http://askcap.ru

1. Эксэрготрансформаторный прямоточный
воздушно – реактивный двигатель.
Эксэрготрансформаторные технологии позволяют ликвидировать все
недостатки теоретическихтеорий ПВРД и создать реальный
эксэрготрансформаторный прямоточныйвоздушно – реактивный двигатель.
В предлагаемом многоступенчатом двигателе сгорает обычноеуглеводородное
топливо при любых скоростях, проходящего через него потока воздуха.
Топливо, дополнительно используется,как охлаждающая жидкость, отводящая
тепло от термонагруженных поверхностейлетательного аппарата, нагреваясь,
при этом до Т.=1200°К. Отведенное тепло направляется в парогенератор и
используется для увеличения дополнительнойработы.
Двигатель состоитиз следующих устройств.
1. Парогенератор с регулируемой степенью сжатия встречногопотока
воздуха. В парогенератор подаются пары углеводородного топлива, где
они нагревается до максимально возможнойтемпературы за счет горения
в его парах ограниченного количества воздуха.
2. В двухступенчатой эксэрготрансформаторнойкамересгорания,
последовательно сгораютионизированные в парогенераторе молекулы
водородаи углерода.
3. Третья ступень – это эксэрготрансформатор, в котором энергия,
полученная за счетгорения топлива, реализуется в реактивный импульс
большоймассы атмосферного воздуха.
Энергия торможения встречногопотокавоздухаиспользуется только в
парогенераторедля разогреватоплива. В ступенях двигателя встречныйпоток
воздуха не тормозится, а ускоряется рабочим высокотемпературнымгазом.
Тяга двигателя не зависитот скоростидвижения летательного аппарата, а
зависит только от массы, проходящего через него воздухаи количества
сгораемоготоплива.
Дополнительноеотличие предлагаемого двигателя от теоретическихсхем ПВРД
это эксэрготрансформаторныетехнологии, обеспечивающее взлет и посадку
летательного аппарата.

2. Примем предварительные условия для расчета.
Полет осуществляется на высоте12 км, где атмосферныепараметры:
Р. = 19400Па, Т. = 216°К, V.= 3.2 м³/кг;
Теплота сгорания топлива G. = 44000КДж/кг.
Теплоемкость воздухаи 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 килограммавоздуха в парах топлива выделяется тепла:
Q =44000:14,8 = 2973КДж.
При сгоранииодного килограммавоздухав парах топлива, температура одного
килограмма продуктов горения повышается:
∆Т.=2973:1,015 = 2929.
Скорость полеталетательного аппарата примем сверхзвуковуюМ.=4
W = 342м/сек. × 4 = 1368м/сек.
Работа встречногопотокавоздуха:
А = W²/2 = 935712Дж/кг.
Параметры торможения встречноговоздуха:
∆Т. = 935712 : 1015 = 925. Т = 216 +925 = 1141°К. Р. = 6.572Мп.
До скорости М =3 компрессорнагнетает сжатыйвоздух давлением Р.=2.4МПа.
в парогенератор, в который насосом высокогодавления подаётся топливо. При
достижении скорости полета, при которойвстречный напор воздуха
превосходит давление создаваемоекомпрессором,онотключается, и воздухв
парогенератор начинает поступать за счет торможения встречногопотока
воздуха.
Проведем расчетдвигателя относительно неподвижного атмосферноговоздуха.
Реальная тяга двигателя пропорциональная массеатмосферноговоздуха,
проходящего через него и скорости выходящего потока газа относительно
неподвижной атмосферы. F = m×W.
Дополнительная работа, полученная за счет скоростилетательного аппарата,
считается мнимой и вычитается с расчета.
В проходящем через канал сверхзвуковом потоке, не возможно создать
«потенциальную яму», поэтомуза её «дно» примем параметры атмосферы.
Всасывающий эффект «потенциальной ямы» ограничим работой звуковой
скорости атмосферноговоздуха. Работа, полученная за счет звуковойскорости
встречного потокавоздуха, считается мнимойи будет вычтена из общей
работы, при расчететяги двигателя.

4. Расчет первой ступени двигателя.
Иллюстрация расчета изменения состояния газаприведена T – S диаграмме.
Найдем температуру паров топлива в парогенератореприскоростиМ = 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 выходятиз парогенераторачерез
сверхзвуковоесопло, гдерасширяются в процессе1-2 до параметров:
Р. =19400Па. Т=473°К. V= 7.07м3/кг.
Пары топлива со скоростью W = 2028м/сек. направляются в канал камеры
сгорания, гдевстречаются с потоком атмосферного воздуха, проходящийчерез
этот канал со скоростью W = 1368м/сек.
Вычтим скорость летательного аппарата из скоростиистечения газа из
соплапарогенератора: ∆ W. = 2028 – 1368 = 660м/сек.
Расчитаем реактивный импульс создаваемыйпарогенератором:
1.импульс паров топлива: Fп=3×2028 = 6084Н.
2.импульс используемого воздуха:Fв = 3× (2028 – 1368) = 1980Н.
Масса проходящего потокавоздуха 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 горениетоплива.
Примем следующую последовательность расчета:
1.рассчитаем процесс сложения потоков газа;
2. рассчитаем процесс горения топлива в процессеV=Const.
Потоки газа, безударно вошедшие в общий канал, для внешнего наблюдателя
представляютодин поток, в котором потери энергиимогут быть только на
трение и передачу тепла во внешнюю среду. Принимаем, что потери во
внешнюю средуи трение о стенки канала равны нулю.
Тогдасложение потоков можно разделить на несколько простых физически
наглядных процессов,не отражающихся на результате расчета.
1.Поток рабочего газаизотермическисжимается, 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 рабочегогазаснижается, а давление, естественно в канале ступени
повышается. Происходитвыравниваниеэнергией внутри одного потока.

