Эксэрготрансформаторный двигатель для дозвуковых грузопассажирских самолетов.

Эксэрготрансформаторный двигатель для дозвуковых
грузопассажирских самолетов.
Эксэрготрансформаторные двигатели в 21-м веке, заменят
существующие низкоэффективные турбовинтовые и
турбореактивные авиационные двигатели. Преимущество новых
эксэрготрансформаторных двигателей в том, что они могут
развивать любые мощности с КПД в 1.5 ÷2 раза выше существующих
типов двигателей.
Существующие в настоящее время способы преобразования тепловой
энергии в механическую работу, открытые в 19 веке, достигли своего
максимума, поэтому дальнейшее их усовершенствование становится
экономически не обосновано. Существующие авиационные двигатели
сложные в ремонте, дорогостоящие в изготовлении и эксплуатации, а
также естественным образом морально устарели.
Рассмотрим проект применения универсального
эксэрготрансформаторного двигателя для грузопассажирских
самолетов с дозвуковой скоростью.
Цель разработки – создание высокоэкономичного, простого в
изготовлении и эксплуатации универсального двигателя для
низкоскоростных грузопассажирских самолетов.
Эксэрготрансформаторный авиационный двигатель состоит из двух
ступеней: эксэрготрансформаторной камеры сгорания топлива и
эксэрготрансформатора в качестве движителя.
В камеры сгорания тепло аккумулированное в топливе преобразуется в
кинетическую энергию продуктов сгорания, обладающих высокой
температурой. Для увеличения реактивной массы и доработки
остаточного тепла первой ступени, газ направляются в
эксэрготрансформатор (вторая ступень), где он выполняет работу по
всасыванию и сжатию наружного воздуха.
На выходе из канала эксэрготрансформатора газ поступает в
сверхзвуковое сопло, где его внутреннее давление преобразуется в
скорость, которая дополнительно к импульсу полученном в камере
сгорания, увеличивает реактивную тягу двигателя.
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.
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 авиационный двигатель подобен
прямоточному воздушно – реактивному двигателю, но отличается он
от него следующим:
1. Не имеет потерь скорости летательного аппарата на сжатия
воздуха на входе в двигатель.
2. Не имеет потерь на входе в воздухозаборник.
3. Не имеет проблем с видом топлива и его сжиганием при
сверхзвуковых скоростях.
4. Не имеет проблем с тягой при нулевой скорости самолета.
Предлагается идеальный инновационный авиационный двигатель,
которому не могут представлять ему конкуренцию не только
турбовинтовые и турбореактивные, но и современные представления
о прямоточном воздушно – реактивном двигателе. Основой
универсального двигателя есть эксэрготрансформаторная камера
сгорания топлива, а их в настоящее время нет, поэтому конкуренции
быть не может.
Расчет эксэрготрансформаторной камеры сгорания топлива
при звуковой скорости движения самолета.
Расчет производится при достижении первой звуковой скорости на
уровне моря, где атмосферное давление примем Ра=0.1МПа,
температура воздуха Т. = 288°К, V=0,8352м3/кг.
Дополнительные примем начальные условия.
Теплота сгорания условного жидкого топлива примем 42000 КДж/кг.
Для сгорания 1кг. топлива необходимо 14 кг. воздуха.
При сгорании 1кг воздуха в парах топлива выделяется 3000 КДж. тепла.
Удельную теплоемкость для воздуха и продуктов сгорания примем
постоянную: Ср. = 1,015КДж/кг. × град.
Для сравнения, примем конструкции и характеристики
эксэрготрансформаторной камеры сгорания проекта № 5273 и
эксэрготрансформаторного универсального двигателя проект №5293,
рассчитанные на стационарный режим работы.
При достижении звуковой скорости полета, работа всасывания
наружного воздуха эксэрготрансформатором становится не возможной,
потому, что набегающий поток входит в воздухозаборник со звуковой
скоростью 341,6м/сек.
При полете летательного аппарата параметры в двигателе изменяются за счет
скоростного напора атмосферного воздуха, увеличивающего давление
торможение. Камера сгорания имеет запальное устройство, в которое
подается топливо с температурой 288°К. и три килограмма воздух с
давлением 1.287МПа и температурой 598°К.
Температура паров топлива и продуктов сгорания на выходе из запального
устройства: (288×1 +597 ×3 +9000)/4 = 2770°К.
Иллюстрация расчета происходящих процессов изменения состояния газа,
показана в T-S диаграмме. Энергия паров топлива и продуктов его сгорания
(рабочей газ) выполняет работу в эксэрготрансформаторной камере сгорания
по всасыванию и сжатию атмосферного воздуха. В стационарном режиме на
1 кг. паров топлива и продуктов его сгорания всасывалось в
эксэрготрансформаторную камеру сгорания 5.417 кг. воздуха.
Масса всасываемого атмосферного воздуха.
М.в. = 5.415 ×4 = 21.66кг.
Общая масса на 1кг. топлива М.общ. = 21.66 +4 = 25.66кг. С увеличением
скорости полета самолета будет увеличиваться общая реактивная масса, но
соотношение воздуха на 1кг. топлива оставим прежнее.
Выходящая из запального устройства рабочая смесь паров топлива и
продуктов его сгорания, расширившись в процессе 0-1 до давления 0.1МПа и
температуры 1336°К., входит в канал камеры сгорания.
