diseno de un motor aerorreactor

8/10/2019 Diseno de Un Motor Aerorreactor

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INSTITUTO POLITCNICO NACIONAL

ESCUELA SUPERIOR DE INGENIERA MECNICA Y

ELCTRICAUNIDAD TICOMN

INGENIERA EN AERONUTICA

DISEO DE ELEMENTOS DE MOTOR AERORREACTOR

PROFESOR.- M. EN C. GERMN GRAJEDA RODRIGUEZ

PROYECTO DE DISEOTURBOFAN 3

FECHA DE PRIMERA ENTREGA.-23 DE MAYO DEL 2013

ALUMNO.-

ANZALDO MUOZ GONZALO

NMERO DE BOLETA.-

2010370228GRUPO.-

8AV2


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Criterio de torbellino libre ............................................................................................ 29 Grfica de variacin de ngulos del gas ....................................................................... 29 Raz ............................................................................................................................... 29 Punta ............................................................................................................................. 30

Rotor y estator .................................................................................................................. 31 Cuerda ........................................................................................................................... 31 Paso ............................................................................................................................... 31 Nmero de labes ......................................................................................................... 31 Valores reales ............................................................................................................... 32 Construccin de la forma del labe .............................................................................. 33 Nmero de Mach en la punta del labe ........................................................................ 34

Compresor axial: compresor de alta presin ........................................................................ 34

Nmero de etapas ............................................................................................................. 34 Etapa 1 .............................................................................................................................. 35

Determinacin de los ngulos del gas .......................................................................... 35 Valores de los radios .................................................................................................... 35 Altura del labe ............................................................................................................. 35 Grfica de la variacin de los ngulos del gas.............................................................. 36 Grfica de variacin de los ngulos del gas ................................................................. 36 Rotor y estator .............................................................................................................. 37

Tabla comparativa: etapa 1-15 ............................................................................................. 38 Presiones y temperaturas .................................................................................................. 38 Determinacin de los ngulos del gas .............................................................................. 39 Determinacin de la altura del labe ................................................................................ 39

Variacin de los ngulos del gas .......................................................................................... 42 Rotor y estator ...................................................................................................................... 42 Valores reales ....................................................................................................................... 43 Valores del nmero de Mach en la punta del labe .............................................................. 43 Grficas de variacin de ngulos del gas ............................................................................. 44

Criterio de torbellino libre ................................................................................................ 44 Variacin de los ngulos del gas ...................................................................................... 47

Turbina gasgena .................................................................................................................. 51 Nmero de etapas ............................................................................................................. 52 Coeficiente de salto de temperatura.................................................................................. 53


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Determinacin de los ngulos del gas .............................................................................. 53 Plano 2 .............................................................................................................................. 54 Plano 1 .............................................................................................................................. 55 Plano 3 .............................................................................................................................. 56

Radio medio ...................................................................................................................... 57 Altura de los labes........................................................................................................... 57 Dimensiones de los radios de raz y punta en cada plano ................................................ 58 Relacin de radios ............................................................................................................ 58 Grfica de variacin de ngulos del gas ........................................................................... 59

ngulos en la raz ......................................................................................................... 59 ngulos en la punta ...................................................................................................... 60

Nmero de Mach .............................................................................................................. 61

Coeficiente de prdidas del rotor ...................................................................................... 62 Altura de los labes........................................................................................................... 62 Valores de cuerda ............................................................................................................. 65 Valores de paso ................................................................................................................. 65 Nmero de labes ............................................................................................................. 65 Valores reales ................................................................................................................... 66

Tabla comparativa: etapa 1 -4 .............................................................................................. 66 Presiones y temperaturas .................................................................................................. 66

Condiciones para el plano 2.............................................................................................. 67 Condiciones para el plano 1.............................................................................................. 67 Condiciones para el plano 3.............................................................................................. 68 Altura de los labes........................................................................................................... 68 Radios de raz y punta ...................................................................................................... 68 Relacin de radios ............................................................................................................ 69 Grfica de variacin de ngulos del gas ........................................................................... 69 Coeficiente de prdidas del rotor ...................................................................................... 70 Altura de los labes........................................................................................................... 70 Paso cuerda .................................................................................................................... 70 Nmero de labes ............................................................................................................. 71 Valores reales ................................................................................................................... 71

Turbina de potencia .............................................................................................................. 71 Nmero de etapas ............................................................................................................. 72


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Coeficiente de salto de temperaturas ................................................................................ 72 ngulos del gas ................................................................................................................ 72 Plano 2 .............................................................................................................................. 72 Plano 1 .............................................................................................................................. 73

Plano 3 .............................................................................................................................. 73 Radio medio ...................................................................................................................... 73 Altura de los labes........................................................................................................... 73 Dimensiones de los radios ................................................................................................ 73 Relacin de radios ............................................................................................................ 74 Grfica de variacin de ngulos del gas ........................................................................... 74

ngulos en la raz ......................................................................................................... 74 ngulos en la punta ...................................................................................................... 74

Nmero de Mach en el plano 2 ......................................................................................... 75 Coeficiente de prdidas del rotor ...................................................................................... 75 Altura de los labes........................................................................................................... 75 Valores de cuerda ............................................................................................................. 76 Valores de paso ................................................................................................................. 76 Nmero de labes ............................................................................................................. 76 Valores reales ................................................................................................................... 76

Cmara de combustin ......................................................................................................... 77

Volumen de la cmara de combustin .............................................................................. 77 Volumen de cada seccin ................................................................................................. 78 rea mxima..................................................................................................................... 78 Longitudes de la cmara de combustin........................................................................... 79

Longitud de la seccin 2 ............................................................................................... 79 Longitud de la seccin 1 ............................................................................................... 79 Longitud de la seccin 3 ............................................................................................... 79


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Introduccin

Motor turbofn

Los motores de aviacin tipo turbofn (adaptacin del trmino en ingls turbofan al espaol, se

puede traducir como turbosoplante o turboventilador) son una generacin de motores areaccin que reemplaz a los turborreactores o turbojet . De hecho, tambin suelen serllamados turborreactores de doble flujo (denominndose los anteriores como turborreactores deflujo nico). Caracterizados por disponer de un ventilador o fan en la parte frontal del motor, elaire entrante se divide en dos caminos: flujo de aire primario y flujo secundario o flujo derivado(bypass ). El flujo primario penetra al ncleo del motor (compresores y turbinas) y el flujosecundario se deriva a un conducto anular exterior y concntrico con el ncleo. Los turbofanestienen varias ventajas respecto a los turborreactores: consumen menos combustible, lo que loshace ms econmicos, producen menor contaminacin y reducen el ruido ambiental.

El ndice de derivacin es el cociente de la masa del flujo secundario entre la del primario y es igual

al cociente entre las secciones transversales de la entrada a sus respectivos conductos.Suele interesar mantener ndices de derivacin altos ya que disminuyen el ruido, la contaminacin,el consumo especfico de combustible y aumentan el rendimiento. Sin embargo, aumentar el flujosecundario reduce el empuje especfico a velocidades cercanas o superiores a las del sonido, por loque para aeronaves militares supersnicas se utilizan motores turbofn de bajo ndice dederivacin. El turbofn ms potente del mundo es el General Electric GE90- 115B con512 kN de empuje.

