Изобрёл реактивный движитель вертолёта

[JohnDoe]

Главное отличие в том, что турбина не является устройством (и в своем составе/конструкции его не содержит), в котором параметры подводимого к ней рабочего тела зависят от ее режима работы

Вы не правы, т.к. и в классическом ГТД турбина "сам себя обеспечивает работой" - выше обороты-выше расход воздуха/иощность, и наоборот. И у "классики", и у Анд дарея реулирование осуществляется кол-вом топлива, т.е. температурой  газа/=тяга(они взаимосвзанны).
Кроме того ОГРМНЫЙ плюс схемы Андрея лежит чисто в эксплутациооной сфере. Данная схема позволяет применить для запуска движка на земла/воздухе уже опробированные "стандартные мероприятия": раскрутка ротора подачей сжатого воздкха от "обычной" ВСУ(пневмостарт). С "чистыми" ПВРД на законцовках такое не прокатит, или связанно с бааааальшим геммороем. ИМХУ.

а у НВ "холодильник" -- только после камеры сгорания.

"Холодильником" вообще-то принято считать окр.среду, но дажк по-Вашему, холодильеиком нужно считать срез сопла.

Если в 1-м канале, (а их 5)

Откудв пять-то? Я, честно сказать, сильно не рыл патент, но думаю, что пять каналов взялось из расчёта "окружения" 1-го канала, в котором сжимается/движется воздух, по петру каналами с криогенным тлпдивом, но возможны и другие реализации, а-ля "труба в трубе", например. Дело не в конструкции, они могут быть разные, а в самом принципе.

Если Вы рассчитывали на то, которое получится вследствие изотермического процесса сжатия

Изотерма, по определению предполагает постоянство температуры на всём протяжении сжатия(пути воздуха/ТВС по каналу). Это можно сделать разными способами, например омывать канал охлаждающей жидкостью(см. интеркуллер в наддувных ДВС)-прибыль больше, чем затраты(горячий воздух сжимать труднее, плотность заряда с ростом температуры падает и т.д.).
Тут тоже самое, но тепло не выбрасывается на "нагрев атмосферы", а частично возвращается в цикл(подогрев топлива). Согласно теории, чем больше подогрев топлива, тем меньше расход- рост экономичности, и, в конечном счёте, КПД. К примеру, если Вы будете питать  обычный автомобильный ДВС бензином, подогреваемым от выхлопа, расход у Вас упадёт. Просто сложно это, а у Андрея всё это изящно решено через  "чёрный ход". Мне нравится. 😉
ИМХУ.

 

[ri...]

Лучше начните сначала. Неужели по формулам не видно, что надо повышать, а что уменьшать?

 

[Руслан 7000]

Мы тут находимся пока и я всё продолжаю ждать внятных контрдоводов по отличию НВ с периферийными соплами от турбины Герона

    ...гы...   (да практически "никакой" разницы...   в турбине Герона топливо только внутри - а тут топливо из баков и окислитель из воздуха)

  Да и Анатолий вас тут правильно поправил (отбор тепла при испарении топлива не кто ни учитывает - всё расчёты на подъём температуры идут...    Только "КПД" штука "хитрая" - она не только с температурой связана...


   Но вот выбрасывать в мусорник этот двигатель я бы не стал...  (уверен что при соответствующем понимании правильном разбирательстве и вникании в процессы работы из него может что-нибудь хорошее получиться (хотя с другой стороны сейчас даже от форсажных камер стали отказываться по причине их нерентабельности))

 

[летавший, как то раз)))...]

процитируй и по точнее, где я такое писал

Он уже не в состоянии адекватности ,лучше не обращать на него внимание!  😉

А я думаю, что пора расставить точки над i, в этом балагане, который устроил тут @ Anatoliy. 😡
Ну и для пояснения, немного осветить, что происходило в NACA по их отчёту исследований 9 метрового ротора, сходного с моим принципом, ссылки на меморандум которые я уже сбился со счёта сколько повторял, повторяя, что прежде чем о чём то рассуждать - стоит изучить! :IMHO
И так, берём резюме по меморандуму, которое является ключевым, и говорит о так многих и бесполезных спорах о

Какое будет давление в лопасти???!!!

