FECHA 25 de Julio de 2007

NÚMERO RAE

PROGRAMA Programa de Ingeniería Aeronáutica AUTOR (ES) DUARTE, Diana Carolina; LOPEZ, Luis Julian. TÍTULO DISEÑO PRELIMINAR DE UN COMPRESOR PARA UN MOTOR

TURBOFAN PALABRAS CLAVES

Turbofan; Compresor Axial; Flujo Transónico

DESCRIPCIÓN

La utilización de compresores axiales para un motor turbofan es ampliamente usado hoy en día. El diseño para un compresor axial, presenta mejores condiciones de comportamiento y nos garantiza la relación de presión total deseada. El flujo supersónico que incide en las tomas de aire del avión, sufre una desaceleración de velocidad por acción del difusor de entrada, para luego entrar al fan como flujo transónico en donde es desacelerado nuevamente entregándole al compresor un flujo subsónico. El flujo subsónico que llega a la primera etapa estatora subsecuentemente al rotor desarrolla una velocidad supersónica en las puntas de los álabes, la condición anterior hace que este tipo de compresor se considere supersónico en esta zona, luego la velocidad disminuirá pasando de transónica a subsónica en las etapas siguientes. Para el desarrollo de los cálculos del compresor se aplicó el modelo matemático de Saravanamuttoo, teniendo en cuenta el paso a paso ilustrado en los algoritmos de diseño.

FUENTES BIBLIOGRÁFICAS

DOROSHKO Sergey, Construction and strength of aircraft engines part I, Colombia: Editorial Bonaventuriana, 2006.

OÑATE Esteban, Turborreactores. Teoría, sistemas y propulsión de aviones. Editorial Aeronáutica Sumaas, S.A., España, 1981. SARAVANAMUTTOO HIH, Gas turbine theory, editorial Prentice Hall, Quinta edición, Inglaterra, 2001.

NÚMERO RA PROGRAMA Programa de Ingeniería Aeronáutica CONTENIDOS Planteamiento de requerimientos para el diseño teniendo en cuenta especificaciones para orientar a este. Propuesta de un algoritmo de diseño para el desarrollo de los cálculos. Desarrollo de un marco conceptual muy amplio en donde se manejan desde las definiciones hasta los requerimientos de diseño del compresor, como lo son el posicionamiento de los álabes, geometría del compresor, unión álabes carcaza, tipo de carcaza, materiales, escogencia del tipo de perfil y toma de aire. Aplicación de un método experimental, conocido como el método de cascada para simular condiciones de flujo en el compresor, fue usado de manera ilustrativa del paso a paso, ya que no se cuenta con un túnel que generará la velocidad deseada.

METODOLOGÍA Enfoque de la investigación, consiste de un trabajo empírico que se asocia con las siguientes actividades analíticas las cuales están orientadas a la interpretación, transformación y análisis de datos, graficas u asunciones de diferentes autores para alcanzar una implementación exitosa en el desarrollo del diseño preliminar del compresor.

1. La línea de investigación a realizar será Tecnologías actuales y sociedad, la sub- línea automatización y control de procesos, núcleo temático diseño y construcción de motores.

2. Establecer parámetros bajo los cuales se dará comienzo al diseño preliminar, determinando el tipo de compresor a usar, al cual será aplicado el diseño preliminar.

3. Realizar un cuadro comparativo tanto de motores como de aeronaves similares que envuelvan los lineamientos propuestos. Establecer datos iniciales para ser usados como punto de partida en el inicio de los cálculos preliminares en el diseño del compresor.

4. Bosquejar el tipo de construcción que tendría el diseño del compresor tanto exterior como interiormente.

5. Obtener el flujo primario de la relación de low-bypass, con la cual se asumirá el área efectiva del compresor.

6. Dependiendo de relaciones planteadas por Saravanamuttoo se obtendrá el radio a la raíz, radio medio y las RPM.

7. Establecer velocidad axial, determinar la cantidad de etapas del compresor, aplicar los triángulos de velocidades para cada etapa, determinando la cantidad de álabes por etapa del compresor y su paso.

8. Escogencia del perfil a usar para el montaje del compresor y de materiales idóneos para cada parte del compresor.

CONCLUSIONES

El uso del compresor axial en la aplicación de este proyecto es la mejor elección, ya que con este tipo de compresor se pueden manejar grandes flujos másicos, empujes, relaciones de compresión mucho más elevadas por el número de escalonamiento que permite manejar y reducir del área transversal del motor.

Los triángulos de velocidades obtenidos para cada etapa del compresor son la guía para el posicionamiento de los alabes del estator y del rotor en el compresor.

DISEÑO PRELIMINAR DE UN COMPRESOR PARA UN MOTOR TURBOFAN

DIANA CAROLINA DUARTE ZUBIETA LUIS JULIÁN LÓPEZ RAMÍREZ

UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA FACULTAD DE INGENIERÍA

PROGRAMA DE INGENIERÍA AERONÁUTICA BOGOTÁ DC.

2007

DISEÑO PRELIMINAR DE UN COMPRESOR PARA UN MOTOR TURBOFAN

DIANA CAROLINA DUARTE ZUBIETA LUIS JULIÁN LÓPEZ RAMÍREZ

Trabajo de grado para optar al titulo de Ingeniero Aeronáutico

ASESOR DEL PROYECTO INGENIERO AERONAUTICO

ARNOLD ESCOBAR

UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA FACULTAD DE INGENIERÍA

PROGRAMA DE INGENIERÍA AERONÁUTICA BOGOTÁ DC.