Motor turbofan; configuracin general.
http://es.wikipedia.org/wiki/Motor_de_aviaci%C3%B3nhttp://es.wikipedia.org/wiki/Idioma_ingl%C3%A9shttp://es.wikipedia.org/wiki/Idioma_espa%C3%B1olhttp://es.wikipedia.org/wiki/Motor_a_reacci%C3%B3nhttp://es.wikipedia.org/wiki/Motor_a_reacci%C3%B3nhttp://es.wikipedia.org/wiki/Turborreactorhttp://es.wikipedia.org/wiki/Contaminaci%C3%B3n_sonorahttp://es.wikipedia.org/wiki/%C3%8Dndice_de_derivaci%C3%B3nhttp://es.wikipedia.org/wiki/General_Electric_GE90http://es.wikipedia.org/wiki/KNhttp://es.wikipedia.org/wiki/Empujehttp://es.wikipedia.org/wiki/Empujehttp://es.wikipedia.org/wiki/KNhttp://es.wikipedia.org/wiki/General_Electric_GE90http://es.wikipedia.org/wiki/%C3%8Dndice_de_derivaci%C3%B3nhttp://es.wikipedia.org/wiki/Contaminaci%C3%B3n_sonorahttp://es.wikipedia.org/wiki/Turborreactorhttp://es.wikipedia.org/wiki/Motor_a_reacci%C3%B3nhttp://es.wikipedia.org/wiki/Motor_a_reacci%C3%B3nhttp://es.wikipedia.org/wiki/Idioma_espa%C3%B1olhttp://es.wikipedia.org/wiki/Idioma_ingl%C3%A9shttp://es.wikipedia.org/wiki/Motor_de_aviaci%C3%B3n


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Clasificacin de los motores turbofn

Turbofn de bajo ndice de derivacin : Posee entre uno y tres ventiladores en la parte frontalque producen parte del empuje de la aeronave. Su porcentaje de bypass (desviacin del flujosecundario de fluido) tiene un valor entre el diez y sesenta y cinco por ciento del flujo

primario, que es igual al cociente entre las reas de paso. Es normal que exista un carenado alo largo de todo el conducto del flujo secundario hasta la tobera del motor. En la actualidad seutilizan mucho en aviacin militar y algunas aeronaves comerciales siguen utilizando motoresde bajo bypass como el MD-83 que usa el Pratt & Whitney JT8D, y el Fokker 100 con el Rolls-Royce Tay.

Turbofn de alto ndice de derivacin : Estos motores representan una generacin msmoderna; la mayor parte del empuje motor proviene de un nico ventilador situado en laparte delantera del motor y movido por un eje conectado a la ltima etapa de la turbina delmotor. Al utilizarse slo un gran ventilador para producir empuje se origina un menorconsumo especfico de combustible y un menor ruido. Lo que le hace muy til paravelocidades de crucero entre 600 y 900 km/h. Los usan las aeronaves modernas comoel Boeing 777 el Airbus 380.

Motor GP7000 Hires

Propfan, unducted fan y turbofn de ndice de ultra-elevada de derivacin (ultra high bypassturbofan): Son la generacin de motores turbofn que se est experimentando. El Propfanresulta bsicamente una mezcla entre un turbofn y una turbohlice, siendo muy parecido alunducted fan que es un turbofn sin el carenado externo y con mayor ndice de derivacin. Elturbofn con ndice de derivacin ultra-elevado es un proyecto similar con ndices dederivacin mayores de 20 lo que permitir menor consumo especfico de combustible y granreduccin de gases contaminantes.
http://es.wikipedia.org/wiki/Empujehttp://es.wikipedia.org/wiki/Carenadohttp://es.wikipedia.org/wiki/MD-83http://es.wikipedia.org/wiki/Fokker_100http://es.wikipedia.org/wiki/Boeing_777http://es.wikipedia.org/wiki/Airbus_380http://es.wikipedia.org/wiki/Propfanhttp://es.wikipedia.org/wiki/Turboh%C3%A9licehttp://es.wikipedia.org/wiki/Turboh%C3%A9licehttp://es.wikipedia.org/wiki/Propfanhttp://es.wikipedia.org/wiki/Airbus_380http://es.wikipedia.org/wiki/Boeing_777http://es.wikipedia.org/wiki/Fokker_100http://es.wikipedia.org/wiki/MD-83http://es.wikipedia.org/wiki/Carenadohttp://es.wikipedia.org/wiki/Empuje


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Componentes principales

De manera general, los motores turbofn estn constituidos por los siguientes componentes:

1) Ventilador

2)

Compresor3) Cmara de combustin4) Turbinas5) Escape6) Conducto del flujo secundario

Funcionamiento de un motor turbofn; diagrama general.

Ciclo termodinmico

Condiciones de operacin

El anlisis del ciclo termodinmico se har tomando los siguientes datos de referencia en cuanto acondiciones de vuelo se refiere para el motor:

CONDICIONES OPERACINAltitud NMM

M 0.8Ta (K) 288

Pa (Pa): 101325

Es decir, se considerara que el motor pera al nivel medio del mar, que es cuando se tiene lamayor potencia.


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Propiedades del aire y del gas

Es importante considerarlas, ya que durante la realizacin de todo el trabajo se manipularn estasconstantes:

CONSTANTES DELOS GASES: 1.4 1.333 (kj/kg*K) 1.005(kj/kg*K) 1.148 ( J/KG*K) 287

Datos del motor

Disponemos con los siguientes datos para nuestro motor de estudio:

DATOS DEL MOTOROPR 16

BY-PASS 5.2T. MAX (K) 1230

FAN 1.14Pcc % 1.6

1881.3399

Motor turbofan

En cuanto a las eficiencias de cada componente, tenemos los siguientes valores:

EFICIENCIAS POL FAN 0.9

POL COMPRESOR: 0.9 POL HPT 0.88 POL LPT 0.88

ISO TOBERA PROP. 0.98 MEC 0.98

(kg/s)


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COMB 0.96 DUCTO ADMISIN 0.97

Ducto de admisin

Aunque el conducto de admisin lo construye el fabricante del avin, durante la operacin envuelo es muy importante para la actuacin general del motor de reaccin. Cuanto ms rpidovuele el avin, ms crtico ser el diseo del conducto. El empuje del motor puede ser alto solo siel conducto de admisin abastece al motor con el flujo de aire requerido a la ms alta presinposible. El conducto tambin debe permitir que el motor opere con las mnimas tendencias a laentrada en prdida ( stall ) o inestabilidad ( surge ), as como admitir las amplias variaciones enngulo de ataque y guiada del avin. Para los aviones subsnicos, el conducto no deberaproducir fuertes ondas de choque o separaciones de flujo, y lo mismo para los diseos.

Ducto de admisin, bajo diferentes condiciones de flujo: normal y flujo distorcionado.

Para determinar las condiciones de estancamiento en esta primera etapa, tenemos las siguientesfrmulas:

Sustituyendo datos, obtendremos los siguientes resultados:

DUCTO ADMISINCa (m/s) 272.1392585P01 (Pa) 152591.919T01 (K) 324.8456597

Compresor de baja presin (fan)


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La funcin del compresor en un motor de turbina de gas es suministrar la correcta cantidad de aireal combustible, y suministrarla con la correcta presin y velocidad. El principio bsico de todos loscompresores usados en los motores de turbina de gas es el mismo. El compresor convierte laenerga mecnica de la turbina en energa cintica en el aire.El compresor acelera al aire, que luego fluye a travs de un difusor, el cual le reduce la velocidad yconvierte la mayora de la energa cintica (velocidad) en energa potencial (presin) y alguna encalor.

La mayor parte del aire fluye desde el compresor hacia dentro de la seccin de combustin, peroparte de l, llamado aire sangrado del compresor, se usa para anti-hielo de los conductos deentrada y para refrigerar piezas de la seccin caliente. Otra parte del aire de sangrado se usa parala presurizacin de cabina, el aire acondicionado, anti-hielo del combustible, y arranqueneumtico de motores. Al aire sangrado para servir propsitos diferentes a la operacin del motorse le llama aire sangrado del cliente. Hay dos tipos bsicos de compresores usados en los motoresde turbina de gas: de flujo centrfugo y de flujo axial. Algunos motores usan una combinacin deambos tipos.

