину расчетного количества топлива.
Примем, что в запальное устройство подается шесть 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 топлива примем Q = 44000КДж/кг.
Теплоёмкость примем Ср. = 1,015КДж/кг × град. Сv. = 0,725КДж/кг.
Давление паров топлива в запальном устройстве примем Р. = 0,5МПа.
Топливо и окислитель, предварительно охлаждая корпус запального
устройства, поступает в него с температурой 1000°К.
Для расчета примем, что в запальное устройство поступает 6кг. топлива и
1кг. окислителя.
Температура газа в запальном устройстве:
Тз.= (1000×7 + 44000×0,33) :1,015 : 7 = 3029°К.

7. 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 камеры сгорания.
Определим параметры процесса расширения паров топлива, выходящих из
запального устройства, до атмосферного давления. Процесс 1-2:
Та.=1044°К, Р. = 12000Па, V= 25,23м3/кг, Wп. = 2007,5м/сек.
Импульс силы паров топлива: F1. = 2007,5 ×7 = 14052Н.
Примем, что на 1 кг. рабочего газа, выходящего из запального устройства,
поступает в первую ступень камеры термической ионизации (диссоциации)
топлива 3кг. воздуха, т.е. примем коэффициент k =3. Масса поступающего
атмосферного воздуха в первую ступень: 7 × 3 = 21 кг.
Общая масса газовоздушной смеси: М.общ. = 21 +7 = 28кг.
Атмосферный воздух поглощается воздухозаборником процесс 3-4, летящего
со скоростью 7М летательного аппарата и вместе с парами топлива
направляется в канал камеры сгорания.
Между двумя потоками, безударно вошедшими в один канал, начинается
энергообмен, приводящий к выравниванию их температуры и скоростей. В
канале камеры сгорания при звуковых скоростях выполняется закон
сохранения эксэргии.
При звуковых скоростях потоков газа, складываются они в основном за счет
тепла, которое при V = Const в процессе 3-5 тепло поглощается:
216 - 335 = - 119 × 3 = - 357, а в процесс 5-2 Р.= Const отдается: 1044 - 335 =
709. Для сложения потоков тепла достаточно Q = 357× 1,015 = 362КДж.
Избыток тепла Q = 709 – 357 = 352 используется для увеличение изохоры,
процесс 5 – 6: 352 : 4 = 88 + 335 = 423°К.
Точка 6 с температурой 423°К. является общей для работы двух потоков, в
которой они начинают складываться:
Аоб. =[(3006 – 216) × 3 + 3029- 1044] :4 = 2588 × 1,015 = 2627КДж.
Температура торможения потока: Т = 423 + 2588 = 3011°К.

8. Горение.
Одновременно со сложением скоростей происходит процесс горения
топлива в канале камеры сгорания.
Найдем повышение температуры после сгорания 1,5 кг. топлива при
Cv. = 0,725: Т= 44000 × 1,5 = 66000 : 28 = 2357 : 0,725 = 3251 градуса.
Параметры движущего потока это точка 6 с температурой Т. = 423°К. и
объем V = 5,22кг/м³. Повышение температуры после сгорания топлива
процесс 6 - 9: Тv. = 423 + 3257 = 3674°К.
Горение паров топлива происходит внутри движущегося со сверхзвуковой
скоростью газа по каналу камеры сгорания при V = Const, при котором
происходит рост давления в движущемся потоке. Определим давления газа в
движущемся потоке Р.гор. = (3674× 290) : 5,22 = 204111Па.
Далее газ, пройдя канал камеры сгорания, поступает в сопло (диффузор), где
внутреннее давление потока реализуется в работу сверхзвукового
расширения, процесс 9 -10, до температуры Т=1635°К. и давления 12000Па.
Сложим общую работу потока, поступающего во вторую ступень двигателя.
Энтальпия движущего потока равна процесс 7-8:
Ад = (3011 – 423) ×1,015= 2588×1,015= 2626КДж/кг. Процесс 9 – 8 сложение
энтальпии горения внутри потока с энтальпией его движения:
Т = 3662 + 2588 = 6262°К.
Скорость поступающего потока во вторую ступень двигателя W=3064м/сек.
Для расчета тяги, создаваемой ступенью необходим импульс скорости,
реализованный в сопле, а это адиабатное расширение процесс 9-10.
Импульс первой ступени камеры горения:
F = 2034,5м/сек ×28кг. = 56965Н.

