htt://askcap.ru

1. Газовоздушный авиационный двигатель сверхвысоких
параметров рабочего газа.
Дальнейшие разработкиэксэрготрансформаторныхтехнологийпозволили
создать проектавиационного двигателя сверхвысокихпараметров,
превосходящихмаксимальную температуру горения топлива. В двигателе
использован двух ступенчатый термодинамическийкомпрессор,
позволяющийминимизировать затраты энергии на сжатие воздуха.

2. Существующие способы преобразования тепловойэнергиив механическую
работу, основанныена термодинамикеизменение состояния одного рабочего
тела, исчерпали себя.
Для перехода на новый этап развития необходимы технологии
термодинамики более высокогоуровня – термодинамики сверхзвуковых
скоростей с взаимодействием несколькихрабочихтел.
Предлагается проект газовоздушного авиационногодвигателя, в котором
использовано Ноу– хау - способбезударногосложения потоков газа.
Природапредусмотрелавозможность безударносложениедвух поток газа,
принципиально отличающего от ударного, эжекторного способасложения
потоков. Свойстваэксэрготрансформаторатаковы, что сверхзвуковой
рабочего газ ускоряетпассивныйпотоквоздуха на всем процессесложения и
стабилизируется потоктолько при исчезновениипотенциала, а также будет
достигнутарасчетная массавсасываемого атмосферного воздуха.
Без всасывания расчетноймассы воздуха, нарушается принципа
неразрывностипотока, что приведет к тому, что кинетическая энергия
рабочего газа дросселируетсяв тепловую энергию.
Сверхзвуковоесопло, в котором происходитгорениетоплива, также
отличается конструктивно от известных аналогов, что позволяет защитить
данное сопло патентом. В авиационном двигателе используется топливный
парогенератор, рассчитанныйнадавление свыше Р.=3МПа. В камеру
сгорания парогенератора, подается жидкоеуглеводородноетопливо, которое
предварительно охлаждает многослойныеповерхности двигателя. Для
перегрева паров топлива в парогенератор компрессором нагнетается
небольшая часть воздуха. Кинетическая энергия паров топлива инициирует
работу термодинамического компрессора, в котором тепло горения топлива,
преобразуется в кинетическую энергию газовоздушногопотока.
Термодинамическийкомпрессор сохраняетуникальное Ноу-хау
эксэрготрансформаторнойкамеры сгорания, которая имеет конечные
размеры, но относительная длина её стремится к бесконечности, что
позволяетсжигать топливо в ней даже при гиперзвуковыхскоростях,
проходящего через неё потока газа.
Термодинамическийкомпрессор – это инструмент, используемыйв более
сложныхустройствах. Двигатель состоитиз двухступенчатого
термодинамическогокомпрессораи эксэрготрансформатора, в котором
утилизируется оставшаяся теплотагорения топливаиувеличивается
реактивная масса газовоздушнойструи.

4. Расчет первой ступени термодинамического компрессора.
Для проведения расчета примем атмосферныепараметры:
Р. = 0,1МПа, Т = 288°К, V= 0,8352 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 килограмматоплива необходимо 14,8 кг. воздуха.
При сгоранииодного килограммавоздухавыделяется тепла:
Q =44000:14,8 = 2973КДж.
При сгоранииодного килограммавоздухатемпература смесиповышается
Т.=2973:1,015 = 2929. Расчеттяги авиационного двигателя рассчитывается в
стартовом положении. Для упрощения объяснения, заотносительную
расчетную единицу массы топлива и воздухапримем один килограмм.
Иллюстрация расчета изменения состояния газаприведена T – S диаграмме
(температура – энтропия).
Топливо в количестве 3кг, нагнетается насосом в рубашку охлаждения
двигателя, где происходитего парообразование, и нагрев до Т.= 714°К.
Нагретые пары топлива направляются в парогенератор, в который подается
2кг. сжатого воздуха с давлением Р. = 2,4МПа.
Найдем температуру паров топлива в камере сгорания парогенератора:
Т= (2×714+3 ×714 +2×2929) : 5 = 1886°К.
Пары топлива и продукты их сгорания выходятиз камеры сгорания через
сверхзвуковоесопло, гдерасширяются в процессе1-2 до параметров:
Р. =100000Па. Т=786,5°К. V= 2,28м3/кг.
Пары топлива со скоростью W = 1494м/сек. направляются в канал
термодинамическогокомпрессора, гдевстречаются с холодным
атмосферным воздухом, нагнетаемым механическим компрессором низкого
давления до критических параметров: Ркр. = 189300Па, Т. = 345,6°К.
Примем, что на одинкилограмм паров топлива и продуктов сгорания
подается в компрессор 3кг. холодного воздуха, т. е. примем коэффициент
всасывания:k = 3.
Масса поступающего воздуха в сопло:Mв = 5×3 =15кг.
Общая масса воздухаи паров топлива: Мо = 15+5= 20кг.
В канале компрессорапроисходитсложениеэнергии двух потоков газа
следующим способом. Притеоретическом расчете, в процессеизменении
состояния газа, изменение энтропиибудет равно нулю.