Compresor centrfugo; elementos principales

Para las condiciones del fan en un motor turbofan, tenemos las siguientes frmulas:

Las condiciones de estancamiento se puede observar en la siguiente tabla:

COMPRESOR BAJA PRESINP02 (Pa) 173954.7877T02 (K) 338.6429983


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Compresor de alta presin

Compresor axial utilizado en un motor turbofn

Para esta etapa de nuestro ciclo termodinmico, utilizaremos las siguientes frmulas:

Los resultados obtenidos son los siguientes:

COMPRESOR ALTA PRESINP03 (Pa) 2441470.704T03 (K) 783.3166906

Cmara de combustin

La seccin caliente de una turbina de gas comienza con la seccin de combustin e incluye laturbina y los componentes del sistema de escape. La seccin caliente est sujeta a los ms severosesfuerzos del motor y requiere una cuidadosa inspeccin y mantenimiento. Un tipo de daoconsiderable son las grietas originadas por el calor extremo al cual estas piezas estn expuestas.


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Componentes principales de una cmara de combustin

Existen diferentes tipos de cmara de combustin; entre estos tipos, tenemos los siguientes:

Cmara de combustin mltiple. Cmara de combustin de bote anular. Cmara de combustin anular o mltiple. Cmara de flujo reversible.

Para esta etapa de nuestro motor, usaremos las siguientes frmulas:

CMARA COMBUSTINP04 (Pa) 2402407.173T04 (K) 1230

Turbina gasgena

En un turborreactor, el objeto de las turbinas es transformar parte de la energa global del fluido,suma de las energas de presin, cintica e interna debida a la temperatura, en energa mecnica.Esta energa mecnica es la que ha de mover al compresor y a los accesorios. El resto de la energacintica producir el empuje en el motor al expulsar los gases a alta velocidad a travs de latobera. Las turbinas, de acuerdo con la direccin de la corriente fluida, pueden ser:

Centrpetas, llamadas tambin radiales, trabajan al revs que el compresor centrfugo,pues en estas el flujo de gas entra desde la periferia hacia el centro de la turbina.

Axiales, en estas, la direccin de la corriente es paralela al eje, y el estator est formadopor una corona de labes fijos al crter, con un ngulo tal que canalizan el fluido hacia el


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rotor en la direccin ms efectiva para la transformacin de la energa cintica enmecnica. El rotor de una turbina axial consiste de una o varias ruedas de labes ancladosa un disco que gira a alta velocidad por la accin del fluido transmitiendo energa al eje delcompresor, del que se obtiene adems la energa para el movimiento de accesorios.

Las turbinas en todos los motores de reaccin modernos, sin tener en cuenta el tipo de compresorutilizado, son de diseo de flujo axial. Las turbinas consisten en una o ms etapas o escalonessituados inmediatamente detrs de la seccin de cmara de combustin del motor.

labes usados en el rotor de una turbina de gas

Las frmulas a utilizar en este caso de turbina son las siguientes:

Al final, obtendremos lo siguiente:

TURBINA GASGENAT05 (K) 832.7722918

P05 (Pa) 407534.8666

Turbina de potencia


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Para la turbina de potencia, emplearemos lo siguiente:

Los resultados para esta etapa de nuestro ciclo termodinmico son los siguientes:

TURBINA DE POTENCIAT06 (K) 756.3561495

P06 (Pa) 263040.4091

Tobera fra

Los motores de turbina de gas para aviacin tienen un sistema de escape que pasa los gases dedescarga de la turbina a la atmsfera a una velocidad y direccin adecuadas para proporcionar elempuje resultante. La velocidad y la presin de los gases de escape crean el empuje en el motorturborreactor, pero en el motor turbohlice los gases de escape aportan solo una pequeacantidad al empuje, porque la mayor parte de la energa ha sido absorbida por la turbina paraarrastrar a la hlice. Por lo tanto, el diseo del sistema de escape ejerce una considerableinfluencia sobre la actuacin del motor. Las reas del conducto de salida y la tobera propulsora ode salida afectan a la temperatura de entrada en la turbina, a la masa del flujo de aire y a lavelocidad y presin del chorro de escape.

Salida de los gases de escape a travs del ducto de salida y la tobera.

Para determinar las condiciones de la salida para la tobera fra, utilizaremos la siguiente frmula:


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Las relaciones de presiones en el ducto se observan en la siguiente frmula:

RELACION DE PRESIONES EN EL DUCTO:P02/Pa 1.716800273P02/Pc 1.877833913

Empuje de la seccin fra

Puesto que en este caso la tobera fra no est obturada, las frmulas a utilizar para determinar elempuje de esta seccin son las siguientes:

El empuje de la seccin fra se puede contemplar en la siguiente tabla de resultados:

EMPUJE SECCION FRIA (N)T02-T08 41.91403555C8 (m/s) 310.2170621

1577.897981 60082.88944

Tobera caliente

Para el caso de la seccin caliente, haremos uso de las mismas frmulas empleadas para la seccinfra. Los resultados obtenidos se ilustran en la siguiente tabla:

RELACION DE PRESIONES EN LA TOBERAP06/Pa 2.596006998P06/PC 1.877833913

(kg/s)


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Empuje de la seccin caliente

Puesto que tenemos una tobera obturada, haremos uso de las siguientes frmulas:

Sustituyendo datos, obtenemos que el empuje de la seccin caliente es el siguiente:

EMPUJE SECCIN CALIENTE (N)T7 (K) 648.3978993P7 (Pa) 140076.5037

C7 (m/s) 498.0544476 kg/ ^ 0.752734458

A5/m gases (m^2/s*kg) 0.002667358303.4419194

99917.15478

Empuje total

De esta manera, tenemos:

Empujes especficos

Para cada seccin, el empuje especfico que aporta cada tobera es el siguiente:

(kg/s)


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S.F.C (kg/h N): 783.3166906

446.6833094 0.0124 0.012916667


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20

S.F.C (kg/h N): 0.107651101

Rendimientos

Eficiencia propulsiva de la seccin fra:

Eficiencia propulsiva de la seccin caliente:

RENDIMIENTOS PF 93.4614252 % PC 70.66774406 % E 15.92298849 %

Compresor axial: compresor de baja presin

Los compresores de flujo axial son como su nombre implica, compresores en los que el aire pasaaxialmente o derecho a travs del compresor. Son ms pesados que el compresor centrfugo ymucho ms costosos de fabricar, pero son capaces de una relacin de compresin total muchoms alta, y tienen una seccin transversal ms pequea que les hace ser ms fciles deaerodinamizar. Por lo tanto los compresores de flujo axial se han llegado a estandarizar para losgrandes motores de turbina de gas y se usan tambin en muchos motores pequeos.

Orientacin de los labes para las etapas de rotor y estator en un compresor axial.


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Los compresores de flujo axial estn constituidos de un nmero de etapas de labes rotatorios queson arrastradas por la turbina, y que giran entre las etapas de labes estatores o fijos. Ambos, loslabes rotatorios o de rotor y los labes de estator o fijos, tienen formas de perfiles aerodinmicosy estn montados de manera que forman una serie de pasos divergentes a travs de los cuales elaire fluye en una direccin axial al eje de rotacin. A diferencia de una turbina que tambinemplea labes de rotor y labes fijos de estator, el camino del flujo de un compresor axialdisminuye en rea de seccin transversal en la direccin del flujo, reduciendo el volumen del aire amedida que progresa la compresin de escaln a escaln y manteniendo constante la velocidadaxial del aire a medida que la densidad aumenta a lo largo de toda la longitud del compresor.