2007

Nota de aceptación:

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_______________________________ Firma del presidente del jurado

_______________________________ Firma del jurado

_______________________________ Firma del jurado

Bogota 30 de Mayo de 2007

Este estudio corresponde al final de una etapa, en mi proceso de formación como persona, y para ello debo dar gracias a personas que como mi familia siempre estuvieron ahí de manera incondicional, a mis hermanas, a Juani una persona muy especial para mi que también estuvo ahí y finalmente a mi compañero y gran amigo de la tesis Juli, espero que nuestra amistad dure. No menos que a todos mis amigos, que también me daban sus ánimos desde su perspectiva y al final todo se acaba.

CAROLINA DUARTE

Las metas y las expectativas de un futuro próximo a continuar, se van culminado poco a poco cuando se cumplen las metas; por eso este es un logro en donde siento agradecimiento por mis seres queridos que fueron los que me apoyaron incondicionalmente en todo momento, es por esto que les dedico este logro, gracias papá, mamá, naty y carlitos, los amo.

También a mi amiga Caro, por los momentos en que nos apoyamos para sacar adelante este proyecto, gracias a todos los que de una forma u otra me acompañaron en este proceso de aprendizaje.

LUIS JULIAN LÓPEZ

AGRADECIMIENTOS

Expresamos nuestro agradecimiento a la Universidad San Buenaventura por

poner en nuestro en camino al Ingeniero Aeronáutico Fernando Colmenares, por

ser el guía para emprender nuestro proyecto.

Asimismo a los Ingenieros Aeronáuticos Oscar Arias, Arnold Escobar, Julián

Gutiérrez, Oscar Grandas y Juan Esteban Zúñiga por su dedicación y colaboración

para la realización de este proyecto.

Agradecemos también a todas las personas que de una u otra forma intervinieron

y ayudaron a la realización de este proyecto.

CONTENIDO

Pág.

INTRODUCCIÓN 19 1. TITULO 20

1.1 PLANTEAMIENTO DEL PROBLEMA 20

1.2 ANTECEDENTES 20

1.3 DESCRIPCIÓN Y FORMULACIÓN DEL PROBLEMA 23

1.4 JUSTIFICACIÓN 23

1.5 OBJETIVOS 24

1.5.1 Objetivo General 24 1.5.2 Objetivos Específicos 24

1.6 ALCANCE Y LIMITACION 25 1.6.1 Alcance 25

1.6.2 Limitación 25

2. MARCO DE REFERENCIA 27

2.1. MARCO CONCEPTUAL 27

2.2. MARCO TEORICO 36

3. METODOLOGÍA 67

3.1 ENFOQUE DE LA INVESTIGACIÓN 69 3.2 LÍNEA DE LA INVESTIGACIÓN / CAMPO TEMÁTICO DEL PROGRAMA 69 3.3 HIPÓTESIS 69 3.4 VARIABLES 70

3.4.1 Variables independientes 70

3.4.2 Variables dependientes 71

4. DESARROLLO INGENIERIL 72

5. CONCLUSIONES 159

BIBLIOGRAFÍA 163

ANEXOS 165

LISTA DE TABLAS

Pág.

Tabla 1. .Misión de la aeronave 73

Tabla 2. Datos técnicos de motores 79

Tabla 3. FPR 81

Tabla 4. Relación de radios y RPM 84

Tabla 5. Resultados 84

Tabla 6. Comportamiento de las etapas 101

Tabla 7. Datos para el cálculo de los radios y las alturas de los álabes del

Rotor 108

Tabla 8. Resultados mapa del compresor 151

Tabla 9. Valores totales por etapa 151

Tabla 10 Variables de posicionamiento con un ángulo de 27° 157

Tabla 11 Datos finales cálculos termogasodinámicos 186

LISTA DE FIGURAS

Pág.

Figura 1. Proceso adiabático 32

Figura 2. Diagrama bypass 33

Figura 3. Motor de doble flujo 39

Figura 4. Disposición de los álabes 41

Figura 5. Diagrama del compresor 42

Figura 6. Toma de compresión externa-interna 44

Figura 7. Toma de aire supersónica 44

Figura 8. Flanche con perno de unión 47

Figura 9. Carcaza sin desuniones 48

Figura 10. Carcaza del compresor y ensamblaje de las venas 49

Figura 11. Diseño de la vena marco del estator 50

Figura 12. Unión del estator a la carcaza 51

Figura 13. Unión del estator a la carcaza 51

Figura 14. Unión del estator a la carcaza sin espaciamiento 51

Figura 15. Geometría del compresor axial 53

Figura 16. Uso de las cartas NACA-Mellor 56

Figura 17. Cascada del perfil NACA 65A012 57

Figura 18. Relaciones del perfil 58

Figura 19. Unión álabe disco 64

Figura 20. Esquema de Turbofan de doble flujo 81

Figura 21. Número de Mach relativo a la entrada del rotor 85

Figura 22. Esquema de divisón del rotor

Figura 23. Composición de los triángulos de velocidad en álabes de la

primera etapa del estator rotor 89

Figura 24. Triángulos de velocidad primera etapa tip 89

Figura 25. Triángulos de velocidad primera etapa media 90

Figura 26. Composición de los triángulos de velocidad en álabes de la

segunda etapa del estator rotor 93

Figura 27. Triángulos de velocidad segunda etapa tip 94

Figura 28. Triángulos de velocidad segunda etapa media 96

Figura 29. Composición de los triángulos de velocidad en álabes de la

tercera etapa del estator rotor 98

Figura 30. Triángulos de velocidad tercera etapa tip 98

Figura 31. Composición de los triángulos de velocidad en álabes de la

cuarta, quinta y sexta etapa del estator rotor 100

Figura 32. Triángulos de velocidad cuarta, quinta y sexta etapa tip 100

Figura 33. Composición de los triángulos de velocidad en álabes de la

séptima etapa del estator rotor 103

Figura .34. Triángulos de velocidad séptima etapa tip 104

Figura 35. Forma anular 108

Figura 36. Aumento de temperatura de combustión v. relación de

aire/combustible 136

Figura 37. Fuerzas aplicables y eficaces que actúan en la cascada 145

Figura 38. Mapa teórico del compresor 150

Figura 39 a. Malla en O 189

Figura 39 b. Aproximación a la etapa rotora de la malla en O 189

Figura 39 c. Malla para simulación en bloque 189

Figura 40. Malla acoplada al cuerpo 190

Figura 41 a. Malla hibrida 191

Figura 41 b. Aproximación al borde 191

Figura 42 a. Malla estator rotor 192

Figura 42 b. Etapa estatora 192

Figura 42 c. Capa fina en el borde del perfil en el estator 193

Figura 42 d. Acoplamiento del estator rotor 193

LISTA DE GRAFICAS

Pág.

