Introducción……….que es y porque se hace Objetivo...
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Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM
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ANÁLISIS DEL CICLO DE UN AERORREACTOR
• Introducción……….que es y porque se hace
Objetivo
Método de cálculo
Hipótesis
Nomenclatura
• Análisis y caracterización de elementos
Toma dinámica, compresor, etc…
• Comportamiento motor y propulsor (punto diseño)
• Consideraciones de diseño
• Introducción al análisis de otras configuraciones
Turbofanes, turbohélices y post-combustores
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En los motores, la energía mecánica se obtiene principalmente de la
energía interna de los combustibles, mediante un proceso de
combustión. En este proceso se produce calor, que después se
transforma en energía mecánica.
Esta transformación se realiza por medio de un ciclo termodinámico,
en el cual una sustancia evoluciona, interaccionando con el exterior,
absorbiendo y liberando calor y trabajo, según los principios de la
termodinámica.
El ciclo termodinámico es el modelo matemático de estudio con el
cual se aproxima el conjunto de procesos que constituyen el motor
real.
La TURBINA DE GAS utiliza el ciclo termodinámico Brayton. En él, un
gas (aire) se comprime en un compresor, se mezcla con el
combustible y se quema en una cámara de combustión, formándose
productos de combustión que se expansionan en una turbina, y salen
al exterior a través de una tobera de salida.
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Dos son las propiedades termodinámicas que definen el estado del gas
que evoluciona según un ciclo termodinámico: Presión y Temperatura.
Para poder proporcionar trabajo al exterior hay que aumentar la presión y
la temperatura del gas, durante su evolución, así el ciclo queda definido por
la presión máxima y la temperatura máxima. En los ciclos tendremos una
fase de compresión, otra de combustión y otra de expansión.
En las turbinas de gas estas fases se realizan en distintos lugares al mismo
tiempo, mientras que en los motores de gasolina y diesel se realizan en el
mismo sitio pero en tiempos diferentes, de ahí que las turbinas de gas son
motores de combustión continua, mientras que los diesel o gasolina son de
combustión alternativa.
Esto también da lugar a que en unos el ciclo sea abierto (combustión a
presión constante) y en otros sea cerrado (combustión a volumen
constante).
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Proceso de diseño típico de un
aerorreactor (1). Estudio de punto
de diseño y fuera de diseño
(análisis del ciclo termodinámico)
son los pasos iníciales del diseño.
Ventajas de la herramienta:
Caracterización de componentes
Versatilidad
Potencia
(1) Cohen, H., Rogers, G. F. C., and Saravanamuttoo, H. I.
H., Gas Turbine Theory, Wiley, New York, 1972
JUSTIFICACIÓN:
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Objetivo: obtener los parámetros intensivos que caracterizan el
funcionamiento de un motor (principalmente el impulso y el consumo
específicos)
función de las limitaciones de diseño, las condiciones de vuelo y los parámetros de
diseño seleccionados, así como la calidad de los componentes
Aeronave
Misión
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Método de cálculo: acompañar al fluido que atraviesa el aerorreactor, desde las
condiciones ambientales hasta la salida del mismo, observando
las transformaciones que tienen lugar en los distintos
componentes y calculando el valor medio de las diferentes
condiciones fluidodinámicas al final de cada uno de ellos en
función de los parámetros necesarios; en particular, se calcularán
las presiones y temperaturas de remanso.
El estudio se realiza en ejes ligados al sistema
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Nomenclatura
0 1 2 3 4 5 6 7 8 9
estación 0 = aire atmosférico sin perturbar.
estación 1 = entrada del motor (difusor de entrada).
estación 2 = salida del difusor de entrada / entrada del compresor
estación 3 = salida del compresor / entrada cámara de combustión
estación 4 = salida cámara de combustión / entrada de la turbina
estación 5 = salida de la turbina / entrada difusor del postcombustor PC (si hay).
estación 6 = salida del difusor del PC / entrada del PC.
estación 7 = salida del PC / entrada de la tobera.
estación 8 = garganta de la tobera.
estación 9 = salida de la tobera adaptada.
compresión (0 - 3),
combustión (3 - 4 y 6 - 7)
expansión (4 - 5 y 7 - 9)
Gas Turbine
Engine
Performance
Station and
Nomenclature,
Aerospace
Recommended
Practice, ARP
755A, Society of
Automotive
Engineers, Inc.