Nmero de etapas

Para el nmero de etapas del compresor de baja presin, tenemos lo siguiente:

Disponemos de los siguientes datos para realizar nuestros clculos:

DATOSOPR 16

Ca (50%) 175T co p 13.7973386T etapa 30

0.5 1U 175N 2000

El valor de se lee de grficas:


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La tabla de resultados obtenidos es la siguiente:

NMERO DE ETAPAS 0.45991129

e tero 1

T etapa real 13.7973386 0.967

Determinacin de los ngulos del gas

El clculo de los ngulos del gas depende del valor de cada etapa real obtenido previamente y delgrado de reaccin empleado en el compresor, como se puede observar en las siguientesecuaciones:

NGULOS GAS*U*Ca /Cp 29.4670398Ca/(2*U) 0.5

Por nuestra condicin de (compresor simtrico), tenemos las siguientes igualdades:

VALORES ANGULOS 36.2829424 14.8896084 14.8896084 36.2829424


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Tringulo de velocidades para una etapa de compresin

Con estos valores, obtendremos el valor de la relacin ptima:

DEFLEXION CORRIENTE 21.39333393

14.88960842

El valor de relacin ptima se obtiene de la siguiente grfica:

VALOR DE PASO-CUERDA PTIMO(s/c) opt 1.5

h/c 4|


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Tomaremos los datos obtenidos del ciclo termodinmico para dimensionar el compresor axial:

CICLO TERMODINMICOT INICIAL 324.84566T FINAL 338.642998

P INICIAL 152591.919 1881.3399


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Dimensionamiento del labe para la etapa del fan

Radio medio

Est en funcin de la velocidad perifrica del compresor y del nmero de revoluciones al cual giraeste componente:

Para el fan, el valor de radio medio fue el siguiente:

RADIO MEDIOr m (m) 0.83556345

Compresor axial de 16 etapas

Altura del labePara determinar la altura de los labes del fan, utilizamos las siguientes ecuaciones con base en losresultados brindados para el diseo del motor:


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La altura de los labes que componen al fan se puede observar en la siguiente tabla de resultados:

ALTURA LABEC1 181.080184

T1 (K) 308.53221

P1 (Pa) 127412.953 kg/ 3) 1.43890186

h1 (m) 1.42311088

Radio de raz

Est en funcin del valor de radio medio obtenido previamente y de la altura de los labescalculada en el paso anterior:

RADIO RAZr r 0.124008011

Radio de punta

En la ecuacin del clculo del radio de punta, se hace un cambio de signos:

El valor del radio de punta se puede observar en la siguiente tabla:

RADIO PUNTAr p 1.547118892

Grfica de variacin de ngulos del gas

Utilizando los datos obtenidos previamente, y aplicando las siguientes ecuaciones, tenemos:

VARIACIN NGULOS GASK1 175K2 14339.52976


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Raz

Los ngulos para la raz se pueden obtener a partir de las ecuaciones siguientes:

Los resultados obtenidos se pueden observar en la siguiente figura:

RAZr1 0.14841244

r 60.83051642 r 78.57083339 r -58.67532885

r -78.22703295

Diagrama T-S para una etapa de compresin


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Punta

Para los ngulos de la punta, se hace uso de las mismas ecuaciones que en el caso anterior, con ladiferencia de que ahora se utilizaran los radios de punta en lugar de los radios de raz:

PUNTAr2 1.85158756

p 8.171726105 p 21.62726444 p 59.65171606 p 55.5018375

Criterio de torbellino libre

Graficamos el valor de los radios contra los ngulos de cada fase: radio de raz, medio y de punta:

Criterio de torbellino libre para la etapa del fan

Grfica de variacin de ngulos del gasRaz

-90

-70

-50

-30

-10

10

30

50

70

90

0.1 0.3 0.5 0.7 0.9 1.1 1.3 1.5

Criterio torbellino libre fan


30/82


30

RAZ r = r -56.3672187

r = r 58.80723299

Comparacin entre los labes para la etapa del compresor y de la turbina

Punta

PUNTA p = p 38.63722373 p = p 46.45798709


31/82


31

Grfica de variacin de los ngulos del gas para el plano de raz, medio y punta

Rotor y estator

Cuerda

El valor de cuerda se puede obtener aplicando la siguiente ecuacin:

Para la etapa del fan, se obtuvo el siguiente valor de cuerda:

CUERDAC1 (m) 0.3557777

Paso

En el caso del valor del paso, tenemos la siguiente ecuacin:

PASOS1 (m) 0.5336666Nmero de labes

-70

-50

-30

-10

10

30

50

0.1 0.3 0.5 0.7 0.9 1.1 1.3 1.5 1.7

Grfica variacin de ngulos del gas fan


32/82


32

Con base en este nmero, determinamos el nmero de labes en nuestro rotor y en nuestro

estator:

NMERO LABESROTOR 11

ESTATOR 10

Valores reales

Determinado ahora el valor real para el paso y cuerda, hacemos uso de las siguientes ecuaciones:

(

(

Obtuvimos los siguientes valores de paso y cuerda reales:

VAL. REALES

SR (m) 0.4772727SE (m) 0.525CR (m) 0.3181818CE (m) 0.35(h/c)R 4.4726342(h/c) E 4.0660311


33/82


33

Construccin de la forma del labe

Diseo de la posicin y ubicacin de los labes en la etapa de rotor y estator

Para esto, hacemos uso de las siguientes ecuaciones:

Para el caso de un arco circular, tenemos lo siguiente:

El ltimo parmetro, que es el ngulo de escalonamiento, lo determinamos usando la frmula:


34/82


34

FORMA LABE 0.37056602

m 0.30256588(2a/c) 1

14.8896084

36.2829424 33.9882092

VALOR 12.5948753 2.29473317

19.2888378

Nmero de Mach en la punta del labe

NO. MACH PUNTA DEL LABEV1 217.09344

a1 361.27965M1 0.6009014

Compresor axial: compresor de alta presin

Los datos que usaremos para nuestro compresor de alta presin sern los siguientes:

DATOSCa (50%) 175T etapa 30

0.5 1U 175N 5000

CICLO TERMODINMICOT INICIAL 338.642998T FINAL 783.316691T co p 444.673692

P. INICIAL (Pa) 173954.788

303.441919

Nmero de etapas


e tero 15


35/82


35

T etapa real 29.6449128 0.967

En este caso, tendremos 15 etapas. A continuacin haremos el desarrollo para la primera etapa:

Etapa 1


NGULOS GAS*U*Ca /Cp 29.4670398Ca/(2*U) 0.5

En este caso, los valores de deflexin del gas son:

VALORES ANGULOS 41.0860596 -3.86389376 -3.86389376 41.0860596

Nuevamente, de valores obtenidos de grficas, observamos que el valor de la deflexin de lacorriente es el siguiente:

DEFLEXION CORRIENTE 44.94985

-3.8638937(s/c) opt 0.51

h/c 3.5

Valores de los radios

RADIO NOMENCLATURA VALORRADIO RAZ r r 1 0.07542 m

RADIO MEDIO r m 1 0.3342 mRADIO PUNTA r p 1 0.5930 m

Altura del labe

ALTURA LABEC1 175.0007971T1 323.4065411P1 148067.5301

1.595251405


36/82


36

h1 0.517593838

Grfica de la variacin de los ngulos del gas

VARIACIN NGULOS GASK1 175K2 30809.86286

Para la variacin de los ngulos del gas en cada etapa, tenemos:

RAZr1 0.22568143

r -0.76620415 r 77.3194892 r 13.4445273 r -76.6647928

PUNTAr2 1.77431857

p -0.09746175 p 29.4793752 p 60.6180157 p 50.4053198

Grfica de variacin de los ngulos del gas

RAZ

-90

-70

-50

-30

-10

10

30

50

70

90

0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7

CRITERIO TORBELLINO LIBRE 1 ETAPA


37/82


37

r = r -64.7055333 r = r 66.8758063

PUNTA p = p 31.1176978

p = p 49.4953856

Rotor y estator

CUERDA / PASOC1 (m) 0.147883S1 (m) 0.0754208

NMERO LABESn 27.8437718

ROTOR 29ESTATOR 28

VAL. REALES

SR (m) 0.07241379SE (m) 0.075CR (m) 0.14198783CE (m) 0.14705882(h/c)R 3.64533946(h/c) E 3.5196381

-75

-55

-35

-15

5

25

45

65

0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7

Grfica variacin ngulos gas 1 etapa


38/82


38

NO. MACH PUNTA ALABEV1 247.861134a1 360.478499M1 0.68758923

Efecto del grado de reaccin en cada etapa de compresin.

Para las siguientes 14 etapas de compresin, en la siguiente tabla podemos observar losresultados obtenidos para los ngulos y dimensiones del rotor y estator:

Tabla comparativa: etapa 1-15Presiones y temperaturas

CICLO TERMODINMICOETAPA T01 (K) P01 (Pa) T03 (K) P03 (Pa)

1 338.6429983 173954.7877 368.2879111 226835.14032 368.2879111 226835.1403 397.9328239 295790.54183 397.9328239 295790.5418 427.5777368 385707.6314 427.5777368 385707.631 457.2226496 502958.53185 457.2226496 502958.5318 486.8675624 655852.42386 486.8675624 655852.4238 516.5124752 855224.38677 516.5124752 855224.3867 546.1573881 1115203.2458 546.1573881 1115203.245 575.8023009 1454212.8339 575.8023009 1454212.833 605.4472137 1896277.628

10 605.4472137 1896277.628 635.0921265 2472725.28511 635.0921265 2472725.285 664.7370393 3224406.723


39/82


39

12 664.7370393 3224406.723 694.3819522 4204591.09713 694.3819522 4204591.097 724.026865 5482740.79914 724.026865 5482740.799 753.6717778 7149434.02915 753.6717778 7149434.029 783.3166906 9322783.77


DETERMINACIN NGULOS DEL GAS DEFLEXIN CORRIENTE n*U*Ca)/Cp = = (S/C) opt

0.967 29.4670398 -3.863893 41.086059 44.949952 0.510.944 28.7661692 -3.963893 41.186059 45.149952 0.510.923 28.1262438 -4.063893 41.286059 45.349952 0.510.908 27.6691542 -4.163893 41.386059 45.549952 0.510.895 27.27301 -4.263893 41.486059 45.749952 0.51

0.884 26.937811 -4.363893 41.586059 45.949952 0.510.874 26.6330846 -4.463893 41.686059 46.149952 0.510.869 26.4807214 -4.563893 41.786059 46.349952 0.50.865 26.3588309 -4.663893 41.886059 46.549952 0.50.861 26.2369403 -4.763893 41.986059 46.749952 0.50.859 26.175995 -4.863893 42.086059 46.949952 0.50.856 26.0845771 -4.963893 42.186059 47.149952 0.50.855 26.0541045 -5.063893 42.286059 47.349952 0.50.854 26.0236318 -5.163893 42.386059 47.549952 0.50.851 25.9322139 -5.263893 42.486059 47.749952 0.5

Determinacin de la altura del labe

DETERMINACIN DE LA ALTURA DEL LABECn T n P n h n r r n r p n

175.00079 323.40654 148067.53 1.59525 0.51759 0.075428 0.5930223175.02041 353.04803 195646.69 1.93088 0.42762 0.120413 0.548037175.06376 382.6854 257986.35 2.34894 0.35151 0.1584673 0.5099834175.11150 412.3219 339651.23 2.870217 0.287675 0.190387 0.478063175.16537 441.9575 446598.18 3.52090 0.234511 0.216969 0.451481175.22077 471.5927 586615.03 4.33415 0.190508 0.238971 0.429479175.27952 501.2274 769873.14 5.351831 0.154282 0.257084 0.4113664

175.312052 530.86668 1009696.4 6.627099 0.1245933 0.2719287 0.3965220175.339649 560.50678 1323439.6 8.2269975 0.1003637 0.2840435 0.3844072175.368686 590.14662 1733782.7 10.236532 0.0806613 0.2938947 0.3745560175.38375 619.78891 2270390.8 12.763651 0.0646909 0.3018799 0.3665708


40/82


40

175.407059 649.42975 2971925.3 15.944973 0.0517838 0.3083334 0.3601173175.415016 679.07328 3888996.3 19.954414 0.0413789 0.3135359 0.3549148175.423069 708.71678 5087575.3 25.012450 0.0330112 0.3177197 0.3507310175.447809 738.357383 6653757.28 31.3991893 0.02629661 0.32107707 0.34737369

Caractersticas de un compresor axial


41/82


CRITERIO DE TORBELLINO LIBRECONSTANTES RAZ PUNTA

K1 n K2 n r1 n rp n r r r r p p p p 175 30809.86 0.2256 1.7743 -0.7662 77.3194 13.4445 -76.6647 -0.0974 29.4793 60.6180 50.4053175 31560.52 0.36027 1.6397 -2.4275 70.4624 21.9332 -67.8598 -0.5336 31.7647 58.76678 45.5826175 32278.58 0.4741 1.5258 -3.2589 65.2186 27.9715 -59.4150 -1.0136 33.9428 57.0626 40.4578

175 32811.82 0.5696 1.4303 -3.5864 61.1891 32.30578 -51.3075 -1.4298 35.9077 55.5057 35.2326175 33288.42 0.6491 1.3508 -3.8322 58.1134 35.6085 -43.7782 -1.8437 37.6852 54.1309 30.0429175 33702.64 0.715 1.2849 -4.0199 55.7532 38.1416 -37.0117 -2.2392 39.2595 52.9388 25.0648175 34088.25 0.7691 1.2308 -4.2042 53.9442 40.1209 -31.1477 -2.6303 40.6433 51.9304 20.4248175 34284.39 0.8136 1.1863 -4.1998 52.4851 41.5743 -26.0547 -2.8829 41.7728 51.042 16.3379175 34442.93 0.8498 1.1501 -4.1949 51.3405 42.7132 -21.8092 -3.1021 42.7272 50.2961 12.7616175 34602.94 0.8793 1.1206 -4.2241 50.4533 43.627 -18.3535 -3.3167 43.5395 49.6871 9.6698175 34683.51 0.9032 1.0967 -4.1957 49.7322 44.3212 -15.4979 -3.4573 44.1917 49.1677 7.1024175 34805.06 0.9225 1.0774 -4.2308 49.1862 44.8997 -13.2473 -3.6242 44.7537 48.7631 4.9169175 34845.77 0.938 1.0619 -4.2012 48.7291 45.3291 -11.3841 -3.7129 45.1884 48.4118 3.1654175 34886.57 0.95061 1.04938 -4.1860 48.3700 45.6739 -9.8999 -3.7932 45.5459 48.1298 1.7265175 35009.56 0.96066 1.03933 -4.2615 48.1242 45.9902 -8.7998 -3.940 45.8751 47.9384 0.4764


