FECHA MAYO/24/2008

NÚMERO RAE

PROGRAMA INGENIERIA AERONAUTICA

AUTOR (ES) ZAMBRANO ANGEL, Jefferson; MANTILLA BARBOSA, Jorge David y LLANOS SERNA, Paul Alexander.

TÍTULO MODEL DESIGN ENGINE TURBOFAN JP1 (DISEÑO Y MODELO DE UN MOTOR TURBOFAN JP1)

PALABRAS CLAVES

• FAN: Ventilador de paletas situado en la parte frontal del motor.• DUCTO: Es el encargado de canalizar el aire proveniente del Fan y dirigirlo hacia la

atmosfera a una alta velocidad.• COMPRESOR: Componente del motor encargado de comprimir aire por fuerza

centrifuga.• DIFUSOR: Componente del motor que se encarga de recolectar el aire y

transmitirlo a la cámara de combustión, a una baja veloci9da y alta presión.• CÁMARA DE COMBUSTIÓN: Es la encargada de quemar el combustible mezclado

con el aire creando así una reacción química utilizada en generar energía cinética.

• TURBINA: Es la encargada de robar toda la energía cinética proveniente de la cámara de combustión par transformarla en energía mecánica y así mover todos los componentes del conjunto rotor.

• MAQUINADO: Proceso para obtener y darle una forma específica a una pieza por arranque del material.

• ENTALPIA: Es la suma de su energía interna mas el producto de su presión por su volumen BPUH ×+=

• CICLO BRAYTON: Es el diagrama de presión vs. volumen que tiene un turborreactor básico

• TURBORREACTOR: Motores de reacción autónomos en los que para cualquier actitud de vuelo, el gas que evoluciona dentro del motor es sometido a compresión y expansión de origen mecánico. La compresión mecánica del aire se efectúa con turbocompresores y la expansión del gas se reutiliza por la turbina y convertirlo en energía mecánica para el motor.

• TURBOFAN: Es la variación de un turborreactor básico, este se identifica por tener un ventilador en la parte frontal del motor.

DESCRIPCIÓN

TURNO-FAN:

Es una máquina que funciona mediante un ciclo termodinámico, y ciclo mecánico, produciendo trabajo a expensas de la liberación de energía latente del combustible suministrado.Un motor turboventilador (TURBO-FAN) es la variación más moderada del motor de

turbina básico de gas. Como con otras turbinas de gas hay un motor de base, en el motor turboventilador, el motor de base es rodeado por un ventilador en el frente y una turbina adicional en la parte posterior. El ventilador y la turbina del ventilador se componen de muchas partes como el compresor de base y la turbina de base y son conectados por un eje adicional, todo esto funciona gracias a la reacción formada por la cámara de combustión que es la encargada de generar la reacción química para que el motor la transforme en mecánica y así mismo esta energía mecánica sea utilizada para mover el conjunto rotor y generar empuje.

El proyecto se enfoca a nuevas alternativas para el desarrollo de motores a reacción de bajo flujo másico que permitan una operación eficiente en cualquier campo, al que se pretenda ingresar, se estima que en los Estados Unidos el desarrollo de estos motores se acerca a un costo de 20 millones de pesos, haciendo que la importación sea muy costosa, sin tener en cuenta la reparación de este en caso de daño. De esta manera, se aporta conocimiento valioso para el desarrollo de motores a reacción. En este camino, los resultados generados permitirán soportar el desarrollo de programas académicos de especialización y/o postgrado en plantas motrices y/o energías alternativas. De igual forma, se originará nueva bibliografía que afianzará los procesos investigativos llevados a cabo en la Universidad. El desarrollo de la investigación se realizará por macroprocesos o paquetes de actividades, secuenciales, que van desde la recolección y análisis de la información, pasando por el diseño de modelos teóricos de funcionamiento del motor, metodologías de diseño, hasta la construcción del prototipo y la redacción de la documentación pertinente a la investigación. Finalmente, se obtendrá como resultado una planta motriz con su respectivo banco de pruebas y software de diseño, así como dos contenidos temáticos de asignaturas en plantas motrices y energías, texto de diseño preliminar de motores a reacción, cursos en motores y artículos en revistas de ingeniería.

En el área académica, los estudiantes tendrán un soporte acerca del funcionamiento práctico de un motor a reacción que a escala real no la tienen al alcance Colombia ni en Latinoamérica. Así generando un aprendizaje más avanzado a lo que se refiere al funcionamiento de un motor a reacción, llegando así a recolectar información de los diferentes componentes del motor y censando parámetros reales. Proporcionándoles un amplio conocimiento práctico en un motor a reacción turbo-fan.

FUENTES BIBLIOGRÁFICASB.S. Stečkin. Teoría de los Motores de Reacción. Editorial Dossat, Madrid, 1964.

BIRCH R.E. Gas Turbine Engines for pilots and mechanics. Jeppesen 2001.

CUESTA Álvarez martín, motores a reacción, tecnología y operación de vuelo, Editorial paraninfo 1995.

DOROSHKO, Sergey. Authomatics of Aircrafts Engines, part I. Universidad de San Buenaventura, Bogotá, Colombia. 2004.

ESCOBAR, Garzón Arnold. Metodología para el diseño de pulso reactores. Colombia, Bogotá. 2005. Editorial Universitaria, Universidad de San Buenaventura Sede Bogotá.

GIAMPAOLO Tony. The gas turbine handbook: principles and practices. The Fairmont Press. 2th edition. Pages 405.

H. Cohen, H.I.H. Saravanamuttoo, G.F.C. Rogers. Teoría de Turbinas de Gas. Marcombo, Barcelona, 1983.

HARMAN, Richard T.C. Gas Turbine Engineering. Lincoln, U.K. The MacMillan Press Ltd., 1981, p. 89-105. ISBN 0-333-30476-4.

HERNÁNDEZ SAMPIERI, Roberto y otros. Metodología de la Investigación. México: McGraw-Hill, 1998, p. 9-55.

Jones, J.B. Ingeniería termodinámica. México: Prentice Hall Hispanoamericana S.A, 1997.

KAMPS, Thomas. Model Jet Engines. 2 ed. Traplet publications

LEFEBVRE, Arthur H. Gas Turbine Combustion. McGraw Hill, 1983, p. 1-73. ISBN 0-07-037029-X.

LERMA GONZÁLES, Héctor Daniel. Metodología de la investigación propuesta.

LERMA, Héctor Daniel. Metodología de la Investigación. Bogotá, Colombia: Ediciones ECOE, Segunda Edición, Julio 2002, p. 23-40

OÑATE Antonio E. Turborreactores. Editorial Aeronáutica Sumaas. S.A 502 páginas 1981.

OTIS Charles E.VOSBURY Peter A. Aircraft Gas Turbine. Jeppesen 2002.

Rosenberg Jerome l.,Epstein Lawrence, traducción Larena Alicia, Química General séptima edición ,Mc Graw-Hill

SAINZ D. Valentin. El motor de reacción y sus sistemas auxiliares. Editorial Paraninfo, 4 edición, 226 páginas. 1994.

WYLEN Van fundamentos de termodinámica segunda edición, México limusa1999

INSTITUTO COLOMBIANO DE NORMAS TÉCNICAS Y CERTIFICACIÓN. Normas Colombianas para la presentación de tesis de grado. Bogotá: ICONTEC., 2006, (NTC 1486 quinta actualización, 1487 segunda actualización, 1160 segunda actualización, 1308 segunda actualización, 1307 segunda actualización).

NÚMERO RA

PROGRAMA INGENIERIA AERONAUTICA

CONTENIDOS

Diseño (D)

1. Diseño de los sistemas de adquisición y control.

1. Determinación de las características de funcionamiento a medir en el motor.

2. Determinación de los parámetros de funcionamiento a controlar. 3. Determinación de los equipos y sensores necesarios para la medición

de las características de funcionamiento del motor y su control.4. Selección de los equipos y sensores.5. Elaboración de los diagramas de bloque y de cableado para los

sistemas de adquisión de datos y control del motor.6. Selección y/o adaptación del software de lectura de datos en PC.

2. Diseño y construcción del banco de prueba.

1. Elaboración del esquema geométrico preliminar del banco.2. Selección preliminar de materiales.3. Determinación de las cargas aplicadas al banco durante su

funcionamiento.4. Análisis de resistencia de los materiales del banco.5. Planos detallados del banco.

3. Desarrollo del m.i.f.g de los motores

1. Modelo matemático de los procesos de admisión y barrido.2. Modelo matemático de la transferencia de calor en la combustión, la

expansión y el escape.3. Modelo matemático del proceso de escape.4. Modelo matemático de la fricción mecánica de componentes.5. Modelo matemático de las cargas presentes en el motor.6. Modelo predictivo de las características de operación del motor.7. Modelo para el balanceo dinámico y estático del motor.8. Modelo para el análisis de resistencia de materiales en cada uno de

los componentes del motor.9. Modelo para el análisis de vibraciones torsionales en el eje.10. Modelo matemático para la determinación de los requerimientos de

los sistemas del motor y su selección.11. Modelo para selección de partes correspondientes al diseño

detallado (tornillos, empaques, acoplamientos, rodamientos)

4. Desarrollo de la metodología de diseño preliminar

Desarrollo del software de diseño y simulación1. Definición de la arquitectura global del software e interfaz con el

usuario.2. Definición de las variables correspondientes a los datos de entrada y

salida.3. Programación de los modelos matemáticos en computador.4. Programación de las interrelaciones de los modelos matemáticos.5. Depuración del código del software.6. Pruebas de funcionamiento y confiabilidad del software utilizando

datos de motores similares.

5. Redacción de la PDR

6. Diseño detallado de los motores.

1. Determinación de la geometría del motor.2. Análisis termodinámico del ciclo.3. Análisis dinámico y cinemático del mecanismo.4. Determinación de las características de operación del motor.5. Selección de materiales y análisis de su resistencia.

6. Determinación de los requerimientos de los sistemas del motor.7. Selección de los sistemas del motor.8. Diseño y selección de tornillos, sellos, empaques y rodamientos.9. Selección de los procesos a utilizar para la fabricación de las partes.10. Elaboración de planos detallados del motor.

Construcción (C)

1. Adquisición de los materiales y elementos para la fabricación del banco y del motor.

1. Adquisición de mangueras.2. Adquisición de compresor.3. Adquisición de turbina centrípeta.4. Adquisición de equipos (displays, drives, cableado, dampers,

medidores de flujo y mecanismo, ruedas de soporte) y sensores.5. Adquisición de bomba eléctrica.6. Adquisición de láminas de aluminio y de vigas de acero.7. Adquisición de elementos de unión (remaches, soldadura, tornillos)

2. Adquisición de los elementos mecánicos del motor (rodamientos, sellos, empaques, acoples)

3. Adquisición de los sistemas del motor.

1. Adquisición del sistema de encendido y bujía.2. Compra del aceite lubricante.

4. Construcción y maquinado de los componentes del motor y del banco.

1. Fabricación del difuso.2. Fabricación del fan.3. Fabricación del disco del fan.4. Fabricación del dúcto del fan 5. Fabricación de la toma de aire.6. Fabricación de la cámara de combustión.7. Fabricación de los inyectores.8. Fabricación de los vaporizadores.9. Fabricación del estator.10. Fabricación de la tobera de salida.11. Fabricación de turbina axial.12. Fabricación del casing.13. Fabricación del panel de control y visualización.14. Fabricación del soporte principal del motor.15. Fabricación de la carretilla del banco.

5. Ensamblaje de partes y componentes del motor

6. Ensamblaje de partes y componentes del banco de pruebas.

7. Ensamblaje del motor en el banco de pruebas.

Pruebas Finales (PF)

1. Realización de pruebas experimentales

1. Prueba de funcionamiento del sistema de alimentación de combustible.

2. Encendido y corrida del motor.3. Prueba de funcionamiento del sistema de control del motor.4. Prueba de funcionamiento del sistema de adquisición y

visualización de datos.5. Medición de vibraciones en el banco.

2. Corrección de problemas detectados durante la operación del motor en el banco de pruebas.

NÚMERO RA

PROGRAMA INGENIERIA AERONAUTICA

METODOLOGÍA

ENFOQUE DE LA INVESTIGACIÓN:

El primer método a seguir en la adquisición del conocimiento es el de análisis, así se identificarán cada una de las partes más específicas que caracterizan el funcionamiento y la operación del motor. El segundo método es el experimental, por lo cual se realizan cálculos para el diseño del motor, haciendo comparación con motores reales con el fin de sustraer datos empíricos que permitan complementar las partes señaladas anteriormente. El tercero a utilizar es el método de síntesis, el cual consiste en el análisis de las partes que se interrelacionan con el fin de construir un modelo integral de funcionamiento. En el proceso de investigación, se harán actividades paralelas necesarias para el flujo continuo de los procedimientos planteados, se realizará un desarrollo de sistemas de adquisición de datos del motor y control del mismo, partiendo de modelos existentes en diversas plantas motrices y bancos de prueba reales y adaptándolos a los requerimientos del turbo-fan diseñado por el grupo de investigación.

Esta misma lógica aplica también para la construcción del banco de pruebas para motores a reacción de bajo flujo másico. De esta manera, se utiliza el método deductivo para la realización de estos dos últimos objetivos.

LÍNEA DE INVESTIGACIÓN:

Línea de investigación de la Universidad de San Buenaventura – Bogotá: Tecnologías Actuales y Sociedades

Sublínea de Investigación: Instrumentación y Control de Procesos

Campo Temático del programa de ingeniería aeronáutica: Diseño y Construcción de Motores

Recolección de Información (RI)

1. Recolección de información a partir de fuentes secundarias en textos acerca del diseño de motores a reacción de bajo flujo masico.

1. Características de operación.2. Modelos termodinámicos del ciclo de funcionamiento del

motor.3. Sistemas de dosificación y alimentación del combustible.4. Flujo de fluido dentro del motor.5. Modelos de combustión en motores a reacción.6. Transferencia de calor.7. Fricción y lubricación.8. Análisis de rendimiento de motor a reacción.9. Análisis de operación de los sistemas del motor.

2. Recolección de información a partir de fuentes secundarias en Internet acerca del diseño de motores a reacción y de bancos de prueba.

1. Modelos termodinámicos del ciclo de funcionamiento del motor.

2. Sistemas de dosificación y alimentación del combustible.3. Flujo de fluido dentro del motor.4. Modelos de combustión en motores a reacción.5. Transferencia de calor.6. Fricción y lubricación.7. Análisis comparativo y estado del arte de la construcción de

bancos de pruebas.8. Pruebas específicas realizadas en bancos.9. Instrumentos de medición y apoyo.10. Costos preliminares de bancos de pruebas.11. Análisis de operación de los sistemas de los motores a

reacción.

3. Recolección de información a partir de fuentes secundarias en papers acerca del diseño de motores a reacción.

1. Modelos de combustión en motores a reacción.2. Métodos para el control de emisiones en motores de dos tiempos.

4. Recolección de información a partir de fuentes secundarias en textos acerca de construcción de motores a reacción.

1. Aspectos de construcción y resistencia de sus componentes.2. Balanceo estático y dinámico de cargas de motor.3. Vibraciones torsionales del eje.4. Cargas térmicas, temperatura de componentes y fatiga.5. Aspectos de diseño para la selección de rodamientos.6. Diseño preliminar de turbina Axial y Centrípeta ‘turbine

aerodynamics: axial flow and radial flow turbine design and analysis’ por Ronald H. Aungier

5. Recolección de información a partir de fuentes secundarias en Internet acerca de construcción de motores a reacción.

1. Aspectos de construcción y resistencia de sus componentes.2. Balanceo estático y dinámico de cargas de motor.3. Vibraciones torsionales del eje.4. Cargas térmicas, temperatura de componentes y fatiga.5. Aspectos de diseño para la selección de rodamientos.

6. Recolección de información a partir de fuentes secundarias en papers acerca de construcción de motores a reacción.

1. Modelos para el análisis de las vibraciones torsionales.2. Métodos de fabricación de partes de motores a reacción.3. Descripción de propiedades de materiales.4. Procesos de construcción específicos de componentes en motores a

reacción.5. Métodos de acoplamiento de sensores y elementos de para la

medición de las características de operación del motor.

7. Recolección de información a partir de fuentes primarias de entrevistas acerca del diseño y construcción de motores a reacción y de bancos de prueba.

1. Métodos de medición y adquisición de datos del comportamiento dinámico del motor.

2. Diagnóstico y confiabilidad de la operación del motor.3. Optimización del rendimiento del motor.4. Factibilidad del modelo de diseño propuesto.5. Análisis y selección de los sistemas de control en motores a reacción.6. Análisis comparativo y estado del arte de la construcción de bancos

de pruebas.7. Pruebas específicas realizadas en bancos.8. Instrumentos de medición y apoyo.9. Costos preliminares de bancos de pruebas.10. Operación de los bancos de pruebas.11. Mantenimiento de los bancos de pruebas.12. Diagnóstico de los problemas presentados durante la operación del

banco.

8. Recolección de información a partir de fuentes primarias de experimentación acerca del diseño y construcción de motores a reacción y de bancos de prueba.

1. Procedimientos técnicos comunes para el mantenimiento de los motores a reacción y diversas aplicaciones y análisis de los elementos utilizados para ello.

2. Sistemas de diagnóstico de los problemas operacionales del motor y análisis de software destinado para este propósito.

3. Análisis del diseño de detalle del motor a reacción (ubicación, cantidad y tipo de tornillos, sellos, empaques, acoplamientos)

4. Procedimientos técnicos comunes para el mantenimiento de los bancos de pruebas y análisis de los elementos utilizados para ello.

5. Sistemas de diagnóstico de los problemas operacionales del banco y análisis de software destinado para este propósito.

6. Análisis del diseño de detalle del banco de pruebas (ubicación, cantidad y tipo de tornillos, remaches, acoplamientos, materiales, soportes, localización del banco, control de desechos, control del ruido).

9. Clasificación de la Información primaria

1. Clasificación de la información de fuentes primarias acerca del diseño y construcción de motores a reacción y de bancos de prueba a partir de entrevistas.

2. Clasificación de la información de fuentes primarias acerca del diseño y construcción de motores a reacción y de bancos de prueba a partir de experimentación.

10. Clasificación de la Información secundaria

1. Clasificación de la información de fuentes secundarias acerca del diseño de motores a reacción a partir de textos.

2. Clasificación de la información de fuentes secundarias acerca del diseño de motores a reacción y de bancos de prueba a partir de Internet.

3. Clasificación de la información de fuentes secundarias acerca del diseño de motores a reacción a partir de papers.

4. Clasificación de la información de fuentes secundarias acerca de la construcción de motores a reacción a partir de textos.

5. Clasificación de la información de fuentes secundarias acerca de la construcción de motores a reacción a partir de Internet.

6. Clasificación de la información de fuentes secundarias acerca de la construcción de motores a reacción a partir de papers.

11. Análisis y conclusiones de las fuentes de información primaria

1. Análisis y conclusiones de la información de fuentes primarias acerca del diseño y construcción de motores a reacción y de bancos de prueba a partir de entrevistas.

2. Análisis y conclusiones de la información de fuentes primarias acerca del diseño y construcción de motores a reacción y de bancos de prueba a partir de experimentación.

12. Análisis y conclusiones de las fuentes de información secundarias

1. Análisis y conclusiones de la información de fuentes secundarias acerca del diseño de motores a reacción a partir de textos.

2. Análisis y conclusiones de la información de fuentes secundarias acerca del diseño de motores a reacción y de bancos de prueba a partir de Internet.

3. Análisis y conclusiones de la información de fuentes secundarias acerca del diseño de motores a reacción a partir de papers.

4. Análisis y conclusiones de la información de fuentes secundarias acerca de la construcción de motores a reacción a partir de textos.

5. Análisis y conclusiones de la información de fuentes secundarias acerca de la construcción de motores a reacción a partir de Internet.

6. Análisis y conclusiones de la información de fuentes secundarias acerca de la construcción de motores a reacción a partir de papers.

HIPÓTESIS

En la Cámara de combustión, la mejora de la contaminación se obtiene a costa de una mayor complejidad de la tecnología de la cámara y especialmente, aumentando el número de inyectores. Y haciendo un mejor quemado del combustible

La Turbina Centrípeta, tiene un gran aprovechamiento de energía para transmitirla al eje y así obtener un mayor rendimiento tanto del fan como del compresor, disminuyendo las pérdidas de flujo las cuales repercuten en la etapa de turbina todo esto dependiendo del grado de ración que obtengamos con esta turbina.

VARIABLES

Variables Independientes Dimensiones del motor.

Variables Dependientes

PresiónTemperaturaVelocidadEntalpíasEntropíasMezcla estequiométrica

CONCLUSIONES

• Debido a la poca información sobre ventiladores se obtiene una nueva metodología de diseño y construcción del fan “ventilador” para motores de bajo flujo másico.

• En la construcción del fan se emplea fibra de carbono que permiten que el peso del motor se disminuya en un 65%, con respecto al los álabes fabricados en acero inoxidable.

• El ducto y la tobera de salida se acoplan, empleando así un nuevo diseño de estos componentes, generando un desempeño satisfactorio en el motor.

• Por condiciones de resistencia y peso se emplean materiales compuestos en la fabricación del ducto, reduciendo costos y aumentando la vida útil de este componente.

• Por las condiciones de operación y durabilidad de los componentes, al difusor es necesario aplicar un baño anticorrosivo (cromado), evitando que el oxido deteriore el material y cambie sus características de durabilidad.

• Debido a que no existe información sobre cámaras de combustión, se toma como base la experiencia de fabricantes en ese tipo de motores y se realiza un nuevo proceso de diseño empleando diferentes tipos de combustible obteniendo una nueva metodología dimensionar la cámara de combustión.

• Por las condiciones tan críticas al las que se somete la cámara de combustión, se emplea un material que cumpla con esas condiciones, siendo el más apropiado el acero inoxidable 304, que permite la construcción de la cámara de combustión con un calibre mayor dando más rigidez y soporte altas temperaturas.

• Para un mejor rendimiento del motor se utiliza GAS-TURB un software, que permite analizar el desempeño de la cámara de combustión a diferentes

condiciones de operación.

• La reducción del área de salida de los inyectores de combustible, mejora la pulverización de este, con una combustión estable y completa, aumentando el tiempo de operación del motor.

• En el encendido del motor es necesario precalentar la cámara de combustión con gas propano, para que al inyectar el combustible se evaporado más rápidamente y se haga una combustión estable y completa.

• Los combustibles empleados tienen que estar libres de partículas e impurezas solidas para evitar cualquier tipo de erosiones en los álabes de turbina.

• El proceso de combustión ha de tener lugar en su totalidad dentro de la cámara de combustión, a fin de evitar que los alabes de la turbina estén sometidos a elevadas temperaturas.

• Para mejorar la estabilidad de la llama, se selecciona una bomba que regule la presión de combustible, con la capacidad de aumentar y disminuir el empuje del motor cuando sea necesario.

• Buscando un mejor rendimiento en la etapa de turbina, es necesario utilizar recubrimientos cerámicos tanto en los alabes como en los anillos retenedores, debido a las altas temperaturas a las que son sometidos estos componentes, aumentando así la vida útil.

• El mejoramiento del perfil aerodinámico de la turbina, disminuye las pérdidas de flujo y el aumento de energía mecánica en el motor.

• El ensamble de la turbina, permite que sea más fácil de modificar en caso tal de tener cambios en la geometría de los álabes.

• En la tobera de salida se debe utilizar materiales de gran espesor, ya que soportara elevadas temperaturas, y en caso tal de desprendimiento de álabes contener los impactos.

• El uso de un motor de arranque eléctrico facilita el aumento de revoluciones, teniendo así una combustión y encendido del motor en un corto periodo de tiempo.

• Aumentando el Mach y el consume especifico de combustible, disminuye el grado de compresión y aumenta el empuje especifico.

• El incremento de alabes en el fan y las revoluciones no permiten admitir aire

constantemente, teniendo una caída de presión en el compresor y por ende la extinción de llama en la cámara de combustión.

• La reducción del ducto y tobera de salida donde se encuentra el fan, aumenta el empuje del motor, debido al incremento de la velocidad en la zona de escape.

• La inyección directa de aire al compresor hace que la llama se salga, imposibilitando una combustión estable dentro de la cámara de combustión.

• La caída de presión en la cámara de combustión, incrementan el consumo especifico de combustible y una mezcla estequiométrica no adecuada.

• Aumentado el ángulo de los estatores, se puede obtener una mayor eficiencia y robo de energía, entregando mayor energía mecánica al fan y compresor.

• El aumento de la temperatura en la turbina disminuye la eficiencia mecánica, obteniendo una disminución de trabajo para el motor.

• El aumento de empuje global en el motor, se debe a una perfecta armonía en la construcción, ensamble y funcionamiento de sus componentes obteniendo una turbo máquina eficiente.

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MODEL DESIGN ENGINE TURBOFAN JP1

JEFFERSON ZAMBRANO ANGEL JORGE MANTILLA BARBOSA PAUL ALEXANDER LLANOS

UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA FACULTAD DE INGENIERÍA INGENIERÍA AERONÁUTICA

BOGOTA 2008

2

MODEL DESIGN ENGINE TURBOFAN JP1

JEFFERSON ZAMBRANO ANGEL JORGE MANTILLA BARBOSA PAUL ALEXANDER LLANOS

Trabajo de grado para optar al título de Ingeniero Aeronáutico

ING. ARNOLD ESCOBAR GARZÓN ASESOR TEMATICO

UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA FACULTAD DE INGENIERÍA INGENIERÍA AERONÁUTICA

BOGOTA 2008

3

Nota de aceptación

Ing: Alejandro García Presidente del Jurado Ing: Carlos Bohórquez Jurado Ing: Jorge Aponte Jurado

Bogotá D.C, Abril, 2008

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DEDICATORIAS Gracias a Dios quien en tantas veces recurrí y me apoyo en mis estudios desde el colegio me ayudo a ser quien ahora soy también por darme esas tres personas que son lo mejor que he tenido en la vida, a mi Hermano “Chiqui” que desde el cielo sé que me acompaña y que fue quien me inspiro a seguir a delante y darme cuenta que hay que aprovechar la vida ya que esta es solo es un abrir y cerrar de ojos, a mi madre quien me inspiro a ser fuerte y como ella me dice “por donde meta la cabeza meta el cuerpo”, a ella quien en todo momento a estado atrás mío para darme fortaleza y hacerme crecer como persona, también le agradezco su educación que nos dio a mí como a mi hermano y ese amor con esmero sin desvanecer ni bajar las manos para descansar nunca y luchar por sus hijos hasta el final, esa enseñanza que me deja que es la responsabilidad y el respeto por las demás persona a ser dedicado y afrontar los problemas, a mi madre un beso en el corazón porque nunca tendré como pagarle tanto que hizo y de seguro seguirá haciendo por mí que Dios te bendiga por siempre Mamita, a mi padre que me enseño desde muy temprana edad el gusto por las maquinas y herramientas y me proyectó como ingeniero, también me hizo tomar la mejor de las decisiones que era estudiar, y con sabiduría, aprendí de él que la ignorancia es lo que nos hace crecer como personas, como profesionales y es el primer paso para la sabiduría, que como me dijo algún día “si va a ser lo que quiera ser, solo espero que sea el mejor”, a mi padre un beso y un abrazo, Bendiciones mi Viejo. A mi novia quien me apoyo y me acompaño por un largo camino y me brindo tanto cariño y amor que son la base de la felicidad en cualquier persona, para ella un beso y un abrazo gracias amor y que la virgen te acompañe por siempre. A mis amigos que acompañaron en tristezas y felicidades, y me ayudaron en aciertos y desaciertos gracias y que la vida les de más de lo que son.

JEFFERSON ZAMBRANO ANGEL

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Puede ser un trabajo de grado, pero no es uno más como cualquier otro. Este trabajo de grado refleja muchos años llenos de recuerdos, llenos de lucha y esfuerzos en los cuales viví inolvidables momentos, acompañado de personas a las que quiero y les agradezco su apoyo incondicional, a mis amigos que estuvieron siempre a mi lado, gracias a ustedes he aprendido a madurar y aprendí que en la vida existen momentos tristes y felices, cada uno de estos momentos se convierten en buenos recuerdos, recuerdos que permanecerán en nuestros corazones y en nuestras vidas, y un primer paso es el que estamos dando hoy, por eso para ustedes lo mejor, y que todas las metas que se han propuesto se cumplan y espero que esta amistad continúe como siempre. A mis hermanos y a mis padres quienes se comportan como mis mejores amigos, los cuales no les quiero dar las gracias, tampoco pedir excusas y menos decir cuánto los quiero porque todo esto ya lo saben, solo quiero decirles que no me veo, no me concibo viviendo sin sus reglas, sus consejos, sus regaños y mucho menos sin sus risas, sus detalles, sus sorpresas y todo aquello que les impide ser perfectos pero que los hace únicos e irremplazables. A mi novia gracias, por aguantarme todo este tiempo, creo que ha valido la pena, hemos compartido muchísimos momentos que nos han hecho crecer y ver la vida de otra forma. Nos hemos apoyado cuando los problemas son más grandes que nosotros y lo más importante es que tenemos la seguridad de que siempre habrá alguien que nos comprenderá.

JORGE MANTILLA BARBOSA

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Al terminar este proyecto ha finalizado una etapa más en mi vida, todo esto ha sido posible gracias a mis padres que siempre creyeron en mí y me apoyaron en todo lo que me propuse, a mis tíos que de una u otra forma colocaron una granito de arena para que este objetivo se pudiese cumplir. A mis amigos, que mas que esto, los siento como mis hermanos, donde el transcurso de la carrera pasamos por momentos de felicidad y tristeza, pero a pesar de esto siempre estuvimos uno al lado del otro haciendo más fuerte esta amistad que surgió entre nosotros. Al terminar esta etapa espero seguir con nuestra amistad y sé que la vida les depara grandes cosas, ya que a las personas buenas y de gran corazón como ustedes en la vida les pasa cosas buenas. Por último esta tesis se la quiero dedicar a mi tía abuela María de Jesús Nieto, que desde el cielo me está apoyando.

PAUL ALEXANDER LLANOS

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AGRADECIMIENTOS

Los autores de éste trabajo, deseamos expresar nuestros agradecimientos a: Fernando Garzón Ramírez por su ayuda y apoyo incondicional en el desarrollo del proyecto, gracias a él se hace lo que se hace y se tiene lo que se tiene. A Yesid Gómez que nos ayudo a integrar el proyecto al grupo de investigación donde se obtuvieron grandes ventajas, dándose a conocer a nivel nacional e internacional, y a su grandiosa amistad que ahora es parte de nosotros. A Arnold Escobar que con su aporte investigativo y conocimiento nos apoyo en el desarrollo del proyecto, gracias a él se logro que esto saliera adelante, a su comprensión y paciencia que nos da una enseñanza para no olvidar en nuestras vidas. A Nelson Zuica que nos aporto su conocimiento técnico y laboral siendo de gran ayuda en la parte de construcción de componentes.

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CONTENIDO

Pág.

INTRODUCCIÓN 16 

1. PLANTEAMIENTO DEL PROBLEMA 17 

1.1  ANTECEDENTES 17 

1.2  DESCRIPCION Y FORMULACION DEL PROBLEMA 17 

1.3  JUSTIFICACION 18 

1.4. OBJETIVOS 18 

1.4.1 General Diseñar y construir un motor a reacción a escala turbo fan 18 

1.4.2 Específicos 19 

1.5 ALCANCES Y LIMITACIONES DEL PROYECTO 19 

2. MARCO DE REFERENCIA 20 

2.1 MARCO CONCEPTUAL 20 

2.2 MARCO TEORICO 20 

2.2.9 Motores a reacción 37 

3. METODOLOGÍA 39 

4. CALCULOS TERMOGASODINAMICO 41 

4.1 DISEÑO DE LA CORRIENTE FRIA DEL (FAN) 48 

4.1.5 Cálculos de la Toma de Aire. 58 

4.2 DISEÑO DEL DUCTO FAN 61 

4.5 DISEÑO DE TWIST 80 

4.6 Posicionamiento de los alabes al disco 86 

4.6.1 Triangulo de velocidades del Fan 88 

4.7 TOMA DE AIRE DEL COMPRESOR 97 

4.8 COMPRESOR 100 

4.8.1 Cálculos del compresor 100 

4.8.2 Datos geométricos parciales del rodete 105 

4.8.3 Datos finales del compresor 112 

9

4.9 DISEÑO DEL DIFUSOR 118 

4.10 CÁMARA DE COMBUSTIÓN 125 

4.10.9 Aire (variable en el proceso de combustión) 135 

4.11 TIPOS DE COMBUSTIBLE A UTILIZAR EN LA CÁMARA 144 

4.12 BALANCES ESTEQUIOMÉTRICOS 149 

4.12.2 Composición de JET A-1 (C12 H24) Peso molecular del JET A-1 168kg. 155 

4.13 CÁLCULOS TERMOQUÍMICOS 158 

4.14 DIMENSIONAMIENTO DE LA CÁMARA DE COMBUSTIÓN 173 

4.15 VAPORIZADORES 186 

4.16 CONSTRUCCION DE LA CÁMARA DE COMBUSTIÓN 188 

4.17 TURBINA 194 

4.17.3 Cálculos iníciales de la turbina 197 

4.17.4 Grado de reacción de etapa de turbina 198 

4.17.5 Equivalente de temperatura 199 

5. ANÁLISIS DE RESULTADOS 222 

6. CONCLUCIONES 232 

ANEXOS 237 

BIBLIOGRAFÍA 235 

10

LISTA DE TABLAS Pág.

Tabla 1. Tabulación para el twist a lo largo del alabe de fan en diferentes secciones. 83 Tabla 2. Factor de potencia ψ 105 Tabla 3. Composición estándar del aire 151 Tabla 4. Emisiones de contaminantes para los combustibles balanceados 158 Tabla 5. Cámaras de combustión de referencia para el cálculo de la constante de longitud 173 Tabla 6. Coeficiente de expansión del material. 185 Tabla 8. Valores en porcentaje de las perdidas en la turbina 202 Tabla 9: Parámetros iníciales 203 Tabla 10. Cualidades del acero inoxidable 304 212 

11

LISTA DE FIGURAS Pág.

