Evolución 3-4 : Cámara de combustión

En la cámara de combustión es donde se inyecta una cantidad de combustible en la unidad de

tiempo, c, al aire comprimido por el compresor y se produce una combustión adiabática con el

consiguiente aumento de temperatura. La temperatura al final de la evolución será la temperatura

de combustión adiabática correspondiente.

Energía liberada por unidad de volumen y tiempo) es mucho más alta en los aerorreactores 4,5·105

kW/m3 que en las plantas de vapor 3·102 kW/m3

- Combustión completa.

- Pocas pérdidas de presión de remanso.

- Estabilidad de los procesos de combustión.

- Adecuada distribución radial de temperatura y ausencia de puntos calientes.

- Pequeñas longitudes y áreas frontales.

- Ausencia de apagados de llama

- Capacidad de reencendido.

- Buen funcionamiento bajo diferentes gastos másicos, presiones y temperaturas.

Propiedades más deseadas de estos combustores de aplicaciones aeronáuticas

(T4t)max <=2000 K < (T4t)estequiometricas =2200-2500K

f=c/G < f estequiometrica =0,063

Condiciones de funcionamiento

Combustión adiabática a presión

constante

Ecuación de la energía:

Entalpía reactantes=Entalpía productos

Combustión diluida: adición de calor

a presión constante

Calor aportado : cL

c gasto de combustible

L : poder calorífico inferior del fuel

Calor aportado real qcL

q rendimiento de combustión ( combustión no completa)

Gasto en la cámara de combustión : (1-g)G+c

Ecuación de la energía :

4 3

4 3

1

1

q t t productos

q pe t t

cL g G c h h

fL f C T T(1-g)G+c (reactantes)

(1-g)G+c (productos)

Presión de remanso a la salida de la cámara de combustión :

Perdidas de presión de remanso por fricción, mezcla y adición de calor

434

3

tcc

t

P

P

2

3 33 4 41 2

3 3 3 3

1,49 1 tt t t

t t t

G TP P TK K

P T A P

pérdidas aerodinámicas (‘frías’) + pérdidas fundamentales (‘calientes’)

1

2

40

2, 4

K

K

0

Apagado de

llama

Apagado

de llama

Combustión

estable

1

Parámetro de Carga de la Cámara de Combustión, I0

Características de combustión

CONFIGURACIÓN

Distribución de flujos de aire

ESTABILIZACIÓN DE ZONA PRIMARIA

Distribución de

flujos y zonas de

cámara

TUBULARES

TUBO-ANULARES

ANULARES

TUBULAR TUBO-ANULAR ANULAR

Relación de presiones de

remanso

0.93 0.94 0.95

Homogeneidad de perfiles MALO REGULAR BUENO

Coste BARATA MEDIA CARA

Refrigeración MALO MALO BUENO

Compacidad ACEPTABLE ACEPTABLE BUENA

VALORES TÍPICOS

Evolución 4-5 : expansión en la turbina

Datos: P4t, T4t

c auxiliart c auxiliar disipa

m

W WW W W W

4 5

4 5

1

1

1

t t

t t

pe t t

W g f G

g f G h h

g f G C T T

545

4

tt

t

P

P

45 4 5 5 445

45 4 5 5 4

5 4 5 4

1 1

5 445

1 /

1 /

1 / 1 /

1 / 1

real

ideal

e e

e e

pe t treal t tt

ideal pe t t t t

t t t t

t t

C T TW T T

W C T T T T

T T T T

P P

/ideal

pe t pereal t real t tt

ideal t t t t t

C dT CW dh P dTe

W dh dP R T dP

rendimiento politrópico, et

1

5 5

4 4

e t

e

e

t t

t t

T P

T P

1

4545 1

45

1

1

e t

e

e

e

e

1

45 1

45

1 1 1

1

e

e

e

e

N

ej ej

Conociendo la relación de expansión de cada etapa ei se puede utilizar el

rendimiento adiabático de cada escalón, ei, para definir la calidad de la

expansión y conocer el rendimiento adiabático total

donde 45 ei

y N es el nº de etapas

TURBINAS AXIALES

TURBINAS AXIALES: Aerodinámica

Tipos de turbinas axiales

1

5

4

4

4 5 5

1 1

1real

realtt

id

t t ct t

ealideal t ct

t

WP

WW T

W

P

T

T

T T T

El flujo de refrigeración puede afectar al rendimiento en tres sentidos:

Cambiando la resistencia de los álabes, probablemente incrementándola.

Produciendo una presión de remanso a la salida más baja, debido a la pérdida de

presión que el flujo de refrigeración sufre a través de los pasajes del sistema de

refrigeración.