Где чёрным по белому(к стати! тяга одного двигателя составляла 26 кгс(!), что в меморандуме тоже сказано отдельно) сказано, что:
оригинал

An exploratory investigation of a helicopter pressure-jet system has been conducted on the Langley helicopter test tower. The effects of tip speed, fuel-air ratio, and pressure ratio on the propulsive characteristics of the pressure-jet system have been determined for a range of tip speeds from 442 to 559 feet per second, blade-root stagnation-pressure ratios of 1.9, 2.14, and 2.31, and fuel-air ratios from 0 to 0.03. A tangentially mounted burner with a constant-area exit nozzle was used in the investigation. The analysis shows that, for a given pressure ratio and fuel-air ratio, the maximum specific propulsive horsepower and the minimum overall specific fuel consumption should occur at the tip speed at which the propulsive thrust is equal to the air and fuel-pumping term.

и перевод:

Исследование системы получения давления центробежными силами была проведена в Лэнгли тестового стенда вертолета. При окружной скорости, соотношение топливо-воздух, и степени повышения давления на пропульсивных характеристи от 442 до 559 футов в секунду(от132м/сек до 163 м/сек),были получены давления в консоли(ПиКа, соответственно) 1,9 , 2,14, и 2,31, и соотношение топливо-воздух от 0 до 0,03. Касательно установки горелки с выходным соплом подогрева воздуха, был использован в исслесследовании. Анализ показывает, что, при данной степени повышения давления, горении топливо-воздушной смеси, получается максимальная удельная тяговая мощность и минимальный общий удельный расход топлива, и это является перспективно.

А вот титульный лист самого меморандума, где поясняется, что это и к чему принадлежность

 

[PFELIX]

Вы не правы, 

Свой вопрос прочитайте, Вы просили сравнить "турбину Герона" и "НВ".
Где в турбине Герона компрессор,либо что еще?

"Холодильником" вообще-то принято считать окр.среду, но дажк по-Вашему, холодильеиком нужно считать срез сопла.

Не стоит мне лезть в мозги. Что "по моему" -- лучше меня никому не известно. Я имел ввиду ту область, где уже совершается работа/расширение/охлаждение рабочего тела.

Откудв пять-то?

С картинки, пост 338.
Здесь http://poleznayamodel.ru/model/9/95035.html их 3 (на изображении сечения), но "роли не играет".

Изотерма, по определению предполагает

Я в курсе, чего она предполагает, Вы согласны что давление при ней накопится выше, чем при адиабатическом сжатии? оставляя пока вне рассуждений конструкцию Андрея, Вы как представляете давление в точке сообщения каналов в конце лопасти?

 

[PFELIX]

и перевод:

Цитата:
"при данной степени повышения давления, горении топливо-воздушной смеси, получается максимальная удельная тяговая мощность и минимальный общий удельный расход топлива, и это является перспективно."
Ну и как это оценить? Вызванное из контекста утверждение.
Я не сторонник утверждений Анатолия. Но, согласитесь, видео с рабочим прототипом убеждает больше, чем изобретения  "ради изобретения". Что таково Ваше, я также не утверждаю.

Примечательно, что NASA (NACA) изначально была создана как организация по дезинформации.

PS. Я учил немецкий, но что такое "ratios", -- я представляю, поправьте меня, если я заблуждаюсь (1).
Т.е. давление должно быть около 3 баров.
Я тут для себя посчитал с теми круглыми цифрами (5 метров, 1000 в минуту), у меня получилось избыточное давление 0,72 бара (2).
Кроме того, я понял, что потоки, все-таки смешиваются перед жаровой камерой. (Хотя еще раз приглядевшись, ни сообщений не видно, не перфорации в защитном экране, ни протоков за ним второго контура, т.е. куда и как сливается воздух по 2-м нагревающим каналам, -- непонятно).
Во-первых, доля топлива (альфа) разбавляется,
Во-вторых, как работают параллельно изотермическое сжатие и сжатие с подогревом (даже не адиабатическое), я не понимаю.
В третьих -- как я понял, у NACA подразумевалась двухконтурность (и вот тогда ...), здесь я ее не наблюдаю.
А изобретение, точнее эксперимент, лучше разделить.
Сначала понять, при каких условиях насколько хорошо работает двигатель. Вероятно, доработать.
После этого заниматься лопастью, если первое допускает.
Возник еще вопрос, автор, точно знает, что такое сопло Лаваля?
Ну, и напоследок, Бернулли -- следствие Закона сохранения энергии, а не сам Закон.