Grafica 1. Variación radial del ángulo de aire primera etapa 111

Gráfica 2. Variación radial del ángulo de aire segunda etapa 114

Gráfica 3. Variación radial del ángulo de aire tercera etapa 117

Gráfica 4. Variación radial del ángulo de aire cuarta etapa 120

Gráfica 5. Variación radial del ángulo de aire quinta etapa 123

Gráfica 6. Variación radial del ángulo de aire sexta etapa 126

Gráfica 7. Variación radial del ángulo de aire séptima etapa 129

Gráfica 8. Curvas de deflexión s/c 139

Gráfica 9. Equipo túnel de viento subsónico 155

Grafica 10. Simulación estática residual 198

Grafica 11 a. Capa limite borde del perfil 199

Grafica 11 b. Capa limite parte inferior del perfil 199

Grafica 12. Simulación dinámica residual 200

Grafica 13. Contorno de presión total 201

Grafica 14. Contorno de velocidad 201

Grafica 15. Contorno de temperatura total 202

Grafica 16. Contorno densidad total 202

Grafica 17. y+ 203

LISTA DE ANEXOS

Pág.

Anexo A. Tablas de Atmósfera estándar 165

Anexo B. Tablas de flujo isentrópico 167

Anexo C. Coordenas perfil NACA 65A012 171

Anexo D. Cálculos Termogasodinámicos 172

Anexo E. Experimental Investigation of Distortion Removal characteristics

of several free-wheeling fans 187

Anexos F. Simulación en CFD de la primera etapa estatora-rotora 188

Anexos G. Planos del compresor 205

GLOSARIO

Simbología para el diseño de triángulos de velocidad

Numero de mach a la altura

==∧===

======

==

=Δ=Δ

=

=

===========

α

δλ

ββ

π

ηγ

ρ

ULr

Cp

N

rAToTo

mc

rC

Rn

oToPoHoM

c

t

p

efec

tip

a

c

2

1

2

1

Simbología para el diseño de la altura de los alabes y parámetros totales

Altura de diseño

Presión a la altura

Temperatura a la altura

Densidad a la altura

Número de etapas

Constante universal del gas

Constante adiabática del aire

Rendimiento del compresor

Velocidad axial del aire

Distancia del radio del eje del motor a la punta del alabe

Relación de compresión

Flujo masico

Variación de temperatura

Variación de temperatura

Área efectiva

Radio efectivo de diseño

Revoluciones del motor

Angulo de entrada del estator

Angulo de entrada del rotor

Constante de conversión

Rendimiento del eje

Rendimiento turbina compresor

Distancia al tip

Trabajo del compresor

Velocidad en el tip del alabe

Grado de reacción

Angulo de salida de las etapas

Presión total

==========

=

==

====

α

αααβββ

ρ

Ah

Cp

r

rCno

ToPo

r

m

t

r

m

t

efec

tip

a

1

1

1

1

1

1

Simbología de cálculo para el empuje total y el consumo especifico de combustible