Figura 1. Partes de un turbo-fan 21 

Figura 2. Esfuerzo por cP y tenσ 22 

Figura 2.1. Momento de bending benM 23 

Figura 2.2. Momento de bending (Torsor) 23 

Figura 2.3. Memento de bending 24 

Figura 2.4. Momento de bending benM 24 

Figura 2.5. Temperaturas en álabe 25 

Figura 2.6. Esfuerzos debido a la temperatura 25 

Figura 3. Temperatura a lo largo de la cuerda 26 

Figura 4. Cambio de cargas estáticas 26 

Figura 5. Distribución de corona móvil y alabes guías 27 

Figura .5.1. Cámara de Combustión Tipo Can o tubular 29 

Figura 5.2. Cámara de Combustión Tipo Anular 30 

Figura 5.3. Cámara Anular Flujo Directo 31 

Figura 5.4. Cámara Anular Flujo Reverso 31 

Figura 5.5. Cámara de Combustión Tipo CanAnular o Tuboanular 33 

Figura 6. Turbo-fan 37 

Figura 7. Turbo-fan JP1 38 

Figura 7.1 Esquema del motor turbo-fan 41 

Figura 8. Dúcto del fan 51 

Figura 9. Distancia entre el ducto y los alabes 52 

Figura 10. Resistencia aerodinámica 54 

Figura 11. Geometría del difusor subsónico 56 

Figura 12. Tipos de difusores subsónicos 57 

Figura 13. Limites de separación de la corriente en los difusores 58 

Figura 14. Inlet (toma de aire) del fan 60 

12

Figura 15. Mezclador (mixer) 62 

Figura 16 Mezclador Simulacion en Fluent 62 

Figura 17. Tobera de salida Del Fan 63 

Figura 18. Tobera de salida (FAN) 63 

Figura 19 Tabla de mach crítico en álabe (blade) del Fan. 70 

Figura 20. Curvatura en un alabe de Fan 71 

Figura 21. Alabe de fan de un motor GE-90. 72 

Figura 22.1 Alabe compresor Figura 22.2 Alabe de fan JP1 73 

Figura 22.3 Alabe del fan 74 

Figura 23. Análisis del alabe en Ansys workbench 75 

Figura 24. Análisis del alabe en Ansys workbench esfuerzo cortante 76 

Figura 25. Análisis del alabe en Ansys workbench deformación total 76 

Figura 26. Análisis del alabe en Ansys workbench deformación direccional 77 

Figuras 27 Análisis en solid edge de deformación por tensión De Von Mises 78 

Figura 28. Alabe analizado por tenciones de Von Mises 79 

Figura 29. Puntos críticos del alabe por tensiones de Von Mises 79 

Figura 30. Análisis de tensión por deformación con un factor de seguridad de

2 80 

Figura 31. Suma vectorial de velocidades para un alabe del fan 81 

Figura 31.1 Entorchamiento en un alabe. 82 

Figura 31.2 Entorchamiento a lo largo del álabe 83 

Figura 31.3. Alabe Fan, entorchamiento (twist) 84 

Figuras.31.4 Corte a laser de los alabes del fan 86 

Figura 32. Esquema de un Fan o ventilador de 8 paletas 87 

Figura 32.1 Rejilla de los álabes de un fan, desarrollado sobre un plano 88 

Figura 33. Fan 92 

Figura 34. Fan JP1 93 

Figura 35. Geometría principal de la toma de aire 97 

Figura 36. Movimientos de pérdida 102 

Figuras 37. Compresor centrifugo planos Auto Cad y Solid Edge 104 

13

Figura 38. Geometría principal del rodete 105 

Figura 38.1 Triangulo de velocidades 111 

Figura 38.2 Distribución de las presiones axiales 113 

Figuras 39 Elección del Compresor Centrifugo 117 

Figura 40. Difusor con álabes 118 

Figura 40.1. Trazo de los álabes del difusor 119 

Figura 40.2. Ángulos de los álabes del difusor 120 

Figura 40.3. Geometría principal del difusor 121 

Figuras 40.4. Proceso de fabricación del difusor. 123 

Figura 41. Partes de la Camara de Combustión 127 

Figura 42. Difusor 127 

Figura 43. Inyector y Boquerel 128 

Figura 44. Bujia 128 

Figura 45. Liner 129 

Figura 46. Estabilidad de la combustión 132 

Figura 47. Curvas de Encendido 133 

Figura 48. Bujía de Alta Tensión 133 

Figura 49. Estabilidad de la combustión 138 

Figura 50. Cámara de combustión Anular 138 

Figura 51. Ciclo Brayton 159 

Figura 52. Validación de la temperatura de los gases de combustión en MS

Excel. 161 

Figura 53. Inicio del Programa de GasTurb 163 

Figura 54. Programa de MS Excel para el cálculo de la temperatura de los

Gases de Combustión, a partir de los HpΔ 167 

Figura 55. Entalpía vs. Temperatura para cada uno de los Productos y

Reactantes de la Combustión. 168 

Figura 56. Resolución del Sistema de Ecuaciones Lineales – Ecuaciones 169 

Figura 57. Resolución del Sistema de Ecuaciones Lineales Mediante el

Programa Derive – Desarrollo de Ecuaciones 169 

14

Figura 58. Resolución del sistema de ecuaciones lineales Mediante el

Programa Derive 170 

Figura 59. Programa Derive de Texas Instruments Empleado en los Cálculos

del Ajuste para Encontrar la Temperatura T, de la Combustión 170 

Figura 60. Cálculo de la Temperatura T generado en MS Excel 172 

Figura 61. Cálculos de las Temperaturas, Entalpías, Perdidas de Presión,

Mediante El Software GasTurb – Parámetros Iníciales de Diseño 177 

Figura 62. Cálculos de las Temperaturas, Entalpías, Perdidas de Presión,

Mediante El Software GasTurb – Selección del Tipo de Motor 177 

Figura 63. Datos de Entrada para un Motor Operando en Tierra 178 

Figura 64. Resultados de GasTurb 178 

Figura 65. Cálculos de las Temperaturas, Entalpías, Perdidas de Presión,

Mediante El Software GasTurb – Etapas del Motor 179 

Figura 66. Diagrama Temperatura Vs Entropía - Resultados del GasTurb 179 

Figura 67. Diagrama PV – Resultados de GasTurb 180 

Figura 68. Área de orificios externos cámara de combustión 181 

Figura 69. Área de orificios internos cámara de combustión 182 

Figura 70. Geometría de la zona de dilución de la cámara 184 

Figura 71.Tubo vaporizador 186 

Figura 72. Inyector de combustible 187 

Figura 73. Turbina centrípeta 188 

Figuras 74. Cámara de combustión anular de forma cónica 188 

Figuras 75. Proceso de fabricación de la cámara de combustión 189 

Figuras 76. Proceso de repujado 190 

Figuras 77. Soldadura de punto 191 

Figura 78. Cámara de combustión 191 

Figuras 79. Vaporizadores 192 

Figuras 80. Inyector de combustible 192 

Figuras 81. Cámara de combustión, JP1 193 

15

Figura 82. Variación de la temperatura del gas a lo largo de la envergadura

del alabe 195 

Figura 83. Temperatura del fluido Cerca de la superficie 195 

Figura 84. Variación ángulo de salida 197 

Figura 85. Distribución del flujo en el estator y rotor de la turbina 200 

Figura 86. Alabe típico de una turbina con su respectivo entorchamiento 201 

Figura 87. Esquema de la etapa de turbina 202 

Figura 88. Triangulo de velocidades 205 

Figura 89. Balanceo de la turbina por altas RPM`s 213 

Figura 90. Anillo retenedor en workbench 214 

Figura 91. Esfuerzo cortante en anillo retenedor 215 

Figura 92. Deformación Total 216 

Figuras 93. Disco turbina. 217 

Figuras 94. Refrentado y .cilindrado 217 

Figuras 95 Cuchilla de corte 218 

Figuras 96 Corte a laser alabes turbina 218 

Figuras 97. Concavidad alabe y Proceso finalizado. 219 

Figura 98. Ensamble final de la turbina axial 219 

Figura 99. Desprendimiento de alabe en estator 220 

Figuras 100. Daño en alabes. 220 

Figuras 101. Deformación del anillo retenedor 221 

Figura 102. Motor instalado en el banco de pruebas 224 

Figura 103 Motor instalado y preparado para la primera prueba 225 

Figura 104 Encendido del motor 226 

Figura 105 Encendido del motor por medio sistema eléctrico 227 

Figura 106 Motor “Inundado” por exceso de combustible. 228 

Figuras 107 Prueba de los inyectores de combustible 228 

Figuras 108 Operación autosuficiente 230 

Figuras 109 Operación autosuficiente. 231 

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INTRODUCCIÓN En la actualidad las micro turbinas han sido utilizadas en diferentes campos como industriales, educativos, recreativos, entre otros. La necesidad de desarrollo de máquinas térmicas pequeñas han contribuido al mejoramiento industrial y proyectos de investigación, logrando una disminución de espacios y costos con un rendimiento similar a un motor de mayor tamaño, en cuanto a la industria aeronáutica el desarrollo de estas maquinas han permitido en el campo recreativo diseños de nuevos prototipos de aviones con un mejor rendimiento, junto a esto un conocimiento y aprovechamiento de investigaciones académicas. Uno de los alcances más visibles es la construcción de un turbo fan a una escala menor con las mismas características de un motor real teniendo en cuenta las limitaciones que tiene el diseño y construcción de un motor a baja escala. La metodología a seguir es una metodología ya conocida para el diseño de motores pequeños teniendo como guía investigaciones realizadas en la universidad. El proyecto integrador, se inicio en base al tema propuesto por la facultad de ingeniería, programa: Aeronáutica, en el área de “motores”, con la línea de investigación “diseño y construcción de un motor turbo fan”. Este modelo, se desarrolla gracias a estudios y conocimientos adquiridos en el proceso de formación de la carrera, básicamente el motor será un modelo diseñado y construido principalmente para uso experimental y en un futuro su comercialización.

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1. PLANTEAMIENTO DEL PROBLEMA 1.1 ANTECEDENTES Algunas de las compañías fabricantes de micro turbinas como lo son, UAV Ltd, Ingeniería De Microjet, fueron formadas por Paul Ford. Alcances tales, como el diseño del Microjet, con la gama de motores Phoenix, Albatros, Pantera, Cóndor y el motor HF. Generaron desarrollos de investigación con proyectos en el área de diseño de motores Turbo ventilados de 650 lb y un turbopropulsor de 350 lb de empuje. Además Microjet tiene, un equipo altamente acertado en la exhibición de planeadores accionados por motor jet conocido como el JetBugs. En la Universidad de San Buenaventura Bogotá, se diseño un motor a reacción “Micro turbina”, el cual propuso muchas novedades en el diseño y construcción de estos motores aquí en el país, esto hizo que se tuviera una mayor inclinación en el diseño y construcción de un motor a reacción de bajo flujo másico, llevando consigo al inicio de esta investigación. 1.2 DESCRIPCION Y FORMULACION DEL PROBLEMA El proyecto desarrollara una metodología de diseño y construcción de motores turbo-fan de bajo flujo. Con el fin de comprobar por medio de experimentos físicos, matemáticos el funcionamiento de este. ¿Por qué el diseño y construcción de un turbo fan? Desde un tiempo atrás las grandes compañías fabricantes de aeronaves fueron dando pasos agigantados acerca del diseño de estas. El problema más grande de estas compañías no era el diseño ni la construcción una aeronave, si no que con sus majestuosas dimensiones ¿Qué les proporcionaría la fuerza necesaria para levantarse del suelo? Fue allí donde nace la era de los grandes motores como el turbo fan que hacen que estas imponentes construcciones se eleven del suelo con una facilidad que parece no real.

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En la actualidad los grandes aviones tanto comerciales como militares, sé están desarrollando con motores a reacción que hace que su desempeño aumente y sea más eficiente a la hora de entrar en combate en uso militar y en el transporte de carga o pasajeros en el uso comercial. Este proyecto está basado para que los estudiantes de ingeniería conozcan el funcionamiento modelado de un turbo fan y sus componentes, que ventajas y desventajas le brinda a la aviación actualmente, y como ayuda didáctica a los futuros ingenieros aeronáuticos para seguir ampliando el conocimiento en el área de motores que es el fuerte de la Universidad. 1.3 JUSTIFICACION Teniendo en cuenta el desarrollo que tiene la Universidad en el campo de motores, y el gran interés que hay hacia esta área, se desarrollara el diseño y construcción del turbo fan que lleva como nombre “JP1”. Trayendo consigo grandes beneficios para la Universidad como el reconocimiento que tendría por el diseño y construcción del primer turbo fan en Colombia y en Latinoamérica, también algunas ventajas en el campo empresarial, notablemente para los estudiantes el interés de aprendizaje para estos motores, que a mayor escala son los que dominan la aviación actualmente. Presentando este motor en dimensiones menores se le facilitaría a los estudiantes, una ayuda didáctica acerca del motor que a escala real no lo tenemos a nuestro alcance. En el desarrollo del proyecto se ha venido trabajando, con una fuente de información básica como el libro “metodología de diseño para turborreactores de flujo másico” y otros tipos de textos guías. Algunas de las facilidades que brinda la universidad son los recursos tanto físicos como humanos que permiten acortar tiempo en el desarrollo de piezas primordiales para el motor. Las facilidades económicas, son gracias al apoyo de familiares y el interés de ello a que la investigación salga adelante y sea pionera en el campo ingenieril en el área de motores con el primer turbo fan a escala en Latinoamérica. 1.4. OBJETIVOS 1.4.1 General Diseñar y construir un motor a reacción a escala turbo fan

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1.4.2 Específicos

Conocimiento global de los motores a reacción Realizar los cálculos de diseño Investigar los componentes de los motores Conocimiento global de la termodinámica en un motor Estudiar los diferentes componentes de los motores Reconocer las partes específicas de un motor y su funcionamiento. Investigación profunda acerca de motores de doble flujo Construcción de un modelo turbo-fan high bypass.

1.5 ALCANCES Y LIMITACIONES DEL PROYECTO 1.5.1. Alcance Teniendo en cuenta la magnitud del proyecto y la parte de construcción que es lo más importante de este, el alcance es llegar a construir este modelo y proseguir a su funcionamiento. Este proyecto tendría un impacto tecnológico, científico y económico ya que sería un avance en diferentes campos de estudio. 1.5.2. Limitaciones Una de las limitaciones en este proyecto es el desarrollo de algunas piezas, ya que su fabricación es un poco compleja y no hay conocimiento que pueda ayudar a su manufactura.

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2. MARCO DE REFERENCIA 2.1 MARCO CONCEPTUAL

ELECTROEROSIONADO: Proceso que se realiza para el corte o aberturas de piezas mediante corriente eléctrica dirigida por un tubo de cobre.

MAQUINADO: Proceso para obtener y darle una forma específica a una pieza por arranque del material.

ENTALPIA: Es la suma de su energía interna mas el producto de su presión por su volumen BPUH ×+=

CICLO BRAYTON: Es el diagrama de presión vs. volumen que tiene un turborreactor básico

TURBORREACTOR: Motores de reacción autónomos en los que para cualquier actitud de vuelo, el gas que evoluciona dentro del motor es sometido a compresión y expansión de origen mecánico. La compresión mecánica del aire se efectúa con turbocompresores y la expansión del gas se reutiliza por la turbina y convertirlo en energía mecánica para el motor.

TURBOFAN: Es la variación de un turborreactor básico, este se identifica por tener un ventilador en la parte frontal del motor.

2.2 MARCO TEORICO 2.2.1 Motor de Combustión Es una máquina que funciona mediante un ciclo termodinámica, y ciclo mecánico, produciendo trabajo a expensas de la liberación de la energía latente del combustible suministrado. Un ciclo se denomina termodinámico cuando sucede una serie de cambios de estado, de tal forma que la masa gaseosa que evoluciona después de las sucesivas transformaciones retorne a las mismas condiciones iníciales. Un ciclo se denomina mecánico cuando se repiten una serie de sucesos sin que el fluido retorne a las condiciones iníciales, el ciclo comienza con fluido diferente, en condiciones iguales al ciclo precedente.

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Al grupo de motores del ciclo termodinámico pertenecen los llamados motores de combustión externa, de los que el ejemplo más típico es la máquina de vapor. Al grupo de motores de ciclo mecánico pertenecen los motores de combustión interna, a los que pertenecen los alternativos o de embolo, y los de reacción, siendo esto los que se analiza en este trabajo.

2.2.2 Turbo fan Un motor de turboventilador es la variación más moderna del motor de turbina básico de gas. Como con otras turbinas de gas hay un motor de base, en el motor turboventilador, el motor de base es rodeado por un ventilador en el frente y una turbina adicional en la parte posterior. El ventilador y la turbina del ventilador se componen de muchas partes como el compresor de base y la turbina de base y son conectados por un eje adicional. Todas estas partes de la turbo maquinaria adicional son de color verde en el diagrama esquemático. Como el compresor y la turbina de la base, algunas de las aspas del ventilador dan vuelta con en el eje y algunas partes siguen siendo inmóviles estas conocidas como estatores. El eje del ventilador pasa a través del eje de la base por razones mecánicas. Este tipo de arreglo se llama un motor de dos ejes; un “eje” para el ventilador y un “eje” para la base, algunos motores avanzados tienen ejes adicionales para la sección del compresor que incluso da una eficacia más alta a este componente. Figura 1. Partes de un turbo-fan

http://www.grc.nasa.gov/WWW/K-12/airplane/turbfan.html National Aeronauticas and Space Administration, Marzo, 2008 La figura 1 muestra el esquema de funcionamiento de un turbo-fan. El aire entrante, es capturado por la admisión del motor. Algo de este aire, de color naranja, pasa a través del ventilador y continua en sentido axial al compresor, después pasa por la cámara de combustión que es donde se mezcla con el

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combustible y ocurre la combustión. El aire caliente pasa a través de la turbina y así es robada toda la energía cinética por este componente y es utilizado en energía mecánica. El resto del aire entrante de color azul, pasa por el ventilador y circunda el motor. El aire que pasa a través del ventilador tiene una velocidad que se aumenta levemente siendo esta la corriente libre. Esta circulación de aire se llama “flujo secundario” o flujo de puente. En el desarrollo de la tesis se encuentra una nueva metodología de diseño, esta es en la parte de fan y cámara de combustión, por tal razón es necesario conocer sobre el fan y cómo se comportan los alabes a medida que este componente genera un trabajo al fluido. En esta parte, se teoriza sobre las deformaciones más influyentes en el rendimiento del fan, como lo es, en el momento de su operación y como será su comportamiento a medida que se manipule este componente cundo el motor este en marcha. Cuando se refiere a fan, se refiere al ventilador, ubicado al frente del motor como muestra la figura 1. 2.2.3 Tipos de análisis a los alabes del fan. La deformación en los alabes está dada por diferentes cargas que se le aplican a este, y se analizar de dos formas estáticas y dinámicas. Estas cargas fluctúan a medida que el motor se opera en diferentes regímenes de vuelo. • Estáticas------------------ ● Cargas por fuerzas centrifugas

● Cargas por el paso del aire • Dinámicas----------------- Cargas que dependen de las deformaciones térmicas 1. Estáticas

a) Deformaciones por tensión Figura 2. Esfuerzo por cP y tenσ La Figura 2, muestra el esfuerzo generado por la fuerza centrifuga cP al alabe y el esfuerzo de tensión tenσ que le genera el alabe, esto debido a la tercera ley de Newton, “acción y reacción”.

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Figura 2.1. Momento de bending benM b) Momento de bending Las Figuras 2 y 2.1 ilustran el esfuerzo generado por el gas al álabe, se nota que la fuerza cP sigue constante y alabe se mueve dependiendo de la fuerza que le genera el gas, al paso por este componente. Figura 2.2. Momento de bending (Torsor) En la figura 2.2 se muestra el momento de bending (Torsor) desde una vista de alzado de el álabe.

24

• Cargas generadas por la fuerza del gas (PG) a) Momento de bending Figura 2.3. Momento de bending

b) Twisting stress Figura 2.4. Momento de bending benM

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En las Figuras 2.4 y 2.5 muestran las cargas creadas por la diferencia de presiones y velocidades creadas por el aire, estas son (componentes activos para analizar en el alabe). La carga del aire crea un momento de bending figura 2.4, que genera un movimiento de rotación, la fuerza aerodinámica completa actúa sobre el centro de presión y esto hace que la sección del alabe se tuerza, esto relativamente al centro de torsión, también la carga del gas genera un troqué y una deformación en el alabe. 2. CARGAS DIANAMICAS • Cargas por diferencias de temperatura (T) a) por temperatura Figura 2.5. Temperaturas en álabe

• teT = Temperatura en el borde de ataque. • =mT Temperatura en el centro del alabe. • =leT Temperatura en el borde de salida.

b) por temperatura Figura 2.6. Esfuerzos debido a la temperatura

1. comσ Esfuerzo por compresión. 2. tenσ Esfuerzo por tensión.

3. comσ Esfuerzo por compresión.

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En la Figura 2.6 muestra los esfuerzos generados por la temperatura en el álabe, la temperatura en el borde de ataque es menores que las del borde de salida

tele TT ⟩ y la temperatura media en el alabe es menor que la temperatura del borde

de salida mte TT ⟩ por lo tanto se genera esta distribución de esfuerzos en el alabe todo esto generado por el paso del aire. c) temperatura a lo largo del alabe. Figura 3. Temperatura a lo largo de la cuerda

En la Figura 3 muestra los esfuerzos de compresión en el bode de ataque y el borde de salida esto debido a la temperatura y de tensión el centro del alabe, esto es una vista de alzado igual a la figura 2.6.

Figura 4. Cambio de cargas estáticas

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Figura 5. Distribución de corona móvil y álabes guías1

En la Figura 4 se muestra el cambio de cargas estáticas dependiendo régimen de marcha del motor estas cargas Q varían con respecto al tiempo, por ejemplo si se cambia de RPM´S al motor de 2.000 a 12.000 entre 1 o 3 segundos, estas cargas estáticas se convierten en cargas dinámicas para el motor. Ejemplo:

Cargas por vibración: Por ejemplo las fuerzas centrifugas que se desequilibran el conjunto rotor, dan fuerzas periódicas que crean vibraciones en el motor y en los componentes, las cargas generadas después de cada cascada de alabes o vanos genera pulsos que crean vibraciones esto siguen después de cada cascada de alabes y vanos rió abajo, estas vibraciones hace que el motor tenga problemas, por lo tanto se puede aumentar las RPM´S del motor o disminuirlas, manteniendo un régimen de funcionamiento estable para que el motor trabaje en los parámetros ideales.

Principales asunciones de análisis. 1. El álabe está asumido con un empalme en cantiliver. 2. El álabe está unido al disco. 1 E:\Motores\parametros para un motor a reacción\Pedro Fernández Díez_pagina\Pedro Fernández Díez.htm, Pdf Bombas / Compresores

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3. Las cargas estáticas solo se toman en cuenta en los siguientes casos.

Si las fuerzas centrifugas causan tensión. Si las fuerzas centrifugas causan momento de bending. Si el aire causa momento de bending.

4. Si la deformación del álabe es elástica y la tensión de el alabe es menor que el

límite de proporcionalidad de la ley de (Hook´s).

Con este análisis, se puede tener un conocimiento global de cómo el álabe sufre cambios en su geometría, y prever en la parte de diseño inconvenientes en cuanto a seguridad y vida útil de álabe, también cuando los álabes sean construidos, prolongar el tiempo de operación del motor, esto de la mano con una buena combustión y un buen rendimiento de la etapa de turbina haciendo un conjunto del motor, una turbo máquina eficiente.

Otro caso importante es la cámara de combustión, que consiste en un recipiente al cual ingresa el aire comprimido, al que se le añade el combustible que quemara en forma interrumpida. Los gases producto de la combustión dejan la cámara a elevada temperatura y velocidad, para ser utilizados en impulsar la turbina o proveer un chorro de empuje. La cámara de combustión, está ubicada entre el compresor y la turbina.

Dichas cámaras están compuestas de una serie de partes:

El núcleo de las cámaras: que está recubierto interiormente por un material cerámico, el cual protege la parte exterior del núcleo, realizado normalmente de metales de gran resistencia.

Inyectores: están repartidos por las paredes del núcleo, de forma que estos puedan repartir el combustible uniformemente en todo el espacio

Llama: en la mayoría de las cámaras, la llama es el sistema más utilizado para encender la mezcla. Consiste en un tubo de material muy resistente al calor, la punta del cual expulsa una llama de manera continua.

Finalmente se puede decir que los motores pueden ir dotados de diferentes cámaras de combustión: por una parte puede estar dotado de una sola cámara de tipo anillo abarcando toda la sección del motor, o de un número determinado de pequeñas cámaras cilíndricas distribuidas radialmente formando un círculo. Dentro de este segundo grupo se pueden diferenciar más tipos de cámaras, aunque son realmente complicadas de explicar.

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Es una de las partes más críticas de las turbinas de aeromodelismo, su diseño es crítico dado que la temperatura de salida es fundamental así como la longitud de la cámara está limitada por cuestiones de diseño que no vienen al caso, entonces esta parte debe ser diseñada con sumo cuidado para permitir la completa combustión dentro de la longitud de la misma.

Existen varios tipos de cámara de combustión, pero la universalmente utilizada para las micro turbinas es la denominada "anular", como su nombre lo indica tiene la forma de dos anillos concéntricos.

2.2.4 Tipos de cámaras de combustión. A continuación se especifican en detalle los tres tipos de cámaras. Cámara de combustión tipo can o tubular Es un tipo de cámara de combustión utilizada en la industria aeronáutica más que todo en las primeras turbinas de gas que se implementaron. Dependiendo del diseño del motor a reacción, un sistema de combustión puede tener una o más cámaras de combustión en este caso la tipo can, cada una conformada por un inyector de combustible, una pared perforada en forma cilíndrica o tubular y una cubierta individual que la contiene, estas cámaras de combustión son empleadas sin inconvenientes tanto en los motores de flujo axial como en los de flujo centrifugo debido a la eficiencia que presenta en este tipo de motores, aunque el uso más apropiado es el de los motores de flujo centrifugo debido a que la masa de aire que proviene de estos ah sido dividida y entregada en partes iguales a los diferentes difusores de salida del compresor que están directamente conectados a cada una de las cámaras que componen la cámara de combustión. Figura .5.1. Cámara de Combustión Tipo Can o tubular

Fuente, http://www.uamerica.edu.co/tutorial/turgas.htm. Descripción tipos de cámara de combustión

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A continuación se presentarán algunas ventajas y desventajas de este tipo de cámaras de combustión. Desventajas

La relación desfavorable entre el flujo de entrada y de salida de las cámaras.

No aprovecha eficientemente el espacio Requiere mayor superficie de metal para contener el flujo

Ventajas

Los bajos costos de desarrollo Las condiciones aerodinámicas favorables en el interior de las cámaras La distribución adecuada del combustible La buena accesibilidad para las labores de mantenimiento e inspección

Cámara de combustión tipo anular. Es el más usado en los motores modernos, su estructura se compone de una pared perforada y una cubierta de forma anular, es decir no existe individualidad en los cilindros perforados como en las otras cámaras. Esta se compone de varios inyectores que se encuentren a lo largo de la circunferencia, los cuales tienen como objeto suministrar el combustible ya que la ignición está a cargo de las bujías que a su vez proporcional energía para la mezcla. Figura 5.2. Cámara de Combustión Tipo Anular

Fuente, http://www.uamerica.edu.co/tutorial/turgas.htm. Descripción tipos de cámara de combustión

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La organización de estas cámaras permiten que tengan nuevas características de eficiencias, longitudes y peso un factor muy importante cuando vamos a diseñar motores de aviación representa demasiadas ventanas al realizar una comparación con otros tipos de cámaras existentes. Podemos diferenciar las cámaras anulares por tener dos tipos de flujo, un flujo directo y un flujo reverso, gracias a la flexibilidad que nos permite el diseño de este tipo de cámaras, tenemos flujo directo cuando situamos la cámara entre el compresor y la turbina. Figura 5.3. Cámara Anular Flujo Directo

Fuente, http://www.uamerica.edu.co/tutorial/turgas.htm. Universidad América, septiembre 2007

En cambio el flujo inverso o reverso se observa cuando situamos la cámara alrededor del compresor y la turbina. Figura 5.4. Cámara Anular Flujo Reverso

Fuente, http://www.uamerica.edu.co/tutorial/turgas.htm. Universidad América, septiembre 2007

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Para profundizar en las cámaras con flujo directo se puede decir que el aire primario y secundario ataca por la parte frontal y los gases a su vez salen directamente hacia atrás para entrar en la sección de la turbina. Contrario es el caso del flujo inverso donde el aire pasa por las paredes de forma perforada exactamente donde se encuentran los inyectores, el flujo debe realizar un retorno de aproximadamente 180 grados para ingresar a la cámara y allí se mezcla con el combustible pulverizado por los inyectores en la zona primaria donde la mezcla es rica por que luego habrá más aire suministrado a la zona secundaria donde se produce la combustión, luego los gases resultantes son entregados a la turbina que en este tipo de diseños normalmente se encuentra al interior del espacio de la cámara de combustión. Ventajas

Tiene un rendimiento más alto que las cámaras tubulares, realizándose mejor la mezcla aire- combustible y presentando menores perdidas de presión

Menores pérdidas de carga. Así como una mejor refrigeración de los gases durante la combustión.

De esta forma, el espacio comprendido entre el compresor y la turbina se aprovecha al máximo dando lugar a un motor de sección frontal más reducida.

Desventajas

Resulta muy difícil obtener una distribución uniforme de la relación combustible-aire a pesar de utilizar un gran número de inyectores.

Como consecuencia de lo anterior, se presentan problemas a la salida de la cámara para conseguir una distribución uniforme de temperatura.

Estructuralmente son más débiles, por lo que es difícil impedir que se produzcan deformaciones en las paredes calientes del tubo de llama, problema que es particularmente preocupante en motores de gran diámetro.

En ellas no se puede quitar normalmente el tubo de llama sin desmontar el motor del avión, lo que implica mayores problemas de costos y tiempo de mantenimiento

Cámara de combustión tipo can anular o tuboanular. Es usado en los motores de turbinas de gas modernos, tiene una cubierta exterior anular la cual contiene varias paredes perforadas de forma cilíndrica, estas cuentan con un inyector de combustible y se encuentran interconectadas entre si por los tubos de propagación de llama.

33

Todas las paredes perforadas de forma cilíndrica están contenidas por una sola cubierta lo que evita el exceso de peso ya que se utiliza menos material y así se optimiza el espacio. Figura 5.5. Cámara de Combustión Tipo CanAnular o Tuboanular

Fuente, http://www.uamerica.edu.co/tutorial/turgas.htm. Universidad América, septiembre 2007, Descripción tipos de cámara de combustión

Ventajas

Como es el resultado de las dos cámaras anteriormente mencionadas, presenta una gran ventaja en su estructura pues resulta muy liviana, lo que ayuda a regular la perdida de presión haciendo estas demasiadamente bajas.

Desventajas

Produce muchos contaminantes, La longitud de la cámara es mucho mayor a las anteriores, dado que la presión que tenemos es mínima.

Trabajan bajo relaciones de compresión muy elevada, por lo que no es muy utilizada en motores como el presente.

2.2.5 Requisitos de una cámara de una buena combustión. Una buena cámara de combustión debe satisfacer como mínimo los cinco requisitos siguientes: 1. Alto valor de la energía liberada por unidad de volumen de cámara. Es posible

obtener hasta valores de 6 millones de Kcal/m3., A presión aproximadamente

34

de 5 Kg. /cm2. Sin embargo en la práctica, estos valores son sensiblemente menores. El límite superior está limitado por el comienzo de inestabilidad, combustión incompleta y a veces extinción de llama.

2. Uniformidad de mezcla de gases para evitar zonas de concentración de alta

temperatura. La uniformidad de mezcla de los gases de la combustión, es con objeto de que los gases ataquen a los alabes de la turbina a temperaturas constantes. Si los gases emergieran estratificados en capas diferentes temperaturas, el ataque de la vena fluida sobre parte de los alabes pudiera ser motivo de sobre tensiones. No obstante lo que antecede, si la estratificación es controlada, puede hacerse variar la temperatura de forma inversa a la resistencia en las diversas secciones del alabe, alejándonos de los problemas de termo fluencia.

3. Proceso de combustión con mínimas perdidas de presión. La pérdida de

presión ha de ser la más pequeña posible, para no elevar el consumo específico de combustible. Normalmente el porcentaje de disminución de presión en las cámaras de combustión es aproximadamente del mismo orden que el incremento de presión del compresor. Esto es, para una relación de presión 3, la pérdida de presión sería normalmente del 3% y, para un Valor de 6, la pérdida sería aproximadamente del 6 %.

4. Combustión completa para obtener economía de combustible. Bajo

condiciones de operación normales a alturas moderadas, el rendimiento de la combustión es del orden del 95% o mayor, siendo este rendimiento la relación entre la temperatura real alcanzada y la que debería alcanzarse para el correspondiente valor del poder calorífico.

5. Combustión continúa. La mezcla que originariamente se enciende por una

bujía del tipo convencional, ha de mantenerse encendida a expensas de su propia combustión, por la que ha de mantenerse un nivel de temperatura determinado. Si por cualquier razón la temperatura descendió por debajo del mínimo permisible, la combustión se para. Sería posible evitarlo, manteniendo un sistema de encendido continuo, pero de hecho no es necesario si se mantiene el nivel de temperatura requerido.

Las características de una buena cámara de combustión que cumpla con los requisitos antes enumerados pueden resumirse en tres: ‐ Separación de la zona de combustión de la zona de mezcla. Zona de

combustión, es aquella en que la mezcla de combustible/aire primario es aproximado al valor estequiométrico. Zona de mezcla es aquella en que se une a los gases de la combustión la cantidad de aire secundario necesario para reducción de temperatura.

35

‐ Gran atomización de combustible por un inyector o procedimiento de ionización del combustible antes de entrar en la cámara, para admitirlo en forma gaseosa.

‐ Dispositivo de recirculación de parte de los gases a alta temperatura para penetrar la zona de combustión, y mantener la alta temperatura requerida en dicha zona.