 

[Руслан 7000]

тяга одного двигателя составляла 26 кгс(!),

    А вы о расходе не могли бы при этом ничего сказать ?..

   (мне просто для себя интересно узнать)

  По тому что 26 кг - это очень даже не плохо...

 

[PFELIX]

Еще обращу внимание на сечение сопел  ПВРД того вертолета (однолопастного) и лопасти Андрея.
При увеличенной мощности каждого реактивного движителя (их 4 штуки) в разы сечение сопла у Андрея в разы меньше.
Поэтому его изделие правомерно называют паяльной лампой.

Однако, ускорение для анализа размеров винта удобнее записывать в виде: V[sup]2[/sup]/R.
V, а, значит, и V[sup]2[/sup], определяется трансзвуком и может быть условно принято за const. Отсюда ясно, что у винта меньшего диаметра оно (ускорение) выше.
Кстати, ускорение называется центростремительным, оттого противоположно ему направленная сила инерции будет центробежной.

 

[Anatoliy.]

Ну и для пояснения, немного осветить, что происходило в NACA по их отчёту исследований 9 метрового ротора, сходного с моим принципом, 

Принцип сходится, но цифры далеко не сходятся.

Тут много копий сломано по поводу как назвать сиё творение.
Оставим эти споры. Пусть Андрей назовет этот тип реактивного движителя по аналогии с двигателем Глухарева.
Двигатель Бормотова.
Тут то и споры поугаснут.

Рассмотрим следующую проблему.

Почему то участники дискуссии не обращают внимание на тот факт, что воздух который поступает в камеру сгорания на конце лопасти приобретает скорость примерно равную окружной скорости той камеры сгорания.
А чтоб придать воздуху эту окружную скорость надо затратить определенную энергию и эту энергию придется вычитать из  мощности реактивной струи.

Постараемся хоть приблизительно оценить эти потери.
Поскольку технические данные "засекречены" изобретателем и главным расчетчиком, то в условия расчета вложим примерные величины по аналогии с реально летающими экземплярами.
Итак:
1. Диаметр двух роторов 5 метров.  (из эскиза конвертоплана Андрея)
2. Концевая окружная скорость лопасти несущего винта 220 м/с ( по аналогии летающих вертолетов)
3. Взлетный вес 600 кг (по аналогии с летающими двухместными вертолетами).

[highlight]Считаем.[/highlight]

По номограмме Юрьева для создания подъемной силы 300 кг одним несущим винтом с диаметром 5 метров требуется приложить 60 лошадиных сил.
Двигателей по два на каждом несущем винте. Следовательно мощность одного двигателя 30 л.с. или 22,05 кВт.
При окружной скорости 220 м/с тяга этого реактивного двигателя равна :
F = N / V = 22050 / 220 = 100 Ньютонов     (10 кг)
Допустим скорость истечения газов дозвуковая и равна 300 м/с (для сверхзвуковой скорости давление компрессора слишком мало).
Секундная масса истекающих газов равна :
m/t  = F / V = 100 / 300 = 0,333 кг/с
Учитывая, что в патенте Андрея охлажденный  воздух за счет испарения сжиженного газа смешивается перед камерой сгорания с не охлажденным воздухом примем соотношение топливовоздушной смеси равное 1 : 15
Таким образом в секундной массе выхлопных газов будет находиться 1/15 масса горючего. То есть 0,0222 кг/с.
[highlight]Таких двигателей в конвертоплане 4 штуки.[/highlight] Следовательно секундный расход составит 0,0888 кг/с.
В час конвертоплан вроде будет сжигать 319,68 кг топлива.
Но это не все.
Вот теперь добираемся до того всеми забытого разгона воздуха во вращающейся лопасти с окружной скоростью 220 м/с.
[highlight]Считаем.[/highlight]
Для придания скорости 220 м/с каждой секундной массе воздуха (0,333кг/на каждый двигатель) требуется прикладывать усилие равное F = V*m/t = 220 * 0,333 = 73,26 Ньютона.
Таким образом полезная тяга составит  100 - 73,26 = 26,74 Ньютона.
[highlight]А для полета требуется 100 Ньтонов.[/highlight]
Следовательно требуется увеличить пропорционально мощность реактивного движителя в 100 / 26,74 = 3,74 раза
[highlight]При этом секундный расход горючего также возрастет в 3,74 раза.[/highlight]
В этом случае часовой расход сжиженного газа составит   
319,68 * 3,74 = 1195 кг/час.