1974
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Estaciones intermedias
y flujos secundarios
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ejes relativos
movimiento cuasi-estacionario
evoluciones de compresión y expansión adiábaticas
gas ideal
gas caloríficamente perfecto
análisis cero-dimensional (valores medios)
Evoluciones seguidas por el fluido en el diagrama T-S
isóbaras El estado de un fluido
queda determinado por su
estado termodinámico (P,T)
y su velocidad (V). El
estado energético es la
suma de la energía interna
y la cinética
Variables de remanso
Hipótesis:
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1c c c c c c r
c c c c r c
Número deStrouhal St
L A t L A t tTérminos noestacionarios
Términos convectivos v A L A t t
11
Re Pr
Re
Pr
p
P
calor evacuado por conducción kT L
flujoenergía interna C Tv
fuerzas inercia vL
fuerzas viscosas
difusividad viscosa k
difusióntérmica C
gP R T
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CP y g constantes en cada fase del ciclo
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Magnitudes de remanso
Gas
ideal
P
T
V
proceso de deceleración
de la corriente, hasta
velocidad nula, sin
interacción energética
con el exterior
Gas
ideal
Pt (de remanso)
Tt (de remanso)
V = 0
Entalpía CPTt Entalpía CPT
Energía total CPT + ½ V2 Energía total CPTt ==
21
2P t Pc T c T V
Estado energético queda caracterizado por la nueva temperatura (de remanso).
Dependiendo de cómo haya sido el proceso de deceleración, se
alcanzará una presión u otra. Si el proceso es reversible la presión
alcanzada es máxima
1t
t
TProcesoisentrópico P P
T
g
g
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Ecuaciones :
Conservación de masa
Conservación de energía, primer principio
Segunda ley de termodinámica
Conservación de masa:
Continuidad Gi = Gj
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2 1 12 12t th h q
PRIMER PRINCIPIO
12 12 2 10 t tq h h
Proceso isoentálpico:
Proceso adiabático:
Proceso adición calor:
12 12 2 10 t tq h h
12 12 2 10 t tq h h
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TdS dq d
SEGUNDO PRINCIPIO
12 0q dS d T
Proceso isoentálpico:
Proceso adiabático:
Proceso diabático:
12 120 dS dq T
12 12 0q dS d T
S carcaterización delas perdidas
La magnitud de las pérdidas está relacionada
con el incremento de entropía, de modo que
las pérdidas de presión de remanso son
sinónimo de aumento de entropía y los factores
que generan entropía son los responsables del
aumento de las pérdidas de presión de
remanso
Como la variación de entropía no se puede
medir directamente, en la práctica se
expresa el rendimiento en base a la
variación de otra variable termodinámica
más usual, como la entalpía de remanso
(Rendimientos isentropicos), o en
función de las pérdidas de presión de
remanso
0
0 0
ln lnp
dPTdS dh
T ps s c R
T p
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2 1 12 12t th h q
0
3t
4t
5t
9
2t
TOMA
DINÁMICA
COMPRESOR
CÁMARA DE
COMBUSTIÓN TURBINA
TOBERA
ENTROPÍA
EN
TA
LP
ÍA
2 1 12 12t th h q
0
3t
4t
5t
9
2t
ISÓBARAS
TOMA
DINÁMICA
COMPRESOR
CÁMARA DE
COMBUSTIÓN TURBINA
TOBERA
ENTROPÍA
Ciclo real Ciclo ideal Caso particular
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Evolución 0-2. Difusor de entrada, toma dinámica , entradas
Misión :
•Proporcionar el gasto adecuado al motor en todas las condiciones de vuelo dentro
de la envuelta de vuelo (velocidad, altura, ángulo de ataque, régimen de motor).
•Producir un perfil de velocidades uniforme a la entrada del compresor.
•Minimizar la perdida de presión de remanso en los procesos de deceleración, así
como los producidos por ficción.
•Contribuir al empuje del motor.
•Contribuir a la aerodinámica del vehículo.
CLASIFICACIÓN
•Subsónicas
•Supersónicas
•Axilsimétricas, Bidimensionales, Tridimensionales
•Compresión externa, interna, mezclada
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Ejemplos típicos
Subsónicas convencionales
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Supersónicas
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Supersónicas: geometría variable
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Datos: altura de vuelo (P0, T0), según definiciones de la atmósfera estándar
internacional (anexo I), y velocidad de vuelo V0 (ó Mach M0).