2.2.6 Dificultades operativas de las cámaras de combustión. Se pueden resumir en las siguientes cuatro: - Extinción de llama - Inestabilidad - Carbonización - Falta de uniformidad de mezcla

La extinción de llama, puede ocurrir a bajas revoluciones y alturas elevadas. En tales condiciones la atomización es relativamente pobre, la temperatura en la zona de combustión es baja. La extinción de llama puede también ocurrir si la mezcla es rica, o la temperatura es excesivamente alta. Tales condiciones pueden aparecer por una alta temperatura transitoria resultante de una excesiva inyección de combustible que tiende a incrementar la temperatura más rápidamente que la que su inercia le permite. También puede sobrevenir extinción de llama por una distribución anormal de velocidades, presiones y temperaturas en la zona de combustión, como resultado del flujo de combustible adicional durante la aceleración, pudiendo evitarse si se acelera rápidamente. La inestabilidad es un fenómeno de fluctuaciones de presión, y su origen no es comprobado con exactitud. No suele ocurrir en la operación normal, y es más bien un fenómeno para tener en cuenta en el diseño de cámaras de combustión, para estudiar la situación correcta de los pasos de aire a la cámara. La formación de depósitos carbonosos en la superficie interior de la cámara de combustión puede contribuir a la falta de regularidad de la operación.

36

La falta de uniformidad de mezcla puede aparecer a elevadas alturas, y es un fenómeno que naturalmente tiene por origen la carbonización y la inestabilidad. 2.2.7 Materiales empleados en las cámaras de combustión. Hay diversos fenómenos que afectan las cámaras de combustión durante su funcionamiento entre ellos la oxidación, los esfuerzos de fluencia, la fatiga, las altas temperaturas y el esfuerzo mecánico. Debido a esto es necesario realizar una selección exhaustiva de los materiales que van a ser parte de nuestra cámara de combustión. Una cámara de combustión de turbina de gas consta de: ‐ Un armazón exterior que resiste las presiones de los gases y que puede ser de

acero ferritico. ‐ Un armazón interior sometido a temperaturas elevadas que, al menos en su

parte superior en las verticales, o donde van los quemadores en las horizontales, se debe construir de acero austenítico o de material refractario.

‐ La sustentación del armazón interior debe permitir la libertad de las

dilataciones. La estabilidad del motor, parte de un buen rendimiento de la turbina ya que esta se encarga de mantener junto con un la cámara de combustión, una buena operación y estabilidad prolongada en tiempo de encendido del motor. 2.2.8 Turbina. Las turbinas radiales y axiales las cuales son mencionadas en la sección 4.17, han sido usadas ampliamente en muchas aplicaciones, dentro de las cuales se encuentran pequeños generadores de poder eléctrico ligados al piso, también en motores turbo cargados y unidades de poder auxiliar en la aeronave. En cada una de estas aplicaciones la temperatura interna de la turbina está limitada por las propiedades de los materiales y de las partes calientes dentro de los rotores. El enfriamiento del alabe de la turbina ha sido exitosamente utilizado en maquinas axiales de todos los tamaños. El enfriamiento de las turbinas radiales no ha avanzado en ninguna parte de la industria tanto como la axial. La principal razón es el uso casi total de las turbinas axiales en las aeronaves de alta tecnología.

37

El alto poder de salida en la etapa radial puede remplazar dos etapas de turbina axial reduciendo significativamente el número de partes que deben ser enfriadas. Inclusive en una etapa básica la turbina radial tiene menos alabes que enfriar. Para lograr una óptima fabricación del enfriamiento turbina radial es necesario que los materiales sean compatibles y los costos sean razonables. Típicamente, los rotores radiales se trabajan en hierro forjado. Fabricar el rotor enfriado de un bastidor integral requiere el uso de elementos de cerámica múltiples. El proceso de diseño de un rotor radial enfriado es aceptable siempre y cuando se acomoden los intereses comprometidos en la aerodinámica, el traspaso térmico, la integridad estructural, y de los requisitos vitales de los materiales. 2.2.9 Motores a reacción Figura 6. Turbo-fan

http://www.grc.nasa.gov/WWW/K-12/airplane/trbtyp.html. National Aeronauticas and Space Administration, Marzo, 2008

38

Figura 7. Turbo-fan JP1

39

3. METODOLOGÍA 1.1 ENFOQUE DE LA INVESTIGACIÓN El primer método a seguir en la adquisición del conocimiento es el de análisis, así se identificarán cada una de las partes más específicas que caracterizan el funcionamiento y la operación del motor. El segundo método es el experimental, por lo cual se realizan cálculos para el diseño del motor, haciendo comparación con motores reales con el fin de sustraer datos empíricos que permitan complementar las partes señaladas anteriormente. El tercero a utilizar es el método de síntesis, el cual consiste en el análisis de las partes que se interrelacionan con el fin de construir un modelo integral de funcionamiento. En el proceso de investigación, se harán actividades paralelas necesarias para el flujo continuo de los procedimientos planteados, se realizará un desarrollo de sistemas de adquisición de datos del motor y control del mismo, partiendo de modelos existentes en diversas plantas motrices y bancos de prueba reales y adaptándolos a los requerimientos del turbo-fan diseñado por el grupo de investigación. Esta misma lógica aplica también para la construcción del banco de pruebas para motores a reacción de bajo flujo másico. De esta manera, se utiliza el método deductivo para la realización de estos dos últimos objetivos. 1.2 LÍNEA DE INVESTIGACIÓN Línea de investigación de la Universidad de San Buenaventura – Bogotá: Tecnologías Actuales y Sociedades Sublínea de Investigación: Instrumentación y Control de Procesos Campo Temático del programa de ingeniería aeronáutica: Diseño y Construcción de Motores

40

3.5 HIPÓTESIS En la Cámara de combustión, la mejora de la contaminación se obtiene a costa de una mayor complejidad de la tecnología de la cámara y especialmente, aumentando el número de inyectores. Y haciendo un mejor quemado del combustible La Turbina Centrípeta, tiene un gran aprovechamiento de energía para transmitirla al eje y así obtener un mayor rendimiento tanto del fan como del compresor, disminuyendo las pérdidas de flujo las cuales repercuten en la etapa de turbina todo esto dependiendo del grado de ración que obtengamos con esta turbina. 3.6 VARIABLES 3.6.1 Variables Independientes Dimensiones del motor. 3.6.2 Variables Dependientes Presión Temperatura Velocidad Entalpías Entropías Mezcla estequiométrica

41

4. CALCULOS TERMOGASODINAMICOS Los cálculos termogasodinamicos de un motor a reacción, consiste en la determinación de los parámetros necesarios, para el cálculo posterior y proyecto de todos sus elementos. Los datos iníciales se fijan según la velocidad de diseño y altura de vuelo, el empuje y gasto especifico de combustible. Aparte de esto, el motor debe satisfacer una serie de exigencias con respecto al peso, dimensiones principales, sencillez de construcción y seguridad de servicio. El tubo-fan consta de un ventilador a la entrada (Fan), de un compresor centrifugo, de una cámara de combustión y una turbina. En la figura 7.1 muestra el esquema de un turbo-fan que consta de un solo eje con sus respectivas estaciones: ESTACIONES 1-2 Toma de aire y Fan (ventilador) 2-7 Ducto y Tobera de salida 2-3 Compresor 3-4 Cámara de combustión 4-5 Turbina 5-6 Tobera de salida Figura 7.1 Esquema del motor turbo-fan

12

3 4 5

6

7

42

Para iniciar, es necesario calcular la relación de by-pass que es la diferencia, de aire que pasa a través del ducto secundario y el ducto primario representado en la grafica 7.1 como 1 a 7 y de 3 a 6 respectivamente.

4==•

•

c

f

m

mB α (1)

Con esta relación de by-pass, se deduce inmediatamente que.

,1+

=•

BmBm f

1+=

•

Bmmc Y fc mmm

•

+= (2)

Con esto se calcula el π compresor que es la relación de presión de salida sobre la presión de entrada. Expresado en la ecuación (8). Siendo FPR la relación de compresión de la etapa de fan, la sumatoria de las dos relaciones de compresión

la del fan coma la del compresor se expresa como tπ relación de compresión total.

• Relación de compresión total tπ 2.194

• Relación de compresión del ventilador fπ 1.024

• Relación de by-pass ••

cf mm 4.0 • Temperatura a la entrada de la turbina 1100 K • Rendimiento politrópico de ventilador, compresor y turbina 0.85

• Rendimiento isentrópico de las toberas propulsivas fη

0.90

• Rendimiento mecánico del eje mη 0.99 • Perdida de carga en la combustión bpΔ 1.25 • Gasto másico total del aire 1 skg

Para estos cálculos es necesario asumir la presión y temperatura ambientales 1.0bar y 288 K respectivamente. Los valores de ( ) nn 1− para la compresión y expansión politrópicas son:

43

Para la compresión, 3175.05.39.0

1111=

×=⎟⎟

⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛ −=

−

∞ acnn

γγ

η (3)

Para la expansión, 225.049.011==⎟⎟

⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛ −=

−∞

ctn

nγ

γη

En condiciones estáticas, aTT =01 y app =01 , de forma que, de acuerdo con la notación de la figura 7.1,

( ) nn

pp

TT

1

01

02

01

02

−

⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛= (4)

De donde, ( ) KT 1.290024.1288 3175.0

02 =×=

KKKTT 1.22881.2900102 =−=− (5)

14.2024.1194.2

02

03 ===f

t

pp

ππ

(6)

( )

( ) KKpp

TTn

n

3.36914.21.290 3175.0

1

02

030203 =×=⎟⎟

⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛=

−

(7)

KKKTT 2.791.2903.3690203 =−=−

La relación de expansión de la tobera de la corriente fría donde se ubica el ventilador (fan):

024.102 == FPRpp

a (8)

Siendo la relación de expansión de esta tobera, sabiendo que:

fη

Rendimiento isentrópico de las toberas propulsivas siendo este valor igual a 0.90.

44

γ Corresponde al coeficiente adiabático del aire par compresión, siendo igual a 1.4.

⎥⎥⎥

⎦

⎤

⎢⎢⎢

⎣

⎡

⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛+−

−

=−1

02

1111

1

γγ

γγ

η f

cpp

(9)

48.0

14.114.1

90.011

15.3

02 =

⎥⎥⎦

⎤

⎢⎢⎣

⎡⎟⎠⎞

⎜⎝⎛

+−

−

=cp

p

Por lo tanto, la tobera de corriente fría no está obturada de forma que. app =08 Y el empuje de esta corriente vendrá dado por,

7CmF ff = (10)

El salto de temperatura de la tobera, según la ecuación (11), siendo ( )γγ 1−

la inversa del valor para la compresión politrópica.

( )

⎥⎥⎥⎥⎥

⎦

⎤

⎢⎢⎢⎢⎢

⎣

⎡

⎟⎟⎟⎟

⎠

⎞

⎜⎜⎜⎜

⎝

⎛

−=−

−γγ

η

1

0202702

11

a

f

pp

TTT (11)

KKTT 6.2024.1111.29090.0

5.31

702 =⎥⎥⎦

⎤

⎢⎢⎣

⎡⎟⎠⎞

⎜⎝⎛−×=−

Y, Por lo tanto,

( )[ ] 21

727 2 TTCC p −= (12)

[ ] smC 2.7210006.2005.12 2

17 =×××=

45

Como la relación de by-pass es de 4.0 ecuación (2),

8.010.40.41

1=

+×

=+

=•

BmBm f

Según la ecuación (10) tenemos que:

NFf 572.728.0 =×= Considerando el trabajo requerido por la turbina tenemos,

( ) ( )02030504 1 TTC

CBTT

pgm

pa −+=−η

(13)

( ) ( ) KKTT 3502.79147.199.0

005.1140504 =×

+=−

Por lo tanto,

( )05040405 TTTT −−= (14)

( ) KKKT 750350110005 =−= Y 05p Se puede determinar de la siguiente manera:

( )1

05

04

05

04

−

⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛=

nn

TT

pp

(15)

Siendo ( )1−nn

la inversa para la expansión politrópica.

47.5750

1100 225.01

05

04 =⎟⎠⎞

⎜⎝⎛=

KK

pp

Determinando 04p para así obtener la relación de expansión de la tobera caliente.

bppp Δ−= 0304 (16)

46

barbarp 9.025.1194.204 =−=

⎟⎠⎞⎜

⎝⎛

=

05

04

0405

pp

pp (17)

( ) barbarp 17.047.5

9.005 ==

Por lo tanto, como se nombro anteriormente la relación de expansión de la corriente caliente valdrá.

17.005 =ap

p (18)

Mientras que la relación de expansión critica es:

⎥⎥⎥

⎦

⎤

⎢⎢⎢

⎣

⎡

⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛+−

−

=−1

06

1111

1

γγ

γγ

η f

cpp

(19)

Tomando γ como 1.3. Los valores γ , depende de la temperatura del gas. En el cálculo termodinámico de turborreactores se adopta usualmente los siguientes valores:

• Para temperaturas moderadas del fluido (compresor) γ =1.4

• Para temperaturas elevadas (turbina y toberas de salida): γ =1.33

47

91.1

13.113.1

90.011

14

06 =

⎥⎥⎦

⎤

⎢⎢⎣

⎡⎟⎠⎞

⎜⎝⎛

+−

−

=cp

p

Esta tobera se encuentra obturada por lo que 6C , se calcula de la siguiente forma.

0566 RTaC γ== (20)

smKkgK

JaC 5357503.28933.166 =××==

Sabiendo que,

1+=

•

Bmmc

skgs

kgmc 2.0

14

1=

+=

•

Y tenemos que, la tobera de corriente caliente está obturada de forma que. El empuje de esta corriente vendrá dado por,

6CmF cc ×=•

(21)

Nsm

skgFc 1075362.0 =×=

Así pues, el empuje total será:

fc FF + (22)

kNNNNFF fc 1.016410757 ==+=+ Teniendo en cuenta los cálculos termogasodinámicos del motor se prosigue a determinar los parámetros necesarios para el cálculo posterior y diseño de cada componente comenzando por la zona fría que comprende, Toma de aire, ducto, Fan, compresor y difusor siguiendo con cámara de combustión y para concluir el diseño turbina.

48

4.1 DISEÑO DE LA CORRIENTE FRIA DEL (FAN)

Estos cálculos se efectúan para el diseño del diámetro de la corriente fría, este comprende “toma de aire y ducto”, hace parte del fan, en esta parte se dimensiona en su totalidad el motor. Flujo másico de by-pass determinado partir del flujo másico total, relación de by-pass y área de entrada de fluido.

(23)

2

3

0131.05022.1

8.0

8.042.0

ms

mm

kgs

mA

VmA

sm

smm f

=∗

=

×=

=×=•

•

ρ (24)

Los turbo-fan suelen evaluarse en función de su relación de By-pass “B o α ”. Que se define como el cociente entre el flujo másico del conducto de By-pass (corriente fría) y la del compresor (corriente caliente) utilizando la ecuación (25), la relación de by-pass B viene dada por:

4==•

•

c

f

m

mB α (25)

El valor de B o α puede oscilar entre 51÷ , dependiendo el Dúcto que se trabaje. Si es (low by-pass) el valor suele estar entre 21÷ , si por el contrario es (High by-pass) estará entre 52 ÷ .

== αB Relación de by-pass es:

4×=••

cmm

49

42.0

8.0==

skg

skg

B (26)

Se deduce inmediatamente que:

,1+

=•

BmBm f

1+=

•

Bmmc y fc mmm

••

+=

(27)

skgs

kgm

skgs

kgm

skg

skg

skgm

c

f

25.014

1

8.014

41

18.02.0

=+

=

=+

×=

=+=

•

•

Después de calcular el flujo másico del fan ( fm•

), se sigue con el cálculo de área del ventilador.

skgVA 8.0=ρ (28)

Siendo 0.8 el flujo másico del fan ( fm•

).

ρ×=

•

Vm

A ff

222.150

8.0

mkg

sm

skg

Af×

= (29)

A =

2130 −e =0.0131m²

Siendo 3r el radio del ducto primario figura 8.

50

smms

mAvQ

mA

mmmA

cmmmA

rA

AAA

t

t

t

c

c

fct

32

2

222

222

23

7.71551.050

1551.0

1551.0142.00131.0

2.14142.0)112.0(

=×=×=

=

=+=

==×=

×=

+=

π

π

Con el área total, se calcular el radio del ducto secundario 2r , donde se ubica el fan Figura 8.

2rAt ×= π = 21551 rcm ×= π

πcmr 1551

= cmr 21.22=

Con este radio, se calcula el diámetro, que es la multiplicación Dr =× 2 , y así obtener este diámetro.

cmD 44.44= (30) Obteniendo el diámetro del ducto D, se tiene que la longitud del alabe del fan es

2r = 22cm, ya que no se tiene en cuenta donde van sujetados los alabes, se resta 2cm a esta longitud, teniendo una longitud final del alabe de 20cm esto por motivos de diseño. Por otra parte es necesario dejar una distancia entre el ducto y el alabe que se nombra en la siguiente sección 4.1.1.

51

Figura 8. Dúcto del fan

4.1.1 Distancia entre los alabes y el ducto Es necesario tener en cuenta que los álabes, son un elemento giratorio que le ejerce trabajo al aire, este trabajo como tal contiene pérdidas generadas por las ondas de choque (resistencia aerodinámica) debido a las altas RPM`s a las que gira el fan, estas altas velocidades de rotación también hacen que el alabe tenga un desplazamiento por fuerza centrifuga y tienda a hacer fricción con el ducto secundario, esto hacen que el rendimiento del el conjunto “alabes y ducto” sea disminuido notablemente, estas pérdidas son eliminadas disminuyendo la distancia de los alabes con respecto al ducto figura 9, haciendo posible eliminar en su totalidad las ondas de choque nombradas anteriormente y fricción del conjunto del fan con el ducto. Estas ondas de choque hacen que tanto los alabes como el flujo que pasa al través del motor sufran diferentes anomalías, por ejemplo en el caso de los alabes vibraciones en el tip (punta del alabe) haciendo que la eficiencia del Fan no sea la mejor en el tiempo de operación del motor. En la parte del diseño es necesario tener en cuenta que la distancia entre los alabes y el ducto no debe superar los 0.003 mt o 0.3mm como muestra la Figura 9, teniendo así una distancia muy pequeña en la que no se pueden formar ondas de choque y perdidas desfavorables para el motor, y si una distancia favorable para la expansión de los alabes por su alta fuerza centrifuga que es un parámetro a tener en cuenta, esta distancia no nos permite la fricción de los alabes con el ducto teniendo como resultado un ducto más eficiente y un fan con menor cantidad de inconvenientes.

52

Figura 9. Distancia entre el ducto y los alabes

Con esta área ya obtenida se y estos parámetros a tener en cuenta se diseña la toma de aire. Para el diseño la (toma de aire) del fan es necesario tener en cuenta las siguientes recomendaciones.2

1. La toma de aire debe suministrar el gasto de aire que requiere el motor en todas las condiciones de vuelo.

2. Debe garantizar un flujo de aire lo más uniforme posible al motor. 3. Debe efectuar al proceso global de difusión con perdidas energéticas mínimas

(máxima recuperación de presión total). En el diseño de la toma de aire, el flujo que pasa a través de la toma varía de acuerdo con la actuación de la aeronave, y la necesidad de aire en el motor. Puede establecerse desde una deceleración efectiva de la corriente, antes de la boca de entrada, como actuaría cerca de las velocidades máximas de vuelo Figura 10.a, a una aceleración del fluido en la entrada en subida del avión ó despegue 2 OÑATE Esteban Antonio, Turborreactores teoría, sistemas y propulsión de aviones Pag 138,139,149

53

Figura 10.b, en condiciones estáticas, el fluido es aspirado en todas las direcciones Figura 10.c. El flujo que pasa por la superficie exterior del difusor, puede compararse al que se desarrolla sobre un perfil aerodinámico, corresponde a cambios de la fuerza de sustentación que actúan en el perfil de la carena (ducto). La distribución de presión en la superficie exterior de la toma depende, fundamentalmente, de su forma, y de la relación entre la velocidad del fluido en el

cuello )( gV y la que posee la corriente no perturbada )(Vo . Si la relación og VV

disminuye, aumenta la succión en el carenado exterior y con ello la componente que produce el perfil de la toma de aire. El criterio de garantizar un valor máximo de esta fuerza propulsiva encuentra dos limitaciones.

La favorable disminución de og VV , viene limitada por las necesidades de aire del motor. El aumento de velocidad en la superficie exterior de la carena pude originar zonas locales supersónicas, con el correspondiente aumento de la resistencia aerodinámica.

54

Figura 10. Resistencia aerodinámica

Fuente: OÑATE Esteban Antonio, Turborreactores teoría, sistemas y propulsión de aviones Pag 138, 139,149

En la practica el valor de og VV se sitúa alrededor de 0.5. En estos casos, cerca del 75% de la recuperación de presión se ha obtenido en la corriente libre hasta la sección mínima del difusor. A partir de aquí, hasta el plano de entrada al fan se obtiene el 25% restante.

55

Para obtener altos valores de rendimiento de la admisión, lo que significa altos valores de presión dinámica, en el caso de vuelo subsónico es necesario una relación de velocidades og VV de valor pequeño. En la práctica, los conductos de admisión para vuelo subsónico están diseñados para relaciones de velocidad og VV aproximadamente 0.8, pues aun cuando teóricamente resultaría mejor para 0.4 ó 0.5 resulta que para estos valores el gasto de aire es pequeño y puede ser crítico para el empuje requerido en elevados regímenes. La longitud del difusor debe ser tal que canalice el flujo de aire hasta ser admitido de forma axial sin incurrir en grandes pérdidas por resistencia. Para evitar la separación de flujo de aire de las paredes, el ángulo de estos con el eje del motor ha de ser pequeño, aproximadamente 3° y, el perfil de entrada, no deberá ser sensible a los cambios del ángulo de ataque como muestra la figura 11. 4.1.2 Parámetros geométricos de la toma de aire Las variables de los difusores subsónicos, tal como se aplica en los motores actuales, se ilustra en la figura 11. El labio interno del difusor se forma con una elipse de semiejes en la relación 2 a 1. La contracción de área del labio interno )( 22

1 gDD oscila entre 1.26 y 1.42 siendo un valor estándar 1.35. Las contracciones internas elevadas proporcionan mayor suavidad al contorno del labio, y el difusor presenta mayor resistencia a la separación del flujo.

Otros factores geométricos son la relación sDDmax (del orden de 1 a 1.11), y el núcleo central, que proporciona las secciones de paso de difusión interna y la entrada anular de aire para el fan. El núcleo central es una elipse cuyo semieje están en la relación 2 a 1. Con todos los factores geométricos característicos del difusor son la relación de

área de difusión )( gs AA y la relación longitud / diámetro )( sd DL . La influencia de estas variables en el proceso de difusión se estudiara enseguida.

56

Figura 11. Geometría del difusor subsónico

Fuente: OÑATE Esteban Antonio, Turborreactores teoría, sistemas y propulsión de aviones Pag 138, 139,149

4.1.3 Perfiles subsónicos En estos perfiles la forma del carenado exterior debe asegurar la máxima fuerza en la dirección de vuelo, con que la toma contribuye al empuje interno del motor. Además, debe retrasar la aparición de fenómenos de compresibilidad en el flujo exterior (ondas de choque).

No es aconsejable valores og VV elevados, pues entonces puede aparecer separación de flujo de las paredes y, aun cuando la fricción sea pequeña, como ocurre con los conductos de admisión en voladizo, el elevado gradiente de presión pude motivar un descenso del rendimiento de admisión. 4.1.4 Proceso de difusión En el proceso de difusión que se desarrolla desde la garganta (toma de aire) hasta el plano de entrada al fan, es necesario evitar la separación de la capa límite de las paredes como fue nombrado anterior mente.

57

La separación se traduce en una caída de presión total e irregularidades del flujo a la entrada del fan.

Figura 12. Tipos de difusores subsónicos cuyos límites de separación se muestra en la figura 13

Fuente: OÑATE Esteban Antonio, Turborreactores teoría, sistemas y propulsión de aviones Pag 138, 139,149

58

Figura 13. Limites de separación de la corriente en los difusores de la figura 12, condiciones típicas de aterrizaje y despegue

Fuente: OÑATE Esteban Antonio, Turborreactores teoría, sistemas y propulsión de aviones Pag 138, 139,149

Según las graficas anteriores se prosigue al cálculo y determinación de la toma de aire teniendo en cuenta las variables para este componente. 4.1.5 Cálculos de la Toma de Aire. Con respecto a lo nombrado anteriormente se hacen los siguientes cálculos para diseñar la toma de aire, donde se ubica el fan. Velocidad de entrada al difusor

(31)

sm

smV

VV

VV

g

og

og

25505.0

5.0

=×=

=

59

Relación de diámetros en la entrada

(32)

Donde 2

gD es el diámetro del fan calculado anteriormente sección 4.1, siendo 1.36

la contracción de área del labio interno que oscila entre 1.26 y 1.42, 21D se despeja

teniendo que:

36.1)44.44( 221 =D

( ) cmD 8.5144.4436.1 2

1 =×= Con este valor se prosigue a calcular otros factores geométricos como lo es la relación de diámetros en la salida del difusor ecuación (33), siendo cmDs 44.44= el diámetro de la toma de aire como se ve en la figura 11, este diámetro comprende una diferencia de 1.5, que es el espesor del material en el que va a ser

construido este componente siendo maxD =45.94cm, que es la suma de sD +1.5.

(33)

144.4494.45 =cmcm Cumpliendo con la relación antes nombrada. Con estos datos se prosigue al cálculo de la relación de áreas para el dúcto, en este caso se toma el área ya calculada en la sección 4.1, por lo general estas dos áreas sA y gA son iguales o su diferencia no es muy grande dependiendo el diseño aplicado.

(34)

1)15511551( 2

2=cm

cm

)( 221 gDD

sDDmax

)( gs AA

60

Con esta relación 1)/( =gs AA y sabiendo que la distancia del dúcto no se conoce se prosigue a elegir uno de los ductos que tenga la relación )( gs AA más cercana a la calculada, en este caso se podría elegir el numero 1 de la grafica 12. Y así determinar el largo del dúcto que es la longitud desde la toma de aire hasta

el fan o ventilador, dada como dL en la figura 12. Siendo 4.0)/( =sd DL y sD =44.44cm se despeja dL y se tiene:

(35)

)44.444.0( cmLd ×=

mcmLd 17.017 ==

Figura 14. Inlet (toma de aire) del fan

Con esta longitud calculada entre la entrada y el fan siendo la más eficiente para el motor, se sigue al próximo componente que viene unido a la toma de aire, este componente lleva como nombre ducto y es el que se encuentra en la parte posterior del ventilador, también es el encargado de canalizar y direccionarlo el aire hacia la parte posterior del motor, es la unión en este caso de la toma de aire y la tobera de salida del flujo secundario.

)( sd DL

61

4.2 DISEÑO DEL DUCTO FAN El diseño de los ductos, es uno de los parámetros más importantes, ya que esta parte hace que el rendimiento del motor se incremente notablemente, por lo general los ductos de salida empleados en estos motores son convergentes para así poder aumentar la velocidad de salida del gas, consecuente con la disminución de área se tiene que la presión y temperatura disminuyen, haciendo así un incremento del empuje. En algunos casos los ductos están familiarizados con los mezcladores (mixer), que es una parte del motor que se sitúa en la salida del dúcto primario y el dúcto secundario como se muestra en la Figura 15, en esta parte del motor se realiza una mezcla de gases de la corriente fría proveniente del fan y la corriente caliente proveniente del dúcto primario figura16.1, teniendo así un incremento adicional de empuje y una disminución de ruido a la salida del motor. En los ductos es importante también tener en cuenta que el flujo saliente del fan debe ser direccionado ya que tiene componentes de rotación, de este trabajo se encargan los estatores, este componente del motor funcionan quitándole las componentes tangenciales con la que proviene del fan, generando así un movimiento de los gases en dirección axial a lo largo del dúcto nombrados un poco más amplio en la sección 4.6.6. En este diseño del ducto es necesario determinar las pérdidas de energía que se tienen por fricción y por turbulencia, en estos casos los ductos se tienen que diseñar teniendo en cuenta todos estos parámetros, esto para que el motor tenga un mejor desempeño y el flujo de salida pasante por el ducto sea el más uniforme y genere el empuje necesario sin ninguna clase de pérdida o flujo turbulento, en caso tal de presentarse perdidas tratar de que sean mínimas para así optimizar el fluido que proviene del fan haciendo así que el motor aproveche el paso del mismo generando empuje. Este diseño del ducto se hace de la mano con la tobera de salida, componente diseñado en la sección 4.4.2, ya que por escasa información, se decidió la unión con este otra parte del motor (ducto/tobera de salida) generando una nueva metodología de diseño para este componente.

62

Figura 15. Mezclador (mixer)

Fuente: http://www.industryplayer.com/licenceinfo.php?licid=016500. Industry placer business simulation game

Figura 16 Mezclador Simulacion en Fluent

Fuente: www.fluent.com/solutions/examples/x178.htm. Fluent Software de modelamiento, análisis y modelamiento computacional de fluidos.

Teniendo en cuenta estos parámetros se prosigue al cálculo del conjunto Tobera de salida/ducto.

63

4.2.1 Cálculos de la tobera de salida y ducto del Fan3 Figura 17. Tobera de salida del Fan

Figura 18. Tobera de salida (FAN)

En este cálculo, (5) se toma como entrada donde el fluido proveniente del fan (entrada en la garganta de la tobera) y (8) la parte donde descarga la tobera el fluido a la atmósfera Figura 18.

(36)

3 Los valores de VP CC , , y por lo tanto k, depende de la temperatura del gas. En el cálculo termodinámico de

turborreactores se adopta usualmente los siguientes valores:

• Para temperaturas moderadas del fluido (compresor) k=1.4; PC =0.24kcal/kg K

• Para temperaturas elevadas (turbina y toberas de salida): K=1.33; PC =0.28kcal/kg K. 3 OÑATE Esteban Antonio, Turborreactores teoría, sistemas y propulsión de aviones, Pág. 49, 213,214.

⎟⎠⎞

⎜⎝⎛ −

+=+== 288

28

885 211

2MT

cVTTT

pt

γ

64

Reemplazando: 33.1=γ Y asumiendo una temperatura 8T = 338.3k se tiene que

(37)

Con esta temperatura se calcula como es debida la velocidad de salida en la sección 8, teniendo que:

(38)

( )( )

smV

V

55.5

3.3384.40413.33824.02

5

5

=

⎟⎠⎞

⎜⎝⎛ −=

Sabiendo que la velocidad en la sección 5 es menor que la del sonido ( ⟨5V 8M ), se tiene que:

18 ⟨M ⇒ 08 PP =

0P Es la presión donde descarga la tobera y:

Solucionando así:

(39)

( )

KT

Kc

VTTTp

t

4.404

089.12

133.113.3382

5

22

8885

=

⎟⎠⎞

⎜⎝⎛ −+=+==

( ) ⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛−=−=

5

85855 122

TTTcTTcV pp

1

8

1

885 2111

−−

⎟⎠⎞

⎜⎝⎛ +

=⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛ −+==

γγ

γγ

γγ

γ PPPP T

58 PP T =

65

43.65Psi01.32

133.122.2

85

03.4

85

===

⎟⎠⎞

⎜⎝⎛ +

==

barPP

barPP

T

T

Si:

(40)

Teniendo que 08 PP ⟩ se calcula la temperatura en sección (8).sabiendo que γ =1.33 y 5T =404.4K, tenemos que:

(41)

KT

KM

TT

1.347

4.404133.1

2

211

8

28

58

=

+=

−+

=γ

Con la temperatura en la sección se calcula la presión en este punto.

(42)

12

18

1

8

5

0

508 =⇒⎟

⎠⎞

⎜⎝⎛ +

=⟩⇒⟩−

MPP

PP

PPγγ

γ

528

58 1

2

211

TM

TT

+=

−+

=γγ

5

1

128

58 1

2

211

P

M

PP

−

−⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛+

=

⎟⎠⎞

⎜⎝⎛ ++

=γγ

γγ γγ

23.49Psi62.1

01.3133.1

2

211

8

03.4

128

58

==

⎟⎠⎞

⎜⎝⎛

+=

⎟⎠⎞

⎜⎝⎛ ++

=−

barP

bar

M

PP

γγ

γ

66

Obteniendo esta presión se procede a calcular la velocidad en la sección de salida. Sabiendo que: 18 =M

(43)

( ) ( ) ( )

smV

KkkgkcalV

24.116

1.34727.2933.11

8

8

=

××= o

(44)

Con estos cálculos de tobera de salida, es necesario tener en cuenta el flujo másico para calcular el área efectiva de la tobera en este caso se asume el flujo másico real para así obtener el empuje ideal. Flujo másico primario= s

Kg2.0

im•

Flujo másico ideal del ducto secundario= sKg8.2

Rm•

= flujo másico real, asumiendo un coeficiente de descarga de 90.0=DC , teniendo en cuenta perdidas por fricción del gas con la tobera de salida, por otra parte si el fluido no presentara perdidas sería ideal por lo que se tomaría 1=DC Relación de by- pass 4

sKgmi 8.2=

•

i

RD

m

mC•

•

= s

kgmC R

D8.2

•

= Se asume un 90.0=DC iDR mCm••

×=

sKg

sKgm R 52.28.290.0 =×=

•

888 TRMV g ××= γ

67

Donde DC es el coeficiente de descarga y i

R

m

m•

•

es el flujo másico real y el flujo

másico ideal respectivamente.

Área geométrica de la tobera ( GtA ) × DC = Área efectiva de la tobera ( EtA ).

DGtEt CAA ×= (45)

22 139.090.01551.0 mmAEt =×= El empuje ideal IE es el flujo másico real multiplicado por la diferencia de

velocidades siendo SV = smV 24.1168 = y EV = s

m50 que es la velocidad que se

asume desde el inicio de los cálculos como velocidad de referencia obteniendo así:

(46)

Donde vC es Coeficiente de Velocidad con respecto al Empuje asumiéndolo del

valor de 0.85, MRV es la Velocidad Media Real, IV Velocidad Ideal, RE Empuje

Real, RI mE•

→ Empuje Ideal con flujo másico Real.