======

PT

mT3FPROPR

Temperatura total

Densidad total

Numero de etapas

Velocidad axial

Distancia del eje a la punta

Radio efectivo

Factor de conversión

Angulo de entrada de vértice libre en la punta

Angulo de salida de vortice libre en la punta

Altura del álabe

Área total

Angulo de salida de los alabes rotor estator

Angulo de entrada del vértice libre en el medio

Angulo de entrada del vértice libre en la raíz

Angulo de salida de vortice libre en el medio

Angulo de salida de vortice libre en la raíz

Relación de presión total

Relación de presión del fan

Temperatura a la entrada de la turbina

Gasto de aire

Temperatura total

Presión total

====

=

===

SFC

Fm

B

m

T

c

j

η

γ

η

02T

Simbología para diseño del número de alabes por etapa

===

======Δ

==

==

nc

chs

VV

CwCarCwCw

t

t

r

/

2

1

2

1

2

2

ββ

Temperatura en la etapa

Presión de bypass

Rendimiento

Constante del aire

Flujo de aire

Empuje total

Rendimiento del motor

Consumo específico de combustible

Velocidad relativa en la raíz

Velocidad relativa en el tip

Distancia del eje al tip del alabe

Velocidad axial

Delta de velocidad relativa

Velocidad de entrada

Velocidad de salida

Angulo de entrada

Angulo de salida

Paso

Relación de aspecto

Cuerda del perfil

Número de álabes por etapa

Simbología para diseño del mapa teórico del compresor

========

0TPTmT3FPRBPROPR

Simbología para los Cálculos termogasodinámicos del Motor Turbo-Fan

=====

=∂===

==

==

===

=

=

o

cc

cc

c

dif

H

H

t

gas

aire

gas

aire

c

to

to

Htrabajo

trabajo

LG

Hv

PTT

RR

kk

SHPSFC

M

H

ξπ

η

3

)()(

Overall pressure ratio

Bypass ratio

Fan pressure ratio

Temperatura a la salida de la cámara de combustión

Gasto de aire

Temperatura ambiente

Presión a nivel del mar

Temperatura de la etapa

Numero de Mach en esa altura

Consumo especifico de combustible

Potencia especifica del motor

Rendimiento del compresor

Constante del aire

Constante del gas

Constante universal del aire Constante universal del gas

Temperatura a la salida de la camarada combustión

Temperatura a la altura que opera el motor

Presión a la altura que opera el motor

Coeficiente de pérdida de presión del difusor

Poder calorífico del combustible

Relación de compresión del compresor

Grado de transmisión de calor en la cámara de combustión

Coeficiente de pérdida en la cámara de combustión

Cantidad teórica de aire para quemar 1Kg de combustible

Altura de trabajo

α = Coeficiente total de exceso de aire

τ = Consumo especifico relativo de combustible

=ce Grado de compresión del compresor

=Te Grado de compresión de la turbina

=Tπ Relación de compresión de la turbina

γref= Gasto de aire relativo para refrigeración

γsan= Gasto relativo sangrado para servicio de la aeronave

γR = Gasto másico relativo

19

INTRODUCCIÓN

Para la presentación de este proyecto de grado, se tuvo en cuenta la propuesta

de un concurso, presentado por parte de la AIAA (American Institute of

Aeronautics and Austronautics), en el cual se planteaba el diseño de un sistema

de propulsión para un Business Jet de ocho pasajeros y tripulación, que entrará en

servicio en el año 2010.

En esta propuesta, se hablaba de diseñar un motor completo, que no

necesariamente será nuestro alcance, ya que la misión para este proyecto en

particular se basará en el diseño preliminar de un compresor para un motor

turbofan, dejando cabida para futuros proyectos acerca de este mismo motor. Para

muchos, la industria aeroespacial, y en especial la de diseño de motores, es el

mayor logro conseguido por la humanidad en el tema de ingeniería.

El desarrollo de los motores turbofan usados hoy en día, tiene por ventaja, hacer

que la mayor parte del aire que atraviesa el motor pase por un fan o compresor,

para logra así, una reducción en el consumo de combustible, un bajo nivel de

ruido, y generar unas velocidades mucho más altas, proporcionales al empuje.

El sistema de propulsión planteado por parte de la AIAA, incluye dentro de su

misión el manejo de velocidades supersónicas, lo que se tendrá en cuenta, para

garantizar mejores características de desempeño en vuelo crucero como lo es el

uso de low bypass.

20

1. TITULO

DISEÑO PRELIMINAR DE UN COMPRESOR PARA UN MOTOR TURBOFAN

1.1. PLANTEAMIENTO DEL PROBLEMA

1.2. ANTECEDENTES

En la industria de motores y en especial los de uso aeronáutico, el compresor axial

es ampliamente usado ya que consigue reducir el peso, el área frontal y las

emisiones de ruido en los ductos de escape, de igual forma favorecen el aumento

de la relación de compresión y eficiencia del motor.

El compresor esta compuesto por un número de etapas, que a su vez consisten en

una corona móvil y una fija (Rotor-estator). En la corona móvil se le imprime al

fluido una cantidad de movimiento, que se ve reflejado en el aumento de la

velocidad y la presión total, la corona fija actúa como difusor, recobrando la

presión total del fluido y disminuyendo la velocidad.

Este tipo de diseño, tienen una dificultad, presentada en el entorchamiento de los

álabes, ya que sus ángulos de desviación, deben ser inferiores a 45º, para

mantener el rendimiento.1

1 Compresores Axiales (TG), en: http://personales.ya.com/universal/TermoWeb/Turbinas/Gas/PDFs/6-Turbinasgas.pdf

21

Con respecto al grado de reacción por escalonamiento se tienen:

Escalonamiento simétrico σ =0.5 Escalonamiento sin rotación 0.5 < σ < 1 Escalonamiento contrarrotación σ > 1

Por conveniencia del diseño a realizar, se ha escogido el escalonamiento simétrico

teniendo como ventaja el uso del mismo perfil para el estator que para el rotor. Lo

anterior es un punto clave a la hora de realizar los cálculos y si fuese el caso

también construir el escalonamiento.

De este grado de reacción se puede decir que el trabajo estará repartido entre el

conjunto estator-rotor.

La industria también ha conseguido relaciones de compresión muy elevadas,

disminuyendo así la dimensión axial de la máquina al reducirse el número de

etapas; con estas nuevas relaciones se pueden obtener grandes caudales, pero

con rendimientos bajos, a causa de la pérdida de presión total, que tiene lugar a

través de la onda de choque.

El diseño de un compresor supersónico es delicado por las pérdidas y

desprendimientos de la corriente asociadas con la onda de choque.

Hay tres formas de diseñar un escalonamiento supersónico del compresor:

a) Corona móvil supersónica y corona fija subsónica

b) Corona móvil subsónica y corona fija supersónica

c) Corona móvil y fija supersónicas.

Los motores citados a continuación fueron escogidos, por dos razones: en primer

lugar el concurso de diseño propone basarse en unas tablas de comportamiento

de flujo dependiendo la altura para los dos primeros motores y en un segundo

lugar, teniendo en cuenta los requerimientos de este diseño, fueron escogidos los

22

demás motores, para crear una línea base y obtener unos lineamientos iniciales

para el diseño del compresor. Para el diseño preliminar del compresor, se utilizara como referencia los motores

citados a continuación:

• CF 34

• CFM 56-3B2

• OLYMPUS 593

• AS 907

• CFE 738-1

• CF-34

• PW306A

Para el diseño se tendrá en cuenta: teoría del diseño de compresores axiales,

teoría de motores a reacción, sistemas de propulsión entre los que se pueden citar

autores como: Fletcher, Saravanamuttoo, Steckin, Oñate y Mattingly

principalmente, además de diferentes tipos de documentos que se han encontrado

durante el avance del diseño, donde se proponen diferentes métodos para

determinar un perfil alar, un grado de reacción, una escogencia del perfil,

establecimiento de parámetros iniciales para el diseño, trazo de los triángulos de

velocidad, eficiencia por escalonamiento, parámetros indispensables para este

diseño.