Ой, совсем забыл уточнить, это справедливо только при отсутствии потерь во всем цикле пожирания сжиженного пропана.

 

[JohnDoe]

Свой вопрос прочитайте, Вы просили сравнить "турбину Герона" и "НВ".
Где в турбине Герона компрессор,либо что еще?

Простите, я с трудом от грубостьей воздерживаюсь. Турбина Герона = ЦБ турбина, что есть в проЭкте Руслана(см. тему Трубки вместо лопаток)", моей(см. тему про "дИСКОВЫЙ компрессор Тесла"). И ТАМ и ТАМ ничего нового. Сюрприз, блииииииин!

 

[летавший, как то раз)))...]

Я имел ввиду ту область, где уже совершается работа/расширение/охлаждение рабочего тела.

Ну если Вы знаете термогазодинамику - в "[highlight]чём[/highlight]" тогда вопрос?

Вы согласны что давление при ней накопится выше, чем при адиабатическом сжатии?

Именно! Потому как при ЦС, более массивное - будет сильнее сжато.

оставляя пока вне рассуждений конструкцию Андрея, Вы как представляете давление в точке сообщения каналов в конце лопасти?

...могу подсказать: так же, как и у логически построенной конфигурации любого ВРД, в этой точке (точнее, перед КС!) давление должно и обязано быть максимальным [smiley=happy.gif]

Однако, ускорение для анализа размеров винта удобнее записывать в виде: V2/R.
V, а, значит, и V2, определяется трансзвуком и может быть условно принято за const. Отсюда ясно, что у винта меньшего диаметра оно (ускорение) выше.
Кстати, ускорение называется центростремительным, оттого противоположно ему направленная сила инерции будет центробежной.

@ PFELIX, есть замечательное высказывание, которое ответит и на, якобы "лояльные" ответы тролляляна, как анализирует @ mz

"...Не спорь с дураком от сохи, ибо он опустит тебя до своего уровня, а затем задавит своим авторитетом!"(С)

либо притча из Библейских сюжетов о "...Метателе биссера перед свиньями"(С)

- а по сему у меня одна и та же "аллергическая реакция" на сего [highlight]"пЭрсонажа"[/highlight]  😛

А вы о расходе не могли бы при этом ничего сказать ?..

   (мне просто для себя интересно узнать)

  По тому что 26 кг - это очень даже не плохо...

"[highlight]Расшифруйте[/highlight]" весь текст - всё узнаете и поймёте без моих подсказок, должны же и Вы сами хоть что то делать?! 😉

Простите, я с трудом от грубостьей воздерживаюсь.

Спокойней, Вячеслав! 🙂 Проходил и я через это - ничего хорошего, когда понимающим толкуешь! Только вот когда не сдерживаешься - [highlight]трольё-анатольё[/highlight] из всех [highlight]щелёв[/highlight] вылазит!

Примечательно, что NASA (NACA) изначально была создана как организация по дезинформации.

...угу! :-? Эт чё ж, целых почти 60 лет [highlight]самих себя "дезинформировать"[/highlight], засекретив документ своего Консультативного центра 😀???!!!
Не смешите мои тапочки, сказали бы в Одессе! :IMHO

 

[летавший, как то раз)))...]