RI

R

I

MRv

mE

EV

VC •

→== (47)

(48)

( ) ( )f37.52061Lb9.166

5024.11652.2

2 =×=

−=−=•

smKgE

sm

sm

sKgVVmE

I

ESRI

NsmkgE

smkgE

CsmkgE

smkg

EV

VC

R

R

vRR

I

MRv

8.1418.141

85.09.166

9.1669.166

2

2

2

2

=×=

××=

××=⇒×

==

68

DC Depende de:

El ángulo de la parte convergente, Corriente externa (corriente libre alrededor del ducto).

vC Depende:

• La forma de la tobera, • Rugosidad de la superficie.

Con estos cálculos de empuje se analiza el flujo que pasa a través de este ducto, si es laminar o turbulento, por lo que calcula el numero de Reynolds. 4.2.2 Flujo laminar y flujo turbulento en el dúcto del fan y (tobera de salida) El análisis por numero de Reynolds nos permite saber en qué etapa se encuentra nuestro fluido (aire) a lo largo del dúcto del secundario donde se encuentra el fan y tobera de salida, teniendo en cuenta que en una tubería o dúcto en nuestro caso, el valor del numero de Reynolds debe ser menor de 2100 para flujo laminar y mayor de 4000 para flujo turbulento, todo este proceso se va a ver reflejado en pequeñas perdidas para la parte de la corriente fría y en una disminución de eficiencia en el fluido del dúcto secundario en caso de que el flujo sea turbulento. Para el cálculo del dúcto de salida es necesario tener en cuenta el número de Reynolds, esto se hace para analizar si el fluido que está pasando por el dúcto es laminar o turbulento, para este análisis se determina por la ecuación que esta dado por μρ DV ××=Re , donde ρ es la densidad del fluido en este caso aire, V es la velocidad del fluido, D el diámetro del ducto, μ es la viscosidad del fluido.

(49)

3023000023.3Re 6 == E En caso nuestro fluido (aire) que pasa a través del dúcto y tobera de salida es turbulento esto se nos va a transmitir en pequeñas perdidas para la parte del dúcto

625

3

023.379.1

44.010023.1Re E

msNEmtsmmkg

=∗

××=

−

69

secundario y para el motor, estas pérdidas son muy pequeñas y por lo tanto no son tomadas en cuenta en la eficiencia global del motor debido a las dimensiones del motor, en caso tal de que el dúcto sea de dimensiones mayores se tendría que analizar y tener en cuenta estas pérdidas por flujo turbulento y que problemas le generaría al motor en la parte de eficiencia. Terminado el dimensionamiento del conjunto ducto/tobera de salida, se continúa con el diseño del fan, este diseño ya restringido con las medidas y los diámetros calculados anteriormente en las secciones 4.1 y 4.2 4.3 DISEÑO DE LOS ALABES DEL FAN Para el diseño del fan es necesario calcular la velocidad tangencial del alabe ( tV ), para que este no entre en perdida y se produzcan ondas de choque en el borde de ataque del alabe produciendo vibraciones en el mismo como en el motor, para esto se evalúa el alabe en una ecuación que está dada por la velocidad tangencial que va en función de las RPMS y el radio de alabe. Dicha velocidad tiene que ser menor o igual 340 m/s velocidad del sonido, para que no ocurra este efecto.

smVt 340≤

(50)

smVt

mtVt

rRPMVt

59.523

2.0min60250002

602

=

×××

=

×××

=

π

π

70

Figura 19 Tabla de mach crítico en álabe (blade) del Fan.

En este caso en la figura 19. Se muestra el punto en el que la velocidad en el alabe sobrepasa la velocidad del sonido, esto hace que se forme una onda de choque normal, haciendo que el efecto de vibración aparezca tanto en alabe como en el motor, en este caso la onda de choque no dejaría que las RPM´s del motor aumenten y hace que el alabe tienda a una ruptura por el movimiento de oscilación que presenta, haciendo esto un daño notable para el motor disminuyendo así su rendimiento. En tecnologías actuales el diseño de alabes para el fan, se han implementado una serie de formas y de ángulos que nos permite que el alabe por mas altas RPM´s a las que se les someta, no presente estos problemas aerodinámicos (resistencia aerodinámica), lo más notable es el twist (entorchamiento) en el alabe figura 21 y en algunos casos como el motor TRENT 900 empleado en el Airbus 380 y el motor GE-90 empleado en el Boeing 777, tienen una forma muy particular en su diseño que es una curvatura que hace ver el alabe del fan inclinado hacia atrás, esto permite retrasar la onda de choque que se forma como se explico anteriormente, permitiendo una menor emisión de ruido, mejor eficiencia del fan y una regulación en caso de vibraciones por efectos aerodinámicos. Este ángulo se encuentra entre 20° y 25°, con respecto a la parte del root o raíz del alabe

71

Figura 20. Curvatura en un alabe de Fan

En la Figura 20 se muestra la curvatura en un alabe de un fan, esta curvatura puede variar como se mencionó anteriormente entre 20° y 25°, en el caso de motores de bajo flujo másico, el radio del alabe varia ya que sus RPM´s son muy elevadas, y se debe disminuir teniendo así una caída de velocidad tangencial a lo largo del radio del alabe, esto para que no se acerque ninguna parte del alabe al MACH = 1 critico, que es donde se forma la onda de choque normal. En el caso de motores de alto flujo másico es inversamente proporcional, ya que sus RPM´s son mucho menores en comparación con los motores de bajo flujo másico, esto permite que el radio del alabe pueda ser un poco más grande sin presentar este efecto de ondas de choque a lo largo del alabe. En algunos ventiladores no se suele utiliza esta geometría, si no que se emplea un mid-span shroud, figura 22.3 y se ubican en la parte superior del alabe y su propósito principal es evitar estas vibraciones por falta de esta geometría. Es de aclarar que este diseño curvado del alabe figura 20 es solo un diseño preliminar para pruebas experimentales de este motor, por lo tanto se deja como proceso de investigaciones futuras para el nuevo diseño de este motor en la parte de fan.

72

Figura 21. Alabe de fan de un motor GE-90.

FUENTE: www.insecula.com/salle/MS03638.html . Isecula guide integral du voyageur, marzo 2008 Según lo calculado y nombrado anteriormente se diseña el alabe del fan. Diseño del alabe del fan: este método se utiliza para hallar la cuerda del Alabe del fan.

Figura 22. Alabe Asumimos un valor de c=14.4 y t=0.35, tomado de una alabe de un moto de dimensiones reales para así hacer una relación de λ . c = cuerda, t = tickness (espesor)

λ = tc

= 35.04.14

(51) λ = cm14.41

73

Siendo t el espesor del alabe dado por el material de que se va a construir en este caso acero inoxidable calibre 14 = 0.12mm.

cmcmmcmc

cmtc

tc

39.412.014.41

14.41

=×=

=

= λ

(52)

Siguiendo el proceso de diseño del fan el largo del alabe seria 20 cm sección 4.1. ya que se le debe dejar un espacio (clearance), para la deformación del material por las altas RPM´S que se manejan nombrado en la sección 4.1.1 figura 9, teniendo en cuenta los cálculos del dúcto secundario aplicados anteriormente en las secciones 4.1 y 4.2.

Figura 22.1 Alabe compresor Figura 22.2 Alabe de fan JP1

Fuente: DOROSHKO Sergey Authomatics of Aircrafts Engines, part I. Universidad de San Buenaventura, Bogotá, Colombia. 2004.

74

Figura 22.3 Alabe del fan

1 –perfil aerodinámico; 2 - mid-span; 3 – Plataforma interior; 4 - Pierna; 5 - Raiz.

Fuente: DOROSHKO Sergey Authomatics of Aircrafts Engines, part I. Universidad de San Buenaventura, Bogotá, Colombia. 2004.

4.4 CÁLCULOS POR TENSIÓN Después de tener las anteriores dimensiones se prosigue determinar los esfuerzos que el alabe soporta por la fuerza centrífuga para sí poder determinar que materiales se acomoda al diseño y fabricación del alabe.

(53)

ms

mkgPc 2.035000

602

8.91.0 2

×⎟⎠⎞

⎜⎝⎛ ×=π

NPc 28402=

4.4.1 Análisis en Workbench de los alabes del fan. Para analizar el alabe se utiliza un software de elementos finitos que dimensiona el mismo simulando las cargas calculadas anteriormente y que este soportara en funcionamiento, haciendo que alabe cuando se encuentre en operación sea lo más seguro posible, esto se hace antes del proceso de manufactura para que sea mucho más fácil la

RRPMgWPc ×⎟

⎠⎞

⎜⎝⎛ ×=

2

602π

75

selección del material en que será construido y soporte las cargas a las que se va a someter cuando esté en operación. Figura 23. Análisis del alabe en Ansys workbench

Environment Titulo: Alabe Motor JP1 TURBO-FAN

Date: sabado, Marzo 24, 2007

76

Figura 24. Análisis del alabe en Ansys workbench esfuerzo cortante

Máximo Esfuerzo cortante Titulo: ALABE ENGINE JP1 TURBO-FAN

Fecha: Sabado, Marzo 24, 2007

Figura 25. Análisis del alabe en Ansys workbench deformación total

Total Deformación Titulo: ALABE ENGINE JP1 TURBO-FAN

Fecha: Sábado, Marzo 24, 2007

77

Figura 26. Análisis del alabe en Ansys workbench deformación direccional

Deformación Direccional

Titulo: ALABE ENGINE JP1 TURBO-FAN Date: Sábado, Marzo24, 2007

4.4.2 Resultado de los análisis. En este caso se sometió el modelo a una carga radial calculada de 28402N y dos puntos de apoyo como los que muestra la figura 23, los análisis en este simulador nos da a ver como resultado que el alabe tendrá un máximo esfuerzo cortante donde forma un ángulo de 90º mostrado en la figura 24 de este análisis donde se encuentra los puntos de apoyo del mismo, haciendo que se modifique el diseño a una superficie curva que disminuya este esfuerzo cortante en este punto. En la figura 25 la simulación nos muestra que el alabe tendrá una deformación total en la parte del borde de salida debido a las fuerzas que soporta por su geometría como lo es el entorchamiento o “TWIST”. Por otra parte también nos permite analizar aerodinámicamente sin relación a este software, que las salida del aire después que pasa por el área mojada del alabe genera turbulencias debido a sus altas RPM`s y a su corta cuerda o superficie, teniendo como resultado una zona de baja presión en este punto que genera una pequeña vibración sin consecuencia alguna para el funcionamiento del fan cuando esté en operación. Para concluir este análisis en la figura 26 nos muestra la deformación direccional similar al de la deformación total figura 25 teniendo como resultado esfuerzos muy pequeños al rededor de 1.059e-003N. En consecuencia tenemos que los esfuerzos que soporta el alabe son muy pequeños en relación a la elección del material y a su modulo de elasticidad como

78

lo es el acero inoxidable 304 o la fibra de carbono, estos dos materiales nos permiten su fabricación uno con mayor peso y el otro con un menor peso respectivamente y soportando los esfuerzos mínimos a los que será sometido en operación teniendo una elección acertada gracias a este software. 4.4.3 Análisis en solid edge

27a. 27b.

27c. 27d. Figuras 27 Análisis en solid edge de deformación por tensión De Von Mises

79

Figura 28. Alabe analizado por tenciones de Von Mises

Figura 29. Puntos críticos del alabe por tensiones de Von Mises

80

Figura 30. Análisis de tensión por deformación con un factor de seguridad de 2

4.4.4 Resultado de los análisis. En las figuras 27.a, a 27.d se muestra el alabe analizado por tensiones de Von Mises teniendo como resultado que los esfuerzos mayores se sitúan en la parte donde el alabe forma un ángulo de 90°como se ve en la figura 29 también analizado en el capitulo 4.4.2 y muestra más claramente la figura 24, resultando así que el concentrador de esfuerzos por tensión se encuentran en esta zona. En cuanto a la figura 30, muestra los análisis por tensión por deformación en el alabe con un factor de seguridad de 2, teniendo como resultado que en la parte del Tip ocurre la mayor deformación del alabe por las altas RPM`s que están entre 30000 y 35000. Este análisis solo se hace por comprobar esfuerzos y como es su deformación en magnitudes, esto para tener idea de cómo se comportara el material en funcionamiento. 4.5 DISEÑO DE TWIST El diseño del twist se emplea en los fan (ventiladores), para así poder optimizar su rendimiento, manteniendo un ángulo que hace que el fan sea eficiente en diferentes ciclos de funcionamiento. Este diseño también se emplea para que los alabes permitan que el aire entrante al motor sea admitido y que no se forme una pared de alabes teniendo por consiguiente que no se transmita ninguna clase de trabajo al aire y haciendo que el fan sea obsoleto. En los ventiladores lo que se pretende es que el flujo que pasa por este, sea modificado en cuanto a presión y velocidad, haciendo que la parte del flujo secundario tenga unas condiciones específicas y óptimas para el desempeño del motor, haciendo que este flujo sea lo más apropiado para poder generar empuje, ya que esta parte del motor es la que provee el 85% del empuje total del mismo, el ángulo de desviación φ de los

81

álabes de un fan tiene que ser muy reducido si se quiere mantener un elevado rendimiento, siendo inferior a 45º y mayor a 25°, este Angulo pude decrecer o crecer esto depende las RPM´s que manejen en el motor, también hay que tener en cuenta la velocidad de rotación, ya que de lo contrario se tendría una pared del alabes que no permiten el paso del aire a través del motor. Figura 31. Suma vectorial de velocidades para un alabe del fan

Con esto tenemos el ángulo γ .

99.44002728.045

002728.350002

2.06050

260

1

1

=

−=

−==

×

××=

×××

=

−

−

ref

ref

ref

a

sm

tng

rpmrvtng

α

α

γφαγ

πγ

πγ

(54,55)

82

Figura 31.1 Entorchamiento en un alabe.

Teniendo refα tabulamos y tenemos el twist a lo largo del alabe.

83

Figura 31.2 Entorchamiento a lo largo del álabe4

Tabla 1. Tabulación para el twist a lo largo del alabe de fan en diferentes secciones.

(a) 60° ángulo en el tip

4 Fuente, http://naca.larc.nasa.gov/reports/1958/naca-rm-e57i12/naca-rm-e57i12.pdf

84

La anterior tabla nos muestra el ángulo en el tip del fan, este ángulo como se menciono anteriormente no debe excede los 45° en el root y los 25° en el tip, esto para a mantener el mejor rendimiento del fan. Figura 31.3. Alabe Fan, entorchamiento (twist)

Fuente: http://www.geae.com/education/theatre/genx/ Gn Education

4.5.1. Materiales para el alabe de fan5 Fibra de carbono: Se denomina fibra de carbono a un material compuesto no metálico de tipo polimérico. Está compuesto por una matriz -parte del material llamada fase dispersante que da forma a la pieza, también llamada resina- que contiene un refuerzo -o fase dispersa- a base de fibras, en este caso de carbono -cuya materia prima es el polietilnitrilio. Es un material muy caro, de propiedades mecánicas elevadas y ligero. Al igual que la fibra de vidrio, es un caso común de metonímica, en el cual se le da al todo el nombre de una parte, en este caso el nombre de las fibras que lo refuerzan. Al tratarse de un material compuesto en la mayoría de los casos -aproximadamente un 75%- se utilizan polímeros termoestables. El polímero es

5http://es.wikipedia.org/wiki/Fibra_de_carbono, Wikipedia la enciclopedia libre, Marzo 2008

85

habitualmente resina epoxy, de tipo termoestable aunque otros polímeros, como el poliéster o el viniléster también se usan como base para la fibra de carbono aunque están cayendo en desuso. Las propiedades principales de este material compuesto son:

• Elevada resistencia mecánica, con un módulo de elasticidad elevado. • Baja densidad, en comparación con otros elementos como por ejemplo el

acero. • Elevado precio de producción. • Resistencia a agentes externos. • Gran capacidad de aislamiento. • Resistencia a las variaciones de temperatura, conservando su forma, sólo si se

utiliza matriz termoestable. • Buenas propiedades ignífugas.

Acero inoxidable, 304

Propiedades del material Densidad 8,027 g/cm^3 Coeficiente de expansión térmica 0,000000 /C Conductividad térmica 17,000 W/m-C Calor específico 502,000 J/kg-C Módulo de elasticidad 193053,196 MPa Coeficiente de Poisson 0,29 Límite elástico 255,106 MPa Tensión de rotura 579,160 MPa Elongación % 0,00 4.5.2 Proceso de fabricación de los alabes del fan. Previo a los cálculos, el alabe es modelando en “Auto Cad”, este proceso de fabricación es por medio de corte a laser figura 31.4b, esta máquina trabaja emitiendo un rayo laser a una temperatura aproximada de unos 1800ºc haciendo que sea capaz de cortar laminas hasta de un calibre 1.5 a 2 centímetros en acero y mayor en otro tipo de materiales, este proceso hace el corte con una precisión de milésimas de milímetros por tal razón fue una de nuestras elecciones en la fabricación de este componente del motor, este tipo de maquinas que hacen este proceso necesitan

86

un plano en una dimensión que le permita tomar como coordenadas los puntos tanto en el eje de las ordenadas como el de las abscisas por ende se hace los planos en este CAD que modela en dos dimensiones y así poder efectuar el corte en este caso acero inoxidable 304 como muestran las figuras 31.4a, 31.4b, en las figuras 31.4c y 31.4d podemos ver los alabes cortados por este método con una alta precisión. Figuras.31.4 Corte a laser de los alabes del fan

a b

c d Después de este proceso de corte de los alabes se sigue el colocarlos en el disco del fan por lo que es necesario calcular este posicionamiento. 4.6 Posicionamiento de los alabes al disco En una maquina axial en este caso fan (ventilador), la transmisión de la energía de los alabes al flujo sucede con ayuda de la rueda de trabajo (rotor) que consta de alabes en cantiliver, fijadas sobre un cilindro como muestra la (Fig. 32). Dado que la rueda de fan, al gira, se mantiene en dirección axial, y los alabes del mismo

87

están fijas bajo un ángulo determinado al plano de giro, las ruedas desplazan el gas a lo largo del eje. En estos casos el flujo sufre cierta torsión. Figura 32. Esquema de un Fan o ventilador de 8 paletas

Para estudiar el funcionamiento de de las maquinas axiales se emplea la teoría de la red de perfiles. Esta teoría consta, de cortar la rueda con una superficie cilíndrica de radio r (Figura 32) y desarrollando esta superficie con las secciones de los álabes, obtenemos una red plana de perfiles del fan (Figura 32.1). Las magnitudes principales, que caracterizan la geometría de la red, son las siguientes: t es el paso de los alabes, igual a la distancia entre los puntos similares de las secciones de los álabes medido en dirección del movimiento de la

red; b es la longitud de la cuerda de la sección del álabe; siendo B la anchura

de la red y la dimensión paralela al eje de rotación; p1β y p2β , los ángulos de

paletas en la entrada y salida y instβ , el ángulo de instalación de los álabes, o sea, el ángulo entre la cuerda del alabe y el eje de la red.

Se llama red espesa −

b , a la relación de la cuerda al paso:

88

(56)

La magnitud inversa a la red espesa se llama paso relativo.

(57)

El posicionamiento de los álabes va de acuerdo con el ángulo de entorcha miento

analizado anteriormente en la sección 4.5, teniendo como instβ el ángulo de la raíz del alabe, Tabla 1 Angulo c-c y o42=β también figura 32.1 sección c-c, teniendo así este punto de partida para la instalación del mismo

Figura 32.1 Rejilla de los álabes de un fan, desarrollado sobre un plano

Con el fan (ventilador) ya modelado, se prosigue al cálculo del triangulo de velocidades que nos permite saber el incremento de presión de este componente. 4.6.1 Triangulo de velocidades del Fan6 Es necesario tomar valores a nivel ambiente como parámetros iníciales para estos cálculos, como lo son la temperatura, presión, velocidad de rotación esta variable depende de las RPM`s y por último la velocidad media del alabe esta última es un valor intermedio calculado en la sección 4.3. Temperatura 01T 270.4 K

6 SARAVANAMUTTOO Cohen, Elementary theory of axial flow turbine. Marcombo, 1983

tbb =

−

bt

bt == −

− 1

89

Presión 01p 1.013 bar.

Velocidad de rotación N segrev3.583

Velocidad media en el alabe U sm79.261

Par este cálculo es necesario hallar el diferencial de presión.

(58)

(59)

Siendo P2= (P2 - P1) + P1

barPbarbarP

037.1013.10242.0

2

2

=+=

Con este valor calculamos nuestra relación de compresión o (Pi Compressor)

024.1013.1037.11

2

==

=

barbar

PP

c

c

π

π

(60)

Con estos datos ya conocidos, es necesario saber la temperatura de la turbina, por tal razón es necesario trabajar en paralelo con los cálculos y resultados de estos componentes, como lo son la turbina y la cámara de combustión, para así tomar valores reales y ser acertado en los calculo. En caso tal que no se sepa este valor se puede tomar un valor que oscile entre los 1000ºK y 1400ºK. . Relación de compresión 1.024

Flujo másico •

m 0.8 skg

Temperatura turbina 1100 K

( )ρββ 22

21

2

12 tantan*2

−=−g

VPP z

( )BarPsim

kgPP

mkgPP

0242.0351.083.246

225.150tan60tan8.9*2

50

212

322

21

2

12

→→=−

−=− oo

90

Se asume una velocidad de entrada.

smCC al 501 ==

( )01 =wC (61) Con esta velocidad asumida, se calcula la temperatura a la entrada del fan y el salto de presión a la entrada.

( )

barP

kTT

pP

Ksm

KT

997.0288

7.28603.1

7.28610052

50288

01

5.35.3

01

10101

2

1

=

⎥⎦⎤

⎢⎣⎡=⎥

⎦

⎤⎢⎣

⎡=

=×

−=

(62)

Con este valor se obtiene la densidad del aire antes de pasar por el fan.

(63)

Es necesario tener en cuenta la velocidad absoluta en el tip del alabe, esta obtenida en la sección 4.3, luego se calcula la velocidad de salida del aire una vez ha pasado por el fan.

smUt 52.366=

Velocidad absoluta en el Tip

( ) ( )s

mVs

ms

mCUV a

91.369

5052.366

1

22221

21

=

+=+= (64)

31

1

11

211.1

7.286287.0997.0100

mKg

TRP

=

××

=×

=

ρ

ρ

91

Con la velocidad ya obtenida, se calcula el Mach que es la velocidad de salida hacia la tobera de escape.

(65)

Para obtener el salto de temperatura, se toma el diferencial de presión calculado en la ecuación (58), y así también obtener el salto de temperatura después que el aire a pasado por el fan.

barbarPPPPP

037.103.1024.102

01202

=×=×−= (66)

( )n

n

PPTT

1

01

02102

−

⎥⎦

⎤⎢⎣

⎡=

Donde ( )

4.14.0

90.011

×=−n

n (67)

KT

T

272013.1037.14.270

02

3175.0

02

=

⎥⎦⎤

⎢⎣⎡=

Con estos resultados, se obtienen finalmente la temperatura, la presión y el cambio de densidad del aire una vez ha pasado por el Fan.

( ) KT 3.33810052

502722

2 =×

−=

( )

PsibarPKKbar

TT

PP

19.3222.2272

3.338037.1

2

5.31

02

2022

==

⎥⎦⎤

⎢⎣⎡=⎥

⎦

⎤⎢⎣

⎡=

−γγ

(68)

( )

089.1

405.339

7.2861000287.04.1

1

1

==

=

×××=××=

aVM

sma

TRa

t

γ

92

32 28.23.338287.0

22.2100m

KgBar=

××

=ρ (69)

Como resultado tenemos un incremento de presión y por consiguiente reducción de volumen específico, como incremento de la temperatura y un cambio de densidad del aire, una vez el fan le ha ejercido un trabajo al fluido. Una vez terminado el diseño del fan se prosigue al diseño del disco donde se colocaran los álbes. 4.6.2 Diseño del disco del fan Los esfuerzos que actúan en este componente, son principalmente por las altas RPM´S, por temperatura y por fuerza centrifuga Pc, este esfuerzo lo genera el alabe a medida que las RPM´S aumentan, en el diseño del disco del fan se pretende que la energía proveniente de la turbina por reacción de los gases de escape sea aprovechada al máximo para que esta sea transmitida al alabe y del mismo modo el alabe la transmita al aire proveniente de la atmósfera, este disco va diseñado en conjunto con el diámetro del ducto del fan y los alabes, dando así el diámetro total de tanto el ducto como del fan. Figura 33. Fan

Fuente: http://www.geae.com/education/theatre/genx/ Gn Education

93

Figura 34. Fan JP1

A continuación se hablara de algunas sugerencias y efectos a tener en cuenta para el motivo de análisis. Debido a esto se dice que los turbo-fanes se diferencian unos de otros de acuerdo con la cantidad de etapas de fan, y el número de alabes entre otros, por lo que se evalúan algunas variaciones en este caso:

94

4.6.3 Efecto de número de etapas Algunos motores turbo-fan suelen tener dos etapas de fan, uno que gira en sentido horario y otro que gira en sentido anti horario esto para contrarrestar el troqué y también para disminuir el efecto de distorsión generado por la primera etapa, esta distorsión se traduce en una pérdida de eficiencia del fan bajando su efectividad de trasmitirle energía al fluido notablemente, por lo que el uso de dos etapas la distorsión (torbellinos) generada por la primera etapa de fan tiende a ser removida por la segunda etapa, así pudiendo aumentar la eficiencia del fan en funcionamiento y disminuyendo las pérdidas de energía que le genera la distorsión en una sola etapa de fan. Los motores turbo-fan de una etapa, baja solides (menor cantidad de álabes) y alto ángulo de ataque son más efectivos removiendo distorsiones radiales que circunferenciales. 4.6.4 Efecto del ángulo del álabe7 Cuando hablamos que el alabe tiene distorsión (torbellinos) radial, es necesario incrementar el ángulo del alabe (entorcha-miento), así incrementando sustancialmente la efectividad del fan. El ángulo a lo largo del alabe hace que la eficiencia del fan sea mucho mayor teniendo por consiguiente que a un ángulo de 60° en el Tip para una mayor solides (mayor cantidad de álabes) es mucho más efectivo, ya que la transmisión de energía es mayor en comparación con un ángulo de 45° Tip con baja solides (menor cantidad de álabes), teniendo por consiguiente que la transferencia de energía es función de la velocidad de la rueda, y la velocidad de la rueda es proporcional a la tangente del ángulo del alabe. También al incrementar el de ángulo de ataque se incrementa el rendimiento de remoción de distorsiones radiales esto con un ángulo de 60° en el Tip ( punta del alabe). 4.6.5 Efecto de solides En el efecto de solides es la cantidad de álabes que puede tener un fan (ventilador), es importante tener en cuenta que entre mayor solides es mayor la transmisión de energía de los alabes al fluido, todo lo contrario ocurre cuando la solides o cantidad de alabes es baja, es necesario tener en cuenta que el numero de alabes no debe de ser tan alto ya que el paso de los

alabes t mostrado en la figura 32.1, que es la distancia entre borde de ataque de un alabe y borde de ataque de otro, debe ser una distancia moderada ya que el fan por sus altas RPM’s debe de esta admitiendo aire constante mente para así

7 NACA, National advisory comity for aeronautics Washington, January 7, 1958

95

poder extraerle un mejor rendimiento en funcionamiento y genere empuje constantemente, en caso tal de que el paso ( t ) sea muy reducido una extremada solides o mayor cantidad de alabes, se traduciría en un taponamiento de alabes que no permite el paso del aire hacia el motor debido a las altas RPM’s, para motores de bajo flujo másico, la solides del fan o numero de alabes, se recomienda que este entre 19 y 24. La cantidad de alabes puede ser par o impar, ya que este número solo depende del diseño al que se aplique, es necesario tener en cuenta que en motores de bajo flujo másico las RPM´s ayudan a que el fan sea más eficiente ya que a mayor velocidad mayor cantidad de aire pude tomar el motor y así generar más empuje, teniendo en cuenta que en lo posible no superar las velocidades tangenciales en los alabes para así evitar las ondas de choque nombradas en la sección 4.3. 4.6.6 Ruido en los ventiladores (FAN)8 El ruido es el sonido que, por su tono, intensidad o duración, resulta desagradable al oído humano e incluso dañoso a su organismo. Los fan (ventiladores) son, con frecuencia, fuente de ruidos que atentan contra el confort del medio ambiente, por lo que su comportamiento acústico constituye muchas veces un factor decisivo en la selección del mismo.

• Causas del Ruido en Ventiladores Los álabes de un ventilador crean a su alrededor un campo de presión que varía de un punto a otro del espacio, originándose unas ondas acústicas que interaccionan entre sí, propagándose por el aire, las paredes, el suelo, y en general por la estructura del edificio o espacio donde se encuentre.

Las causas son:

1. La frecuencia fundamental del sonido del ventilador es igual al producto de su velocidad de rotación por el nº de álabes del rodete.

2. La intensidad del sonido producido directamente por los álabes es aproximadamente proporcional a la velocidad periférica de la punta de los álabes y a la quinta potencia del nº de revoluciones.

3. Las intensidades de sonido de dos ventiladores geométricamente semejantes son directamente proporcionales a la séptima potencia de la relación de semejanza.

8http://www.termica.webhop.info/ Parte VI.- VENTILADORES Marzo 2008 Pdf para el diseño de turbo maquinas

96

4. La distancia excesivamente pequeña entre el borde de salida de los álabes del rodete y la lengua de la caja espiral es causa de ruido.

5. El número de los álabes directrices fijos “estatores” no debe ser igual ni múltiplo del de los álabes móviles.

6. La corona difusora sin álabes produce menos ruido que la corona de álabes directrices.

7. Las vibraciones forzadas de la carcasa y de los conductos de admisión y escape pueden ser origen de ruidos de gran intensidad, sobre todo en condiciones de resonancia.

8. El desequilibrio estático y dinámico del motor, y la mala alineación de los cojinetes.

9. El motor de accionamiento y los cojinetes de bolas, a bajo nº de revoluciones, son causa de ruido, por lo que utilizando cojinetes deslizantes se puede eliminar la causa.

10. Al disminuir el rendimiento del ventilador para un mismo nº de rpm`s aumenta la intensidad del ruido.

97

4.7 TOMA DE AIRE DEL COMPRESOR La misión fundamental de los conductos de entrada consiste en recuperar al máximo la presión total del aire y enviarla al compresor con un mínimo de pérdidas a lo largo del mismo figura 35, se conoce como el efecto de recuperación de presión; el conducto de entrada no debe presentar fenómenos de turbulencia, ni resistencia y el factor más importante será garantizar el gasto másico. La condición a tener en cuenta para el diseño es que el motor opera en un banco de pruebas, por lo que el conducto de entrada no se diseña para ángulos de vuelo diferentes, con esto el conducto es más sencillo. Para su diseño se toman ciertos valores del compresor centrifugo; calculamos el numero Mach; como este valor será 1⟨ el conducto será subsónico. Se calcula la velocidad axial a la entrada del compresor, con la velocidad, el gasto másico y la densidad a nivel del mar, se calcula el área frontal mínima para garantizar el gasto másico; con estos valores se obtiene la geometría principal de la toma de aire. Figura 35. Geometría principal de la toma de aire

Fuente: Metodología para el Diseño de Turborreactores de bajo Flujo Másico

98

mmd 1914 = Este valor se toma por el cálculo del difusor. Velocidad de entrada axial

(70)

(71)

aCM

m

mkg

sm

skg

A

t

t

=

=×

×= 3

3

0027.022.152

2.05.1

1,5 Factor de aumento frontal

(72)

Ecuación 3-3

2882874.1 ××=a =340 sm

(73)

21

1

aot

ao

ccc

cc+

=

≈

tt

t

cmA

Qm

sms

ms

mc

××=

×=

=+

=

•

•

ρ

ρ

5.1

552

5550

1TRa ××= γ

πtAr

sm

sm

M

=

== 16.0340

55

99

π

30027.0 mr ==0.029 m =29.46 mm

100

4.8 COMPRESOR Son aquellos componentes que tiene como misión aumentar la energía del fluido por elevación de presión, mediante aplicación de un trabajo mecánico. En el caso de los motores de reacción los componentes reciben el nombre más propio de turbocompresores, comprimiendo el fluido de forma continua a diferencia de los compresores volumétricos que, tomando una porción de volumen fluido, lo comprime independientemente del resto. El turbocompresor comunica energía al fluido en un órgano llamado rotor o impulsor y a continuación transforma dicha energía cinética en energía de presión, en un segundo órgano llamado estator o difusor. 4.8.1 Cálculos del compresor

(74)

rpmn

pn

b

pn

bb

a

a

8112.645362

70007.12

2

==

=

π -valor medio (75)

=3.1 1.14

(76)

°

°

=+=

Δ+=

=⎟⎠⎞⎜

⎝⎛ −=Δ

⎟⎠⎞⎜

⎝⎛ −=Δ

KT

TTT

KT

TT c

c

052.316052.28288

052.2813.18.0

288

1

2

02

286.0

286.01 πη

101

(77)

3

2

2

428.1288052.316

10003.1m

kg

RT

=×

×=

=

ρ

πρ

(78)

=××××=

QCbdQ cr ηπ 222

(79) Se tiene la relación ( )1d de diámetro en función de 2d :

(80)

mmd 07.045.1

11.01 ==

La relación de diámetro del cubo en función de 2d y su longitud 0L :

5.42 =cd

d

, 45.020 ×= dL

mddc 02.05.42 ==

, 049.045.011.00 =×=L (81)

**6.11*22.1

2.02

2222

=×××

=

×××=

•

r

r

C

bdC m

πρ

45.11

2 =dd

102

Figura 36. Movimientos de pérdida

1. Movimiento del aire sobre la rejilla inmóvil, 2. Movimiento vortiginoso en los

canales entre los alabes, 3. Movimiento circulatorio alrededor de los alabes, 1+2+3= suma de los tres efectos.

Fuente: Metodología para el Diseño de Turborreactores de bajo Flujo Másico En la Figura 36 se relaciona los tres movimientos de perdida que sufre el aire a través del rodete; con esto se busca el numero de alabes ideal para el rodete, utilizando la ecuación 80 en función de los ángulos, velocidades, ecuación 82, ecuación 83 y relación de diámetros ecuación 81. En la figura 36 se muestra los tres movimientos de perdida que sufre el rodete. La ecuación 82 determina el número de alabes.