Lo citado anteriormente son pautas encontrados en la industria, probadas y

patentadas para hacer aplicados por otras personas, a la hora de efectuar un

diseño, estos autores muestran una gama de posibilidades para llevar a buen

término el diseño, en donde la conveniencia y criterio del diseñador es la clave

para desarrollar su propio diseño.

23

1.3. DESCRIPCIÓN Y FORMULACIÓN DEL PROBLEMA

¿Cuales son las dimensiones y ajustes geométricos en el diseño preliminar de un

compresor para un motor turbofan que cumpla con los requisitos de operación

exigidos?

Se requiere diseñar un compresor que opere dentro unos parámetros específicos

de aumento de presión, aumento de temperatura, flujo másico, velocidad, RPM,

consumo especifico de combustible, relación de compresión y grado de reacción,

con el fin de suministrar una velocidad de flujo adecuado a la entrada de la cámara

de combustión para garantizar un buen funcionamiento de esta y del conjunto

motor de ahí en adelante.

El deseo de implementar este tipo de diseño, es ofrecer una alternativa a los

Business Jet usados actualmente por la aviación civil, brindando un motor con las

características aptas de satisfacer las necesidades de autonomía, operación y

velocidad crucero que permita a los ejecutivos de hoy reducir el tiempo en sus

viajes.

1.4 JUSTIFICACION

Con el animo de hacer un aporte investigativo y tecnológico al sector aeronáutico y

a la Universidad de San Buenaventura, este trabajo de grado busca diseñar un

compresor que cumpla con los requerimientos de todo el conjunto motor para ser

implementado en un Business Jet, que tiene planeado salir al mercado

aeronáutico hacia el año 2010, por una empresa americana.

El beneficio que representa el desarrollo de este proyecto, es brindar un nuevo

diseño, que sirva como base académica para nuevas investigaciones y mejoras en

todo los campos relacionados con el diseño y en especial al motor Turbofan, ya

24

que en nuestro país este tipo de diseño no se ha desarrollado; motivo por el cual,

vemos la necesidad de investigar y diseñar un compresor aplicado al tipo de

misión de esta aeronave; además de ser una necesidad mundial.

Con este trabajo de grado se busca obtener un desarrollo ingenieril, basado en los

conocimiento adquiridos durante este proceso.

1.5 OBJETIVOS

1.5.1 Objetivo General Diseño preliminar de un compresor de alta para un motor

turbofan

1.5.2 Objetivo Específico La aplicación de este diseño preliminar del compresor

será aplicado en un motor turbofan para un business jet.

1. Determinar que tipo de compresor a diseñar, el cual cumpla con los

parámetros de la misión.

2. Determinar la relación de compresión, para cumplir nuestra misión.

3. Determinar las revoluciones por minuto del compresor, para los diferentes

regímenes de vuelo y parámetros de ralentí.

4. Establecer el sentido de giro ideal del compresor.

25

5. Determinar la cantidad de etapas del compresor y número de palas por

etapa.

6. Determinar el ángulo de doblaje (Twist) del compresor.

7. Determinar la tolerancia radial, entre carcaza - rotor.

8. Determinar el Tickness ratio.

9. Calcular y determinar el mapa del compresor manejado para cada régimen

de vuelo del compresor.

10. Aplicar los cálculos termogasodinámicos al diseño del compresor de un

motor Turbofan.

11. Asegurar la velocidad de salida del compresor a la cámara de combustión.

12. Determinar el material para la fabricación del compresor.

1.6 ALCANCE Y LIMITACION

1.6.1 Alcance Exponer un tipo de diseño preliminar de un compresor para un

motor Turbofan, según la solución ingenieril planteada en la tesis.

1.6.2 Limitación

• El Diseño solamente estará enfocado en el compresor

26

• No se realizara el modelamiento del compresor por falta de asesoria en el

software

• No se realizaran pruebas del método de la cascada por ausencia de un

túnel de viento de velocidades superiores a 200 m/s

• Diseño netamente experimental por ausencia de datos de motores con

similares características al propuesto

27

2. MARCO REFERENCIAL

2.1. MARCO CONCEPTUAL

Ángulo de desviación: es el ángulo de salida del flujo menos el ángulo de salida del álabe.

Ángulo de incidencia: El ángulo de entrada del flujo menos el ángulo de entrada al álabe.

Ángulo de torcedura (twist): El efecto de aplicar un esfuerzo de torsión externo a un eje, es una deformación o torcedura que se obtiene al tensionar el material. La

deformación del eje que resulta se conoce como el ángulo de torcedura de un

extremo del eje con respecto al otro.

Compresor: Es la parte del motor que tiene como función elevar la presión del aire que ha entrado en el motor; siendo esta la parte encargada de comprimir el

aire de entrada al motor y enviarlo a la cámara de combustión de forma uniforme

En el compresor axial, el flujo de aire es paralelo al eje de rotación y no cambia de

sentido como en el centrífugo de flujo radial. La carga por etapa del axial es

mucho menor (menos de la mitad) que la de un tipo centrifugo, por ello, la mayor

parte de los axiales son de cierto numero de etapas en serie.

Cada etapa consta de álabes rotatorios y fijos, formados por perfiles

aerodinámicos de mayor a menor espesor, en donde el aire a través de cada

etapa es más comprimido.

28

En el compresor ocurre un proceso de difusión, que permite obtener un aumento

de presión gracias a la velocidad del aire, de forma que se va proyectando a

través de cada etapa del compresor aumentando la presión del aire.

Consumo de combustible específico debido al empuje (TSFC): Se define el consumo específico de combustible debido al empuje como la masa de

combustible agregada por unidad de tiempo, dividido por el empuje producido por

el motor.