гениальный изобретатель Бормотов Андрей Геннадьевич

Да и нет ничего гениального в том, что бы проанализировав и посчитав, объединить накопленный опыт знаний разных учёных  мужей и из разных государств  -  в одно логическое целое! [smiley=happy.gif]

 

[mz]

Да и нет ничего гениального в том, что бы проанализировав и посчитав, объединить накопленный опыт знаний разных учёных  мужей и из разных государств  -  в одно логическое целое!

  Патент РФ на обазецъ !

 

[Anatoliy.]

Могу с вами спорить что если мы на несколько недель покинем эту ветку а потом снова сюда зайдём этот двигатель не только приравняют к газо турбинному но и ядерный синтез будет нервно курить в сторонке...

Не, спорить я с Вами не буду, так как мы по одну сторону баррикады.

 

[Руслан 7000]

Если не от того, что те двигатели просто не выдатут требуемой тяги,
то от прожорливасти тех движков уж точно.

     ...не...   Сам по себе принцип на провал не обречён...

  За счёт сгорания топлива с большой скоростью сдвигается большая масса воздуха но уже с меньшей скоростью...  (всё логично но мозгов нужна куча чтоб с нормального КПД не "слететь")...     И я даже соглашусь что частично вся эта схема напоминает принцип работы ГТД     ...но я подчёркиваю - только НАПОМИНАЕТ...

 

[slav]

Че нибудь возражать будешь

  Принцип вполне работоспособен , а конкретно по проекту рассуждать не намерен !  :🙂

 

[mz]

Авиационный двигатель гулевского а.н. - патент РФ 2013630 - Гулевский...    
подача заявки:
  21.05.1991

По всем параметрам забил ваш патент на товарный образец под плинтус . Центробежное сжатие и трубки в лопасти тоже в наличии . Превосходит по термическому КПД поршненвые моторы в ДВА раза . 
   Революционное изобретение , жаль , что не внедрили !

   http://www.freepatent.ru/patents/2013630

 

[slavka33bis]

Такс.

Посмотрел с четвертой страници.

Если взлетный вес аппарата планируется в районе 600 кг., то расход газа ожидается порядка 120...130 литров в час.

Летавший, я ниче не попутал???

Кстати,  скорость воздушного потока на входе в  лопасть (при расходе воздуха в районе 0,06 кг/сек) будет наверное не меньше  ста метров в секунду.

Но возможна ли такая скорость???

Этоже нехилый пылесос получится.

;D

 

[slavka33bis]

Чет я ваще подозреваю, что с такими скоростями воздух на протяжении первых сантиметров течения по каналу будет шипко терять давление, вплодь до глубокого вакуума.

К концу лопасти давление конечно поднимется, но в итоге может получиться так, что перед входом в КС давление воздуха будет превышать давление окружающей атмосферы на не очень значительную величину.

Летавший, а ты не мог бы рассказать о конструкции того стенда, который из NACA?

Может быть они в свою лопасть воздух закачивали так же, как и ты в свой первый двигунок (который выдал тягу 6,2 кг) внаглую?

 

[JohnDoe]

Да и Анатолий вас тут правильно поправил

У Анатолия, как и у Вас, "поправлялка" ещё не выросла! ;D

[highlight]проконсультируйтесь [/highlight]у Анатолия из города героя Севастополь !

"...назад, в подвалы!"(с) "Калинов мост" ;D ;D ;D ;D ;D ;D

как мало я о турбине Герона знаю оказывается

... не только о турбине Герона, а вообще... Мало. :IMHO

спорить я с Вами не буду, так как мы по одну сторону баррикады.

там и поляжете, рядком. Деревянные макинтоши в уже в наличии?! ;D

Превосходит по термическому КПД поршненвые моторы в ДВА раза . 
   Революционное изобретение , жаль , что не внедрили !

Заявления  лежат ЦЕЛИКОМ на совести заявителя. В данном случае, во-первых, ничего общего с идееё Андрея не имеет(нет изотермы), во-вторых ТЕРМИЧЕСКИЙ(тепловой) КПД поршневика и так лежит в озвученных параметрах 60-80%. Легко считается по формулам из учебника.
Не кривляйтесь, не поможет. 🙂