(82)

(83)

2115.6 21 ββ +

−+

×= senmmz

1

2

dd

m =

103

(84)

( )221

0

0

010

01

4

tan

cc ddQc

uc

−××=

=

=

−

πη

β

ββ

(85)

( )

60

72.3702.007.07.0

1.04

10

22

3

0

ndu

sms

mc

××=

=−××

×=

ππ

162509

15.115.15.6

57.107.011.0

9

953.236

72.37tan

53.23660

8112.6453607.0

1

10

0

=+

×−+

×=

==

=

==

=××

=

−

oo

o

o

senz

m

sm

sm

smu

β

β

π

Con estos valores se tiene la geometría principal y se rectifica el numero alabes en

función del ángulo medio⎟⎠⎞

⎜⎝⎛ +

221 ββ

, de la relación de diámetros ⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛

1

2

dd

, figuras 37.

104

Figuras 37. Compresor centrifugo planos Auto Cad y Solid Edge

105

4.8.2 Datos geométricos parciales del rodete Figura 38. Geometría principal del rodete

Fuente: Metodología para el Diseño de Turborreactores de bajo Flujo Másico

mdmdmdmb

c 018.007.011.0005.0

1

2

2

====

mL 049.0509

0

2

1

==

=o

o

β

β

CALCULOS DE POTENCIA Y ÁNGULOS Con los siguientes datos: Se calcula la potencia requerida para su accionamiento, suponiendo que la velocidad del aire a la entrada es axial.

En la tabla 2 determinamos al factor de potencia ψ :

Tabla 2. Factor de potencia ψ

β2 20° 25° 39° 35° 40° 50° 60° 70° 80° 90°ψ 0,7 0,8 0,85 0,92 0,98 1,1 1,23 1,35 1,48 1,6

106

Se calcula el ángulo de entrada de los alabes al rodete en los bordes interiores y exteriores de la sección de entrada.

Cálculo 2wc , y rectificación de la relación de compresión. Datos: Factor de potencia ψ : 1.1

Coeficiente de deslizamiento σ zπσ *63.01−= 0.87

Velocidad de giro rpm. 64536 rpm Diámetro exterior del rodete 2d 0.11m Diámetro exterior de la sección de entrada 1d 0.07m Diámetro interior de la sección de entrada cd 0.018m

Gasto másico de aire •

m . 0.2 skg

Temperatura de entrada tT1 288 K Presión a la entrada tp1 1.013bar Rendimiento del compresor 2η 0.8 Velocidad periférica a la salida del rodete

(86)

El equivalente de temperatura de trabajo realizado por unidad de gasto de aire es:

(87)

smU

ndU b

49.40560

8112.6453612.060

2

22

=××

=

××=

π

π

( ) KTT

cU

TT

tt

ptt

70.1571005

49.4058762.01.1 2

13

22

13

=××

=−

××=−

σψ

107

( ) ( )

( ) 56.3288

157,7088.01

1

5.3

1

3

1

1

13

1

3

=⎥⎦⎤

⎢⎣⎡ +=

⎥⎦

⎤⎢⎣

⎡ −+=

−

t

t

t

ttc

t

t

pp

TTT

pp γ

γ

η

(88)

(89)

Procedimiento iterativo:

(90)

(91)

(92)

(93)

( )KWPN

TTCmPN ttp

47.31699708.15710052.013

=××=

−=•

( )

( ) 222

1

22

21

1

0073197.04

03.008.04

mA

ddA

=−

=

−=

π

π

31

11 2255.1

287.0288100013.1

mkg

kbar

RTp

t

tt =

××

==ρ

sm

mmkg

skg

Amc

ta 7782.37

0073197.02255.1

2.02

3111 =

×=

×=

•

ρ

ksm

cc

p

71.010052

7782.37

2

221 =

×=

108

(94)

(95)

(96)

Comprobación de 1ac:

(97)

Ensayo final:

Se prueba smcc a 0120.3811 ==

La temperatura dinámica equivalente:

(98)

( )

31

11

5.31

1

1

11

2

11

2

217.1281.287287.0

1000044.1

004.1

28.287288

013.1

281.2877188.02882

7188.010052

012.38

2

mkg

TRp

bar

TT

pp

KkccTT

Ksm

cc

t

t

pt

p

=×

×==

=

⎟⎠⎞

⎜⎝⎛

=

⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛=

=−=−=

=×

=

−

ρ

γγ

kcc

TTp

T 289.28771.02882

21

11 =−=−=

( ) bar

kkbar

TT

pp

t

t 0042.1

289.287288013.1

5.31

1

1

11 =

⎟⎠⎞

⎜⎝⎛

=

⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛= −γγ

31

11 218.1

289.287287.01000042.1

mkg

TRp

=×

×==ρ

sm

mmkg

skg

Amca 0120.38

0073197.0218.1

2.02

3121 =

×=

×=

•

ρ

109

Probamos 1ac :

(99)

Esta es una buena aproximación de s

mca 01.381 =

1. Calculo de los ángulos de los alabes. Velocidad periférica en el borde exterior de la sección de entrada

(100)

Velocidad periférica en el borde de la sección de entrada

(101)

Calculo de 2wc y rectificación de cπ :

(102)

sm

mmkg

mkg

Amca 01.38

0073197.0218.1

2.0

23

3

121 =

×=

×=

•

ρ

smU 216.293

6081.6453608.0

1 =××

=π

o

o

071.19956.109

01.38tantan

387.7216.293

01.38tantan

956.10960

81.6453603.0

111

1

1

111

===

===

=××

=

−−

−−

sms

m

Uc

sms

m

Uc

smU

c

ac

a

c

α

α

π

sm

smUcw 337.3554976.4058762.022 =×=×= σ

110

(103)

Se considera las pérdidas producidas por el compresor, las cuales equivalen a un 40% de las producidas de todo el motor. En consecuencia el nuevo rendimiento efectivo del rodete es:

(104)

(105)

(106)

Cómo

5.3

2

2

1

2⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛=⎟⎟

⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛

tt TT

pp

y kkkTT tt 85.48528885.19732 =+== con lo Que:

5.3

2

2

1

2⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛=⎟⎟

⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛

tt TT

pp

(107)

(108)

( )c

ccr

x

x

ηη

ηη

−==

+=

14.08.0

( )( ) 88.08.014.08.0 =−+=crη

( )2328.5

28885.19788.011

5.3

1

13

1

2 =⎟⎠⎞

⎜⎝⎛ ×+=⎟⎟

⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛ −+=

kk

TTT

pp

t

ttcr

t

η

Kc

TTp

tc 36991.5303.423

2

2

222 =−−==

Kc

ccc wr

p

91.53005.12

3.35573005.122

222

2

2

2

2

2 =×+

=×

+=

111

46.08.458

369 5.3

2

2 =⎟⎠⎞

⎜⎝⎛=

KK

pp

t

(109)

Por lo tanto, como ⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛=⎟⎟

⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛

t

t

tt pp

pp

pp

1

2

1

2

1

2

17.18.458

3693.15.3

1

2 =⎟⎠⎞

⎜⎝⎛ ×=⎟⎟

⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛K

Kpp

t

(110) 19.1013.117.12 =×= barp

Con estos datos calculados realizamos el triangulo de velocidades, figura 38.1 y se obtiene los ángulos finales en función de las velocidades. Figura 38.1 Triangulo de velocidades

112

4.8.3 Datos finales del compresor

o

o

o

o

71.190

387.7

5016

05.0018.007.011.0

1

2

2

2

1

2

=

=

==

=

====

c

c

alabesN

mbmd

mdmd

α

α

αβ

4.8.4 Fuerzas axiales y radiales del rodete fuerza axial: Estas fuerzas surgen en los compresores centrífugos como resultado de las presiones, de igual valor y dirección, que actúan en el rodete por los lados delantero (dirigido hacia la admisión) y trasero. Además la fuerza axial surge como resultado de la acción dinámica del flujo que entra en el rodete. Durante el cálculo de las fuerzas centrifugas que actúan sobre las superficies curvilíneas de la rueda de trabajo se deben examinar las proyecciones de esta superficie sobre un plano perpendicular al eje geométrico del rodete. Se supone que en la cavidad de entrada al rodete la presión es igual a 1p , figura 38.2. Como existe la tapa inmóvil del rodete la presión final 2p se propaga a través de la holgura a las cavidades b y c delante y detrás del rodete. La presión axial real p en cualquier punto.

113

Figura 38.2 Distribución de las presiones axiales

Fuente: Metodología para el Diseño de Turborreactores de bajo Flujo Másico De la superficie exterior del rodete, que se encuentra a una distancia arbitraria del

centro, es el resultado de la acción de dos presiones: wpp ,1 , creada por la acción de la fuerza centrifuga del aire del aire que gira en la cavidad entre la superficie exterior del rodete y el difusor, es decir,

(111)

Por vía experimental se ha demostrado que en ausencia del gasto a trabes de las holguras, la velocidad angular media de rotación del aire en las cavidades entre las superficies de la rueda giratoria y el cuerpo inmóvil es igual a la mitad de la

velocidad angular del rodete. A base de este razonamiento se puede calcular wp . Se separan en la cavidad con un volumen anular del aire y con una anchura igual a la unidad, y los radios r y dr. Al girar este volumen angular con una velocidad angular 2ω en su superficie cilíndrica interior actúa la fuerza centrifuga del aire.

(112)

wppp += 2

rrddp r 42

2ωπρ=

114

La presión, condicionada por esta fuerza centrifuga, es

(113)

El signo negativo de wdp indica que bajo la influencia de la fuerza centrifuga de aire en las secciones cilíndricas de la cavidad como surge disminución de la presión:

(114)

De la ecuación 114 y ecuación 115, se desprende:

(115)

La tapa inmóvil a la entrada del rodete condicional el equilibrio de las presiones exteriores sobre la rueda de trabajo por los lados delantero y trasero. Entre los

límites de ejeR a 1R las presiones sobre el rodete no están equilibradas, puesto que por el lado delantero del rodete actual la presión de aspiración 1p , y por el lado posterior, la presión p , distribuida según la ley expresada por la ecuación 116. Evidentemente, la fuerza condicional por estas presiones, que actúan sobre el rodete, es igual a:

(116)

rdrrl

dpd c

pw 42

2ωρπ

−=−=

( )222

22

84rRrdrp

R

rw −−=−= ∫

ωρωρ

( )222

2

2 8rRpp −−=

ωρ

( ) ( )∫ ⎥⎦

⎤⎢⎣

⎡−−−−=

1

122

122

2

2

2 82

R

Rejep

eje

pRRrRprdrp πωρπ

115

La integración y la transformación algebraica llevan a esta última ecuación ala forma:

( )( ) ( ) ( )[ ]221

22

221

2

1222

1 5.08 ejeejeejep RRRRRppRRp +−−−−−=

πρωπ (117)

El flujo en la rueda de un compresor centrífugo cambia la dirección de movimiento. Al entrar en la dirección axial el abandonar el rodete, moviéndose en los planos, perpendicular al eje del rodete, por lo cual surge presiones dinámicas sobre el rodete. La fuerza condicionada por esta presión se determina aplicando la ecuación de la cantidad de movimiento,

(118)

Donde .1st =Δ entonces

(119)

La dirección de la acción de la fuerza dinp , corresponde a la dirección de la

velocidad 1ac a la entrada del rodete. La fuerza axial que actúa sobre el rodete se obtiene por adición algebraica de las

fuerzas pp y dinp´ :

( )( ) ( ) ( )[ ] 122

122

221

2

1222

1 5.08 aejeejeejeax QcRRRRRppRRp ρπρωπ −−−−−−−=

(120) Como se ve en la ecuación 120, la fuerza axial depende de distintos factores. Los principales son: las dimensiones radiales del rodete 2R y 1R la frecuencia de

rotación y la presión a la salida del rodete cπ Con la ecuación 120 y los datos ya calculados se obtienen la fuerza axial:

tcmcmtp salsdin Δ⎟⎠⎞

⎜⎝⎛ −=Δ

2cos2

π

aldin Qcp ρ=

116

( )( ) ( )( )[ ] 381.022.1009.0035.05.0055.0

009.0035.08

837722.101.157.1009.0035.0

222

222

2

××−−−×

×−××

−−−=ππaxp

=axp 140N Fuerza radial: Esta fuerza se calcula por la ecuación 121 en función de la masa del compresor y el coeficiente de excentricidad k (2…...5), =g gravedad.

mgkprad = (121)

P rad= 0.70×9.8×5= 34.3N 4.8.5 Proceso de fabricación del compresor. Previo a los cálculos del compresor centrifugo, se sigue a la fabricación de este, el proceso no se llevo a cabo, debido a que la manufactura del mismo necesita maquinaria compleja que permita trabajar el material en bruto como muestra la figura 39a, en las tres dimensiones como se ve en la figura 39b (modelo en solid edge), lo que nos llevo a solo a diseñarlo y a adquirir este componente, a un distribuidor que fabrica y manipula este tipo de turbocompresores en Colombia, el proceso de adquisición de el compresor fue muy sencilla llevando las dimensiones del componente a este distribuidor, y seleccionado el más adecuado, y que fuese igual o parecido al diseño nuestro, siendo nuestra elección las Figuras 39c y 39d.

117

Figuras 39 Elección del Compresor Centrifugo

a. b.

c. d. Con estas dimensiones del compresor, se continúa el diseño del difusor llevando a cabo el modelamiento con respecto a las medidas del rodete, siguiendo con los cálculos de la zona fría.

118

4.9 DISEÑO DEL DIFUSOR En este diseño se asume que: El rotor incrementa la energía cinética del fluido absorbiendo energía mecánica del eje. La energía mecánica se emplea en vencer el par resistente que provoca la diferencia de presión entre las caras de los alabes. Par completar la función del compresor es necesario convertir la energía cinética de presión, lo que se logra por medio del difusor (figura 40). El problema que se plantea al diseñar un sistema de combustión eficaz se simplifica, haciendo que la velocidad del aire a la entrada de la cámara de combustión sea lo más baja posible. Para lograr lo anterior, se diseña un difusor con canales divergentes, con los cuales se desacelera el flujo y se aumenta la presión garantizando la baja velocidad del flujo, a la entrada de la cámara de combustión, cumpliendo con el proceso de difusión con pocas perdidas y buenos rendimientos. Figura 40. Difusor con álabes

119

Con estas condiciones se diseña un difusor con alabes, del cual puede verse un esquema en la figura 40.1; es más costoso, pero tiene mejor rendimiento que el difusor sin alabes. Figura 40.1. Trazo de los álabes del difusor

Siempre que haya, oo 2317 3 ⟨⟨α , conviene instalar alabes en el difusor para los

anchos y diámetros del compresor (Figura 39), se utiliza los siguientes valores experimentales:

( )( ) 23

24

24

23

5.022

2....12....1

65.112.1

bbbb

dddd

dd

×=×=

×=×=

= +

120

Figura 40.2. Ángulos de los álabes del difusor

El ángulo 2α materializado en los alabes directrices a la entrada es igual a 2α mas la deflexión del aire causada por la velocidad absoluta a la salida del rodete; esta flexión suele ser

oo 5.........3 , la experiencia ha demostrado que los valores óptimos

de 3α están entre )23.......17( oo

para motores con empuje moderados, El ángulo de salida de los alabes directrices 4α , está entre

oo 40........30 con estas formulas se calcula los valores geométricos principales del difusor.

mmmmbmmmmb

mmdmmmmdmmmmmmd

75.05.05.175.05.05.1

14.1911665.1992.1211612.1

1.125.0116

3

4

4

3

2

=×==×==×==×=

=+=

121

El ángulo calculado con la teoría de motores grandes es

o18 , pero la teoría experimental para motores pequeños sugiere, utilizar el ángulo de o21 . Para poder tener un análisis se diseña dos difusores; uno con

o18 y otro con o21 , pudiéndose obtener dos parámetros comparativos. Como prioridad el de o21 .

34

4 30αα

α+= o

Teniendo estos valores, el difusor se desarrollo por geometría descriptiva, figura 40.3. Figura 40.3. Geometría principal del difusor

4.9.1 Trazado de los alabes del difusor Para el trazado de los alabes se han

determinado hasta el presente solamente los ángulos 2α y 3α . En un fluido ideal, la forma de alabes seria indiferente; en el fluido real es preciso buscarla curvatura del alabe más favorable que reduzca las perdidas a un mínimo. Por su sencillez de cálculo y construcción se utiliza al alabe de un solo arco de circunferencia.

122

Para hacer este trazado basta con determinar el centro C de una circunferencia que corte a las circunferencias de diámetros d3 y d4 respectivamente bajo los

ángulos 32 αα y ; en un punto cualquiera B de la circunferencia d4 se construye el ángulo 2α ; el centro del arco buscado se encuentra en la recta (BC). A continuación se traza al radio (BO). A partir de él se construye un ángulo igual a ( )32 αα − y se traza la recta (BD) que se prolonga hasta A. en el punto A se construye el ángulo 2α , con referencia (AO). El punto C en que se cortan las rectas (BC) y (AC) es el centro del arco de circunferencia, que constituyen el alabe, y (BC) = (CA) su radio. Para demostrarlo, basta ver que los ángulos en B y en A del triangulo (CBA) son iguales, por lo que, (CB)=(CA)= radio. Con este alabe construido se reproduce la cantidad de alabes. En las construcciones convencionales el numero de alabes es de 18@28 con la condición de que el numero de alabes no puede ser igual al número de alabes del rodete ni múltiplo. 4.9.2 Numero de alabes del difusor El número de alabes del difusor se soporta con la ecuación experimental.

(122)

Con el cálculo de A=11.21, y con los valores anteriores se diseña la geometría principal del difusor, figura 40.3. 4.9.3 Proceso de fabricación del difusor. Teniendo en cuenta los cálculos previos y las medidas en las cuales se modelo el difusor, se prosigue a adquirir los materiales para la fabricación de difusor en este caso la elección fue el cold roll figuras 40.4a y 40.4a, este material posee las propiedades de ser blando relativamente para el proceso de maquinado en el torno, en este proceso se

21.11)21(147.1147.13.6

113.6

473.1992.1214.19,

2

3

1.3

=−+

×==−+

×=

===

osenAseneeA

edd

e

α

123

realiza un refrentado y un cilindrado figuras 40.4b y 40.4c dándole forma y medidas para que se acerque al modelo y dimensiones dadas por los cálculos previos figura 40.4c este proceso lleva aproximadamente una semana y media con una intensidad horaria de trabajo de 8 horas diarias. Por otra parte al terminar este proceso en el torno se monta la pieza en la fresa y se ubica para ser ranura figura 40.4d y así poder insertar los estatores a este componente, esto se hace con una cuchilla de corte especial para estos aceros figura 40.4e, teniendo esta pieza ranurada figura 40.4f se sigue a montar los estatores par ser soldados y maquinados de nuevo en el torno figura 40.4g y así obtener las medidas finales de este componente, por ultima parte se lleva a un proceso de cromado figuras 40.4h 40.4i par que así la pieza tenga un poco mas de vida útil y no la ataque la corrosión tan fuertemente como al material en bruto mostrado en las figuras 40.4a y 40.4a. Figuras 40.4. Proceso de fabricación del difusor.

a. a.

b. c.

124

d. e.

f. g.

h. i.

125

4.10 CÁMARA DE COMBUSTIÓN Una cámara de combustión, es uno de los tres componentes esénciales de un motor de turbinas de gas, El principio de una cámara de combustión es elevar la temperatura del aire, esto ocurre cuando mediante un proceso de ignición se suministra combustible a la cámara, este aire es suministrado por el compresor y allí se mezcla con un combustible pulverizado por medio de los inyectores y como resultado de este proceso el aire se inflama. La reacción resultante genera un incremento de la temperatura del gas, dicho incremento es proporcional a la cantidad de combustible que ingrese a la cámara, así mismo como consecuencia del incremento se presenta una pequeña caída en la presión total del flujo de la cámara y un ligero incremento en la velocidad del fluido. Las condiciones para que una cámara opere óptimamente hacen referencia importante y dirigida a las perdidas en la presión, estas deben ser mínimas para que la cámara no tienda a apagarse ante cualquier cambio brusco en la presión. El rendimiento de la combustión debe superar el 92% y debe oscilar en un máximo de 95%, el cual se obtiene a partir de la relación entre la temperatura absoluta que alcanza la cámara y la que se espera en condiciones ideales. Normalmente la presión en las cámaras es directamente proporcional a la relación de presión del compresor; con límites en la caída de presión de hasta el 6%, buscando que las perdidas sean las menores posibles. Una cámara de combustión eficiente debe cumplir con las siguientes funciones:

Suministrar los medios necesarios para la mezcla de aire-combustible adecuada en condiciones de alta presión.

Una quema eficiente de la mezcla aire- combustible. Entregar gases con temperatura uniforme que no supere los límites de

resistencia de los materiales de la fase rotora y estatora de la turbina.

4.10.1 Eficiencia de la combustión La adecuada eficiencia en una cámara de combustión es muy importante pues tiene correspondencia directa con los costos operación, limitantes de la misma y capacidad de carga requerida por el motor.

126

Idealmente los sistemas son diseñados con el fin de tener una eficiencia de 100% en todas las condiciones de operación. En la realidad es posible obtener eficiencias del 99.5 % en condición de máxima potencia tales como decolaje, vuelo crucero, entre otros. En otras condiciones fuera de las diseño se logran valores muy cercanos al 90% .Con el fin de cumplir con los requerimientos mundiales de emisión de monóxidos de carbono y otra serie de hidrocarburos, es necesario cumplir con el 98.5% de eficiencia para las condiciones de máxima potencia. Una definición sencilla de la eficiencia de la combustión da como resultado la relación entre el incremento de la entalpía (o temperatura) real y el incremento de la entalpía (o temperatura) ideal:

)())((

)())((

TceTcsTcerTcs

hcehcshcerhcsc

−−

=−−

=η

Donde

),( Tcehce Entalpía y temperatura de entrada a la cámara de combustión

),( Tcshcs Entalpía y temperatura ideal a la salida de la cámara de combustión

))(),(( rTcsrhcs Entalpía y temperatura real a la salida de la cámara de combustión 4.10.2 Partes de la cámara de combustión Una cámara de combustión se compone básicamente de los siguientes componentes:

• Difusor • Inyector • Boquerel • Bujía • Liner

127

Figura 41. Partes de la Camara de Combustión

Ahora se explicaran individualmente estas partes o componentes, iniciando con el Difusor, este elemento es simplemente un orificio de admisión por donde entra el flujo del aire a la cámara de combustión el cual tiene como función Disminuir, Estabilizar y Emparejar el flujo de Aire. Figura 42. Difusor

Luego que el aire entra por el difusor es dividido por un boquerel que convierte o divide este flujo en dos flujos individuales uno primario que se dirige a los alrededores del inyector a través de una zona alta de turbulencia que facilita una atomización del combustible inyectado y una mezcla eficiente. Mientras tanto el inyector que tiene como función entregar combustible pulverizado, lo entrega al flujo primario y turbulento con el cual se mezclan.

128

Figura 43. Inyector y Boquerel

Después el flujo pasa por una bujía que tiene como función facilitar la ignición de la mezcla Aire-Combustible que debe permanecer constante y estable durante la operación del motor. Figura 44. Bujia

El otro flujo, el secundario pasa por el exterior del boquerel y se dirige a la zona externa de las paredes perforadas de la cámara de combustión (liner).

129

Figura 45. Liner

Este flujo entra por estos agujeros y forma un “colchón de aire” que participa dentro del proceso con el fin de mantener centrada la llama y evitar que la llama entre en contacto con las paredes. Producto de esta combustión existe una emisión de gases calientes generados por la combustión los cuales se combinan con el aire de enfriamiento para disminuir y homogenizar la temperatura de tal manera que oscile entre valores que puedan admitir los limites de resistencia del material. 4.10.3 Eficiencia y polución Dos de los factores que deben estar mayormente controlados en un proceso de combustión son la emisión de gases contaminantes al medio ambiente y la eficiencia, estos dependen directamente de todo lo que sucede dentro de la cámara de combustión, influyen de manera directa el tipo de combustible, y la correcta mezcla de aire. También influyen de manera indirecta la presión y proporción del aire que viene del compresor, al igual que la temperatura con que ingresa el aire a la cámara es decir temperatura de salida del compresor o temperatura de entrada a la cámara. Con los nuevos estándares y acuerdos para preservar el medio ambiente se ha hecho presente la generación e innovación de diseños que garanticen una muy baja producción de elementos contaminantes a la atmósfera y una alta eficiencia en los diferentes tipos de cámaras.

130

Para determinar la eficiencia de la combustión es necesario conocer la cantidad de y en los gases de escape, teniendo en cuenta la cantidad máxima posible ya sea expresada en aumento de entalpía o en términos de calor que evidencien la cantidad de combustible utilizado para una aumento de temperatura requerido o el aumento de temperatura obtenido. 4.10.4 Aire Utilizado en el proceso de combustión A través de las reacciones estequiométricas de la combustión es posible conocer la masa de aire teóricamente requerida para la combustión de 1Kg. de combustible, normalmente par a los combustibles líquidos usados en turbinas de gas, la relación estequiométrica aire- combustible oscila entre 14,7 y 15 donde se deduce una valor promedio de 14,9. Sin embargo la cantidad de aire real que entra cámara es mayor que la teórica, de estar deducción los científicos han definido el coeficiente de exceso de aire el cual es la relación entre la cantidad real de aire y la cantidad teórica del mismo, por cada kilogramo de combustible. Este coeficiente es tan denotado por la letra a. Distinguimos tres fases en el proceso de inyección de aire conocidas como aire primario, aire secundario y aire terciario. El aire primario se introduce alrededor del chorro de combustible y crea una mezcla relativamente rica con el objeto de obtener una elevada temperatura necesaria para una rápida combustión, este aire tiene valores aproximados entre el 15 y el 20 % del aire total. El aire secundario se introduce por los orificios ubicados en el tubo de llama para completar la combustión; en diseño se busca que esté aire inyecte en los puntos adecuados para que la llama no se enfríe localmente y evitar un cambio fuerte en la velocidad de combustión de esa zona. Asimismo el aire secundario proporciona un coeficiente de exceso de alrededor de 1.5 y corresponde a un 30% del aire total. El aire terciario es el restante del proceso y ya que se conocen los valores correspondientes al aire primario y secundario sabemos que corresponde a un 50 o 55 % del aire introducido de acuerdo a cada caso, esté se mezcla con los productos de la combustión, para así reducir su temperatura y entrar con los parámetros requeridos a la turbina.

131

4.10.5 Análisis del Proceso de combustión Todo el proceso de combustión tiene lugar dentro de la cámara de combustión, esto, con el fin de evitar el desgaste de los materiales con que están construidos los álabes de la turbina, el funcionamiento de las turbinas de gas dar lugar a un elevado exceso de aire con el fin de que la temperatura de los productos de combustión sea la requerida para evitar problemas de corrosión o fatiga al incidir en los álabes, también para mantener dentro de los límites aceptables la deformación plástica de los mismos. Normalmente el exceso de aire estar comprendido entre valores de 2.75 y 5. Desde sus inicios Las turbinas de gas fueron diseñadas para operar con dos tipos de combustibles, los primeros gaseosos entre las que encontramos los más conocidos como son gas natural y gas propano. Los segundos líquidos entre ellos gasóleo, gasolinas y otros con bajo contenido en azufre. Los combustibles que sean utilizados para un proceso de combustión eficiente deben estar libres de partículas e impurezas sólidas para facilitar un buen desarrollo del proceso y el uso adecuado de los materiales con que cuenta la turbina. Ya que el empleo de combustibles contaminados puede llevar a erosiones en los álabes y un incremento en los costos de mantenimiento. 4.10.6 Estabilidad de la Combustión El procedimiento de introducción del aire por zonas no es suficiente para conseguir la estabilización total del proceso de combustión en una corriente de aire que se mueve con una velocidad superior a la velocidad de la llama. La configuración gasodinámica del flujo viene determinada por la forma y colocación de los dispositivos de admisión de aire primario y secundario en el tubo de llama de la cámara de combustión. Por ello, estos dispositivos juegan un papel muy importante en la estabilización de la llama. En las cámaras con torbellinador, el combustible se inyecta en la misma dirección que la corriente de aire, mientras que el aire primario se introduce a través de unos álabes radiales torsionados, conocidos como álabes torbellinadores, creándose en el tubo de llama una corriente de aire que gira con relación al eje de la cámara como se muestra en la Figura 46.

132

Figura 46. Estabilidad de la combustión

De esta forma se crea cerca del eje de la cámara una zona de bajas presiones y a consecuencia de esto se originan contracorrientes de aire que aseguran la estabilidad de la llama, creando en la zona de combustión superficies con pequeñas velocidades de aire del orden de 15 a 25 m/s; estas contracorrientes garantizan una buena mezcla del combustible con el aire, mejorándose la vaporización del combustible y la inflamación de la mezcla fresca. Para cualquier cámara de combustión existe un límite de mezcla pobre más allá del cual la llama resulta inestable. Se suele tomar como límite la relación aire-combustible a la que la llama se apaga, si bien la inestabilidad se presenta, generalmente, antes de que se alcance dicho límite. Esto se pone de manifiesto por un funcionamiento duro, que origina vibraciones aerodinámicas que acortan la vida de la cámara y ocasionan vibraciones en los álabes de la turbina. Mediante un dispositivo que lleva el sistema de regulación se limita el aumento del gasto de combustible a fin de que la llama no se apague. Otro factor a tener en cuenta es que la curva de estabilidad depende de la presión en el interior de la cámara, estrechándose los límites de estabilidad al decrecer la presión debido a la consiguiente disminución de la velocidad de la combustión. Por lo tanto para las turbinas de gas de aviación conviene comprobar que para la máxima altura de vuelo, si los límites de estabilidad son demasiado estrechos habrá que intensificar la recirculación en la zona primaria.

133

Figura 47. Curvas de Encendido

Fuente http://personales.ya.com/universal/TermoWeb/Turbinas/Gas/PDFs/8-Turbinasgas.pdf

Figura 48. Bujía de Alta Tensión

Fuente,http://personales.ya.com/universal/TermoWeb/Turbinas/Gas/PDFs/8-Turbinasgas.pdf El comportamiento del encendido se puede expresar por una curva de encendido semejante a la curva de estabilidad estudiada anteriormente, pero interior a ésta,

134

esto significa que para un gasto másico de aire dado, el margen de relaciones aire/combustible dentro del cual es posible el encendido de la mezcla es más reducido que aquel en el cual es posible la combustión estable, una vez que se ha producido el encendido. 4.10.7 Pérdidas de carga en la cámara de combustión Las pérdidas de carga que se producen en la cámara de combustión pueden ser hidráulicas o debidas al proceso de aportación de energía térmica al fluido. Pérdidas hidráulicas: La velocidad del aire a la salida del compresor alcanza valores del orden de 175 m/s; a fin de garantizar un proceso normal de combustión, la velocidad media del aire tiene que ser del orden de los 60 m/s, por lo que para disminuir la velocidad del aire, se coloca un difusor al comienzo de la cámara de combustión. Las pérdidas hidráulicas en la cámara de combustión son debidas fundamentalmente a: pérdidas en el difusor, pérdidas en el torbellinador y pérdidas en la mezcla de los chorros de aire secundario y terciario, con la corriente de aire primario. En general, cuanto más efectiva sea la mezcla, mayor será la pérdida de carga, por lo que es necesario llegar a una solución de compromiso entre la uniformidad de la distribución de temperaturas a la salida y unas pérdidas de carga reducidas. En las turbinas de gas de aviación, el conducto comprendido entre la salida de la cámara de combustión y la entrada en la turbina es muy corto, por lo que el compromiso que se alcanza es tal que la no uniformidad de la temperatura llega a ser de hasta un ±17% del valor medio. Pérdidas térmicas: Son debidas al hecho de que siempre que se aporta energía térmica a un fluido que circula a través de un conducto, aunque no exista fricción, se produce un aumento de su volumen específico y una pérdida de presión. Cuando se aporta calor a un gas que circula a velocidad constante por un conducto, sin fricción, éste tiene que ser divergente por la ecuación de continuidad, ya que al calentarse el gas su volumen específico aumenta, al tiempo que disminuye la presión. 4.10.8 Rendimiento de una cámara de combustión El rendimiento de la cámara de combustión depende de las pérdidas de calor a través de las paredes de la cámara y a la combustión incompleta, que viene ocasionada por los siguientes factores:

135

Defectos de formación de la mezcla, debido a que los inyectores pueden dirigir las gotas de forma que se vean arrastradas a lo largo de las paredes del tubo de llama. Enfriamiento local de la llama en puntos de entrada del aire secundario, impidiendo el normal desplazamiento del equilibrio químico hacia la formación del CO2. La influencia del equilibrio químico es poco importante si no se da la situación anterior. (Fuente, peronales.ya.com/universal/Turgas.pdf) 4.10.9 Aire (variable en el proceso de combustión) * Aire Utilizado en el Proceso de Combustión La cantidad de masa de aire teóricamente necesaria para la combustión de 1Kg de combustible se determina a partir de reacciones estequiométricas de combustión. En combustibles líquidos usados en turbinas de gas, la relación aire-combustible tiene un valor promedio de 14,9. Como la relación aire-combustible de funcionamiento global es del orden de 60/1 para las condiciones de diseño, mientras que la estequiométrica es de aproximadamente 15/1, es necesario que el aire suministrado por el compresor se introduzca progresivamente en la cámara de combustión. En el proceso de inyección de aire se pueden distinguir tres fases que dan lugar a lo que se conoce como aire primario, aire secundario y aire terciario. * Aire primario Se corresponde aproximadamente con un 15% a 20% del aire total y se introduce alrededor del chorro de combustible creando una mezcla de aire-combustible relativamente rica con el objeto de obtener una temperatura elevada, necesaria para una combustión rápida. * Aire secundario Se corresponde aproximadamente con un 30% del aire total; se introduce a través de orificios practicados en el tubo de llama para completar la combustión; para que el rendimiento sea elevado, hay que inyectar el aire en los puntos adecuados a fin de evitar que la llama se enfríe localmente dando lugar a una drástica disminución de la velocidad de combustión en esa zona. El aire secundario proporciona un coeficiente de exceso de aire del orden de a »1,5 o riqueza 1/1,5 = 0,66 a 0,7.