5. Расчет проведем по отработанной методике стационарного расчета.
Определим работупаров 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 одинкилограмм 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 воздухаи паров топлива:
Мо = 12+6= 18кг.
В канале компрессорапроизведем сложениеэнергии двух потоков газа
следующим способом. Притеоретическом расчете, в процессеизменении
состояния газа, изменение энтропиибудет 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 встречныйпоток воздуха, поглощая тепло паров топлива в
процессе3-4 V = 3.2м³/кг, нагревается до температуры Т.=259.2°К, что
соответствует изотермическомупроцессу4-4 расширения воздуха до
пересечения с изохоройточки3.
Определим параметры точки 6 на изохоре:
V. = 3.2м³/кг: Т. = 312.6°К.
Количество тепла поглощенноехолодным воздухом в процессе4÷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.

6. Определим точку 8, определяющую количество кинетической энергии,
затраченнойна адиабатное сжатие холодного воздухапроцесс 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.
Расчетгорения топлива начнем с точки 8, параметры которой:
температура Т. = 366°К. давление Р. = 49230Па. оббьем V. = 2.16м³/кг.
Выделение тепла при сгорании12 кг. воздуха:
Q. = 12×2973 = 35676КДж.
Повышение температуры в канале:
∆Т = 35676 : 1,015: 18 = 1952.
Найдем параметры точки11:
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 точки12:
Р.=19400Па. Т. = 1049°К. V=15.7м3/кг.
Пары топлива и продукты их горения со скоростью W.= 1626м/сек. поступают
во вторуюступень.
Количество тепла, используемого в первой ступени:
∆Q = (12 +3) × 2973 = 44595 – (2635 – 2500) ×6×1.015 = 43775КДж.

8. Расчет второй ступени двигателя.
Расчетаналогичен расчетупервой 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 массагаза, проходящая через вторую ступень:
m= 54 +18 =72кг.
На изобареР.=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 процессе4÷6:
Q = (376.8 -259.2) × 3 = 353×1.015 =358КДж/кг.
Определим точку 7 на изобареР.=19400 определяющую количество тепла,
переданное парами топлива:
Т = 1049 – 353 = 696°К.
Определим точку 8, определяющую количество кинетической энергии,
затраченнойна 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.

9. Горение топлива в сверхзвуковом сопле.
Расчетгорение топлива начнем с точки 7, параметры которой:
Т. = 696°К. Р. = 292456Па. V. = 0.69м³/кг.
Остатоктепла, не сгоревшего в первой ступени топлива:
Q = 3×44000 – 43775 = 88225КДж.
Повышение температуры общего потока при сгоранииостатков 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 точки12:
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.

11. Расчет третий ступени двигателя.
Расчетаналогичен расчетупервой ступени.
В третью ступень двигателя поступает поток продуктов сгорания с
параметрами:
Точка1. Т.=2007°К.
Точка2. 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.
Расчетсложения потоков произведем по изобареР.=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 изобареР.=19400Па, определяющую количество тепла,
переданное продуктами сгорания:
Т. = 662 – 149 = 513°К.
Определим точку 8, определяющую количество кинетической энергии,
затраченнойна 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 работуи скоростьпотокагаза на выходе из двигателя за вычетом
работы встречногопотока:
А= (609 -270) – (259.2 -216) = 296 ×1.015 = 300КДж/кг. W=774.6м/сек.

12. Определим тягу двигателя.
Расчетныепараметры: W = 774.6м/сек, Т= 270°К, Р= 19400Па, m=360кг.
Тяга авиационного двигателя при скоростиполета летательного аппарата со
скоростью4М 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.
Предусмотренфорсированныйрежим, увеличением расходатоплива, резерв
воздуха достаточный.Естественно при этом произойдетснижение КПД.
Вывод.
Предлагается уникальное открытие, изменяющее мир. За прошедшие полвека в
энергетике не было никаких открытий, позволяющихперейти на новую
энергетику. Достижение в энергетике связаны с применением новых
материалов, технологий их обработкии инженерных разработок.
Эксэрготрансформаторныетехнологии – это единственноереальное
предложение, решающее существующие энергетическиепроблемы.
Решает все эксперимент - изготовить устройствоипроизвестивсестороннее
испытание.
Ожидаемыйрезультат на 99% положительный.
Мне неизвестны научно-технические причины, которыемоглибы помешать
реализации новыхавиационных технологий.
Прошу задавать вопросы критического характера, несущие информацию по
существу, а не личное мнение.
Вопросы и предложения высылать на почту: kriloveckijj@rambler.ru
КриловецкийВладимир Михайлович.