5. Расчет сложения потоков произведем по изобареР.=189300Па, общей для
двух потоков газа, на которой найдем общую точку, где сумма изменения
энтропии будет равно нулю.
Параметры этой точки: Т.= 444°К. V=0,6805м3/кг.
В точке 3: V=1,4463м3/кг. В точке 4: V=0,5294м3/кг.
Пары топлива, выполняя работу, изотермически сжимаются по изотерме3 до
параметров: V=0,6805м3/кг, Р =402300Па. отдают тепло холодномувоздуху,
которыйизотермическирасширяясьпо изотерме4 доV. = 0,6805м3/кг,
поглощает его.
Далее потокпаров топлива отдает тепло при постоянном давлении
Р.=402300Па до точки7 с параметрами: Т.=550,7, V.=0,397м3/кг.
Процесс 3-7: ∆Т= (944 – 550,7) : 3 = 131
Холодныйвоздух поглощает тепло процесс 4-5- 6 . Т=345,6 +131 = 476,6°К.
Для сжатия холодного воздуха от изотермы точка6 до 7процесс 6-7
необходимо затратить кинетическую энергию паров топлива:
∆Т.= (550,7–476,6)×3=222×1,015=225КДж.
Затрачена работа процесс 3-9: Т. = 944 + 222 = 1166°К.
Пары топлива продолжаетпередачу энергии воздушномупотоку, реализую
оставшуюся часть работы.
Тт. = (1886-1166) : 4 +550,7 =730,7°К.
Параметры точки 8: Рт. = 1,0824МПа. Тт. = 730,7°К.
Примем, что горениетоплива начинается в точке 7, при нагреве воздуха до
температуры Т. =550,7°К. Сложныйпроцесс горениетоплива переместим в
сверхзвуковоесопло, гдес повышением температуры и давления будет
происходить иувеличение скоростиобщего потока.
Газовоздушныйпотоквыходитс канала компрессорас параметрами:
W=605м/сек, давлением Р=402300Па, V=0,397м3/кг и направляется в
специальное сверхзвуковоесопло, в котором происходитпроцесс горения
топлива.

6. Горение топлива в сверхзвуковом сопле.
Конструкция специального сверхзвуковогосоплаобеспечивает, теоретически
полное сгорания топлива, при любых скоростяхдвижение двух потоков газа,
но для оптимизации процессовнеобходимо экспериментальноеисследование
процесс горения топлива в сверхзвуковом сопле.
Для предварительного расчета принимаем, что потоки складываются, а потом
происходитпроцессгорениетоплива при V =Const.
Выделение тепла при сгорании15 кг. воздуха: Q. = 15×2973 = 44595КДж.
Повышение температуры в сопле: ∆Т = 44595 : 1,015: 20 = 2197.
Повышение температуры продуктов сгорания топлива:
Т = 550,7 +2197 = 2747°К.
Температуру горения ограничим Тг. = 2500°К. Несгоревшее топливо
поступает во вторую ступень термодинамическогокомпрессора.
Использованноетепло в первой ступени:
∆Q = 44595 – (2747 – 2500) ×20×1,015 + 2× 2973 = 44527КДж.
Найдем параметры точки 10: Р.=1,8262МПа. Тт. = 2500°К. V=0,397м3/кг.
Найдем энергию точки 11: Т=2500 + (730,7–550,7)=2680 °К. i =2720КДж/кг.
Найдем параметры точки12: Р.=100000Па. Тт. = 1090°К. V=3,16м3/кг.
Пары топлива и продукты их горения со скоростью W.= 1797м/сек.
поступают во вторую ступень термодинамического компрессора.