136

* Aire terciario El aire restante, 50% a 55%, se mezcla con los productos de la combustión en la zona de dilución, con el objeto de reducir su temperatura hasta la requerida a la entrada de la turbina. Hay que procurar una turbulencia suficiente para que las corrientes caliente y fría se mezclen a fondo y así conseguir una distribución de temperaturas a la salida prefijada de antemano. Para el diseño de la cámara de combustión se utilizaran los siguientes porcentajes de aire: Primario: 18% del flujo total Secundario: 27% del flujo total Terciario: 55% del flujo total 4.10.10 Análisis del proceso de combustión El proceso de la combustión ha de tener lugar en su totalidad, dentro de la cámara de combustión, a fin de evitar que los álabes de la turbina estén sometidos a las elevadas temperaturas de las llamas. Las turbinas de gas funcionan con un elevado exceso de aire para que la temperatura de los productos de combustión al incidir en los álabes no sea excesiva y no se produzcan excesivos problemas de corrosión o fatiga en los mismos, y mantener los efectos derivados de la deformación plástica dentro de límites aceptables. El índice de exceso de aire con el que trabajan las turbinas suele estar comprendido entre 2,75 y 5. Los combustibles empleados tienen que estar libres de partículas e impurezas sólidas para evitar cualquier tipo de erosiones en los álabes de la turbina. Las pérdidas de carga en la cámara de combustión de una turbina de gas han de ser mínimas, ya que afectan al consumo específico y a la potencia específica de la turbina; generalmente las normas de diseño tienden a mejorar el proceso de la combustión, como la formación de la mezcla, estabilidad de la llama, etc., y conducen a su vez a un aumento de las pérdidas de carga. Pérdidas térmicas mínimas a través de las paredes y por combustión incompleta.

137

Esta pérdida de carga lC está dada por la siguiente ecuación, la cual relaciona velocidad de referencia y el área de la sección transversal.

22

*2*2

refl C

PCρ

Δ=

(123)

Donde: *

222 PPP −=Δ es la caída de presión. (124) La emisión de gases de escape, desde el punto de vista de la contaminación ambiental, es otro de los factores a tener en cuenta, tanto en las turbinas de gas industriales, como en las de aviación. Es por ello que se tratará de hacer los cálculos estequiométricos bajo un combustible que presente en menor cantidad las emisiones de CO2. Tiene que existir una cierta facilidad y seguridad en el encendido de la cámara; las bajas presiones y las altas velocidades dificultan el arranque, aspecto que en las turbinas de gas de aviación adquiere una importancia considerable. Estos factores pueden llegar a ser incompatibles entre sí, por lo que resulta obvia la complejidad que presenta el diseño de una cámara de combustión, sobre todo si el régimen de funcionamiento tiene que ser variable. 4.10.11 Estabilidad de la combustión El procedimiento de introducción del aire por zonas no es suficiente para conseguir la estabilización total del proceso de combustión en una corriente de aire que se mueve con una velocidad superior a la velocidad de la llama. En la Figura 49 se muestra la curva de estabilidad, representando en ordenadas la relación aire-combustible y en abscisas el gasto de aire, que es el cociente entre la relación estequiométrica y la relación aire-combustible: Gasto de aire = 1/riqueza

138

Figura 49. Estabilidad de la combustión

Fuente: http://personales.ya.com/universal/TermoWeb/Turbinas/Gas/PDFs/8-Turbinasgas.pdf

Otro factor a tener en cuenta es que la curva de estabilidad depende de la presión en el interior de la cámara, estrechándose los límites de estabilidad al decrecer la presión debido a la consiguiente disminución de la velocidad de la combustión. Por lo tanto, para las turbinas de gas de aviación conviene comprobar que, para la máxima altura de vuelo, los límites sean suficientemente amplios. Si los límites de estabilidad son demasiado estrechos habrá que intensificar la recirculación en la zona primaria. Cámara de combustión tipo anular, utilizada en mini-turbinas 4.10.12 Cámara de combustión anular Figura 50. Cámara de combustión Anular

Fuente: Metodología para el Diseño de Turborreactores de bajo Flujo Másico

139

Componentes principales de una cámara de combustión tipo anular:

Eje del motor Inyector Línea Externa Bujía Línea Interna Área de Combustión

Como ilustra la Figura 50, la cámara de combustión Anular consiste en un anillo en el cual se encuentra una serie de inyectores en el interior que varía entre 10 y 20, y por lo general tiene de dos a tres bujías, en la actualidad es la cámara de combustión más utilizada, pues presenta mejor refrigeración y el rendimiento con respecto a la unidad de la Tubular es mucho mejor. No obstante tiene grandes dificultades, una de las más importantes es que las salida de su flujo no es uniforme ello genera que la temperatura de los gases tampoco lo sea. (Thomas kamps, 2002). Para diseñar una cámara de combustión es necesario cumplir con ciertos parámetros y variables, que limitaran el dimensionamiento y el funcionamiento de de la misma. Parámetros y variables a considerar:9 a. Longitud, L Es la longitud total que debe tener la cámara para que opere

óptimamente y se de la correcta mezcla aire – combustible dentro de la misma.

b. Diámetro externo, De Como su nombre lo indica es el diámetro de la línea

externa de la cámara y genera parámetros para calcular el área de sección transversal.

c. Diámetro interno, Di Como su nombre lo indica es el diámetro de la línea

externa de la cámara y genera parámetros para calcular el área de sección transversal.

9 (http://es.geocities.com/qo_06_reacciones/,2007)

140

d. Presión a la salida de la cámara de combustión, P3 Es la presión resultante

del proceso de combustión e idealmente dentro de la cámara de combustión se toma como constante aunque normalmente existen unas pequeñas pérdidas de presión. Para los cálculos iníciales se tomará como presión de salida de la cámara de combustión, la presión que entra a esta; es decir la presión de salida del aire del compresor.

e. Temperatura a la salida de la cámara de combustión (temperatura de los

gases de la combustión), T3. Esta será calculada a partir de las entalpías de formación de los reactantes y productos de la reacción de combustión.

f. Área de sección transversal AST Es aquella aquel parámetro que relaciona los diámetros interior y exterior, a su vez genera los valores para calcular la velocidad de referencia.

g. Velocidad de referencia, Vref Es la velocidad de los gases en la cámara de

combustión a unas condiciones de presión y temperatura dadas. Esta será calculada a partir del valor obtenido en el cálculo del área de la sección transversal y el flujo másico de aire.

h. Perdida de carga, Pc Es la perdida de presión que se genera en el proceso de

combustión, y permitirá re calcular la longitud de la cámara. Esta pérdida de carga es función de la velocidad de referencia de los gases, la cual hará que la presión de salida de los gases de la combustión sean menores a la presión de salida del compresor: P2 > P3

i. Numero de moles de los productos (reacción química), Np Es el número o

coeficiente que acompaña a cada producto de la reacción y es indispensable para calcular los calores de combustión, y se obtendrá a partir del balance estequiométrico de la reacción.

j. Numero de moles de los reactantes (reacción química), Nr Es el número o

coeficiente que acompaña a cada reactante de la reacción y es Indispensable para calcular los calores de combustión, y se obtendrá a partir del balance estequiométrico de la reacción.

k. Entalpías de formación de los productos y reactantes, hof Es la variación

de entalpía de la reacción de formación de dicho compuesto a partir de las especies elementales que lo componen, en su forma más abundante. Por

141

ejemplo, la entalpía de formación del agua, formada por hidrógeno y oxígeno, sería equivalente a la entalpía de reacción de hidrógeno diatómico y oxígeno diatómico, los elementos químicos no tienen entalpía de formación ejemplo de ello son el oxigeno y el nitrógeno presentes en el aire.

l. Cambio de entalpía de los productos y reactantes, ∆HT El cambio de

entalpía (ΔH) es el calor de reacción, es decir el calor desprendido o consumido en el curso de una reacción. El cambio de entalpía es una medida de la fuerza de los enlaces en los productos y los reactivos. Las reacciones tienden a favorecer los productos con menor entalpía, que es lo mismo que decir que tienden a favorecer a los productos que contienen los enlaces más fuertes.

Si se rompen los enlaces más débiles y se forman enlaces más fuertes se desprende calor, y la reacción es exotérmica (valor negativo de ΔH°). Si se rompen enlaces fuertes y se forman enlaces más débiles, entonces se consume energía en la reacción, y ésta es endotérmica (valor positivo de ∆Ho).

m. Potencia, P Es la cantidad de trabajo efectuado por unidad de tiempo. Esto es equivalente a la velocidad de cambio de energía en un sistema o al tiempo empleado en realizar un trabajo, y está definido por:

dtdEP =

Donde P es potencia, E es energía total o trabajo y t es tiempo.

n. Dimensiones del compresor (diámetros), d2 Diámetro externo del compresor 11 cm.

o. Presión a la salida del compresor, P2 Es la presión de salida del compresor y

de entrada a la cámara.

p. Espesor del alabe del compresor, h Esta dada por las características -

dimensiones del compresor.

Lo primero a evaluar son los tipos de combustibles posibles para el diseño de la cámara de combustión para el Turbo fan. A continuación se relacionaran varios tipos de combustibles que podrían utilizarse en este motor con sus respectivas propiedades físicas y químicas (típicas).

142

Es importante conocer la siguiente terminología para comprender las diferentes propiedades de los combustibles: Estado Físico: Es la descripción del estado inicial del combustible. Presión del vapor: Presión de un vapor confinado en equilibrio con su líquido a una temperatura especificada así, una medida de la volatilidad de un líquido. Punto de Ebullición: La temperatura en la cual una sustancia hierve, o es convertida a la fase gaseosa. Método ASTM: Es el método estándar para realizar pruebas a los combustibles. Punto inicial de ebullición: Según el método ASTM D 86, la temperatura registrada cuando la primera gota del líquido cae del extremo del condensador. Punto de Inflamación: La temperatura a la cual un líquido combustible se debe calentar para emitir el suficiente vapor para formar momentáneamente una mezcla inflamable con aire cuando una llama pequeña se aplica bajo condiciones especificadas. (Designación D 92 de ASTM.) Densidad: Unidad de masa por volumen de una sustancia. Su valor numérico varía con las unidades usadas. Viscosidad Cinemática: El tiempo requerido para que una cantidad fija de aceite atraviese un tubo capilar bajo la fuerza de gravedad. La unidad de viscosidad cinemática es el Stoke o el centistoke (1/100 del Stoke). La viscosidad cinemática se puede definir como el cociente de la viscosidad absoluta en centipoises divididos por la gravedad específica de un líquido, ambos a la misma temperatura. Estabilidad química: La tendencia de una sustancia o de una mezcla a resistir cambios químicos.

143

Densidad de vapor: Es el peso por unidad de volumen de un gas o vapor puro. En protección contra incendios, la densidad de vapor se expresa como relación entre el peso de un volumen de vapor y el peso de un volumen equivalente de aire, en las mismas condiciones de presión y temperatura. Las densidades de vapor se dan en condiciones de equilibrio de temperatura y presión atmosférica. Si varían dichas condiciones, cambiará sustancialmente, para cualquier vapor, la densidad del mismo. Las densidades de vapor se emplean como índice de la tendencia del vapor a elevarse o asentarse.

Temperatura de combustión o ignición: Temperatura mínima correspondiente a la iniciación de una combustión continuada y completa de los vapores desprendidos del líquido combustible, luego de retirar la fuente de ignición.

Temperatura de auto combustión o auto ignición: Es la mínima temperatura a la cual debe elevarse una mezcla de vapores inflamables y aire para que se encienda espontáneamente sin necesidad de la presencia de una fuente de ignición externa. Límite inferior de inflamabilidad o explosividad: El límite inferior de inflamabilidad o explosividad se define como la concentración mínima de vapor o gas en mezcla con el aire por debajo de la cual, no existe propagación de la llama al ponerse en contacto con una fuente de ignición. Límite superior de inflamabilidad o explosividad: El Límite superior de inflamabilidad o explosividad se define como la concentración máxima de vapor o gas en aire por encima de la cual, no tiene lugar la propagación de la llama, al entrar en contacto con una fuente de ignición. Productos peligrosos de la combustión: Son aquellos productos contaminantes a la atmósfera y altamente tóxicos. Punto de inflamación ("Flash Point"): Es la menor temperatura a la cual el producto se vaporiza en cantidad suficiente para formar con el aire una mezcla capaz de inflamarse momentáneamente cuando se le acerca una llama.

144

Punto de congelamiento: Es la temperatura a la cual los cristales de hidrocarburos formados por el enfriamiento de la muestra desaparecen cuando la misma es sometida a calentamiento. Viscosidad absoluta: Se define como una medida de la resistencia de una sustancia al fluir, o como la fuerza por unidad de área requerida para mantener el fluido a una velocidad constante en un espacio considerado. Viscosidad cinemática: Se define como el cociente de la viscosidad absoluta entre la densidad, también como el tiempo necesario para que un volumen dado de sustancia recorra una longitud dada.” Punto de humo: Es la altura máxima de una llama sin que se produzca humo cuando el combustible se quema bajo condiciones especificadas y comparada con combustibles de referencia, es otro ensayo para controlar la calidad de la combustión. 4.11 TIPOS DE COMBUSTIBLE A UTILIZAR EN LA CÁMARA 4.11.1 Combustible Queroseno (C16H32) El queroseno es un destilado medio proveniente de la destilación atmosférica del petróleo, consistente en una mezcla homogénea de hidrocarburos esencialmente libres de agua y de compuestos ácidos o básicos. Está diseñado para utilizarse como combustible en quemadores de hornos y secadores industriales. Estado físico: Líquido a temperatura ambiente. Color: Rojo. Olor: Característico. Punto de ebullición inicial: Aprox. 150 ºC Punto de ebullición final: Aprox. 300 ºC Presión de vapor: < 0.1 KPa a 40 ºC Densidad: 770-840 Kg/m3 a 15 ºC Viscosidad cinemática: 1-2 mm2/s a 40 ºC Densidad de vapor (aire = 1): > 5 Punto de inflamación: 38 ºC mínimo Límite de inflamabilidad superior: Aprox. 6 %

145

Límite de inflamabilidad inferior: Aprox. 1 % Temperatura de auto ignición: > 220 ºC Propiedades explosivas: Al usarse, puede formar mezclas

vapor-aire inflamables/explosivas. Propiedades oxidantes: No. Estabilidad: Estable. Condiciones a evitar: Calor, llamas y chispas. Materiales a evitar: Agentes oxidantes fuertes. Productos peligrosos de la combustión: CO, CO2, NOx. 4.11.2 Combustible Jet A1 (C12H24) El Jet A-1, también conocido como turbo combustible, turbosina o JP-1A, es un destilado medio proveniente de la destilación atmosférica del petróleo, con características especiales de calidad, que es tratado químicamente para eliminar compuestos azufrados tales como sulfuros entre otros que pueden tener un comportamiento corrosivo. Está diseñado para utilizarse como combustible para aviones con turbinas tipo propulsión o jet. Estado físico: Líquido a temperatura ambiente. Color: Claro, Amarillo claro, Pajizo. Olor: Característico. Punto de ebullición inicial: Aprox. 150 ºC Punto de ebullición final: Aprox. 300 ºC Presión de vapor: < 0.1 kPa a 40 ºC Densidad: 775-840 Kg/m3 a 15 ºC Viscosidad cinemática: 1-2 mm2/s a 40 ºC Densidad de vapor (aire = 1): > 5 Punto de inflamación: 38 ºC mínimo Límite de inflamabilidad superior: Aprox. 6 % Límite de inflamabilidad inferior: Aprox. 1 % Temperatura de auto ignición: > 220 ºC Propiedades explosivas: Al usarse, puede formar mezclas

vapor-aire Inflamables / explosivas.

Propiedades oxidantes: No. Estabilidad: Estable. Condiciones a evitar: Calor, llamas y chispas. Materiales a evitar: Agentes oxidantes fuertes. Productos peligrosos de la combustión: CO, CO2, NOx.

146

4.11.3 Combustible AVGAS 100/130 La gasolina de aviación grado 100, conocida igualmente como "Avgas", es un combustible de alto índice antidetonante (alto octanaje), producida a partir de gases de refinería (butilenos e isobutanos) que se hacen reaccionar con un catalizador (ácido sulfúrico) en un proceso denominado alquilación para obtener un componente denominado "alquilato". Al alquilato se le adicionan compuestos aromáticos (tienen mayor octanaje) de tal manera que se alcance un octanaje motor (MON) de 100 como mínimo. Para conseguir la capacidad antidetonante de 130 se le adiciona tetraetilo de plomo; por esta razón este producto también se denomina gasolina de aviación 100-130. El número 100 significa la capacidad antidetonante requerida por los motores de los aviones una vez alcanzada la velocidad de crucero y el número 130 identifica la capacidad antidetonante requerida para el despegue que es cuando los motores desarrollan la máxima potencia.

Esta gasolina se encuentra diseñada para utilizarse en aviones con motor de pistón. No es recomendable usar esta gasolina en motores de automóviles porque contiene plomo, el cual daña los convertidores catalíticos, además del impacto ambiental que generan estas emisiones.10

Estado físico: Líquido a temperatura ambiente Aspecto: transparente y brillante Color: Verde. Olor: Característico Punto de ebullición inicial: Aprox. 30 º C Punto de ebullición final: Aprox. 170 º C Presión de vapor: 38 - 48 KPa Densidad: 700 -720 Kg. /m3 a 15 º C Viscosidad cinemática: < 1.5 mm2 /s a 37.8 º C Densidad de vapor (aire = 1): > 3 Punto de inflamación: Aprox. - 40 º C Límite de inflamabilidad superior: Aprox. 6 %

10 (http://www.ecopetrol.com.co/contenido.aspx?catID=216&conID=37373, 2007)

147

Límite de inflamabilidad inferior: Aprox. 1 % Temperatura de auto-ignición: Aprox. 400 º C Propiedades explosivas: Cuando se utiliza puede formar

mezclas vapor- aire inflamables/explosivas

Propiedades oxidantes: Ninguna. Solubilidad en agua: 0.003 - 0.010 kg/m3 Productos peligrosos de la combustión: CO, CO2, NOx. 4.11.4 Combustible Diesel El diesel corriente, o el aceite combustible para motores (ACPM), es una mezcla de hidrocarburos entre 10 y 28 átomos de carbono formada por fracciones combustibles proveniente de diferentes procesos de refinación del petróleo tales como destilación atmosférica y ruptura catalítica. Este producto puede contener pequeñas cantidades de aditivos que permitan mejorar las condiciones de su desempeño y una sustancia química, llamada "marcador", que permita obtener información sobre la procedencia del combustible sin que implique modificación en la calidad del producto. Está diseñado para utilizarse como combustible en motores tipo diesel de automotores de trabajo medio y pesado que operan bajo condiciones de alta exigencia en vías y carreteras del país, o para generar energía mecánica y eléctrica, y en quemadores de hornos, secadores y calderas. Estado físico: Líquido a temperatura ambiente. Aspecto: liquido oleoso. Transparente y

brillante Color: Amarillo pajizo o rojo. Olor: Característico. Punto de ebullición inicial: Aprox. 250 ºC min Punto de ebullición final: Aprox. 350 ºC max Presión de vapor: 0.004 atm Densidad: 820-845 Kg/m3 a 15 ºC Viscosidad cinemática: 2-4.5 cSt. a 40 ºC Densidad de vapor (aire = 1): 3.4 Punto de inflamación: > 55 ºC Límite de inflamabilidad superior: Aprox. 13.5 % Límite de inflamabilidad inferior: Aprox. 6 % Temperatura de auto ignición: > 250 ºC Propiedades explosivas: Límite inferior explosivo: 6% Limite sup. Explosivo: 13.5% Propiedades oxidantes: No. Estabilidad: Estable. Condiciones a evitar: Calor, llamas y chispas.

148

Materiales a evitar: Agentes oxidantes fuertes. Productos peligrosos de la combustión: CO2, H2O, CO 4.11.5 Combustible Gasolina Extra o Súper La gasolina extra es una mezcla compleja de 200 a 300 hidrocarburos diferentes, formada por fracciones combustibles provenientes de distintos procesos de refinación del petróleo, tales como destilación atmosférica, ruptura catalítica, ruptura térmica, alquilación, reformado catalítico y polimerización, entre otros. Las fracciones son tratadas químicamente con soda cáustica para eliminar compuestos de azufre tales como sulfuros y mercaptanos que tienen un comportamiento corrosivo y retirar gomas que pueden generar depósitos en los sistemas de admisión de combustibles de los motores. Luego se mezclan de tal forma que el producto final tenga un Índice antidetonante IAD (RON+MON/2) de 87 octanos como mínimo. El índice es una medida de la capacidad antidetonante de la gasolina y la principal característica que identifica el comportamiento de la combustión dentro del motor. Mayor octanaje indica mejor capacidad antidetonante. Antes de ser distribuida a las estaciones de servicio al público, los mayoristas de la gasolina le adicionan aditivos detergentes dispersantes con el fin de prevenir la formación de depósitos en todo el sistema de admisión de combustibles de los motores (carburadores, inyectores de combustible, lumbreras o puertos de entrada y asientos de las válvulas de admisión). También se adiciona una sustancia química, llamada "marcador", que permite obtener información sobre la procedencia del combustible sin que modifique la calidad del producto. Esta gasolina ha sido diseñada para utilizarse en motores de combustión interna de encendido por chispa y de alta relación de compresión (mayor de 9:1) y para la mayoría de los motores en cualquier altitud.11 Estado físico: Líquido a temperatura ambiente. Aspecto: Transparente y brillante Color: Verde Olor: Característico. Punto de ebullición inicial: Aprox. 25 ºC min Punto de ebullición final: Aprox. 210 ºC max

11 (http://www.shell.com/home/content/es/shell_for_businesses/catalogue/combustibles/combustible sa viacion _09261625.html,2006)

149

Presión de vapor: 48 -78 Kpa Densidad: 735 - 785 Kg/m3 a 15 ºC Viscosidad cinemática: < 1 mm2/s a 37.8 ºC Densidad de vapor (aire = 1): > 3 Punto de inflamación: < -40 ºC Límite de inflamabilidad superior: Aprox. 6 - 8 % Límite de inflamabilidad inferior: Aprox. 1 % Temperatura de auto ignición: > 250 ºC Propiedades explosivas: Cuando se utiliza puede formar

mezclas vapor- aire inflamables/explosivas

Propiedades oxidantes: No. Estabilidad: Estable. Condiciones a evitar: Calor, llamas y chispas. Materiales a evitar: Agentes oxidantes fuertes. Productos peligrosos de la combustión: CO2, H2O, CO 4.12 BALANCES ESTEQUIOMÉTRICOS Con base en los diferentes combustibles se determinaran los balances de estequiometria, iniciando con el cálculo del combustible Queroseno. Posteriormente se tabularan los resultados obtenidos con los otros combustibles. Se parte del concepto que la masa de aire real necesaria para la combustión de 1kg de combustible es igual al 25% porque sabemos que la relación aire-combustible total que entra a la cámara es de 60/1 y el flujo primario tiene una relación de 15/1 por lo que entonces hacemos una regla de tres para determinar que si 60/1 es el 100% entonces15/1 es el 25% ó 0.045kg/s de flujo másico entregado por el compresor a la zona primaria, y se determina a partir de las relaciones estequiométricas de la combustión. A continuación se relacionan los pesos moleculares de los elementos para posteriormente dar a conocer mediante cálculos el peso de cada compuesto

• Peso molecular del C: 12,011 ≈ 12 • Peso molecular del H: 1 • Peso molecular del O: 15,999 ≈ 16 • Peso molecular del N: 14,006 ≈ 14

150

4.12.1 Composición de Queroseno (C16H32) Peso molecular del queroseno 224kg. El proceso de la combustión como se mencionó anteriormente se lleva a cabo cuando se coloca a reaccionar combustible y comburente, el comburente que siempre se utiliza ya que se encuentra en el ambiente es el aire, a continuación se mencionan las características más importantes de este.

151

Comburente: El Aire El comburente más habitual es el oxígeno del aire, aunque en aplicaciones especiales puede ser necesario emplear aire enriquecido o incluso oxígeno puro (más caro). La composición del aire estándar se da en la siguiente tabla: Tabla 3. Composición estándar del aire

% en volumen % en peso Aire Real Uso Real Uso Nitrógeno 78,03 79 75,45 76,8 Oxígeno 20,99 21 23,20 23,2 Argón 0,94 0 0 1,30 CO2 0,03 0 0 0,05 Otros 0,01 0 Despreciable 0 Peso molecular (kg/kmol) 28,84906 29

Para los cálculos estequiométricos se utilizará la siguiente composición del aíre: • Nitrógeno (%)= 79 • Oxigeno (%) = 21 A partir del balance de la Ecuación Ideal de la combustión donde simplemente se coloca a reaccionar aire teórico, entendido este como la composición única de la masa de oxigeno y considerando que no se da reacción alguna con el nitrógeno, con combustible.

OHCOOHC 2223216 +→+ Se obtiene bajo el procedimiento de balance estequiométrico por método algebraico (colocando coeficientes a reactantes y productos obteniendo ecuaciones para cada uno de ellos)

OdHcCObOHaC 2223216 +→+

152

Para balancear se comienza con el planteamiento de las ecuaciones lineales, que relacionan el número de moles de cada uno de los componentes (Elementos químicos) que intervienen en la reacción de combustión, de la siguiente manera: Para el Carbono

ca =16 (125) Para el Hidrógeno

da 232 = (126) Para el Oxigeno

dcb += 22 (127) Como se puede apreciar, se cuenta con un sistema de ecuaciones lineales que tiene las siguientes características: Cuatro variables (a, b, c y d) Tres ecuaciones Presentando un tipo de solución paramétrica en este sistema, es decir se le dará un valor cualquiera (número real) al parámetro existente y a partir de este se solucionará un sistema consistente de ecuaciones, para obtener una respuesta única, asociada al parámetro designado. Parámetro: a (tomará el valor de uno) Solución del sistema de ecuaciones lineales:

• b = 24

• c = 16

• d = 16

Así se obtiene como resultado del balance de la ecuación teórica:

153

OHCOOHC 2223216 161624 +→+

A partir de este balance y con la masa necesaria para hacer reaccionar 1kg de combustible se plantea

(128)

32163216

3216

2

32162 00335.02.691

318.21224

241

123.0

8.281

045.0 HkgCHCHC

OHCo

kmol

kg

kmol

kmol

kmolaire

kmol

kgaire

kmolairekgaire ==××××

28.8: Es el peso molecular del aire que tomaremos (15.999 x 2 x 21% + 14.006 x 2 x 79%)

0.23: Es la masa de oxigeno real en peso que está presente en una kilo mol de aire. 24: Son los moles de oxigeno que reaccionan con el combustible, habiendo efectuado el balance estequiométrico. 224: Es el peso molecular del combustible Con el valor obtenido se remplaza en el denominador de la relación estequiométrica.

13.4 13.412003.0045.0

≈==ecombustibl

aire

Kgmasa

(129) Para obtener que la relación estequiométrica es de 13,4: 1 Ahora se plantea la Ecuación Real de la cantidad de aire necesaria para quemar 1 kg de combustible.

productosAireecombustibl →+

22222223216 )76.3( iNhOOgHfNOeNOdCOcCONObHaC ++++++→++

154

Donde al realizar los cálculos mediante el mismo procedimiento utilizado para el balance de la ecuación ideal obtenemos: a = 1, b = 26, c = 15, d = 1, e = 1, f=1, g=16, h=1, i=96,76

22222223216 76.961615)76.3(26 NOOHNONOCOCONOHC ++++++→++ Por tanto la relación estequiométrica real es:

80.15224

)214(76.96)216(26=

+=⎟⎟

⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛ xxKgmasa

realecombustibl

aire

(130) Con este valor real se puede hallar el coeficiente de exceso de aire (α) La temperatura de la combustión y en consecuencia, la velocidad de referencia, pues dependen del coeficiente de exceso de aire obteniéndose: • αmáx. = 1, aproximadamente • α < 1, mezclas ricas, la temperatura disminuye debido a la combustión

incompleta. • α > 1, mezcla pobre, la temperatura también disminuye debido a la

dilución por el aire de los productos de combustión. El coeficiente de exceso de aire definido como la relación de la relación estequiométrica teórica y la relación estequiométrica real entonces se obtiene

85.08.154.13==

⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛

⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛

=

realecombustibl

aire

teoricoecombustibl

aire

Kgmasa

Kgmasa

α

(140) Se continúa con el balance estequiométrico para el siguiente combustible elegido JET A- 1

155

4.12.2 Composición de JET A-1 (C12 H24) Peso molecular del JET A-1 168kg. A partir del balance de la Ecuación Ideal de la combustión

OdHcCObOHaC 2222412 +→+ Balanceando por el método algebraico obtenemos a = 1, b = 18, c = 12, d = 12

OHCOOHC 2222412 121218 +→+ Donde con estos valores se calcula la masa necesaria de jet A1 para quemar un 1kg. de aire

24122412

2412

2

24122 003.04.518

738.11168

181

123.0

8.281

045.0 HkgCHCHC

OHCo

kmol

kg

kmol

kmol

kmolaire

kmol

kgaire

kmolairekgaire ==××××

(141)

Con el valor obtenido se remplaza en el denominador de la relación estequiométrica

4.13003.0045.0

==ecombustibl

aire

Kgmasa

(142)

Para obtener una relación estequiométrica teórica de 13.4: 1 Ahora se plantea la Ecuación Real de la cantidad de aire necesaria para quemar 1kg de combustible de jet A1

productosAireecombustibl →+

156

22222222412 )76.3( iNhOOgHfNOeNOdCOcCONObHaC ++++++→++ Donde al realizar los cálculos mediante el mismo procedimiento utilizado para el balance de la ecuación ideal obtenemos: a = 1, b = 20, c = 11, d = 1, e = 1, f=1, g=12, h=1, i=74,20

22222223216 20.741211)76.3(20 NOOHNONOCOCONOHC ++++++→++ Por tanto la relación estequiométrica real es:

20.16168

)214(20.74)216(20=

+=⎟⎟

⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛ xxKgmasa

realecombustibl

aire

(143) Así mismo el coeficiente de exceso de aire α es igual a:

83.020.164.13

==

⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛

⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛

=

realecombustibl

aire

teoricoecombustibl

aire

Kgmasa

Kgmasa

α

(144) Finalmente y para complementar con otro de los tipos de combustible que se tenía planeado analizar, se realiza el cálculo para el 100/130 AVgas. 4.12.3 Composición de Heptano (C7 H16) Peso molecular del AVgas 100/130 114kg. A partir del la Ecuación Ideal de la combustión para el AVgas

OdHcCObOHaC 222188 +→+ Balanceando por el método algebraico obtenemos

157

a = 2, b = 20, c = 16, d = 18

OHCOOHC 222188 1816202 +→+ Donde con estos valores de balance se plantea

24122412

2412

2

1882 002.0576179.1

1114

201

123.0

8.281

045.0 HkgCHCHC

OHCo

kmol

kg

kmol

kmol

kmolaire

kmol

kgaire

kmolairekgaire ==××××

(145)

A partir de este valor se remplaza en el denominador de la ecuación de relación estequiométrica

22002.0045.0

==ecombustibl

aire

Kgmasa

(146) Para obtener que la relación estequiométrica real es de 22: 1 Ahora se plantea la Ecuación Real de la cantidad de aire necesaria para quemar 1kg de combustible de 100/130

productosAireecombustibl →+

2222222167 )76.3( iNhOOgHfNOeNOdCOcCONObHaC ++++++→++ Donde al realizar los cálculos mediante el mismo procedimiento utilizado para el balance de la ecuación ideal obtenemos: a = 1, b = 11, c = 2, d = 5, e = 1, f=1, g=8, h=1, i= 40,36

2222222167 36.40852)76.3(11 NOOHNONOCOCONOHC ++++++→++

158

Por tanto la relación estequiométrica real es:

00.13114

)214(36.40)216(11=

+=⎟⎟

⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛ xxKgmasa

realecombustibl

aire

(147) Con este valor real se halla el coeficiente de exceso de aire (α) para el 100/130 que es:

591.022

00.13==

⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛

⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛

=

realecombustibl

aire

teoricoecombustibl

aire

Kgmasa

Kgmasa

α

(148) A Continuación en la Tabla 4., se muestran las emisiones correspondientes a cada combustible analizado. Tabla 4. Emisiones de contaminantes para los combustibles balanceados

Tipos de Combustibles

Numero de

átomos de

carbono #

Emisiones de CO2 Moles

Emisiones de NO2 Moles

Emisiones de CO Moles

Emisiones de NO Moles

QUEROSENO C16 H32 15 1 1 1 JET A 1 C12H24 11 1 1 1 HEPTANO C7H16 2 1 1 1 4.13 CÁLCULOS TERMOQUÍMICOS Luego de obtener estas ecuaciones y sus respectivos balances se procede a calcular los calores de combustión (∆H), con los que se encontrará la temperatura de los gases de combustión, variable esencial para determinar el valor de la longitud de la cámara de combustión

159

4.13.1 Calores de Combustión Para hallar estos calores es necesario realizar una serie de cálculos termodinámicos, por lo que se recurre a la primera ley de la termodinámica para recordar que: A presión Constante

EkEpHrWejeQ Δ+Δ+Δ=− (149) A Volumen Constante

EkEpUrWejeQ Δ+Δ+Δ=− (150) Donde

HrΔ Es el calor de reacción a presión constante UrΔ Es el calor de reacción a volumen constante EpΔ Es el cambio de energía potencial de un objeto EkΔ Es el cambio de energía cinética de un objeto

Q Es la forma de agregar o eliminar la energía de un sistema W Es la forma de cambiar la energía de un sistema Figura 51. Ciclo Brayton

En la Figura 51 se observa como en el ciclo Brayton se agrega calor al sistema entre 2 y 3, así como se mantiene constante la presión durante el proceso.