Incrementando la entropía del flujo total como un todo por la transferencia de calor

que tiene lugar.

un 2,5% de gasto de refrigeración del

rotor producen una reducción del

rendimiento de la turbina de un 6,5%.

Refrigeración

Fabricación

Tipos de refrigeración

Evolución de la temperatura fin de combustión

Materiales y refrigeración

Flujos de refrigeración

Evolución 7-8/9. Tobera de salida

P9 = P0

PRIMER PRINCIPIO

Proceso isoentálpico:

59 59

5 8 9 5 8 9

0

t t t t t t

q

h h h T T T

gradientes favorables de presión

pérdidas muy pequeñas

La tobera de salida de un motor actúa como un controlador del área del flujo en los

cálculos de actuaciones.

La tobera se trata más fácilmente como un artilugio unidimensional. Después se utilizan

correcciones a sus actuaciones ideales (unidimensionales e isentrópicas) en forma de

coeficientes de gasto (descarga) y de velocidad (empuje). Su comportamiento no ideal

se debe a:

capas límite;

perfiles de la corriente (presión y temperatura);

convergencia o forma

ondas de choque (toberas con-di).

TOBERA CONVERGENTE

M8 < 1 P8 = P0

P8t = P5t

2

28

5 8 8 8 8

8

8 5 8 5

5

11

2 2

2 2 1

t t

P

P t P t

t

VT T T T M

c

TV c T T c T

T1 1

8 0 8 0

8 8 5 5t t t t

T P T P

T P T P

1

0

8 5

5

2 1P t

t

PV c T

P

8

1 1

5 8 8 8

15 5

8 0 8

8

0 8

5

8 5

8

2

8

15

8 5

1

8

2

8

1

1 11

2 2

11

2

2

1 11

2

2

11

12

t t

t t

t

g

t

tt

M

P P P P

P PP P M

V M

P P

TT T

M

P

M

R

P

T

P

Flujo cuasi-unidemensional

TOBERA CONVERGENTE-DIVERGENTE : CON-DI

TOBERA CONVERGENTE-DIVERGENTE : CON-DI

8

5

8 52

8

15

8 5

12

8

8 8 8

1

2

1 11

2

2

11

12

tt

tt

g

M

TT T T

M

PP P P

M

u V M R T

P0 = Pt

P = Ps

Movimiento en toberas (flujo isentrópico)

9 0 8

1 1

9 09 9 5

9 5

1

99 5

5

9 0

0

1

09 5

5

9 8 1

2 1

2 1

e e

e e

t t

t t

p t

t

p t

t

P P M

P PT T T

P P

PV c T

P

Tobera adaptada P P

P Presiónambientedondedescargala tobera

PV c T

P

V V

1

2 15 2

5

11

2

t

t

G RTF M M M

AP

0

0.1

0.2

0.3

0.4

0.5

0.6

0.7

0.8

0 1 2 3 4 5

NÚMERO DE MACH (M)

F(M)

Toberas Reales

Gasto RealCoeficiente de Descarga=

Gasto IdealDC

Área Geométrica de la Tobera CD = Área Efectiva de la Tobera.

Velocidad Media Real Empuje RealCoeficiente de Velocidad (empuje)=

Velocidad Ideal Empuje Ideal con Gasto RealVC

CD depende de:

•El ángulo de la parte convergente,

•Corriente externa (corriente libre alrededor de la góndola),

•La proximidad de los cuerpos exteriores (alas, soportes...).

CV depende de:

•La forma de la tobera,

•Rugosidad de la superficie.

TOBERAS: EMPUJE VECTORIAL

Toberas vectoriales

TOBERAS: GEOMETRIA VARIABLE

Ruido

Inversores de empuje

Evolución PROCESO DATOS DE

DISEÑO

DATOS DE

ENTRADA

DATOS DE

CALIDADES

CÁLCULO

0-2 DIFUSOR V0, T0, P0 d T2t, P2t

2-3 COMPRESOR c T2t, P2t c T3t, P3t , c

3-4CÁMARA DE

COMBUSTIÓNT4t T3t, P3t q, cc f, P4t

4-5 TURBINA T4t, P4t t, m T5t, P5t

5-9 TOBERA T5t, P5t T9, V9, M9

Resumen del cálculo del ciclo

CONDICION DE VUELO (V0,H)

CALIDADES

( IJ)

EMPUJE

Variables de calidad

0 0 0s s s sE G V G V A P P

EI E G C c E

c tT4

COMPORTAMIENTO POPULSOR

0 P u m uW W W EV

COMPORTAMIENTO MOTOR

2 2102

M m m sW cL W G V V

SISTEMA MOTOPROPULSOR

MP M P

E = GsVs – G0V0 +As(Ps – P0)

Eb = GsVs + As(Ps – P0)

CE = c/G0 I = E/G0

PREGUNTAS