g 0
0
0c
VM
RTV
Ma
2
2
:
( ) :
S
p
V
pa
Liquidos cte a
Gases perfectos
a RT
c
c
g
g
g
2
0 0 0
11
2c
tT M T
12
0 0 0
11
2
c
cctP M P
g
gg
Ecuación de la energía
2
0
0 0 0 2 22t s pc t t pc t
Vh h C T h C T
2 0pc t t
C constante T T
P2t ? 2
02
0
t
t
P
P Flujo real 02 < 1
Flujo isentrópico 02 = 1
2 02 0t t
P P
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Difusores subsónicos M0 < 1
0 1 2
Evolución 0-1 : evolución en el exterior
01 = 1 evolución isentrópica
P1t = P0t
Evolución 1-2 : en el interior
12 < 1
P2t < P1t
2' 0 2' 002
2 0 2 0
1 1
2 01
0 02 0
0222 0
0
1
2
02 0
2
0
11
11
11 1
2
1
2
t t
t t
t t
tt
tt
h h T T
h h T T
P P
P PP P
TT T
T
M
M
g g
g g
g
g
g
g
g
g
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Configuraciones tubo de corriente
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Difusores supersónicos M0 > 1
Cuando la velocidad del flujo es mayor que la velocidad del sonido, no es
posible para un pulso de presión viajar aguas arriba. Si hay un cuerpo sólido
en el camino, la dirección del flujo debe cambiar. En un flujo supersónico, este
cambio ocurre casi discontinuamente, a través de una onda de choque en la
cual el flujo decelera bruscamente de supersónico a subsónico.
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Aguas arriba de la onda la corriente es supersónica y no se modifica por la
presencia del obstáculo. A través de la onda, el flujo pasa de supersónico a
subsónico, de forma que detrás de la onda de choque la corriente siente
la presencia del obstáculo y se adapta a las condiciones que impone su
presencia
En la realidad, las presuntas discontinuidades no son tales sino que son
regiones delgadas donde los gradientes de las magnitudes fluidas son tan
acusados que la hipótesis de fluido ideal cesa de ser válida.
Como el espesor de estas regiones tienden formalmente a cero en el límite Re
→∞, desde el punto de vista de la teoría de los fluidos ideales se considerarán
como discontinuidades, sin importarnos por el momento su estructura interna,
cuyo análisis se pospone al estudio de la mecánica fluidos.
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Discontinuidad normal es aquella en la que hay flujo másico a través de ella,
vn1 ≠ vn2, vn1 ≠ 0,vn2 ≠ 0. En este caso las ecuaciones de salto anteriores se
reducen a las relaciones siguientes, que se denominan de Ranquine-Hugoniot,
Una onda de choque normal es aquella en la que la corriente incide y
abandona la onda normalmente a la misma: vt = 0, v = vnn ≡ v n. Por supuesto,
este tipo de ondas de choque aparecen sólo en movimientos unidireccionales
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M>1
Ondas de Mach y ondas de choque oblicuas
En general, en flujos bidimensionales y tridimensionales supersónicos las ondas de
choque dejan de ser superficies perpendiculares al movimiento del fluido y pueden
adoptar formas variadas, como las que se muestran en la Figura
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Evolución 0-1 : evolución en el exterior
01 < 1 onda de choque, P1t < P0t
Difusores supersónicos M0 > 1
Evolución 1-2 : en el interior
12 < 1, P2t < P1t
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Geometría de difusores supersónicos compresión externa
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Difusores supersónicos compresión externa: perdida de presión de remanso
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Difusores supersónicos de compresión externa o mezclada
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MIL-E-5007D
normas MIL-E-5007D
2
01 0 12
0
,t
t
PM G diseño
P
1,35
01 0 01,00 0,076 1 para 1,0 5,0M M
Caracterización perdida presión remanso:
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Evolución 2-3 : compresores
Datos: P2t, T2t.