42/82


42

Variacin de los ngulos del gas

VARIACIN NGULOS DEL GAS

RAZ PUNTA r = r r = r n p = p p = p -64.70553331 66.87580627 31.1176978 49.4953856-51.3419268 58.16049407 26.8219384 48.595706-41.16743042 53.44195993 22.6633546 47.9408437-33.2491996 50.77997686 18.8118312 47.458004-27.14014951 49.27989455 15.273913 47.1429796-22.39540174 48.41891953 12.0950968 46.955705-18.72372542 47.93642415 9.27035252 46.8720944-15.70459491 47.59069645 6.92130904 46.8029174

-13.31968648 47.37681472 4.92372073 46.7759504-11.46450228 47.25908566 3.2177555 46.7881215-9.944212627 47.16411094 1.83816297 46.7944292-8.793835009 47.12922493 0.64995468 46.8330657-7.8236211 47.08332391 -0.2747353 46.8484448

-7.060627545 47.05604838 -1.0357817 46.8689847-6.541040418 47.07857775 -1.7343885 46.9266391

Rotor y estator

ROTOR/ESTATORCUERDA NO. LABES PRIMO SUP. PAR SUP.

C n S n n ROTOR ESTATOR0.14788395 0.07542082 27.8437718 29 280.1221781 0.06231083 33.702006 31 320.10043319 0.05122093 40.9988691 41 420.08219311 0.04191848 50.0972318 53 520.06700322 0.03417164 61.4544673 61 620.05443097 0.02775979 75.6489801 73 760.04408063 0.02248112 93.4117185 97 940.03559809 0.01779905 117.983849 113 1190.02867536 0.01433768 146.467231 149 1480.02304609 0.01152305 182.243461 181 1840.01848312 0.00924156 227.234375 227 2280.01479539 0.00739769 283.87223 283 2840.01182255 0.00591128 355.253278 359 356


43/82


43

0.00943179 0.00471589 445.30271 449 4460.00751332 0.00375666 559.007375 563 560

Valores reales

VALORES REALES

SR n SE n CR n CE n (h/c) R n (h/c) E n0.07241379 0.075 0.14198783 0.14705882 3.64533946 3.51963810.06774194 0.065625 0.13282732 0.12867647 3.21939294 3.323244320.05121951 0.05 0.10043042 0.09803922 3.50009654 3.585464750.03962264 0.04038462 0.07769145 0.07918552 3.7027994 3.632935260.03442623 0.03387097 0.06750241 0.06641366 3.47411685 3.53106958

0.02876712 0.02763158 0.05640612 0.05417957 3.37744144 3.51624040.02164948 0.02234043 0.04244997 0.04380476 3.63444764 3.522042040.01858407 0.01764706 0.03716814 0.03529412 3.35215373 3.530144190.01409396 0.01418919 0.02818792 0.02837838 3.56052337 3.536627240.01160221 0.01141304 0.02320442 0.02282609 3.47611923 3.533734470.0092511 0.00921053 0.0185022 0.01842105 3.49639002 3.51179262

0.00742049 0.00739437 0.01484099 0.01478873 3.48924585 3.501575340.00584958 0.00589888 0.01169916 0.01179775 3.53691318 3.50735680.00467706 0.00470852 0.00935412 0.00941704 3.52906004 3.505480580.00373002 0.00375 0.00746004 0.0075 3.52499822 3.50621493

Valores del nmero de Mach en la punta del labe

Este nmero en la punta del labe debe ser siempre menor a 1.5 M; en nuestro caso, tenemos:

NO.MACH PUNTA0.6875892320.66213682

0.6397183950.6189863780.6002020310.5830034690.5672866210.55210473

0.538003188


44/82


44

0.5250026940.5126307420.5012916680.4903907380.4801849610.470919423

Grficas de variacin de ngulos del gas

Criterio de torbellino libre

-70

-50

-30

-10

10

30

50

70

0.1 0.2 0.3 0.4 0.5

CRITERIO DE TORBELLINO LIBRE2 ETAPA

-60

-40

-20

0

20

40

60

0.1 0.2 0.3 0.4 0.5

CRITERIO TORBELLINO LIBREFAN 3 ETAPA


45/82


45

-54

-34

-14

6

26

46

0.16 0.26 0.36 0.46

CRITERIO TORBELLINO LIBRE FAN4 ETAPA

-47

-27

-7

13

33

53

0.19 0.29 0.39


-40

-30

-20

-10

0

10

20

30

40

50

60

0.22 0.27 0.32 0.37 0.42


-40

-30

-20

-10

0

10

20

30

40

50

60

0.25 0.3 0.35 0.4

CRITERIO TORBELLINO LIBREFAN 7 ETAPA


46/82


46

-28

-18

-8

2

12

22

32

42

52

0.26 0.31 0.36


-23

-13

-3

7

17

27

37

47

0.27 0.32 0.37


-20

-10

0

10

20

30

40

50

0.29 0.31 0.33 0.35 0.37


-21

-11

-1

9

19

29

39

49

0.29 0.31 0.33 0.35 0.37



47/82


47

Variacin de los ngulos del gas

-14

-4

6

16

26

36

46

0.3 0.32 0.34 0.36


-13

-3

7

17

27

37

47

0.31 0.32 0.33 0.34 0.35


-10

0

10

20

30

40

50

0.315 0.325 0.335 0.345 0.355


-10

0

10

20

30

40

50

0.32 0.33 0.34 0.35


Series1

Series2

Series3

Series4


48/82


48

-55

-35

-15

5

25

45

0.1 0.2 0.3 0.4 0.5

GRFICA VARIACIN NGULOSGAS 2 ETAPA

-45

-25

-5

15

35

55

0.13 0.23 0.33 0.43 0.53


-35

-25

-15

-5

5

15

25

35

45

0.15 0.25 0.35 0.45


-30

-20

-10

0

10

20

30

40

50

0.2 0.3 0.4



49/82


49

-25

-15

-5

5

15

25

35

45

0.2 0.25 0.3 0.35 0.4 0.45


-20

-10

0

10

20

30

40

50

0.23 0.28 0.33 0.38


-18

-8

2

12

22

32

42

0.25 0.3 0.35 0.4


-15

-5

5

15

25

35

45

0.27 0.32 0.37



50/82


50

-15

-5

5

15

25

35

45

0.28 0.33 0.38


-10

0

10

20

30

40

50

0.29 0.31 0.33 0.35 0.37


-10

0

10

20

30

40

0.3 0.32 0.34 0.36


-20

-10

0

10

20

30

40

50

0.31 0.32 0.33 0.34 0.35 0.36



51/82


51

Construccin de la forma del labe

Para la forma del labe de la primera etapa de compresin de alta presin, tenemos los siguientesdatos:

FORMA LABE 0.22864902

m 0.32017267(2a/c) 1

45.0863338 -0.17292783DIF 0.77135098

DIF ANG 45.2592617 58.6753148

VALOR 13.4160532 -13.588981 15.7486764

Turbina gasgena

Para la turbina gasgena, los datos utilizados en el diseo son los siguientes:

DATOSCa (50%) 190

-10

0

10

20

30

40

50

0.31 0.32 0.33 0.34 0.35 0.36


-8

2

12

22

32

42

0.31 0.32 0.33 0.34 0.35


Series1

Series2


52/82


53/82


53

Etapa de turbina; ubicacin del rotor y estator

Coeficiente de salto de temperatura

El coeficiente de salto de temperatura se define como la capacidad de trabajo de unescalonamiento; se determina a partir de la siguiente ecuacin:

( Para nuestro caso, este coeficiente tiene el siguiente valor:

COEF. SALTO TEMP. 4.9852635


Haciendo uso de las siguientes ecuaciones, obtenemos los valores de los ngulos:


54/82


54

NGULOS GAS 63.1650021 40.8778696 40.8778696 63.1650021

Tringulo de velocidades para la etapa de la turbina

Plano 2

Para cada plano, se determinar el valor de presin y temperatura, con el fin de hallar el valor delrea en cada etapa de turbina que tengamos:


55/82


55

Para el plano 2, los resultados obtenidos fueron los siguientes:

PLANO 2Ca = Ca1 = Ca2 190

C2 420.891575

T02 = T01 1230T02 - T2 77.1558005T2 - T2 3.85779002

T2 1148.98641P01/P2 1.31355947

P2 1828929.13P01/PC 1.85242156

5.52769869A2 0.28892

A2N 0.13042504

Si tenemos la siguiente condicin: P01/PC > P01/P2, entonces no habr necesidad de agregar unaetapa ms de turbina.