8. Расчет второй ступени термодинамического компрессора.
Расчетаналогичен расчетупервой ступени.
Во вторую ступень термодинамическогокомпрессорапоступает потокпаров
топлива и продуктов их сгорания с параметрами:
W.=1797м/сек, Р =100000Па, Т=1090°К, температура торможения Т=2680°К,
масса потока m = 20кг.
Компрессором низкогодавления для второй ступени не применяется,
поэтому воздухвсасывается с атмосферными параметрами: Рт.=100000Па,
Тт.= 288°К.
Примем коэффициент всасывания k =3. Масса воздуха m = 3×20 = 60кг, а
полная масса газа, проходящая через вторуюступень m = 60+20 =80кг.
Расчет сложения потоков произведем по изобареР.=100000Па общей для
двух потоков газа и на ней найдем общую точку, где сумма изменения
энтропиибудет равно нулю.
Параметры точки 5: Т.= 401,7°К. V=1,165м3/кг.
В точке 3: V=3,16м3/кг. В точке 4: V=0,8352м3/кг.
Адиабата 5-8 является линией сложения потоков газа.
Конструкция эксэрготрансформаторатакова, что рабочийгаз, двигаясь по
каналу компрессора, создаетв нем максимально возможноеразряжение,
котороетормозитдвижение рабочего потокаи если не поступит в канал
расчетноеколичество пассивного газа, то кинетическая энергия рабочего газа
будет потеряна - превратится в тепло.
Пары топлива, выполняя работуизотермического сжатия по изотерме 3 до
параметров Р.=271330Па, V=1,165м3/кг, отдают тепло своего сжатия
воздуху,
которыйизотермическирасширяясьпо изотерме4 доV.=1,165м3/кг,
поглощает его.
Найдем точку 7 на изобареР.=271330Па, где изменение энтропии будет
равно нулю: Т =534°К. V =0,5707м3/кг.
Пары топлива, охлаждаясь по изобареР.=271330Па, достигаютточка 7,
передавая тепло воздуху: ∆Т. = 1090 – 534 = 556.
Найдем повышение температуры холодного воздухапроцесс 4- 6:
Т=556 : 3 + 288 = 473°К.
Для сжатия газа до точки 7, необходимо затратить кинетическую энергию
паров топлива. Найдем точку 9: Т = (534 – 473) × 3 +1090 = 1272°К.
Произошло сложение масс потоков. Осталось сложить кинетическую
энергию потоков.
Найдем параметры торможения общего потока точка 8:
Тт. = (2680 - 1272) :4 +534 = 886°К. Рт. = 1,594МПа.

9. Горение.
Газовоздушныйпотоквыходитс канала термодинамического компрессора с
параметрами: W=845м/сек, давлением Р=271330Па, V=0,5707м3/кг, и
поступает в специальное сверхзвуковое сопло, в котором происходитпроцесс
горения топлива.
Выделение тепла при сгоранииостатков топлива:
Q. = 44000×3 = 132000 – 44527 = 86473КДж.
Повышение температуры: ∆Т = 86473 : 1,015: 80 = 1065.
Повышение температуры продуктов сгорания топлива:
Т = 534 +1065 = 1599°К.
Найдем параметры точки10: Р.=0,9914МПа. Тт. = 1599°К. V=0,5707м3/кг.
Найдем энергию точки 11:
Т= 1599 + (886 – 534) = 1951 °К. i = 1980КДж/кг.
Найдем параметры точки12: Р.=100000Па. Т. = 830°К. V=2,4м3/кг.
Реактивная скорость процесс10-12: W.= 1847м/сек.
Газовоздушныйпоток со скоростью W.= 1847м/сек. поступает в канал
эксэрготрансформатора.