Неподвижный атмосферный воздух с температурой 288°К. поглощается
воздухозаборником летящего со скоростью звука летательного аппарата и
направляется также в канал камеры сгорания.
Между двумя потока, безударно вошедшими в один канал, начинается
энергообмена между собой, который приводит к выравниванию скоростей
потока и температуры. В канале камеры сгорания при звуковых скоростях
выполняется закон сохранения механической энергии.
Процесс 4-7 это результат взаимодействия. Газовоздушная смесь имеет
следующие параметры - давление торможения 0.9МПа, температуру
торможения 723°К.
Горение.
Одновременно со сложением скоростей происходит процесс горения паров
топлива в канале камеры сгорания.
Найдем остаток тепла, которое выделится при сгорании оставшихся паров
топлива. 42000 – 9000 = 33000КДж.
Общая масса газа на 1кг. топлива: М = 6.417×4 = 25.66.
Повышение температуры будет равно: 33000: 25.66 :1.015 = 1267 градуса.
Параметры движущего потока это точка5 с температурой Т. = 521°К. и объем
V = 0.5294. Повышение температуры после сгорания топлива процесс 5-8:
Тv. = 521 +1267 = 1788°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. = 1788× 290/ 0.5294 = 0,98МПа.
Далее газ, пройдя канал камеры сгорания, поступает в её диффузор, где
скоростной напор суммируется с давлением в движущемся потоке.
Энтальпия движущего потока равна процесс 5-7: Ад = (723 – 521) ×1,015=
205КДж/кг. Процесс 10 – 11 сложение энтальпии горения внутри потока с
энергией его движения: 1788 +202 = 1990.
Определим общее давление торможения в диффузоре камеры сгорания.
(1990 : 1788) возводим в степени 3.5 = 1, 4833 × 979450 = 1,45МПа.
Температура торможения Т.тор. = 1990.
Расчет второй ступени эксэрготрансформаторного
авиационного двигателя при звуковой скорости полета.
Начальные условия.
С первой ступени двигателя поступают продукты горения топлива со
следующими параметрами:
массой 25.66 кг/сек, температурой Т=1990°К, Р=1,4528МПа.
Примем по аналогии с универсальным двигателем, что на 1кг.
продуктов горения, выходящих из первой ступени, всасывается 3.74 кг
атмосферного воздуха во вторую ступень.
Иллюстрация расчета происходящих процессов изменения состояния
газа, показаны в T-S диаграмме.
Энергия продуктов его сгорания (рабочей газ) выполняет во второй
ступени двигателя работу, по сжатию атмосферного воздуха.
Работа адиабатного процесса 1-2 не создает в воздухозаборнике
разряжение т.к. звуковая скорость потока атмосферного воздуха не
позволяет передать информацию об изменении состояния газа.
Рабочий газ, расширившись до Р. = 0,1МПа, Т=926.4°К. входит в канал
эксэрготрансформатора.
Неподвижный атмосферный воздух, за счет скорости летательного
аппарата поступает в воздухозаборник двигателя и направляется в
канал эксэрготрансформатора.
Масса всасываемого атмосферного воздуха во вторую ступень.
М.в. = 25,66 ×3,74 = 96кг.
Общая масса газа на один кг топлива, проходящая через двигатель.
М.об. = 25,66 + 96 = 121,6кг.
До поступления в воздухозаборник, неподвижный атмосферный воздух имел
следующие параметры: Р.=0,1МПа, V=0,8352, Т=288°К, но относительно
летящего со звуковой скоростью аппарата эти параметры газа, входящего в
канал эксэрготрансформатора изменяются. Параметры торможения будут
следующие: Р.=0.1893МПа, V=0,5294м3/кг, Т=345.6°К.
Т – S диаграмме это выглядит так. Рабочий газ в процессе
изотермического сжатия до 0,1893 МПа процесс – 2 -3, отдает тепло
атмосферному воздуху, который получив тепло затраченное на
приобретения звуковой скорость в воздухозаборнике, приобретает
параметры: Р.=0.1893МПа, V=0,5294м3/кг, Т=345.6°К.
Выравнивание звуковых скоростей в канале происходит за счет передачи
тепловой энергии процесс 3-6 и кинетической от температуры торможения
Т.=1111°К. до 1806°К., которая компенсирует изотермический процесс
линия 6.
Остаток кинетической энергии (1990 – 1806)/4.74 = 39,
складывается с общей энергией 654 + 39 = 693°К.
Разница энтальпии между точкой 7 и точкой 4 есть работа газа двух
ступеней эксэрготрансформаторного двигателя.
А. = (693 – 357,6) × 1.015 = 340 КДж/кг.
Полная работа относительно летящего самолета:
А.п. = 340 × 121,6 = 41344 КДж.
На выходе из канала установлено сверхзвуковое сопло Ловаля, в
котором реализуется давления и импульс.
Скорость на выходе из сопла W = 824.6м/сек.
Тяга двигателя на один килограмм топлива при скорости полета 341
м/сек.:
Тд. = (824,6 – 341) × 121,6 =58806 Н.
Резерв мощности камеры сгорания позволяет увеличить тягу двигателя
при необходимости.