Curso 2.007÷2.008 1

SISTEMAS DE PROPULSION Tema V-1

Propulsion por chorro en en sistemas no autonomos

Ingeniero aeronáuticoSegundo año de carrera

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El objetivo de aerorreactor es producir un chorro de aire del menor caudal, máxima velocidad y menor temperatura, capaz de producir el Empuje necesario para poder operar y mantener la aeronave que lo incorpore, en cualquier condición de vuelo que este contenida dentro de la envolvente autorizada de esta

INTRODUCCION

(1)

Esquema de principio

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INTRODUCCION

(2)

Ejemplo de Envolvente autorizada de vuelo

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INTRODUCCION

(3)

Ecuación del empuje

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INTRODUCCION

(4)

Ecuación del empuje

E = (G + c ) VS – G V0

Siendo :

E = Empuje (N)G = Gato masivo de aire (kg/s) (caudal x densidad)c = Gasto masivo de combustible (kg/s) VS

= Velocidad del chorro en la salida de tobera (m/s)V0

= Velocidad de vuelo (m/s)

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CICLO TERMODINAMICO (1)

Nomenclatura

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CICLO TERMODINAMICO (2)

Nomenclatura

El ciclo termodinámico al que se asimila idealmente el funcionamiento de cualquier reactor se denomina BRAYTON

en honor a George Bailey BRAYTON

(1.830 ÷

1.892), ingeniero norteamericano de origen británico quien trabajo toda su vida alrededor de la industria s mecánica en Nueva Inglaterra y desarrolló

una maquina de pistones con inyección de combustible. También se denomina ciclo JOULE.

Diagrama v-p

Diagrama S-TG.B.Brayton (1.830 ÷ 1.892)

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CICLO TERMODINAMICO (3)

Diagrama BRAYTON (ideal)

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CICLO TERMODINAMICO (4)

Etapas del Ciclo

Difusor de entrada 0 ÷ 2 COMPRESION ISENTROPICA

Compresor 2 ÷ 3 COMPRESION ISENTROPICA

Cámara de combustión 3 ÷ 4 COMBUSTION ISOBARICA

Turbina 4 ÷ 5 EXPASION ISENTROPICA

Tobera 5 ÷ S EXPASION ISENTROPICA

Atmósfera S ÷ 0 ENFRIAMIENTO ISOBARICO

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CICLO TERMODINAMICO (5)

Diagrama BRAYTON (real)

1.

Cuesta mas energía comprimir el aire2.

Se obtiene menos energía de la turbina

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1.

Difusor de entrada 0 ÷

2Desde las condiciones de la corriente libre, P0, V0 se produce una compresión

sin aporte de energía exterior (isentálpica) en el cual el aire aumenta su presión estática

al tiempo que aumenta su temperatura, también estática, pero

manteniendo su Temperatura de remanso constante.

CICLO TERMODINAMICO (6)

Análisis del ciclo

(1)

Siendo M0

en Número de Mach

de vuelo, es decir la V0

dividida por la velocidad del sonido en el aire esa temperatura ( )

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2.

Compresor 2 ÷

3La característica principal del compresor es su relación Πc

que relaciona las presiones de remanso a la entrada y a la salida del mismo, de manera que,

Con lo cual p3t

es conocida, y por otro lado y por tratarse de una transformación isentrópica,

De donde se puede obtener T3t

Y siendo τc

el trabajo específico del compresor igual al salto de entalpía necesario:

CICLO TERMODINAMICO (7)

Análisis del ciclo

(2)

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3.

Cámara de combustión 3 ÷

4La característica principal de la cámara el la Temperatura máxima alcanzable a la

entrada de la primera etapa de turbina T4t

que esta condicionada por los materiales empleados en la fabricación de discos y alabes que deben tener buen comportamiento ante la

Fluencia en caliente, como por ejemplo, la aleaciones de Ni (ICONEL). Así

que esta temperatura, que suele ser, en la actualidad del orden de 2200 °

K , es un dato de esta etapa.

Por tratarse de una transformación isobárica,

p4t

= p3tY de la ecuación del equilibrio energético conocemos c el gasto másico de combustible

(G + c) h4t – G h3t

= ηq c L

Siendo L el poder calorífico del combustible, ηq

el rendimiento de la combustión y f

la fracción de combustible el en el aire.