Consumo específico de combustible: Masa de combustible consumida por unidad salida de trabajo.

Empuje: Es una de las cuatro fuerzas aerodinámicas que actúa en una aeronave en vuelo. Es la fuerza mecánica generada por los motores, al mover la aeronave a

través del aire.

El empuje es utilizado para superar la fricción de una aeronave, mediante el

sistema de propulsión de los motores de esta.

El sistema de propulsión de una aeronave debe realizar dos funciones

importantes:

• El motor debe proporcionar la fuerza suficiente para nivelar la fricción de la

aeronave, mientras el consumo de combustible sea lo más bajo posible.

• Durante el despegue y las diferentes maniobras, el motor deberá

proporcionar el empuje adicional para acelerar la aeronave.

El empuje es un vector que tiene magnitud y dirección. El motor funciona en el gas

y acelera el gas hacia la parte trasera del motor; el empuje se genera en dirección

opuesta al gas acelerado.

29

La magnitud del empuje depende de la cantidad de gas que se acelere y la

diferencia en la velocidad del gas a través del motor.

Empuje específico: Se define el empuje específico como el empuje producido cuando una unidad de masa de aire por unidad de tiempo entra en la turbina.

Entalpía: Es la cantidad de calor, a presión constante, que puede intercambiar con su entorno. Por ejemplo, en una reacción química a presión constante, el

cambio de entalpía del sistema es el calor absorbido o desprendido en la reacción.

En un cambio de fase, por ejemplo de líquido a gas, el cambio de entalpía del

sistema es el calor latente, en este caso el de vaporización. En un simple cambio

de temperatura, el cambio de entalpía por cada grado de variación corresponde a

la capacidad calorífica del sistema a presión constante.

Entropía: Es una característica de una sustancia definida en términos de otras características. En un proceso adiabático, el aumento de la entropía indica la

magnitud de las pérdidas ocurridas.

Estator: Parte inmóvil de un motor que normalmente define la trayectoria del flujo.

Grado de reacción: Es el porcentaje de aumento de presión en la etapa, que puede tomar valores entre 0 y mayores a 1.

Un bajo grado de reacción indica que el aumento de presión estática es mayor en

el estator que en rotor. Inversamente, un elevado grado de reacción indica que el

aumento de presión estática es mayor en el rotor que en el estator. 2

Si el grado de reacción es 0,5, la mitad del aumento de la presión ocurre en las

aspas del rotor, y las de la segunda mitad en las del estator.

Isentrópico: Un flujo isentrópico, es un flujo que es adiabático y reversible, ninguna energía se agrega al flujo, y ninguna pérdida de energía ocurre debido a 2 OÑATE Esteban. Turborreactores, teoría, sistemas y propulsión de aviones. Madrid: Aeronáutica sumas, 1981, p. 156.

30

la fricción o a los efectos disipantes. Para un flujo isentrópico de un gas perfecto

varias relaciones se pueden derivar para definir la presión, densidad y temperatura

a lo largo de una línea aerodinámica.

En termodinámica, un proceso isentrópico (combinación de la palabra griega "iso"

- igual - y "entropía") es aquel en el que la entropía del fluido que forma el sistema

permanece constante.

Mapa del compresor: Es la representación gráfica de las características de trabajo para un determinado compresor. Estas características del posible

funcionamiento, se representa bajo un diagrama en función de la relación de

compresión vs gasto de aire, el mapa del compresor puede ser válido para

cualquier altitud de vuelo

Para la implementación de esta grafica deberán adoptarse las llamadas

magnitudes equivalentes, a la hora de determinar: flujo másico, relación de

compresión y las RPM.

Número de Mach: Se define como el cociente entre la velocidad de un objeto y la velocidad del sonido en el medio en que se mueve dicho objeto. Dicha relación

puede expresarse según la ecuación:

sVVMa =

El número de mach es una magnitud adimensional, típicamente usada para

describir la velocidad de los aviones. Mach 1 equivale a la velocidad del sonido,

Mach 2 es dos veces la velocidad del sonido y así sucesivamente.

La utilidad del reside en que permite expresar la velocidad de un objeto no de

forma absoluta en Km./h o m/s, sino tomando como referencia la velocidad del

sonido, algo interesante desde el momento en que la velocidad del sonido cambia

dependiendo de las condiciones de la atmósfera.

31

Normalmente, las velocidades de vuelo se clasifican según su número de Mach

en:

• Subsónico M < 0,7

• Transónico 0,7 < M < 1,2

• Supersónico 1,2 < M < 5

• Hipersónico M > 5

La importancia del número de Mach en la mecánica de fluidos, reside en que

compara la velocidad del móvil con la velocidad del sonido, la cual coincide con la

velocidad máxima de las perturbaciones mecánicas en el fluido.

Proceso adiabático: En termodinámica se designa proceso adiabático aquel sistema que (generalmente, un fluido que realiza un trabajo) no intercambia calor

con su entorno. Un proceso adiabático que es además reversible se conoce como

proceso isentrópico. El extremo opuesto, en el que tiene lugar la máxima

transferencia de calor, causando que la temperatura permanezca constante, se

denomina como proceso isotérmico. Ver Fig. 1

El término adiabático hace referencia a elementos que impiden la transferencia de

calor con el entorno. Una pared aislada se aproxima bastante a un límite

adiabático.

Proceso politrópico: Un proceso de expansión y compresión de gases donde la presión y el volumen se relacionen, como sucede a menudo, mediante la

ecuación:

PVn = C,

Donde n y C son constantes, se denomina proceso politrópico, así pues el producto de la presión y la enésima potencia del volumen es una constante.