Plano 1


56/82


56

PLANO 1Ca2 = Ca3 190

Ca1 = C1 = C3 251.287416C1^2/2Cp 27.5023369

T1 1202.49766P1/P01 0.91345472

P1 2194490.18

6.35868783A1 0.18990541

Plano 3


57/82


57

PLANO 3

T03 1130.69307

T3 1103.19074P03 1634363P3 1480948.32

4.67743113A3 0.34144014

Se observa que el valor de las reas fue aumentando en cada plano.

Radio medio

El valor de la velocidad tiene que estar expresado en rad/segundo:

RADIO MEDIOrm 0.40319252

Altura de los labes

Determinacin de las alturas del rotor y estator en cada etapa de turbina

Se determinaron 3 alturas para los labes de rotor y estator:


58/82


58

ALTURA LABESh1 (m) 0.07496266h2 (m) 0.11404737h3 (m) 0.134779

Dimensiones de los radios de raz y punta en cada plano

RADIOS DIMENSIONESrr 1 0.36571119rp 1 0.44067385rr 2 0.34616884rp 2 0.46021621rr 3 0.33580302

rp 3 0.47058202

Relacin de radios

RELACIN RADIOSrp 1/rr 1 1.20497776


59/82


59

rp 2/rr 2 1.32945591rp 3/rr 3 1.40136328


Cambios de presin y velocidad alrededor de cada etapa de rotor y estator.

ngulos en la raz

Para los ngulos de la raz, se emplean las siguientes ecuaciones:

Los datos obtenidos se pueden apreciar en la siguiente tabla:

NGULOS DE RAZta r 2.302274004 r 66.5221311ta r 1.039251588 r 46.1026951ta r 1.348307797 r 53.4367657ta r 1.964651856 r 63.0240866


60/82


60

ngulos en la punta

Para los ngulos en la punta, se hace uso de las ecuaciones anteriores, pero ahora se utilizaron losvalores de los radios de punta:

PUNTAta p 1.73174152 p 59.9955692ta p 0.741600414 p 36.5606469ta p 0.463485505 p 24.8670392ta p 2.038422368 p 63.8685641


61/82


61

Variacin de los ngulos del gas en cada radio

Nmero de Mach

NMERO MACH

24

29

34

39

44

49

54

59

64

0.33 0.35 0.37 0.39 0.41 0.43 0.45 0.47

Grfica variacin gas turbina gasgena 1etapa

a2

a3

b2

b3


62/82


62

M3 0.386802627

Coeficiente de prdidas del rotor

El valor de este parmetro se puede calcular empleando las siguientes ecuaciones:

El valor obtenido para este coeficiente se puede apreciar en la siguiente tabla:

COEFICIENTE DE PERDIDAS DEL ROTORT3 1093.637933V3 420.8915749

V3/(2*Cp) 77.15580045

R 0.123811853

Diseo de los labes de turbina


63/82


63

Altura de los labes

Para rotor y estator, los obtenemos a partir de un promedio entre las alturas 1, 2 y 3:

ALTURA LABESh E 0.094505016h R 0.124413186

(S/C) opt E 0.69(S/C) opt R 0.69

(h/c) 3

Esfuerzos y momentos originados alrededor del labe de turbina

Los valores de paso cuerda ptimo para el rotor y estator de cada etapa se pueden calcular

utilizando la siguiente grfica:


64/82



65/82


65

Valores de cuerda

Valores de paso

PASO

SE 0.021736154SR 0.028615033

Formacin de ductos convergentes y divergentes por la forma de los labes

Nmero de labes

NMERO LABESETAPA VALOR CALCULADO USADO

n E 116.549293 118

CUERDACE 0.031501672CR 0.041471062


66/82


66

n R 88.53155433 89

Valores reales

VALORES REALESSE R 0.02146893CE R 0.03111439SR R 0.02846442CR R 0.04125278

(hE/cE) R 3.03734146(hR/cR) R 3.01587385

Tabla comparativa: etapa 1 -4

Presiones y temperaturas

PRESIONES Y TEMPERATURAETAPA T01 T03 P01 P03

1 1230 1130.69307 2402407.17 16343632 1130.69307 1031.38615 1634363 1072896.553 1031.38615 932.079219 1072896.55 674697.1294 932.079219 832.772292 674697.129 402488.589


67/82


Condiciones para el plano 2

PLANO 2C2 T02 T2-T2 T2 P01/P2 P2 P01/Pc A2 A2N

420.891575 77.1558005 3.85779002 1148.98641 1.31355947 1828929.13 1.85242156 5.52769869 0.28892 0.13042504420.891575 77.1558005 3.85779002 1049.67948 1.34663238 1213666.79 1.85242156 4.01391032 0.39788202 0.17961296

420.891575 77.1558005 3.85779002 950.372555 1.38744673 773288.466 1.85242156 2.82362106 0.56560803 0.25532829420.891575 77.1558005 3.85779002 851.065628 1.43905597 468847.039 1.85242156 1.91083007 0.83579527 0.37729693


PLANO 1C1 C1^2/2Cp T1 P1/P01 P1 A1

251.287416 27.5023369 1202.49766 0.91345472 2194490.18 6.35868783 0.18990541251.287416 27.5023369 1103.19074 0.90613183 1480948.32 4.67743113 0.25816504251.287416 27.5023369 1003.88381 0.89745644 962877.916 3.34199565 0.36132579251.287416 27.5023369 904.576882 0.88701625 598467.316 2.30522359 0.5238317


68/82


68


PLANO 3T03 T3 P3 A3

1130.69307 1103.19074 1480948.32 4.67743113 0.341440141031.38615 1003.88381 962877.916 3.34199565 0.47787696932.079219 904.576882 598467.316 2.30522359 0.69280166832.772292 805.269955 351860.641 1.52246493 1.04899805

Altura de los labes

ALTURA DE LOS LABESh1 h2 h3

0.09914302 0.11404737 0.134779

0.134779 0.15705869 0.188635640.18863564 0.22326633 0.273474340.27347434 0.32991919 0.41407818

Sujecin de los alabes para la etapa de rotor de turbina

Radios de raz y punta

RADIOS DE RAZ Y PUNTArr 1 rp 1 rr 2 rp 2 rr 3 rp 3

0.35362101 0.45276403 0.34616884 0.46021621 0.33580302 0.470582020.33580302 0.47058202 0.32466318 0.48172187 0.3088747 0.49751034


69/82


69

0.3088747 0.49751034 0.29155936 0.51482569 0.26645535 0.539929690.26645535 0.53992969 0.23823293 0.56815212 0.19615343 0.61023161