10. Расчет второй ступени камеры сгорания гиперзвукового
двигателя.
Во второй ступени камеры сгорания топлива происходят процессы
аналогичные первой ступени, поэтому сокращаю повторение.
С первой ступени камеры сгорания поступают продукты горения
топлива со следующими характеристиками: масса m = 28 кг/сек,
температурой торможения потока Т.=6262°К. Коэффициент всасывания
примем k = 3. Масса поступающего воздуха Ма. = 28×3 = 84кг.
Полная масса, проходящая через вторую ступень: Мп = 84 +28 =112кг.
Иллюстрация расчета происходящих процессов изменения состояния
газа, показаны в T-S диаграмме.
Рабочий газ в процессе 1-2 адиабатного расширения до Р. = 12000Па и
Т=1635°К, входит в канал эксэрготрансформатора.
Два потоки складываются в канале камеры сгорания. Для сложения
работы скоростей находим их точку сложения, которая будет т.6 с
температурой 571°К . Далее складываем работу скорости встречного
воздуха и работу скорости газа поступающей с первой ступени.
Общая работа движения газа определяется процессом 7-6 и будет равна:
Ап = [(3006 – 216) × 3 + 6262 – 1635]: 4 = 3249×1,015 =3298КДж.
Скорость движения потока W = 2568м/сек.
Температура торможения потока: Т = 571 + 3249 = 3820°К.
Внутренняя энергия потока определяется точкой 6.
Горение.
Одновременно со сложением потоков происходит горение ионизированного
топлива в канале камеры сгорания.
Остаток топлива для второй ступени: 6 – 0,33 – 1,5 = 4,17кг.
Выделение тепла при горении топлива: Q = 4,17 × 44000 = 183480КДж.
Определим внутреннюю температуру, движущегося факела сгорающего
топлива в канале камеры при V = Const:
Tv. = 571 + 183480:0,725 =2831°К .
Внутреннее давление потока Р. = 157255Па, которое расширяясь в
сверхзвуковом сопле на выходе из канала до Р. = 12000 Па и Т = 1357°К.
создаёт тягу двигателя. Работа расширения внутреннего потока:
А = Ср(2831- 1357) × 1,015 = 1496 КДж. W = 1730м/сек.
Увеличение тяги двигателя: F = 1730× 112 = 193760Н.

12. Расчет третий ступени гиперзвукового двигателя.
В третью ступень двигателя газ поступает из камеры сгорания с массой
112кг, температурой торможения Т.= 6080°К. и расширяется до Т. = 1357°К.
Расчет процессов изменения состояния, аналогичный расчету камеры
сгорания, при отсутствии горения в ней.
Принимаем коэффициент всасывания k =1.
Общая масса М= 112×2=224кг.
Поступившие в общий канал движителя потоки складываются в точке 6.
1.Складываемая в точке 6 тепловая энергия, образует внутреннюю
энергию потока.
1357 – 786,5 = 570,5. Т6 = 216 + 570,5 = 787°К.
2.Складывается кинетическая энергия потоков в точке 7:
Т7. = (6080 – 1357 + 3006- 216):2 + 787 = 4543°К.
Поток, движущийся со скоростью W =2761м/сек в канале двигателя,
имеет внутреннюю энергия:
Ан = (787 – 544) × 1,015 =246,6 КДж/кг.
Давление Рн.= 43722Па и Тн.= 787°К.
Внутренняя энергия в сопле Лаваля реализуется в импульс тяги третий
ступени: F = 224× 707,6 = 158500Н.
Скорость потока W=2761 м/сек. не влияет на тягу третей ступени.
Найдем общий импульс реактивной тяги всех ступеней двигателя:
Импульс тяги запального устройства - F1. = 2007,5 ×7 = 14052Н.
Импульс тяги первой ступени - F = 2034,5м/сек ×28кг. = 56965Н.
Импульс тяги второй ступени - F = 1730× 112 = 193760Н.
Импульс тяги третий ступени - F = 224× 707,6 = 158500Н.
Итого: Fo. = 423270Н.
Приведем расчет тяги двигателя на один метр квадратный его
воздухозаборника:
V = W×1м2 = 2380 × 1м2 = 2380 м3
G = 2380 : 5,22 = 456кг.
F = 423270Н × 456/ 224 = 861656Н. или 86 тон.