160

Para determinar el poder calorífico de una sustancia se puede hacer directamente o teóricamente por lo que se ilustran los dos métodos:

1. DIRECTAMENTE: Por medio del calorímetro y con ayuda de una bomba calorimétrica, teniendo en cuenta además que el calor cedido va a ser igual al calor absorbido.

2. TEÓRICAMENTE: Aplicando la ley HESS (calores de reacción en una reacción

química). Un proceso de combustión no es más que una reacción química:

Qreact = ΔHreactantes − ΔHproductos (151)

De esta manera conociendo los métodos y continuando con la agenda de diseño se determina que los cálculos se realizarán de manera teórica aplicando la ley de Hess. La ley de Hess dice que se pueden usar ecuaciones más sencillas que se puedan combinar posteriormente linealmente para dar la ecuación final con el fin de calcular de una manera más fácil los calores de reacción. Este procedimiento sirve con combustibles sencillos para los que se conoce la composición. A partir del balance, conociendo las masas de combustible, comburente y productos, se hallara la temperatura de la reacción química. Este cálculo será validado mediante los programas de cómputo: 1. Programa generado en Microsoft Excel para validar los cálculos de

temperaturas efectuados a partir de datos teóricos (Entalpías, presiones y temperaturas de la reacción química). A continuación se mostrará un paso a paso de la manera de operar el programa de Excel y los datos que este nos arrojaría.

161

Figura 52. Validación de la temperatura de los gases de combustión en MS Excel.

a.) Se deberán introducir los componentes de los reactantes de la reacción química, los cuales han sido determinado previamente.

b.) Se deberán introducir los productos de los reactantes de la reacción química, los cuales han sido determinado previamente.

c.) Se deberán introducir las entalpías de formación del combustible. d.) Se deberán introducir las entalpías de formación de los productos, a excepción

del N2, O2 en caso de existir como productos de la combustión, pues estos valores son iguales a cero.

e.) Se introducen los moles de los reactantes y productos, los cuales han sido obtenidos a través del balance de materia.

f.) Finalmente se hace igualan las entalpías de los productos con la de los reactantes, haciendo cero su diferencia.

g.) Al desarrollar estos paso, podremos obtener la temperatura adiabática de los gases de combustión. Es decir aquella temperatura que hará que la ecuación de entalpías de reacción de productos sea igual a los lactantes, que depende exclusivamente del combustible.

2. Programa GASTURB. Mediante este software, podremos analizar los

resultados que se obtendrían en un motor que opere bajo ciertas condiciones como son:

162

a. Temperatura de los gases de combustión.

b. Relación de compresión.

c. Flujo másico de aire.

d. Eficiencia de la combustión.

e. Tipo de combustible utilizado.

A continuación se podrán ver los pasos que se desarrollaron en este software, el cual permite comparar resultados como la perdida de carga calculada en la cámara de combustión.

163

Figura 53. Inicio del Programa de GasTurb

Conociendo que como se menciono anteriormente los cálculos se realizaran para el Heptano de de esta manera se inician los cálculos de los calores de combustión.

• Reactantes = C7H16 + Aire

• Prodúctos = CO2 + CO + NO2 + NO + H2O + O2 + N2

Tomando los resultados del balance químico efectuado anteriormente se tiene:

2222222167 36.40852)76.3(11 NOOHNONOCOCONOHC ++++++→++ De esta reacción de combustión conocemos que:

164

Moles de los Reactantes de la Reacción Química Moles de Heptano = 1 Moles de Oxigeno = 11 Moles de Nitrógeno = 41.36 Moles de los Productos de la Reacción Química Moles de CO2 = 2 Moles de CO = 5 Moles de NO2 = 1 Moles de NO = 1 Moles de H2O = 8 Moles de O2 = 1 Moles de N2 = 40.36 Para empezar a calcular los calores se asumirá un proceso adiabático, entendido idealmente como aquel donde no hay transferencia de calor, lo que nos muestra lo siguiente:

HreactivosHproductosHreacción Δ−Δ=Δ (152) Como se asumió proceso adiabático entonces ∆H reacción = 0 por lo tanto

)()( HpHproductosHrHreactivos ΔΔ=ΔΔ

HpHr Δ=Δ (152) El ∆Hr está definido de la siguiente manera

)( 0Tf HHNrHr Δ+=Δ ∑ (153)

Donde Nr Es el número de moles de los reactantes

fH 0 Es la entalpía de formación (dada para los compuestos, como el CO2, H2O,

C7H16, etc.)

165

THΔ Es el cambio de entalpía a una temperatura T dada = T de los gases Continuando con el cálculo del calor de combustión de los reactantes se obtiene

22167)(36.40)(11)(1 000

NTfOTfHCTf HHHHHHHr Δ++Δ++Δ+=Δ (154) A sabiendas que estos elementos y compuestos se encuentran a temperatura

ambiente, THΔ es igual a cero, así como los fH 0 para los elementos.

22167)0(36.40)0(11)0(1 0

NTOHCf HHHr Δ++++=Δ (155) A partir de la tabla A.16SI de la página 814 apéndice A, texto de termodinámica de Van Wyllem se obtiene la entalpía de formación del Heptano C7H16

22167)0(36.40)0(11)0187900(1 NOHCkmol

kjHr +++−=Δ

kmolkjHr 187900−=Δ

Ahora se calcula el HpΔ

222

22

)(361.40)(11)(8

)(1)(1)(5)(2

000

0000

NTfOTfOHTf

NOTfNOTfCOTfCOTf

HHHHHH

HHHHHHHHHp

Δ++Δ++Δ++

Δ++Δ++Δ++Δ+=Δ

(156)

A partir de la tabla A.13SI de la pagina 801 a la pagina 806 apéndice A libro de termodinámica de Van Wyllem se obtiene la entalpía de formación en condiciones estándar T= 298k de los compuestos CO2, CO, NO2, NO, H2O, y tomando como 0 el valor de 0

fH para el O2 y el N2 ya que son elementos que no se forman sino que se encuentran en el ambiente como se nota en la ecuación:

222

22

)0(36.40)0(11)241826(8

)90291(1)33100(1)110527(5)393522(2

NTOTOHT

NOTNOTCOTCOT

HHH

HHHHHp

Δ++Δ++Δ+−+

Δ++Δ++Δ+−+Δ+−=Δ

166

Dado que se busca encontrar un valor de temperatura T determinado en el que el resultado de HpΔ se hace igual a HrΔ , primero se intento por ensayo y error a diversas temperaturas hallar un valor de HpΔ que fuera igual a HrΔ como se muestra Tomando de la tabla A.13SI como ya se menciono a diversas temperaturas se nota que: A T1 = 900 K

KmolKJ280302=Δ COH

KmolKJ18397=Δ COH KmolKJ27180

2=Δ NOH

KmolKJ18858=Δ NOH KmolKJ21937

2=Δ OHH

KmolKJ192412=Δ OH

KmolKJ182232=Δ NH

Calculando él HpΔ a esta temperatura encontramos el siguiente valor:

KmolKJ2-1834185,7=ΔHp Sucesivamente se calcularon los HpΔ computando mediante Microsoft Excel los diferentes valores de entalpías a temperaturas dadas para 5 temperaturas mas como se muestra en la pantalla de MS Excel.

167

Figura 54. Programa de MS Excel para el cálculo de la temperatura de los Gases de Combustión, a partir de los HpΔ

Encontrando que para las diferentes temperaturas T= 1000 K, KmolKJ2-1597119,3=ΔHp T= 1600 K, KmolKJ-94214,56=ΔHp T= 2000 K, KmolKJ959744,32=ΔHp La temperatura que se está buscando, debe ser tal que HpHr Δ=Δ , valor que estará entre los datos de 1600 K ≤ T ≥2200 K. Con base en estos cálculos se concluyo que para que se cumpliera el planteamiento termodinámico que HpHr Δ=Δ el valor de Temperatura que correspondía a la reacción que se trazo del C7H16 debía estar dentro del rango 1600 K ≤ T ≥2200 K. Para encontraron el valor exacto, se analizaron todos los valores de HpΔ - productos, mediante el planteamiento de un ajuste polinomial de

168

curva y un programa de iteración en Excel. El primero de ello permitirá encontrar valores mucho más precisos, para el cual se utilizó un programa como el Derive 6.0 que permitiera resolver un sistema de ecuaciones lineales de 37 x 37 planteado a partir de datos reales tomados de la tabla de entalpía del texto de Van Wylen. A continuación se muestran los resultados obtenidos: Figura 55. Entalpía vs. Temperatura para cada uno de los Productos y Reactantes de la Combustión.

ENTALPÍA VS TEMPERATURA

-500000

50000100000150000200000250000300000350000400000

0 2000 4000 6000 8000

TEMPERATURA

ENTA

LPÍA

A T

det VALORES DE

ENTALPIA A Tdeterminada

Polinómica(VALORES DEENTALPIA A Tdeterminada)

Si se observa la Figura anterior se puede notar que se ha agregado una línea de tendencia de la forma polinómica al mismo, pues precedentemente se planteaba que al rango de entalpía a las diferentes temperaturas no tenía un comportamiento lineal por lo cual no sería correcto interpolar para encontrar la temperatura de los gases de combustión. A continuación se detalla el ajuste polinomial de curva, el cual fue resuelto generando un polinomio que contiene las constantes de los 37 datos adquiridos a través de las tablas, información que fue organizada y calculada para cada producto de la combustión, como se muestra en la Figura 56.

169

Figura 56. Resolución del Sistema de Ecuaciones Lineales – Ecuaciones

Figura 57. Resolución del Sistema de Ecuaciones Lineales Mediante el Programa Derive – Desarrollo de Ecuaciones

170

Figura 58. Resolución del sistema de ecuaciones lineales Mediante el Programa Derive

Figura 59. Programa Derive de Texas Instruments Empleado en los Cálculos del Ajuste para Encontrar la Temperatura T, de la Combustión

171

La otra forma, fue desarrollar un programa de iteraciones, que tomara los datos del balance estequiométrico y las entalpías de formación de los reactivos y productos a la temperatura ambiente y un bar de presión. Como se puede apreciar en la grafica de la Figura 60, el comportamiento de los ∆H, son casi lineales, lo que nos permite utilizar con un margen de error muy mínimo ≈ 0 el siguiente programa. Los resultados obtenidos son los siguientes:

172

Figura 60. Cálculo de la Temperatura T generado en MS Excel

Como se puede observar en la Figura 60 la temperatura es de 1756,1 K y de esta manera se con los valores validados y respaldados en los software de computo se concluye con el cálculo de la temperatura. Consecuentemente se procede con el cálculo de longitud de la cámara (L), este valor es muy importante pues de él se desprenden otros parámetros como son la disposición de los orificios y el volumen de la misma entre otros. Según Thomas Kamps es importante mantener una relación de longitud-diámetro en el orden de 3 - 6, todo esto para que la mezcla estequiométrica sea la adecuada y de una combustión completa.

173

4.14 DIMENSIONAMIENTO DE LA CÁMARA DE COMBUSTIÓN El diseñador Kamps plantea y demuestra basado en su experiencia en la construcción de motores a reacción, que la longitud de la cámara es inversamente proporcional a la presión y la raíz cuadrada de la temperatura, por lo cual describe la siguiente expresión:

TPL 1α

(157) Como se observa la expresión anterior, no está dada como una ecuación de igualdad, por lo que se deberá encontrar una constante experimental a partir de resultados obtenidos en diseños anteriores. Para eso se utilizaran resultados de los siguientes autores:

1. Thomas Kamps 2. A. Escobar (Micro-turbina)

TPKL 1

=

Tabla 5. Cámaras de combustión de referencia para el cálculo de la constante de longitud

Cámara anular Motor Thomas Kamps

Cámara anular Motor A. Escobar

Cámara anular Motor JP1

P3 = 1.92bar P3 = 1.52bar P3 = 1.2bar T3 = 973 K T3 = 1000 K T3 = 1756 K L = 9,3 cm L = 9,0 cm L

Con estos datos se obtiene una constante experimental, utilizada para motores que manejan cierto rango de presión y temperatura de los gases de combustión.

CAMARAS DE COMBUSTION DE REFERENCIA

174

K experimental = 509, 6329

cmL 13,101,17562,1

16329,509 ==

Entonces el valor de nuestra longitud es de 10,13 cm. Se busca ahora continuar con el programa de diseño deduciendo con base en la siguiente ecuación el valor del Área de sección transversal (AST), con el fin de encontrar la velocidad de referencia, variable utilizada para el cálculo de la perdida de presión.

( )4

22ie

mDD −

=Ωπ

(158) Donde π Es el número pi correspondiente a 3,1416

eD Es el diámetro externo de la cámara = 14,6 cm. iD Es el diámetro interno de la cámara

Se calcula el diámetro interno mediante la ecuación planteada por el diseñador Thomas Kamps.

)8.6( 222 hddDi ××−= (159)

Donde: d2, diámetro externo del compresor = 11 cm. h, espesor de los alabes del compresor = 5 mm.

mmDi 24,87)51108,6110( 2 =××−=

iD Es el diámetro interno de la cámara es de 8,7 cm

El área de la sección transversal ( mΩ ) entonces es:

175

( )

4

22ie

mDD −

=Ωπ

(160)

( ) 222

107644

24,87146 mmm =−

=Ωπ

mΩ = 0.010 m2

Para la velocidad de referencia (Cref) se obtiene la ecuación de la forma:

m

aireref

Gc

Ω=

2ρ (161) Donde: • aireG : gasto másico de aire, dado del compresor • 2ρ : densidad del aire a la entrada de la cámara de combustión, salida del

compresor • mΩ : es el área de la sección transversal máxima de la cámara que, para

cámaras anulares y tubo-anulares es: La velocidad de referencia entonces es igual a:

smmmkg

skgcref /4,16010.0/217927998.1

/2.023 =

×=

La velocidad de referencia Cref es un parámetro teórico y puede que no llegue a alcanzarse en ninguna sección de la cámara. Sus valores no superan generalmente los 35m/s, correspondiendo los más bajos a las turbinas de gas industriales con cámaras de flujo en contracorriente. Desde el punto de vista del diseño es conveniente expresar la pérdida de presión de remanso en la cámara de combustión mediante un parámetro adimensional denominado coeficiente de pérdida de carga CL de la forma:

176

22

.2

ref

ccL C

PC

ρΔ

= → ccrefL

PCC

Δ=2

22ρ (162)

Tomamos para este tipo de motores un m

sCL2

015.2≈ , dado por el diseñador

Thomas Kamps, según los parámetros de presión y temperatura de los gases de combustión. 0.05 bar ≤ ΔPcc ≤ 0.1 bar » m

sCL2

783.0≈

0.105 bar ≤ ΔPcc ≤ 0.205 bar » msCL

2423.1≈

0.21 bar ≤ ΔPcc ≤ 0.395 bar » msCL

2819.1≈

0.4 bar ≤ ΔPcc ≤ 0.601bar » msCL

2015.2≈

0.601 bar ≤ ΔPcc ≤ 1.05 bar » msCL

2015.3≈

A partir de este valor, se calcula la perdida de presión en la cámara de combustión.

barcmKgxxPcc 0829,0/846,02

4,15217927998,1015,2 22

===Δ (163)

Con esta pérdida de carga, re calculamos la longitud de la cámara de combustión, la cual sería: P3 = P2 - ∆Pcc = 1,2 – 0.0829 = 1,1171 bar (164) Por consiguiente la nueva longitud de la cámara de combustión es: L = 509,6329 / (1,1171 x √ (1756,1)) = 10,8869 cm (165)

177

Teniendo presentes todos los datos obtenidos se realiza la validación de los cálculos de presión y temperatura etc. con el software GasTurb como se muestra en la Figura 61. Figura 61. Cálculos de las Temperaturas, Entalpías, Perdidas de Presión, Mediante El Software GasTurb – Parámetros Iníciales de Diseño

Figura 62. Cálculos de las Temperaturas, Entalpías, Perdidas de Presión, Mediante El Software GasTurb – Selección del Tipo de Motor

178

Figura 63. Datos de Entrada para un Motor Operando en Tierra

Figura 64. Resultados de GasTurb

179

Figura 65. Cálculos de las Temperaturas, Entalpías, Perdidas de Presión, Mediante El Software GasTurb – Etapas del Motor

Figura 66. Diagrama Temperatura Vs Entropía - Resultados del GasTurb

180

Figura 67. Diagrama PV – Resultados de GasTurb

4.14.1 Disposición de orificios en la cámara de combustión La disposición de los orificios del tubo de llama, va encaminado a conseguir en la zona primaria, un coeficiente de exceso de aire próximo a la unidad, lo que supone que el flujo secundario es aproximadamente tres veces el primario, para valores medios de riqueza de 60/1, en efecto:

Riqueza del flujo total: aire/combustible = 60/1 = 99.14%

Riqueza del flujo primario: aire/combustible = 15/1 = 26.76%

Riqueza de flujo secundario: aire/combustible = 45/1 = 73.24%

4.14.2 Dimensionado de los orificios La influencia de la posición y del tamaño de los orificios del tubo de la llama en las condiciones de flujo en la zona primaria son muy difíciles de calcular, si no imposible. Por ello en la práctica se ha observado que estos orificios no deben tener un diámetro mayor de 1/10 del diámetro del tubo de llama.

181

Por lo que para obtener la distribución y tamaño de los orificios de la cámara de combustión se utiliza la siguiente ecuación:

( )xhdf 23030×= (166) Por medio de la cual se obtiene un factor de escala (f), el cual permite determinar la cantidad y tamaño de los orificios. Figura 68. Área de orificios externos cámara de combustión

Fuente: (Metodología para el Diseño de Turborreactores de bajo Flujo Másico)

182

Donde, nh = número de huecos y D = diámetro del orificio

2

24226

24225

24224

24223

24222

25221

00145.0

6548.5204

64

3929.3124

64

9085.1124

5.44

6964.1244

34

1781.1244

5.24

5398.7244

24

mH

mEnhDH

mEnhDH

mEnhDH

mEnhDH

mEnhDH

mEnhDH

externos∑ =

=×=×=

=×=×=

=×=×=

=×=×=

=×=×=

=×=×=

−

−

−

−

−

−

ππ

ππ

ππ

ππ

ππ

ππ

(167)

Figura 69. Área de orificios internos cámara de combustión

Fuente: (Metodología para el Diseño de Turborreactores de bajo Flujo Másico)

183

2int

25225

24224

24223

24222

25221

000706.0

8901.5124

5.24

3929.3124

64

1545.1124

5.34

1781.1244

5.24

5398.7244

24

mH

mEnhDH

mEnhDH

mEnhDH

mEnhDH

mEnhDH

ernos∑ =

=×=×=

=×=×=

=×=×=

=×=×=

=×=×=

−

−

−

−

−

ππ

ππ

ππ

ππ

ππ

(168)

Área total de orificios cámara de combustión

∑ =+=+ 222int 002156.0000706.000145.0 mmmHH ext (169)

100% 0.002156m2

Riqueza del flujo total: aire/combustible = 60/1 = 100%

Luego de realizar el cálculo del área total se obtiene que:

El área de flujo primario es igual a la suma de H1, H2, H3 externos y H1, H2 internos que es igual a:

25,77% 0.000556m2.

Riqueza del flujo primario: aire/combustible = 15/1 = 25,77%

El área de flujo secundario es igual a la suma de H4, H5, H6 externos y H3, H4, H5 internos que es igual a:

74.60% 0.001609m2.

Riqueza de flujo secundario: aire/combustible = 45/1 = 74,60%

184

En la Figura 70, se muestra la geometría de los orificios de dilución que hace posible enfriar los gases producto de la combustión y mantener un perfil de temperatura ideal para la etapa de turbina.

Figura 70. Geometría de la zona de dilución de la cámara

Fuente: (Metodología para el Diseño de Turborreactores de bajo Flujo Másico)

4.14.3 Materiales de la cámara de combustión Por las condiciones operativas de la cámara de combustión, se deduce que los materiales empleados en este componente del motor deben tener los siguientes requerimientos:

Estabilidad a altas temperaturas (1.450ºC) Resistencia a la fatiga térmica Resistencia a la oxidación y corrosión Baja densidad

Siempre que sea posible, se emplearán con ventaja aquellos materiales que poseen valores elevados de conductividad térmica, para aliviar los fuertes gradientes térmicos locales, y reducidos coeficientes de dilatación. Las cargas mecánicas a las que están sometidas las cámaras de combustión son bajas; ello permite la construcción en chapa muy fina, que llega a veces a espesores hasta de 0.5 mm para mini-turbinas.

185

Los primeros materiales que se usaron en los forros de combustión fueron los aceros inoxidables, los cuales han sido sustituidos por las aleaciones en base de níquel pues su problema es el peso neto que generan y lo que siempre se requiere es una relación ideal de peso y sustentación para obtener más avance. En la actualidad se emplean casi exclusivamente dos aleaciones: Hastelloy X (base de níquel) Haynes Alloy 188 (base de cobalto) 4.14.4 Estimación de Expansión Térmica El coeficiente de expansión térmico, del material usado en la cámara de combustión para el acero inoxidable 304 es 18.5x10-6/K (ver tabla 6) en un rango de temperatura de 20-500º C. El material presenta un cambio de longitud por la expansión térmica, el cual se puede calcular mediante la siguiente ecuación:

∞×Δ×=Δ Tll (170) lΔ = 0.1013m x 657 ºK x 0.0000185 ºK = 1.231x10-3m

Donde: L = longitud de la cámara de combustión

TΔ = la diferencia de temperatura a la entrada y salida de la cámara de combustión (T3 – T2)

∞ = coeficiente de expansión del material Tabla 6. Coeficiente de expansión del material.

NÚMERO DE AISI 303 304 304L 316 316L 430 COEFICIENTE DE LA

EXPANSIÓN . . . . . .

10-6mm º C (20º C a 100º C) 16.5 16.5 16.5 15.2 15.2 10.0(20º C a 500º C) 18.5 18.5 18.5 19.0a800º 19.0a800º 11.2

186

4.15 VAPORIZADORES La mayoría de las mini-turbinas usan diversos métodos basados en el pre-calentado del Keroseno que ingresa a la cámara para permitir la evaporación o vaporización del combustible liquido; en algunos modelos esto se logra con una serpentina enrollada en el interior de la cámara, otros usan unos tubos en forma de gancho en la tapa frontal de la cámara en cuyo interior se inyecta el combustible. Aunque actualmente el método más usado es el que utiliza unos tubos vaporizadores que cruzan la cámara desde atrás hacia adelante inyectándose el keroseno en el extremo posterior de la cámara de combustión Figura 71.Tubo vaporizador

Este sistema en el que se inyecta el combustible a baja presión a través del tubo vaporizador permitiendo una mezcla rica de vapor de combustible y aire en sentido contrario al flujo. Con este sistema se consigue superar la dificultad de obtener una buena distribución de la mezcla a lo largo de todo el margen operativo de gasto de combustible. El problema fundamental que se presenta es el de evitar la formación de depósitos de carbón por el combustible en los tubos del vaporizador, que traen como consecuencia sobrecalentamientos locales de los mismos. Cálculo del número de tubos vaporizadores por medio de la siguiente ecuación: Número de tubos = 18.200 x d2 x h = 10 (171) Este número de tubos es distribuido uniformemente en la parte posterior de la cámara de combustión.

187

Para ayudar en la estabilidad de la llama, el tubo vaporizador es doblado 30 grados a un tercio de su longitud que es determinada por la longitud de la cámara. Garantiza así la vaporización del combustible y la inflamación de la mezcla fresca. Material de los vaporizadores Al igual que la cámara de combustión los tubos vaporizadores deben cumplir con las mismas características del material empleado para la construcción de la cámara, por lo cual estos tubos son en acero inoxidable de 6mm de diámetro. Inyector de combustible El combustible se inyecta en la cámara a través de un tubo en forma de anillo que tiene diez inyectores distribuidos uniformemente alrededor del tubo; el número de inyectores se determina de acuerdo al número de vaporizadores. El diámetro del inyector es menor que el diámetro del tubo alimentador con el fin de aumentar la velocidad del flujo, pulverizando la cantidad de combustible, y así garantizar la evaporación del combustible a la entrada del tubo vaporizador. Figura 72. Inyector de combustible

El combustible se inyecta en dirección contraria al flujo, pero a través del tubo vaporizador que permite la operación de éste a baja presión.

188

4.16 CONSTRUCCION DE LA CÁMARA DE COMBUSTIÓN 4.16.1 Proceso de fabricación de la cámara de combustión. En el proceso y fabricación del motor se requiere especial consideración en el diseño de la cámara de combustión. El tipo de cámara a utilizar anular, ya que es la universalmente utilizada en el diseño de las micro-turbinas. En un principio se realizaron los cálculos para el diseño de una cámara de combustión que trabajase con una turbina centrípeta (Figura 73), para la construcción de ésta se empleo una lamina de acero 304, calibre 0.5 mm, el resultado de esta cámara de combustión era una cámara tipo anular de forma cónica no cilíndrica (Figuras 74.a y 74.b), dado que el diámetro de la turbina centrípeta era un poco más grande que el diámetro del compresor. Figura 73. Turbina centrípeta

Figuras 74. Cámara de combustión anular de forma cónica

a. b.

Después de cambiar el diseño del motor por una nueva turbina de tipo axial, se cambio el diseño de la cámara de combustión, ésta iba hacer de tipo anular y de forma cilíndrica. Por experiencia en el diseño de la cámara de combustión anterior

189

esta se construyo con una lámina de acero 304 calibre 1 mm ya que le daba más rigidez a la pieza (Figura 75.a.), teniendo en cuenta los cálculos previos y las medidas dadas se cortan dos piezas de la lamina según su medida, para la construcción de cada una de las carcasas (cámara de combustión interna, cámara de combustión externa) (Figura 75.b.). Después de tener las dos piezas se inicia la disposición de orificios en las dos laminas, dimensiones dadas por los cálculos previos en el numeral 4.14.1, estos orificios se hacen con brocas de diferentes diámetros según los cálculos realizados y se doblan dándoles la forma cilíndrica deseada para la construcción de la cámara de combustión (Figura 75.c.). Teniendo las dos carcasas perforadas se continua con el corte de las cubiertas superior e inferior de la cámara, estas se cortan según su medida y el diámetro correspondiente de la cámara, se les da la forma deseada por medio de unos moldes (Figura 76.a.) en un proceso que lleva como nombre repujado, este proceso va a moldear la lámina para así obtener cada una de las cubiertas de la cámara de combustión (Figuras 76.b y 76.c.). Figuras 75. Proceso de fabricación de la cámara de combustión

a. b.

c.

190

Figuras 76. Proceso de repujado

a. b.

c. Finalizados cada uno de los componentes se prosigue a juntar las diferentes piezas para darle forma a la cámara de combustión, este proceso por el cual van hacer juntadas las piezas se llama soldadura de punto, esta soldadura como su nombre lo indica va a juntar las piezas por medio de diferentes puntos a lo largo de la pieza que va hacer pegada a otra, empanzando a juntar las piezas de a adentro hacia fuera según el orden de correspondiente, en este caso empezamos a soldar la cámara de combustión interna siguiendo con la cámara de combustión externa, finalizando con la cubierta superior. (Figuras 77.a, 77.b, 77.c y 77.d).

191

Figuras 77. Soldadura de punto

a. b.

c. d. Figura 78. Cámara de combustión

Terminada la cámara de combustión (Figura 78), se cortan los tubos vaporizadores que deben cumplir con las mismas características del material empleado para la construcción de la cámara, por lo cual estos tubos son en acero inoxidable de 6 mm de diámetro, estos tubos vaporizadores son doblados a 30º a un tercio de su longitud que es determinada por la longitud de la cámara, para ayudar en la estabilidad de la llama (Figuras 79.a y 79.b.).

192

Figuras 79. Vaporizadores

a. b.

El material utilizado para construir el sistema de inyección de combustible es un tubo alimentador de cobre de 5 mm, este tubo es doblado en forma de anillo que tiene 10 inyectores con un diámetro de 1.2 mm, los cuales van insertados y soldados con soladura de plata al anillo de tubo alimentador. El diámetro del inyector es menor que el diámetro del tubo alimentador con el fin de aumentar la velocidad del flujo, pulverizando la cantidad de combustible (Figura 80.a). Después de terminado el sistema de inyección de combustible, se prueba con gas con el fin de encontrar alguna fuga en el sistema (Figura 80.b). Figuras 80. Inyector de combustible

a. b.

193

Figuras 81. Cámara de combustión, JP1

a. b.

194

4.17 TURBINA • TRANSFERENCIA DE CALOR Y ANÁLISIS ESTRUCTURALES Para el diseño y desarrollo aceptable de una turbina, se requiere de un apropiado conocimiento de las distribuciones de presión, temperatura y las tensiones a través del rotor. Las condiciones de límite entonces se aplican como cargas de calor y las temperaturas superficiales. Esta temperatura se procede a calcular al igual que las diferentes presiones que actúan sobre los alabes y el anillo retenedor de estos, ya que estos componentes son los que reciben los gases de combustión trayendo consigo altas temperaturas y presiones. Este análisis se hace con el fin de dar parámetros para utilizar un material con buenas cualidades para darle a la turbina un nivel de vida largo. La exactitud de los resultados obtenidos por el análisis mecánico depende directamente de la fidelidad del modelo que está siendo analizado, y la exactitud en la aplicación de las cargas de calor. Este análisis se lleva a cabo con el modelamiento del objeto en Autocad, seguido a esto se exporta a Solid edge y posteriormente se lleva a analizar en Ansys workbench 10.0. Un claro ejemplo se puede observar con el análisis del anillo retenedor en la sección 4.1.4

• Consideraciones del enfriamiento: Los gradientes circunferenciales en la temperatura a la entrada de la turbina pueden ser considerados por encima del promedio hacia fuera debido a la rotación del rotor, lo que no sucede con los gradientes a lo largo de la envergadura. La figura 82, muestra las variaciones en la temperatura en turbinas centrípetas a lo largo de la envergadura que son utilizadas por el diseñador de la misma.

195

Figura 82. Variación de la temperatura del gas a lo largo de la envergadura del alabe

El álabe puede estar sujeto a un punto caliente local donde la temperatura esta considerablemente por encima del promedio de la temperatura a la entrada de la turbina. Figura 83. Temperatura del fluido Cerca de la superficie

Fuente: Calvert, G.S.; and Okapuu, U.: design and evaluation of a high temperature radial turbine. USAAVLABS TR 68-69,1969

196

La figura 83 compara el fluido estático y las temperaturas estancadas las cuales son denominadas gT y '

gT , respectivamente. Como gT se acerca a la superficie aislada en la dirección Y, existe una subida en la temperatura estática hasta que alcance el valor de la superficie, awT . Este valor de la superficie se llama temperatura adiabática de la pared. Esta temperatura es mayor que la temperatura de la atmósfera de libre-corriente pero no igual que las temperaturas estancadas. La temperatura adiabática de la pared puede ser calculada bajo la siguiente ecuación:

⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛+=

p

fgaw gJc

VRTT

2

23 (172)

En donde R es un factor de recuperación, el cual puede ser aproximado por R= Pr½ para flujo laminar, y R= Pr1/3 para flujos turbulentos. (Este Pr es el número Prandlt). Para el flujo en una turbina, el factor de recuperación se considera de 0.9.

31

Pr=R (173)

9.0Pr 31 = La alta velocidad que experimenta el flujo ha demostrado que el calor del flujo entre el fluido y la superficie, depende de la diferencia entre la temperatura adiabática de la pared y la temperatura de la superficie. 4.17.1 Estator de turbina Este componente tiene como función aumentar la velocidad de la corriente de gas caliente que sale de la cámara de combustión y dirigirla con el ángulo apropiado al disco de turbina. Para diseñar el estator se debe tener en cuenta la velocidad específica con respecto a la variación de los ángulos de salida del estator correspondiente. Cono se observa en la figura 84:

197

Figura 84. Variación ángulo de salida

Fuente: Tesis de metodología de diseño de una turbina radial para una microturbina. Universidad de San Buenaventura 2006. Se puede observar que a medida que aumenta la velocidad hay un decrecimiento del ángulo de salida del flujo en el estator, estudios anteriores han demostrado que el ángulo que posee una buena aproximación de la velocidad especifica que necesita una turbina para aumentar su eficiencia es de

o70 . 4.17.2 Rotor de turbina Es la parte encargada de extraer parte de la energía de la corriente de gas para convertirla en movimiento; su única función es hacer rotar el compresor al cual se encuentra unido por medio de un eje; la turbina se halla sujeta a elevadas temperaturas y cargas centrifugas que unido a la disminución de resistencia de material por causa de la temperatura hacen que este sea el elemento que más importancia tiene en cuanto a la elección de los materiales. 4.17.3 Cálculos iníciales de la turbina Al empezar los cálculos básicos de la turbina centrípeta se tiene en cuenta el salto de temperaturas que esta dado por (Tt1-Tt3), con esto se puede calcular la velocidad axial del gas en la entrada del rotor ( TU ). La constante pccg es la capacidad térmica del gas.

198

sec94.234

)8501000(1005

)31(

mUt

Ut

TtTtGcCpUt

=

−=

−=

(174) Seguido a esto se procede a hallar el Coeficiente salto de temperatura el cual es un valor permisible que ayudara a calcular el gado de reacción de la etapa de turbina.

46.594.234

150*1005*2

2

2

2

=

=

Δ=

ψ

ψ

ψU

TstCp

(175) 4.17.4 Grado de reacción de etapa de turbina Al calcular el grado de reacción, se prosigue a calcular la velocidad axial y la velocidad relativa.

89.1

2246.5

8.021

222

1

3

3

3

=

⎟⎠⎞

⎜⎝⎛ +

×=

⎟⎠⎞

⎜⎝⎛ +

×=

β

β

ψφ

β

Tg

Tg

Tg

(176)

sec9.187

8.094.234

2

2

2

mCa

CaUCa

=

×=×= φ

(177)

199

( )s

mC

Coss

mC

CosCa

C

5.549

70

9.187

2

2

2

22

=

=

=

o

α

(178)

4.17.5 Equivalente de temperatura Este equivalente de temperatura ayuda a conocer teóricamente la temperatura que soportaría la turbina centrípeta.