32

Fig. 1. Proceso adiabático

Raíz: Es la sección del álabe del compresor que lo une a su plataforma del montaje. Las secciones de la raíz del álabe rotor están normalmente en el cubo, y

la raíz del álabe estator en la corona.

Rata Bypass: En un motor turbofan la rata de bypass es la cantidad de aire que pasa alrededor del motor comparado con la cantidad de aire que entra al

compresor.

En la Fig.2 se indica como bypass, al aire que pasa alrededor del motor y el

intake, como la toma de entrada del compresor que deja pasar la cantidad de aire

necesaria para ser comprimido y aportar al proceso de combustión la cantidad

necesaria de aire.

La rata de bypass en los motores turbofan esta dividida en low-bypass y high-

bypass.

Generalmente los high-bypass tienen relaciones superiores a 3.5 < 4.0 y los low-

bypass 0.2 < 3.5; este último es usado en aviones que requieren una mayor

velocidad.

Proceso adiabático

Área de trabajo

Isobaras

33

La rata de bypass es conocida como la relación entre el flujo secundario / flujo

primario.

Estos nuevos motores tienen una mayor eficiencia en el consumo de combustible

y una combustión mucho más limpia porque el empuje es creado por el fan en

lugar de la turbina.

Fig. 2. Diagrama bypass

Motor ---------------- | bypass (Derivación del flujo secundario) F|--------------------- A| intake (Ducto de flujo primario) N| |--------------------- | bypass (Derivación del flujo secundario)

---------------- Relación de compresión: El aire llega al compresor procedente del difusor de entrada con una presión y temperatura total que dependen del número de Mach

de vuelo y las condiciones ambientales. Entre las estaciones 1 y 2 del motor, se

efectúa el proceso de compresión. La relación de compresión es el cociente entre

presiones totales del aire a la salida y entrada del compresor:

t

t

PP

1

2=π

Durante este proceso aumenta la temperatura y presión del aire. El incremento de

temperatura depende de la relación de compresión y será mayor cuanto menor es

el rendimiento del compresor, puesto que las pérdidas energéticas aparecen en

forma de calor, que se transmite al fluido. La presión de salida del aire dependerá

de la relación de compresión, que se encuentra en función del régimen del motor.

34

La presión de salida puede oscilar entre π= 25-453

Relación de aspecto: La relación de aspecto es definida como la altura dividida por la cuerda del álabe o vena. Ambas cuerdas (axial y cuerda verdadera) son

usadas. Donde las características de peso son importantes para altas relaciones

de aspecto que son deseables pero a expensas de un margen de pérdida reducido

y más alabes, por consiguiente un costo más alto. Los valores típicos de diseño

son 1.5 – 3.5, basados en la cuerda axial, los valores bajos serán prevaleciente

para consideraciones de compresores de alta presión y su peso. Típicamente el

hueco se determina a 20% de la cuerda del lado de presión.

Relación hub tip: Es la relación de los radios del hub y la punta. A altos valores de relación de hub y tip, la tolerancia en la punta se vuelve un porcentaje

significativo de la altura del alabe. A bajos valores de relación de hub y tip en

esfuerzos del alabe y disco se vuelve prohibitivo y el flujo secundario se vuelve

mas fuerte. Para balancear estos dos efectos de relación de hub y tip este debe

acercarse a 0.65 en la primera etapa. Para etapas posteriores, en relación a

compresor de alta presión los valores deben ser tan altos como 0.92. Relación paso/cuerda: El número de Haller y el factor de difusión permanecen dentro de valores limitantes, previenen la excesiva pérdida de presión causada por

la difusión del flujo y el potencial de separación. El número de Haller es

simplemente la relación de la fila de salida a la velocidad de entrada, y deberá

permanecer por encima de 0.72. El factor de difusión es mas elaborada, y es una

reflexión empírica del efecto del espaciamiento entre alabes (paso/cuerda) en el

pico de velocidad de la superficie del álabe. El valor máximo limitante es 0.6 para

la línea de paso, o 0.4 para secciones de la punta del rotor.

3 Ibid., p. 65.

35

Rotor: Es la parte rotativa del motor y se compone por un disco y/o tambor y los álabes rotores.

Turbofan: El motor turbofan está compuesto por una unidad generadora de gases en la cual una parte de la energía disponible es empleada para mover el

compresor y proporcionar empuje (similar a un turbojet) y otra parte es empleada

para mover un fan o ventilador (similar a un turboprop), normalmente ubicado en

frente del compresor y cuya función es proporcionar empuje mediante la

aceleración de una masa de aire.

El turbofan tiene un gran abanico (Fan) en la parte delantera de la turbina el cual

esta directamente conectado con la etapa de turbinas, la cual lo hace girar. La

gran ventaja de este diseño es que éste puede acelerar un mayor volumen de aire

que el turbojet sin tener que quemar más cantidad de combustible en el proceso,

ya que no todo el aire que genera el fan va a la cámara de combustión para ser

quemado, sino que es dirigido alrededor y en el exterior de la turbina, el cual

genera una cantidad considerable de empuje de aire frío, debido en gran parte al

diseño avanzado del fan.

Es notable que, dependiendo de la altitud y las condiciones de vuelo, éste sea

capaz de lograr hasta un 25% de ahorro de combustible comparado con un

turbojet. Aparte de su gran eficiencia y economía, los turbofan son también los

motores más silenciosos de la industria, esto debido a que el flujo de aire frío que

genera el fan en la parte posterior del motor, está envolviendo el chorro de aire

caliente que escapa de la tobera de gases, y por la diferencia de densidad (Aire

frío más denso, caliente menos denso) lo que ayuda a disiparlo de forma menos

violenta.

Velocidad en el borde y velocidad en la punta: La velocidad en el borde es principalmente contenida por las limitaciones de esfuerzo del disco y es

usualmente la mayor preocupación para etapas traseras donde este estará a su

36

máximo valor. La velocidad en la punta impacta ambos el alabe y el esfuerzo en el

disco. Frecuentemente los límites del compresor no son un factor importante de la

selección de la velocidad rotacional, como si lo son los requerimientos de turbina.