Compresor: sistema donde se incrementa la presión de remanso del aire que entra en el
aerorreactor Dato : relación de compresión 3
23
2
tc
t
P
P
Calor evacuado
(pequeño) Sangrados
T3t
P3t
T2t
P2t Aire de
salida
Aire de
entrada
Potencia de
entrada (rpm)
COMPRESOR: Superficie de Control
Evolución adiabática
De aire
De potencia
23 3 2 3 2 23t t pc t t
h h h C T T
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23c c
W G GRendimiento adiabático
gg
gg
g
g
23
23
23
3 ' 2 3 ' 2
23
3 2 3 2
11
3 2 23
23
3 2 3 2
1
23
23
23
2
/ 1
/ 1
/ 1 1
/ 1 / 1
1
ideal
real
cc
cc
c
c
idealc
real
pc t t t t
pc t t t t
t t
t t t t
pc t
GW
W G
C T T T T
C T T T T
P P
T T T T
C T
Potencia consumida por el compresor
g
g
1
3 3 23
23
2 2 23
1ln ln ln 1 ln
c
c
t tpc pc
t t
T Ps C R C R
T P
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parámetro de calidad, relacionado con la propia evolución y no con el cambio global que
ésta introduzca : rendimiento politrópico, ec
/ideal t ideal t t t t
c
real t real pc t pc t t
W dh dP T dPRe
W dh C dT C P dT
g
g
1
3 3
2 2
c
c cet t
t t
T P
T Pg
g
g
g
1
23
23 1
23
1
1
c
c
c
c ce
Sustituyendo en la expresión
del rendimiento adiabático
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Morfología de compresores (tipos y características)
Tipos:
AXIAL CENTRÍFUGO
rotor rotor
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axiales
centrífugos
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COMPRESORES
AXIALES
COMPRESORES
CENTRÍFUGOS
Relación de compresión por
escalón
1,2 – 2,2 3,5 - 4,5
Relación de compresión global < 8 -
Rendimiento adiabático 0.8 - 0.94 0.65 - 0.85
Gasto / Area frontal ALTO BAJO
Diseño aerodinámico COMPLEJO SENCILLO
Coste ELEVADO MODERADO
1
1
1
1
11 1
cc
NN
cJ
J J
g
g
g
g
cj : relación de compresión de una etapa
N : numero de etapas
VALORES TÍPICOS
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MONO EJES, BIEJES, TRIEJES
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Vz,s
Vz,e
, ,
s e
s e
z s z e
A AV V
ANÁLISIS FENOMENOLÓGICO
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ECUACIÓN DE EULER PARA LAS TURBOMÁQUINAS
El intercambio de energía entre el fluido y la turbomáquina se verifica
únicamente en el rotor. Los restantes elementos de la máquina por donde
circula el fluido son simplemente conductos o transformadores de una forma de
energía del fluido en otra (estator: energía cinética energía de presión).
El intercambio de energía entre el rotor y el fluido se realiza como
consecuencia de la acción mutua a través de las paredes móviles. La acción
del fluido sobre el rotor o viceversa será una fuerza, cuyo momento respecto al
eje de la máquina podemos calcular mediante la aplicación del teorema del
momento de cantidad de movimiento a un volumen de control, adecuado, que
contenga en su interior las paredes móviles del rotor.
0dr
Turbomáquina: todo mecanismo en el que se intercambia energía con un
fluido, que circula por él de forma continua, mediante la acción dinámica de
una ó más coronas de álabes móviles
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A partir de aquí, el cálculo de la potencia intercambiada por el rotor con el fluido
es inmediata (potencia = par velocidad angular de giro).
Si se considera un volumen de control comprendido entre dos superficies de
corriente circunferenciales (en ejes relativos) separadas dr, se desprecia el par
resultante debido a las fuerzas de presión y viscosidad sobre las mismas, se
obtiene fácilmente en el límite dr - 0
2 1
W Par vueltas G rV rV
2 2 1 1
1 2 2 1
r U V U V
r r r U V V
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Esquema funcional. Campo de velocidades
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ROTOR ESTATOR
W1
v1
r
W2
v2
v4
r
12 2 1
12 2 1t t
WU V V U V
G
h h
U = r
V1 V2
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Análisis cualitativo en la L.M.
2 2 1 1
2 2 2 2
2 2 2 1 1 1
2 2
4 4 2 2
1 1 1 1
2 2 2 2
1 1
2 2
U V U V
h W U h W U
h V h V
2 2
2 1 1 2 1 2 2 1 2 1
2 2
4 2 2 4 2 4 4 2 4 2
2 1
, 0 0
1,
2
1,
2
(grado de reaccion total) = 0RT
U V como V
h h W W como W W h h p p
h h V V como V V h h p p
h h hK
1 2
1 2 4z z z
U U U
V V V
SI
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Nuevos diseños: mayores eficiencias, reducción peso
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2
2 2
2
2 2
,
,
t
c
t t
t
c
t t
G T Nf
P T
G T Nf
P T
Funcionamiento fuera de diseño
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Funcionamiento
fuera de Diseño:
Fenomenología
compleja (muchos
efectos)
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AXIALES
CENTRÍFUGOS
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Atmosfera ISA S/L
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0
1000
6.50
0 0
0
6.51
1000
6.511000 1
1000
st st
g
R
st st
st
st st
Th m
T T
Ph h m
P T
P T
P T
0
1000
6.50
0 0
0
6.51 11
6.511000 20000 1 11 exp 11000
6.51 11
st st
g
R
st st
st
st
st st
T
T T
P gh h m
P TR
T
P T
P T
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Atmósfera Estandard
0
0.1
0.2
0.3
0.4
0.5
0.6
0.7
0.8
0.9
1
0 5000 10000 15000 20000
altitud (m)
teta
delta
sigma
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