Despejando T4t

se obtiene:

CICLO TERMODINAMICO (8)

Análisis del ciclo

(3)

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4.

Turbina 4 ÷

5La turbina tiene como misión extraer energía del aire sobrecalentado que sale de la cámara de

combustión a fin de arrastrar al rotor de compresor y los accesorios auxiliares a realizar su movimientos e impulsar el chorro resultante hacia la tobera para

su aceleración final.

Siendo el trabajo especifico obtenido en la turbina τt

y ηm

el rendimiento de la transmisión mecánica de este arrastre (0.98 ÷

0.99), el balance energético Compresor-turbina establece que:

Conocido τt

por la ecuación anterior, se puede determinar la temperatura de salida de turbina T5t

Y por la condición de transformación isentrópica se puede conocer la presión correspondiente p5t

CICLO TERMODINAMICO (9)

Análisis del ciclo

(4)

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5.

Tobera 5 ÷

SLa tobera se encarga de expandir el chorro de aire procedente de

la turbina hasta su salida a la atmósfera, donde se igualaran las presiones estáticas (p5 = pS

) con el consiguiente aumento de la velocidad del chorro.

Por tratarse de una reacción isentálpica,

TSt

= T5t

Y por ser una reacción isentrópica,

lo que significa que el proceso es isobárico

pSt

= p5t

Relacionando la presión y la temperatura de remanso a la salida con sus correspondiente magnitudes estáticas se puede establecer el valor de la velociada de salida del chorro VS:

CICLO TERMODINAMICO (y 10)

Análisis del ciclo

(4)

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1.

Difusor de entrada 0 ÷

1El proceso seguido por el gasto de aire entrante en el motor tiene 2 fases:

0 ÷

1

que es un proceso Isentrópico en el caso de vuelo SUBSONICO (M0

≤

0.8) y NO isentrópico para vuelos en regimenes TRANSONICO Y SUPERSONICO (M0

>

0.8)

1

÷

2

que es un proceso NO Isentrópico ya que las perdidas de presión impiden mantener exactamente la presión de remanso.

Los valores del parámetro η12

varían en función de la eficacia del diseño

aerodinámico del difusor pero suelen ser superiores al 95 %

CICLO TERMODINAMICO REAL (1)

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2.

Compresor 2 ÷

3′La salida del compresor se desplaza hacia la derecha manteniéndose en la línea de

combustión isobárica, con lo que la entalpía (es decir la temperatura) es superior a la teórica.

Definiendo el redimiendo del compresor

ηc

como:

dicho parámetro según el tipo de compresor

Centrifugo: 0.7 ÷

0.8Axial: 0.8 ÷

0.9

CICLO TERMODINAMICO REAL (2)

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3.

Cámara de combustión 3 ÷

4El proceso de combustión provoca pérdidas de presión ya esta afectado por

efectos de fricción y mezclado de aire y combustible.

El estudio de este proceso es matemáticamente complejo por esta influído

por bastante variables físicas y químicas pero una estimación practica puede asignar valores cercanos al 95 % para el parámetro Π34

CICLO TERMODINAMICO REAL

(3)

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4.

Turbina 4 ÷

5′Cuando el gasto de aire (y combustible) atraviesa

la turbina, en su expansión desde pt4

hasta pt5

no alcanza las condiciones finales esperadas (T5´t) si no una posición T5t

de mayor temperatura en la línea isobárica PS .

Definiendo el redimiendo de turbina

ηt

como:

dicho parámetro según el tipo de compresor y en el caso de las turbinas axiales puede alcanzar el valor de 0.92

CICLO TERMODINAMICO REAL (4)

Las perdidas de presión en la tobera, salvo en el caso de regimenes con MS ≥

1.0 suelen ser despreciables

5.

Tobera 5 ÷

S

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5.

Tobera 5 ÷

SCuando el gasto de aire (y combustible) atraviesa

la turbina, en su expansión desde pt4

hasta pt5

no alcanza las condiciones finales esperadas (T5´t) si no una posición T5t

de mayor temperatura en la línea isobárica PS .

Definiendo el redimiendo de turbina

ηt

como:

dicho parámetro según el tipo de compresor y en el caso de las turbinas axiales puede alcanzar el valor de 0.92

CICLO TERMODINAMICO REAL (y 5)