11. Расчет эксэрготрансформатора газовоздушного авиационного двигателя
сверхвысоких параметров рабочего газа.
Расчетэксэрготрансформаторааналогиченрасчету термодинамического
компрессора, но проще в связиотсутствием горения топлива.
Газовоздушныйпотоксоздаетв канале эксэрготрансформаторакритическое
разряжениеР=52828Па, реализуя котороеатмосферныйвоздух со скоростью
312м/сек. поступает в эксэрготрансформатор.
Примем коэффициент всасывания k =2,8. Масса всасываемого воздуха:
m = 2,8×80 = 224кг.
Полная массагаза, проходящая через ступень:
m = 224+80 = 304кг.
Расчетсложения потоков произведем по изобаре Р.=100000Па общей для
двух потоков газа и на ней найдем общую точку 5, где сумма изменения
энтропиибудет равно нулю.
Параметры точки 5: Т.= 378°К. V=1,096м3/кг.
В точке 3: V=2,95м3/кг. В точке 4: V=0,8394м3/кг.
Рабочийпотокгаза создаетв канале эксэрготрансформаторакритическое
разряжениеР.= 52828Па, реализуя котороев канал поступает атмосферный
воздух.
Газовоздушныйпоток в процессе3. изотермического сжатия до параметров
Р=219600Па, V=1,096м3/кг, отдает тепло своего сжатия холодномувоздуху,
который в процессе4. изотермического расширения доV=1,096м3/кг,
поглощает его. Найдем точку 7 на изобаре Р.=219600Па, где изменение
энтропиибудет равно нулю: Т =473°К.
Газовоздушныйпоток охлаждаясь, передают тепло холодному воздуху по
изохоре3-4, а сам по изобареР.=219600Па достигаетточки 7. Найдем точку
6: Т=(830-473) : 2,8 + 288 = 415°К.
Для сжатия газа до точки 7 и ликвидировать изотерму6 необходимо
затратить кинетическую энергию газовоздушногопотока.
Найдем затраченную энергию точку 9: Т = (473 – 415) ×2,8 +830 = 992°К.
Найдем температуру торможения общего потока точка8:
Тт. = (1951 - 992) : 3,8 +473 = 725,6°К. Рт. = 0,98МПа.
Выходящий из канала газовоздушныйпотокимеет следующие параметры:
скоростьW = 715,8м/сек. Р. = 219600Па. Т=473°К.
Поток направляется в сверхзвуковоесопло, где остатки потенциальной
энергии преобразуются в кинетическую энергию.
Параметры газовоздушногопотокавыходящего из сопла:
W = 840м/сек, Т= 378°К, Р= 100000Па, m=304кг.
Определим стартовуютягу авиационного двигателя при расходе трех
килограмм топлива. F= 304× 840 = 255360Н. или 25тон силы.

12. Вывод.
Предлагается уникальное открытие, изменяющее мир. Ежегодные затраты на
поискиэнергоэффективных технологий в мире огромные, это сотни
миллиардов долларов, но результат близкий к нулю. За прошедшие полвека в
энергетике не было никаких открытийи изобретений, существенно повысив
её энергоэффективность.
Эксэрготрансформаторныетехнологии – это единственноереальное
предложение, решающее существующие энергетическиепроблемы.
Простотаконструкциипозволяетс минимальными затратами создать
рабочийобразец, которыйв дальнейшем будет бесконечно
усовершенствоваться, как обычные современныедвигатели.
Решает все эксперимент - изготовить устройствоипроизвестивсестороннее
испытание.
Ожидаемыйрезультат на 99% положительный.
Необходимы деньги, которыерешают всё, в том числе и созданиекоманды.
Вопросы и предложения высылать на почту: kriloveckijj@rambler.ru
КриловецкийВладимир Михайлович.