CpC

TT t ×=−

2

22

22 (179)

( )

KTTKkg

J

mTT

t

t

22.150

10052

sec5.549

22

2

22

=−×

×=−

( )

KT

KkgJ

mKT

CpC

TTT

T

t

Tt

24.1027

10052

sec2341000

2

2

2

2

21

112

=

××

+=

×+==

(180)

Según los cálculos anteriores donde se hallo el grado de reacción de esta turbina, se llega a la conclusión que este es muy alto por lo cual buscamos un grado de reacción de 0.5 y encontramos que la turbina que se acopla mas esto es la turbina axial.

200

4.18 TURBINA AXIAL En general se le llaman turbinas a todo mecanismo giratorio que extraen o absorben energía calorífica de fluido, modificando las condiciones o estado del fluido entre la entrada y la salida de los mecanismos, teniendo como tarea el proporcionar movimiento al compresor, fan, y/o accesorios que se encuentran unidos por medio de ejes. En este proceso los alabes de la turbina están sujetos a altas tensiones resultado de las altas temperaturas, altas fuerzas centrifugas, y ciclos térmicos. Al igual que en los compresores, las turbinas axiales constan de un grado de reacción el cual está determinado por la relación entre la expansión del gas en el rotor y la total desarrollada en cada etapa. Al trabajar con grados de reacción del 50% o 0.5 se minimizaran las perdidas en los alabes. Figura 85. Distribución del flujo en el estator y rotor de la turbina

Fuente: Wake-Separation Bubble Interactions In Low Reynolds Number Turbomachinery a dissertation submitted for the degree of doctor of philosophy by Robert jeremiah howell gonville and caius college En la figura 85 se observa que el estator direcciona los gases de combustión y les imprime una componente de velocidad tangencial (lo anterior debido al posicionamiento de sus alabes), donde el rotor absorbe la energía correspondiente a la velocidad tangencial dando así el trabajo en la turbina. Él numero de etapas depende de la relación entre la energía requerida del flujo del gas, la velocidad rotatoria en las cuales debe ser producido y el diámetro de la turbina.

201

El motivo del entorchamiento en los alabes de la turbina es hacer que el gas fluya, igualando el trabajo a lo largo del alabe asegurando así la salida del flujo axial, dando lugar a ciertos cambios en la velocidad, presión y temperatura ocurriendo a través de la turbina. Un ejemplo más claro se observa en la figura 86. Figura 86. Alabe típico de una turbina con su respectivo entorchamiento

Fuente: The jet engine, Rolls Royce Fifth Edition Printed in Great Britain 1996 ISBN 0902121235 Una de las perdidas más comunes que se encuentran en las turbinas de flujo axial es la siguiente, perdida en la punta del alaba, está perdida ocurre cuando la punta del alabe esta mecánicamente libre del (shroud casing), y el gradiente de presión a través del grosor del alabe, induce a una fuga del flujo a lo largo del espacio de tolerancia, ya que el flujo que atraviesa la punta del alabe causa turbulencia, interfiriendo con el flujo de la corriente. La tabla 8 muestra los valores aproximados en porcentaje de las pérdidas que se pueden encontrar en una etapa de turbina.

202

Tabla 8. Valores en porcentaje de las perdidas en la turbina

PERDIDAS MECANICAS PERDIDAS (%) PERFIL 2 - 4

ENDWALL 1/2 - 4 FLUJO SECUNDARIO 1 - 2

INCIDENCIA EN EL ROTOR 1 - 3 TIP CLEARANCE 1/2 - 3

DISCO 1 - 2 Estas pérdidas hacen que la turbina no pueda desempeñarse satisfactoriamente evitando un desempeño del 100% Antes de comenzar los cálculos de la turbina, se debe tener en cuenta el seccionamiento de la etapa de turbina como se muestra en la figura 87. Figura 87. Esquema de la etapa de turbina

Fuente: Metodología de diseño para turborreactores de bajo flujo másico Universidad de San Buenaventura 2004 Para el inicio de los cálculos se tiene en cuenta lo siguientes parámetros iníciales para el diseño de la etapa de turbina.

203

Tabla 9: Parámetros iníciales

Parámetros de Entrada  P0t  3.23  Bares 

C0 asumida 496  m/s T0  1100  K 

Velocidad del alabe U 215  m/s 

Flujo Másico 

0.2 kg/s 

R  0.289  j/kg.KCp  1152  j/kg.Kγ  1.33    

T01‐T03  122  K 

Pressure Ratio P1T/P3T 

1.44 

Bares Coeficiente de Perdida 

0.05   

Eficiencia Isentropica 

ηt 0.9 

  Coeficiente de Flujo φ 

0.8   

Grado de Reacción Λ

0.5   

Gravedad  9.5  M/s^2C1=C3  asumido   Ca3=Ca2  asumido   

Se asume que el flujo de entrada en la etapa es completamente axial pues el motor solo consta de una sola etapa, por tanto el coeficiente de caída de temperatura es:

2.2

UTstCp Δ

=ψ (181)

204

Calculando:

2

2U

TCp Δ×=ψ (182)

( ) 80.5219

122.23042 =×

=

sm

KkgJ

ψ (183)

80.5=ψ Se asume un valor de coeficiente de flujo 8.0=φ suponiendo que la turbulencia a la salida de la etapa de turbina es nula. 4.18.1 Grado de reacción Teniendo conocimientos previos del grado de reacción de esta turbina que debe ser de 0.5, se opta por tomar o383 =α :

φβα 1

33 −= TgTg (184)

8.0138 3 −= βTgTg o (185)

Despejando 3βTg se obtiene:

8.01383 += oTgTgβ (186)

03.23 =βTg ( ) o78.6303.21 =−Tg Para conocer el grado de reacción despejamos Λde la siguiente ecuación:

⎟⎠⎞

⎜⎝⎛ Λ−

×= 2

21

8.021

3 ψβTg (187)

( )4

78.63 ψ−=Λ oTg (188)

5.0=Λ

205

4.18.2 Triangulo de velocidades de la etapa Los triángulos de velocidades indican los componentes de la velocidad del flujo en las diferentes etapas. El cual es establecido de la siguiente manera: Se reemplaza 3β por 2β y se procede a calcular:

⎟⎠⎞

⎜⎝⎛ Λ−

×= 2

21

21

2 ψφ

βTg (189

18.15.02280.5

6.11

2 =⎟⎠⎞

⎜⎝⎛ ×−=βTg (190)

( ) o89.4928.11 =−Tg Con este valor se calcula 2α de la siguiente manera:

ϕβα 1

22 += TgTg (191)

( )8.0

189.492 +=°oTgTgα (192)

( ) o86.6853.21 ==−Tg Con los datos obtenidos anteriormente se procede a dibujar el triangulo de velocidades que corresponde a la turbina. Figura 88. Triangulo de velocidades

La velocidad axial y la velocidad relativa en esta sección se calcularan mediante la siguiente expresión:

206

smUCa 2.1758.02192 =×== ϕ (193)

( ) sm

Coss

m

CosCC A 82.445

86.66

2.175

2

22 === °α

(194)

El equivalente de temperatura en la sección se calcula de la siguiente forma.

( )K

KkgJ

sm

CpC

TT t 26.86.2304

82.445

2

222

22 ===− (195)

Recordando que KTT tt 110012 == , se puede obtener la perdida que se generan con respecto a la temperatura en esta sección.

( )2222 TTTT tt −−= (196) KKKT 24.101326.8611002 =−= (197)

( )K

KkgJ

sm

CpC

TT N 31.4.2304

82.44505.0

2

222'

22 =×==− λ (198)

( ) KKKTTTT 43.100931.424.1013'222

'2 =−=−−= (199)

Para encontrar la 2P se puede obtener de la relación isentrópica con la siguiente ecuación.

barK

KTT

PP t 41.1

43.10091100 03.41

'2

1

02

01 =⎟⎠⎞

⎜⎝⎛=⎟⎟

⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛=

−γγ

(200)

⎟⎠⎞⎜

⎝⎛

=

02

012

PP

PP a (201)

barbarbarP 20.1

41.17.1

2 == (202)

Ignorando los efectos de fricción en esta sección de la turbina.

207

barPP

c

t 85.12

133.12

1 03.411 =⎟

⎠⎞

⎜⎝⎛ +

=⎟⎠⎞

⎜⎝⎛ +

=+γ

γγ (203)

32

22 40.0

24.1013.289.010020.1

mKg

KKkgJRT

P=

×

×==ρ (204)

El área en la sección 2 se obtiene de la siguiente forma que corresponde a la ecuación de flujo másico. Teniendo en cuenta el cálculo de el área requerida entre los alabes del estator esta Se puede encontrar en la ecuación 205.

2

222 0011.0

8.445.40.02.0 m

sm

KkgJC

mA =×

==ρ

ο

(205)

( ) 22222 000432.086.660011.0 mCosmCosAA N === °α (206)

Con los cálculos hallados anteriormente se puede dar por finalizado los cálculos en la sección 2 de la etapa de turbina. Seguido a esto se procede a calcular el área de las estaciones 1 y 3. Se asume que 1C es axial, obteniendo 31 CC = y 32 aa CC = .

( ) sm

Coss

m

CosC

CCC aa 33.222

38

2.175

3

3311 ===== °α

(207)

La temperatura equivalente de la energía cinética se calcula de la siguiente manera.

( )

KKkg

Js

m

CpC

48.21.2304

33.222

2

22

1 == (208)

( )K

KkgJ

sm

KCpCTT 55.1078

.2304

33.2221100

2

22

1011 =

⎥⎥⎥

⎦

⎤

⎢⎢⎢

⎣

⎡−=−= (209)

208

La presión estática correspondiente en esta sección se halla mediante la relación isentrópica de la siguiente manera.

( ) bar

KK

barPTT

Pp

a

66.1

55.10781100

7.141

1

01

11 ===⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛=

−γγ

(210)

Donde la densidad correspondiente en esta sección se puede calcular mediante la ecuación de gases ideales.

1

11 TR

P×

=ρ (211)

31 53.055.1078.289.0

10066.1m

kgKKkg

Jbar

=×

×=ρ (212)

Conociendo el valor de la densidad se prosigue a calcular el área para esta sección de igual manera como se hizo anteriormente.

111 C

mAρ

ο

= (213)

2

3

1 0016.033.22253.0

2.0 m

sm

mkg

A =×

= (214)

Al terminar el cálculo en la sección 1 se prosigue a realizar el mismo método en la sección 3, la cual es la sección de salida de la etapa.

KKKTTT t 9781221100103 =−=Δ−= (215)

( )K

KkgJ

sm

KCpC

TT 54.956.2304

33.222978

2

223

033 =−=−= (216)

209

La presión estática 3 se obtiene a continuación mediante la relación de presiones.

barK

KbarTTpP

t

84.0978

54.9568364.17.1

8364.1

41

3

313 =⎟

⎠⎞

⎜⎝⎛×=⎟⎟

⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛×=

−γγ

(217)

Al Obtener la presión, se prosigue en calcular 3ρ con la siguiente ecuación.

3

33 TR

P×

=ρ (218)

33 30.054.956.289.0

10084.0m

kgKKkg

Jbar

=×

×=ρ (219)

Continuando con los cálculos se halla el área en la sección 3 reemplazando en la ecuación con los valores obtenidos anteriormente.

333 C

mAρ

°

= (220)

2

3

3 003.033.22230.0

2.0 m

sm

mkg

A =×

= (221)

Al obtener las áreas respectivas de cada estación, se procede a calcular las áreas del rotor y estator para así obtener un área global de la etapa de turbina.

2

32 002.02

0030.00011.0 mAArotor =+

== − (222)

221 0013.0

20011.00016.0 mAAestator =

+== − (223)

Al terminar el cálculo de las áreas, se procede a calcular los diámetros.

210

( ) mSen

md ri 078.095.035

002.04104.02

2 =××°

×−=− π

(224)

( ) mSen

md ei 084.095.030

0013.04103.02

2 =××°

×−=− π

(225)

Finalmente calcularemos las perdidas en los alabes del rotor y del estator .que son expresados de la siguiente manera. Coeficiente de perdida en los alabes del estator.

CpC

TTN

222

'22 −=λ (226)

Coeficiente perdida en los alabes del rotor.

CpV

TTR

22

3

'33 −=λ (227)

Para hallar el valor de Rλ se debe determinar ( )''33 TT − de la siguiente manera.

γγ 1

3

2''

3

2

−

⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛=

PP

TT

Despejando '

3T se obtiene.

211

( )K

barbar

KT 2.709

84.02.1

24.10134

1'

3 == (228)

Se necesita el equivalente de la temperatura de la energía cinética a la salida y se puede hallar de la siguiente manera.

( ) sm

Coss

m

CosC

V a 5.36978.63

2.175

3

33 =

°==

β (229)

KKkg

Js

m

CpV

27.59.2304

)54.369(

2

223 == (230)

Reemplazando la Ecuación 228 se obtiene.

17.427.59

2.70954.956

22

3

'33 =

−=

−=

KKK

CpV

TTRλ

(231)

Ya que se obtiene el Rλ se procede a calcular Nλ reemplazando en la Ecuación 232.

( ) 046.0

.23048.445

72.42 22

2

'22 ==

−=

KkgJ

sm

KCpCTT

Nλ (232)

Se debe tener en cuenta que NR λλ ⟩ ya que debe estar en virtud de la perdida a la salida de la punta del alabe. 4.18.3. Fabricación turbina axial. Al terminar los cálculos correspondientes de la turbina axial y conociendo las temperaturas que soportara la etapa de turbina se

212

decide construir con Acero Inoxidable 304 debido a sus cualidades perfectas las cuales se pueden observar en la siguiente tabla. Tabla 10. Cualidades del acero inoxidable 304

Composición química 

aproximada 

Cr        17‐19           

Ni         8‐11  Mn          <2 

 % 

Densidad  8  g/cm^3 

Coeficiente de dilatación

18.2  μm/m.°C 

Limite de resistencia a la tracción 

650‐800  N/mm^2 

Modulo de rigidez 

70.3  kN/mm^2

Modulo de elasticidad 

187.5  kN/mm^2

Puntos de fusión 

1454  °C 

Fuente: http://www.alloywire.com/spanish/alloy_stainless_steel_304.html 4.18.4. Balanceo de la turbina axial. Ya que la turbina axial consta de varias partes para su ensamble como lo son el disco de turbina, los álabes y dos anillos retenedores, esto dificulta el balanceo de este componente. En motores de bajo flujo másico y altas RPM`s, sobresale un fenómeno llamado self centery Este fenómeno consiste en que al operar el motor a bajas revoluciones, la turbina entra en vibración, esto tarda alrededor de 1 a 3 segundos figura 89, en estos motores de bajo flujo másico y altas RPM`s, hace que se eliminen las vibraciones debido a sus altas velocidades de giro como se muestra en la figura 89, lleguando al fenómeno antes nombrado.

213

Figura 89. Balanceo de la turbina por altas RPM`s

4.19 ANALISIS DEL ANILLO RETENEDOR DE LOS ALABES DE LA TURBINA Este análisis se hace con el fin de tener en claro a qué tipo de esfuerzos y deformaciones a los cuales se encuentra sometido el anillo retenedor el cual sostiene los alabes de la turbina.

214

Figura 90. Anillo retenedor en workbench

Titulo: Anillo retenedor Fecha: Sabado, Marzo 24, 2007

En la figura 91 se observa el esfuerzo cortante en el cual el anillo puede llegar a soportar en el motor, en este caso se ve que este esfuerzo se encuentra en las uniones donde se unen los dos anillos tanto el interno como el externo, se forma un mayor esfuerzo cortante teniendo un concentrador de cargas que pudiese llevar a la ruptura del material en este punto, allí se diseño el anillo con una curvatura de radio 0.2 mm teniendo como resultado una distribución de cargas mas uniforma previendo que el anillo retenedor sufra una ruptura en estos puntos críticos. Todo esto debido a que en esta sección del motor se manejan temperaturas cercanas a los 1000ºC y revoluciones de 35000 a 38000 por minuto.

215

Figura 91. Esfuerzo cortante en anillo retenedor

Máximo esfuerzo Cortante Titulo: Anillo retenedor

Fecha: Sábado, Marzo 24, 2007

En la figura 92 se observa los puntos más críticos de deformación en los cuales el anillo puede llegar a fallar estos puntos cercanos al centro de las medialunas que forma la circunferencia exterior, hace el anillo soporte las mayores cargas por fuerza distribuida, esta generada por los alabes y por el exceso de temperatura nombrado anteriormente. Por consiguiente se fabrico este prototipo para mirar su comportamiento en operación teniendo resultado satisfactorio en una cantidad de siclos bastante altos en los que se opero el motor.

216

Figura 92. Deformación Total

Total Deformación Titulo: Anillo retenedor

Fecha: Sábado, Marzo 24, 2007

4.19.1. Construcción turbina axial. Seguido al análisis que se realizo anteriormente, se procede a la construcción de cada componente, en el cual se escoge el material acero inoxidable 304 debido a sus grandes cualidades para el trabajo que se necesita como se nombro anteriormente en la sección 4.18.3. Se decide comprar una barra de acero inoxidable de 7.5*6 cm figuras 93a, 93b, seguido a esto se le hace el proceso de refrentado y cilindrado el cual da el diámetro y espesor correspondiente para nuestro disco de turbina. Como se muestra en las figuras 94a y 94b respectivamente

217

Figuras 93. Disco turbina.

a b Figuras 94. Refrentado y .cilindrado

a b Seguido a esto se procede a hacer un corte con una cuchilla de corte especial para aceros sab 100*2 mm como lo muestra la figura 95a-y figura 95b con un respectivo ángulo de inclinación el cual se necesita para que los álabes con entorchamiento, puedan robar la mayor energía cinética y así convertirla en energía mecánica y producir que el motor se estabilice por un periodo prolongado de tiempo.

218

Figuras 95 Cuchilla de corte

a b Siguiendo con la fabricación se procede a cortar a laser los alabes de la turbina como se muestra en la figura 96a y figura 96b, este proceso es similar al nombrado en la sección 4.5.2, debido a la precisión de este tipo de corte produciendo así una similitud estos alabes perfecta y simétrica de todo esto. Figuras 96 Corte a laser alabes turbina

. a b Al obtener los álabes por corte a laser, proseguimos en darle su concavidad como muestran las figuras 97a, 98b y entorchamiento el cual servirá para robar energía a los gases de combustión y transformar toda esta energía cinética en energía mecánica.

219

Figuras 97. Concavidad alabe y Proceso finalizado.

a b Para finalizar se ensamblan las partes anteriormente mocionadas como lo son el anillo retenedor con su respectivo análisis y fabricación, el disco donde se posicionan los alabes y los alabes mismos dando como resultado la turbina axial para el motor como se muestra en la figura 98. Figura 98. Ensamble final de la turbina axial

4.19.2. Daños estructurales en la zona de turbina Cabe anotar que estos daños se presentaron en el motor después de un periodo de operación de casi 40 ciclos, en los cuales se llevo al máximo el motor, da por entendido que las temperaturas y presiones fueron alta en esta zona.

220

Figura 99. Desprendimiento de alabe en estator

En la figura 99 se observa el desprendimiento de un alabe del estator, debido a la concentración de temperaturas que llevaron al desgaste de la soldadura, esta unión fijaba el disco del estator con el álabe, este desprendimiento pudo también suceder debido a que la soldadura en este punto no fue bien aplicada y como se menciono anteriormente la temperatura fatigo la soldadura y produjo el desprendimiento de un pequeño componente en esta zona. Figuras 100. Daño en alabes.

a b Debido al desprendimiento del alabe del estator y las revolucionas tan altas que maneja el motor, dicho objeto ocasionó un gran daño al golpear los alabes como se muestran en la figuras 100a y 100b. El exceso de temperatura en este punto de estator y turbina ocasiono una deformación en el anillo retenedor de la turbina como se muestra en las figuras 101a y 101b, esta deformación se debe a las altas RPM`s que genera el motor y por lo tanto las cargas por fuerza centrifuga que ejercen los alabes sobre el anillo retenedor, esta deformación va de la mano con la

221

concentración de temperatura haciendo que el material sea más frágil, llevando a que los alabes chocaran con las paredes de la tobera de salida y generando una frenada brusca del motor instantánea, si este componente estuviera en una zona fría fácilmente soportaría estas fuerzas generadas por los alabes sin deformaciones notables, como lo es cuando está sometido a altas temperaturas. Figuras 101. Deformación del anillo retenedor

a b Para este análisis de daños en la zona de turbina, es necesario emplear un recubrimiento cerámico en los alabes y anillo retenedor, así la turbina podrá tener una vida útil más larga que lo normal y soportar las altas temperaturas a las cuales se le es sometida en operación.

222

5. ANÁLISIS DE RESULTADOS

5.1 ENSAMBLE. A continuación se muestra el proceso de ensamble de los componentes del Turbo –fan en el orden consecutivo.

Paso 1

Paso 2

Paso 3

223

Paso 4

Paso 5

Paso6

Ensamble final, JP1 Turbo-fan Engine

224

5.2 OPERACIÓN DEL TURBO-FAN A continuación se encuentran las pruebas de encendido con sus dificultades y sus soluciones. Tras el ensamble total del turbo-fan y verificando que todos los componentes se encuentran totalmente ajustados y que no existe rozamiento en las partes móviles (Fan, Compresor y Turbina), el procedimiento a seguir es encontrar donde se va amontar el turbo-fan para así comenzar con las pruebas de encendido. Figura 102. Motor instalado en el banco de pruebas

Para esto es necesario colocar el turbo-fan en un banco de prueba el cual permita la operación del motor instalándole los accesorios externos como lo son: • Tanque de combustible. • Bomba de combustible. • Filtro de combustible. • Válvulas manuales de paso de combustible y gas. • Mangueras de alimentación de combustible y gas.

225

Primera prueba de encendido Para encender el turbo-fan es necesario garantizar un lugar seguro, el cual debe de contar con un área despejada especialmente en la parte trasera del motor, pues existe riesgo de desprendimiento de algún componente debido a la vibración. También es indispensable disponer de un extintor contra incendios debido al riesgo que existe por el uso de combustible. Figura 103 Motor instalado y preparado para la primera prueba

Después de instalar y verificar las mangueras de alimentación de combustible y gas corroborando que no hayan fugas, se procede a la primera fase de encendido, poniendo a girar la parte rotora del turbo-fan por medio de una fuente de alimentación de aire externa que se inyecta al fan haciendo girar entre 8000 y 10000 RPM`s, luego se abre paso al sistema de gas el cual se enciende por medio de un piloto con una llama incandescente en la parte trasera del motor teniendo como experiencia las pruebas de encendido de la microturbina.

226

Figura 104 Encendido del motor

El siguiente paso era llevar la llama al interior de la cámara de combustión lo cual en un principio fue satisfactorio ya que el aire secundario que emitía el fan hacia que parte de la llama se quedara al interior de la cámara de combustión, en los intentos por llevar la llama completamente al interior de la cámara de combustión incrementábamos las revoluciones teniendo como resultado la extinción de la llama por el exceso de aire que ingresaba al motor. Por otra parte debido a varios intentos fallidos de llevar el motor apunto decidimos suspender la fuente de alimentación de aire remplazándola por un sistema eléctrico que nos llevara el motor a unas revoluciones más altas haciendo que la combustión se mantuviera y que el compresor junto con el fan generaran su propio flujo másico para que el motor se mantuviera encendido Otro aspecto que debía tenerse en cuenta era la fuga de aceite lubricante que salía por la parte trasera e inferior del motor, debido a este problema se decidió no abastecer mas al motor de un exceso de aceite y hacer sellos que no permitieran estas fugas en operación.

227

Segunda prueba de encendido Después de mejorar los problemas que surgieron en la primera prueba y siguiendo el mismo procedimiento de seguridad y de instalación del motor para el encendido, se preparo la segunda prueba. Al igual que en la prueba anterior se lleva el turbo-fan a unas revoluciones mayores que oscilan entre las 18000 y 20000 RPM`s, por medio del sistema eléctrico antes mencionado. Figura 105 Encendido del motor por medio sistema eléctrico

En esta prueba, el inicio de la combustión también se hizo con el piloto encendido en la parte trasera del motor, después de iniciar la combustión nos dimos cuenta de que la llama se encontraba la interior de la cámara de combustión debido a que ya no existía la fuente de aire que desplazaba la combustión al exterior de esta. El siguiente objetivo de esta segunda prueba era operar el motor utilizando combustible, pues en los anteriores intentos solo se había utilizado el gas. Al igual que los anteriores intentos se seguiría el mismo procedimiento de encendido, pero precalentando la cámara de combustión con gas, para que al inyectar el combustible este se vaporice al entrar a la cámara de combustión. Este objetivo no se logro pues se presento un problema en el sistema de inyección debido a que los inyectores a pesar de ser pequeños no pulverizaban el combustible de manera

228

eficiente, inundando el motor de combustible sin ser quemado, lo que producía la extinción de la combustión y como consecuencia la parada del motor, lo que nos llevo a disminuir el diámetro de los inyectores en un 75% para que el combustible fuese bien dosificado teniendo como resultado una combustión completa y una buena estabilidad en la combustión. Figura 106 Motor “Inundado” por exceso de combustible.

Figuras 107 Prueba de los inyectores de combustible

229

Tercera prueba de encendido

Para esta prueba el objetivo era poner a operar el motor con combustible, siguiendo el mismo procedimiento que las anteriores, pero esta vez con la experiencia adquirida de las anteriores pruebas daba más confianza y probabilidades de éxito. Los problemas en el sistema de inyección se habían mejorado, lo cual garantizaba que no ocurriría el mismo problema, así entonces se siguió el mismo procedimiento para iniciar la operación del motor, sistema eléctrico externo que pusiera a girar el conjunto rotor a 25000 RPM`s, precalentamiento de la cámara de combustión con el sistema de gas y cambio de sistema de alimentación a inyección de combustible. Se logro un encendido y una estabilidad en la combustión que llevo a una operación autónoma del motor por un corto periodo de tiempo, teniendo incrementos de revoluciones que nos obligaba a incrementar o disminuir el paso de combustible variando así mismo sus revoluciones hasta el punto de sincronización.

230

Figuras 108 Operación autosuficiente

231

Cuarta prueba de encendido Finalmente para esta prueba esperábamos obtener una mayor suficiencia de operación del motor superando todos los percances mencionados anteriormente y logrando nuestro objetivo esperado y con resultados satisfactorios en estas pruebas. Después de superados todos estos percances se siguió el mismo procedimiento de encendido mencionado en las anteriores pruebas para iniciar la operación del motor, el JP1 Turbo- Fan Engine operó de forma autónoma por un periodo prolongado de tiempo. Figuras 109 Operación autosuficiente.

232

6. CONCLUSIONES

• Debido a la poca información sobre ventiladores se obtiene una nueva metodología de diseño y construcción del fan “ventilador” para motores de bajo flujo másico.

• En la construcción del fan se emplea fibra de carbono que permiten que el peso del motor se disminuya en un 65%, con respecto al los álabes fabricados en acero inoxidable.  

• El ducto y la tobera de salida se acoplan, empleando así un nuevo diseño de estos componentes, generando un desempeño satisfactorio en el motor.  

• Por condiciones de resistencia y peso se emplean materiales compuestos en la fabricación del ducto, reduciendo costos y aumentando la vida útil de este componente.  

• Por las condiciones de operación y durabilidad de los componentes, al difusor es necesario aplicar un baño anticorrosivo (cromado), evitando que el oxido deteriore el material y cambie sus características de durabilidad.  

• Debido a que no existe información sobre cámaras de combustión, se toma como base la experiencia de fabricantes en ese tipo de motores y se realiza un nuevo proceso de diseño empleando diferentes tipos de combustible obteniendo una nueva metodología dimensionar la cámara de combustión.  

• Por las condiciones tan críticas al las que se somete la cámara de combustión, se emplea un material que cumpla con esas condiciones, siendo el más apropiado el acero inoxidable 304, que permite la construcción de la cámara de combustión con un calibre mayor dando más rigidez y soporte altas temperaturas.  

• Para un mejor rendimiento del motor se utiliza GAS-TURB un software, que permite analizar el desempeño de la cámara de combustión a diferentes condiciones de operación.  

233

• La reducción del área de salida de los inyectores de combustible, mejora la pulverización de este, con una combustión estable y completa, aumentando el tiempo de operación del motor.  

• En el encendido del motor es necesario precalentar la cámara de combustión con gas propano, para que al inyectar el combustible se evaporado más rápidamente y se haga una combustión estable y completa.  

• Los combustibles empleados tienen que estar libres de partículas e impurezas solidas para evitar cualquier tipo de erosiones en los álabes de turbina.  

• El proceso de combustión ha de tener lugar en su totalidad dentro de la cámara de combustión, a fin de evitar que los alabes de la turbina estén sometidos a elevadas temperaturas.  

• Para mejorar la estabilidad de la llama, se selecciona una bomba que regule la presión de combustible, con la capacidad de aumentar y disminuir el empuje del motor cuando sea necesario.  

• Buscando un mejor rendimiento en la etapa de turbina, es necesario utilizar recubrimientos cerámicos tanto en los alabes como en los anillos retenedores, debido a las altas temperaturas a las que son sometidos estos componentes, aumentando así la vida útil.

• El mejoramiento del perfil aerodinámico de la turbina, disminuye las

pérdidas de flujo y el aumento de energía mecánica en el motor.  

• El ensamble de la turbina, permite que sea más fácil de modificar en caso tal de tener cambios en la geometría de los álabes.  

• En la tobera de salida se debe utilizar materiales de gran espesor, ya que soportara elevadas temperaturas, y en caso tal de desprendimiento de álabes contener los impactos.  

234

• El uso de un motor de arranque eléctrico facilita el aumento de revoluciones, teniendo así una combustión y encendido del motor en un corto periodo de tiempo.  

• Aumentando el Mach y el consume especifico de combustible, disminuye el grado de compresión y aumenta el empuje especifico.  

• El incremento de alabes en el fan y las revoluciones no permiten admitir aire constantemente, teniendo una caída de presión en el compresor y por ende la extinción de llama en la cámara de combustión.  

• La reducción del ducto y tobera de salida donde se encuentra el fan, aumenta el empuje del motor, debido al incremento de la velocidad en la zona de escape.  

• La inyección directa de aire al compresor hace que la llama se salga, imposibilitando una combustión estable dentro de la cámara de combustión.  

• La caída de presión en la cámara de combustión, incrementan el consumo especifico de combustible y una mezcla estequiométrica no adecuada.  

• Aumentado el ángulo de los estatores, se puede obtener una mayor eficiencia y robo de energía, entregando mayor energía mecánica al fan y compresor.  

• El aumento de la temperatura en la turbina disminuye la eficiencia mecánica, obteniendo una disminución de trabajo para el motor.  

• El aumento de empuje global en el motor, se debe a una perfecta armonía en la construcción, ensamble y funcionamiento de sus componentes obteniendo una turbo máquina eficiente.

235

BIBLIOGRAFÍA

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237

ANEXOS A. Análisis de costos

Presupuesto de la propuesta por fuentes de financiación en $

RUBROS

TOTAL ($ Col)

EQUIPO

3’140.000.oo

MATERIALES

2’902.000.oo

SERVICIOS TECNICOS

1’360.000.oo

RUBROS

1`230.000.oo

TOTAL

8’632.000.oo

El recurso humano que estamos asociando a este proyecto, no generará un costo directo para nuestro proyecto de investigación, pues el tiempo que estamos asignando para esta investigación debería ser descargado dentro de su carga laboral semanal ante la Facultad de Ingeniería.

INVETIGADOR EXPERTO/ AUXILIAR

FORMACIÓN ACADÉMICA

FUNCIÓN

DENTRO DEL PROYECTO

DEDICACIÓN

Horas/Semana

Jefferson Zambrano

Estudiante de Ingeniería Aeronáutica

Investigador Auxiliar 10

Jorge Mantilla

Estudiante de Ingeniería Aeronáutica

Investigador Auxiliar 10

Paul

Alexander Llanos

Estudiante de Ingeniería Aeronáutica

Investigador Auxiliar 10

TOTAL 30

238

Descripción del personal (estudiantes)

Este recurso humano (estudiantes de Ingeniería Aeronáutica), no generará ningún costo para el desarrollo del proyecto de Investigación.

EQUIPOS

RUBROS

Precio / Unidad

($)

TOTAL ($)

Transductores importados

1000000 1000000

Sensores de Temperatura

20000 20000

Sensores de Presión Computadoras de adquisición de Datos

2000000 2000000

Bombas de Combustibles

100000 100000

Sensor de Torque 10000 20000 Sub Total 3’140.000.oo

MATERIALES

RUBROS

Precio / Unidad

($)

TOTAL ($)

barra bronce 20000 40000 electroerocionado 200000 400000 lamina colroll 50*50 8000 16000 lamina de acero 304 1*1 98000 196000

lamina de acero 304 brillante 1*1 35000 70000

barra de acero cold roll 1045 160000 320000

barra de acero inoxidable 304 315000 630000

buril tungsteno ar-6 3/8 9000 36000

Buril cuadrado assab 17 67000 134000

239

Barra de aluminio 25000 50000 sierra cir hss afty tipo a 2,3/4*0,020*1" 32000 64000

sierra circular hss 100mm/1mm 60000 360000

broca h.s.s. 5/64 600 1200 broca h.s.s. 7/64 1000 2000 broca h.s.s. 1/8 800 1600 broca h.s.s. 9/64 800 1600 broca h.s.s. 3/16 1800 3600 corte a láser vano del difusor 4000 144000

corte a láser vano del estator 4000 144000

corte a laser alabe fan 6000 288000

Sub Total 2’902.000.oo

RUBROS

Precio / Longitud

($)

TOTAL ($)

Acero inoxidable 304 230000 230000 Tubería Estructural 650000 650000 Pintura 250000 250000 Ruedas de transporte 100000 100000

Sub Total 1’230.000.oo

SERVICIOS TÉCNICOS

RUBROS

Precio / Hora ($)

TOTAL ($)

Soldadura punto 1000 160000 Control Numérico 300000 300000 Corte de Precisión 500000 500000 Soldadura alógeno 100000 100000 Recubrimiento de anti- Corrosión

100000 100000

Repujado 200000 200000

Sub Total 1`360.000.oo

Gran TOTAL

8`632.000.oo

240

• El costo total de este proyecto (12 meses de ejecución) está dado por:

Costo / (Equipos y otros): $ 8’632.000.oo Costo Total: $ 8’632.000.oo