Relacin de radios

RELACIN DE RADIOSrp 1/rr 1 rp 2/rr 2 rp 3/rr 3

1.28036518 1.32945591 1.401363281.40136328 1.48375887 1.610718991.61071899 1.76576628 2.026342072.02634207 2.38485971 3.11099121


GRFICA DE VARIACIN DE NGULOS DEL GAS

RAZ PUNTA r r r r p p p p

66.5221311 46.1026951 53.4367657 63.0240 59.9955 36.56 24.867 63.868

67.8355379 48.4889603 57.3403414 63.2161 58.8496 35.048 18.103 64.242

69.9058498 52.6376227 62.6099863 63.93064 57.1385 32.876 7.3675 64.894

73.35747 60.66095 69.59947 66.67953 54.5154 29.764 -9.255 66.071

17

27

37

47

57

67

0.33 0.38 0.43 0.48

Grfica variacin gas turbina

gasgena 2 etapa

6

16

26

36

46

56

66

0.33 0.38 0.43 0.48

Grfica variacin gas turbina

gasgena 3 etapa


70/82


71/82


71

0.69 0.69 0.06865033 0.08279011 0.04736873 0.057125180.69 0.69 0.10056559 0.12399956 0.06939026 0.0855597

Nmero de labes

NMERO DE LABESn E n R n E (par sig.) n R (primo)

103.330107 88.5315543 90 8975.4836885 63.7238835 64 6753.4811366 44.3470548 46 4736.5084884 29.6089565 30 31

Valores reales

CUERDA REAL PASO REAL RELACIONES REALES

CE R CR R SE R SR R (hE/cE) R (hR/cR) R0.04079442 0.04125278 0.02814815 0.02846442 2.61298482 3.015873850.05736715 0.05479847 0.03958333 0.03781095 2.54359589 3.154233370.07981516 0.07811697 0.05507246 0.05390071 2.58034905 3.179467060.12238325 0.11843541 0.08444444 0.08172043 2.46518012 3.14094149

Turbina de potencia

DATOS

Ca (50%) 190 0.4

T etapa 120 0.9U 211.111111N 2300

N 0.05

Del ciclo termodinmico calculado anteriormente, tenemos los siguientes datos:

DATOST INICIAL 832.772292T FINAL 756.35615

P INICIAL 407534.867303.441919

0.87


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72

Nmero de etapas


e tero 1

T etapa real 76.4161423

Coeficiente de salto de temperaturas

COEF. SALTO TEMP. 3.93672257

ngulos del gas

NGULOS GAS 56.9679104 32.9871831 23.1160551 60.3983556

Mtodos de enfriamiento para los alabes de la etapa de turbina

Plano 2

PLANO 2Ca = Ca1 = Ca2 190

C2 384.641218T02 = T01 832.772292T02 - T2 64.4376597T2 - T2 3.22188298

T2 765.112749


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73

P01/P2 1.40382776P2 290302.613

P01/PC 1.85242156 1.31649326

A2 1.21311881

A2N 0.59924044

Plano 1

PLANO 1Ca2 = Ca3 190

Ca1 = C1 = C3 206.586517C1^2/2Cp 18.5879743

T1 814.184318P1/P01 0.9136007

P1 372324.14 1.59336974A1 0.92184316

Plano 3

PLANO 3T03 756.35615T3 737.768175

P03 260851.913P3 236121.686

1.11515198A3 1.43214804

Radio medio

RADIO MEDIOrm 0.87650548

Altura de los labes

ALTURA LABESh1 0.16738731h2 0.22027684h3 0.26004793

Dimensiones de los radios

RADIOS DIMENSIONES


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74

rr 1 0.79281183rp 1 0.96019914rr 2 0.76636707rp 2 0.9866439rr 3 0.74648152

rp 3 1.00652945

Relacin de radios

RELACIN RADIOSrp 1/rr 1 1.2111312rp 2/rr 2 1.28742994rp 3/rr3 1.34836487


ngulos en la raz

RAZta r 2.0131679 r 63.585051ta r 0.5012202 r 26.620953ta r 1.0416749 r 46.169365ta r 1.4475051 r 55.361582

ngulos en la punta

PUNTAta p 1.5637107 p 57.400902ta p 0.3717244 p 20.391331ta p 0.3129815 p 17.379152ta p 1.6476618 p 58.74557


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75

Nmero de Mach en el plano 2

MACH EN EL PLANO 2V 2r 274.35675C 2r 427.09215T 2r 753.32643

(M V2) r 0.5110554

Coeficiente de prdidas del rotor

COEFICIENTE PERD. ROTORT3 729.690123

V3 348.554357V3/(2*Cp) 52.9138241

R 0.15266432

Altura de los labes

ALTURA LABESh E 0.19383207h R 0.24016239

(S/C) opt E 0.78(S/C) opt R 0.77

(h/c) 3

15

20

25

30

35

40

45

50

55

60

0.73 0.78 0.83 0.88 0.93 0.98

Grfica variacin gas turbina de potencia

a2

a3

b2

b3


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Distribucin de temperaturas a lo largo de los labes de turbina

Valores de cuerda

CUERDA

CE 0.06461069CR 0.08005413

Valores de paso

PASOSE 0.05039634SR 0.06164168

Nmero de labes

NMERO LABESETAPA VALOR

CALCULADOVALORUSADO

n E 109.278699 110n R 89.3429004 89

Valores reales

VALORES REALESSE R 0.05006588

CE R 0.06418702SR R 0.06187917CR R 0.08036256

(hE/cE) R 3.01980169(hR/cR) R 2.98848592


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Cmara de combustin

Ejemplo de cmara de combustin

Para determinar los parmetros de la cmara de combustin, hacemos uso de los siguientesparmetros:

DATOST ENTRADA 783.3166906

T MAX 1230P. SALIDA COMP 2441470.704

303.4419194 COMB 0.96

Hc 42300D int (m) 0.3h1 (m) 0.026296612

h3 (m) 0.099143018q cc 1.50E+07Ca 4.0E+01

Volumen de la cmara de combustin

Hacemos uso de las siguientes ecuaciones:

(El valor de f real fue estimando durante la realizacin del ciclo termodinmico)


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78

( Sustituyendo datos, obtenemos los siguientes resultados:

VOLUMEN CMARA COMB.T 446.6833094

f ideal 0.0124f real 0.012916667

3.91945812514110.04925

P SAL. COMP. 24.88757089Hc (kcal) 10109.7

Vcc 0.366829507

Mtodos de estabilizacin de la flama

Volumen de cada seccin

VOLUMEN SECCINV1 0.036682951V2 0.256780655V3 0.073365901

rea mxima


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DIMETRO EXTERNO

10.8600604A max 7.1E-01D ext 0.9954298

Longitudes de la cmara de combustin

Longitud de la seccin 2

LONGITUD 2

L2 0.36291527


( ( LONGITUD 1

RM1 0.4977149rM1 0.33700576Rm1 0.31070914rm1 0.15L1 0.09639967



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80

( ( LONGITUD 3RM 0.4977149

rM 0.37342896Rm 0.27428594rm 0.15L3 0.16136934

Distribucin de la forma de la llama en las cmaras de combustin


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Determinacin del radio de by-pass

Es importante determinar el valor del radio de by-pass con el fin de identificar que porcin del fanestar comprendida para la seccin fra y que porcin quedar asignada para la seccin caliente.

Con el fin de determinar la ubicacin de estas secciones, se har el clculo del radio de by-pass;para este parmetro, haremos uso de la frmula siguiente:

( Despejando , obtenemos lo siguiente:

(

Sustituyendo datos, tenemos que:

Finalmente:

Ubicacin del radio de by-pass en el ensamble completo del motor


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diseno de un motor aerorreactor

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