Los límites dependen la geometría, el material y la temperatura; para compresores

de baja presión hechos en titanio la velocidad en el borde será tan alta como 350

m/s, y la velocidad en la punta mucho mayor a 500 m/s. Para etapas posteriores

de alta presión, es requerido que sean discos de aleación de níquel, que permitan

velocidades en el borde de 350 m/s, y velocidades en la punta de 400 m/s con

alabes de titanio.

2.2 MARCO TEORICO

En los últimos 50 años se han producido avances extraordinarios en el desarrollo

de los motores a reacción en los campos de la tecnología, el diseño y la

fabricación. No sólo se han empleado en la industria aeronáutica sino que han

contribuido al avance de otras industrias. El diseño de turbinas a gas sigue siendo

hoy en día la cabeza de la tecnología más avanzada en los aspectos mecánicos,

aerodinámicos, de materiales, de recubrimientos cerámicos, de producción y

fabricación.

Para muchos, la industria aeroespacial, y la de diseño de motores en particular,

sigue siendo la más representativa y uno de los mayores logros conseguidos por

la humanidad en el tema de la ingeniería.

Los motores de turbina para aviación son el sistema de propulsión empleado hoy

en día en casi todas las aeronaves comerciales modernas y la mayoría de las

aeronaves corporativas por sus grandes beneficios.

Los motores de turbina no solo han mostrado sus grandes beneficios, si no que

sus aplicaciones se han extendido a aeronaves de propulsión a chorro, aeronaves

37

de hélice y helicópteros, para lo cual se han construido varios tipos de motores de

turbina clasificados generalmente como: turbojet, turboprop, turbofan y turboshaft.

A pesar de las diferencias que caracterizan a cada tipo de motor, todos tienen en

común un mismo “núcleo” conocido como la unidad generadora de gases

conformada por el compresor, la cámara de combustión y la turbina.

Los diferentes tipos de motores de turbina para aviación mencionados

anteriormente, son modificaciones o adiciones hechas a la sección generadora de

gases.

Turbofan

El turbofan tiene varias ventajas frente a estos dos tipos de motores ya que se

consideran una mezcla entre el concepto de un motor turbojet y el concepto de un

motor turboprop

El fan no es tan grande como la hélice de un turboprop, por lo que la velocidad

alcanzada por la punta de las palas del fan no es tan alta. El fan es más pequeño

que la hélice de un turboprop, pero es capaz de aspirar mucho más aire. Siendo

su función principal proporcionar empuje mediante la aceleración de una masa de

aire.

Al igual que el turboprop, el turbofan consume menos combustible. El fan se

encuentra dentro de la cubierta del motor, lo cual permite que la aerodinámica se

pueda controlar mejor. A velocidades más altas, la separación del flujo es menor, y

la formación de ondas de choque es menos problemática. Este motor puede ser

utilizado para volar a velocidades transónicas que alcancen Mach 0.9.

El motor turbofan, es idéntico al turbojet excepto en una gran diferencia: El

turbofan tiene un gran abanico (Fan) en la parte delantera de la turbina el cual esta

directamente conectado con la etapa de turbina, la cual lo hace girar. La gran

ventaja de este diseño es que éste puede acelerar un mayor volumen de aire que

el turbojet sin tener que quemar más cantidad de combustible en el proceso, ya

38

que no todo el aire que genera el fan va a la cámara de combustión para ser

quemado, sino que es dirigido alrededor y en el exterior de la turbina, el cual

genera una cantidad considerable de empuje de aire frío, debido en gran parte al

diseño avanzado del fan.

El turbofan es el motor preferido de los aviones comerciales que vuelan a

velocidades subsónicas altas.

Aunque es posible usar dispositivos de postcombustión (post-quemadores) en una

o en ambas corrientes de aire, una pequeña cantidad de empuje adicional viene

acompañada de un enorme aumento en el consumo de combustible. El costo es

tan alto, de hecho, que es muy raro que un turbofan tenga post quemadores. Sin

embargo los motores turbofan que se encuentran equipados con dispositivos para

realizar la postcombustión, podrán entonces cruzar eficientemente la velocidad del

sonido, se sobre entiende, que el aire que entra al motor deberá viajar a una

menor velocidad que la del sonido para garantizar una eficiencia.

Hay un interés económico en desarrollar transporte supersónico comercial,

ambientalmente aceptable para comenzar la operación en los primeros años del

siglo XXI.

Los motores atractivos entonces se analizan para las 5000 millas náuticas, toda la

misión supersónica para determinar los pesos brutos del avión. Los efectos del

ruido del despegue, emisiones y las altitudes supersónicas obligadas en el

trayecto también se evalúan.

Entre las ventajas de los motores turbofan está su bajo nivel de ruido, resultado de

su derivación y del efecto de escudo proporcionado por el conducto de aire del fan

está envolviendo el chorro de aire caliente que escapa de la tobera de gases, y

por la diferencia de densidad (Aire frío más denso, caliente menos denso) lo que

ayuda a disiparlo de forma menos violenta. Además, dicho conducto proporciona

una protección adicional contra una posible rotura de álabes.

39

El consumo también se ha reducido significativamente con el desarrollo de los

motores turbofan, en lo que la mayor parte del aire que atraviesa el motor se hace

pasar por un fan y no por el núcleo del motor. Para reducir el consumo es

necesario aumentar la relación de derivación y, por ello, los motores de aviación

tienen un diámetro mayor.

Este tipo de motor es el más usado hoy día; se identifica en los aviones porque la

parte frontal de los mismos ocupan una gran área.

Fig. 3 Motor de doble flujo4

A. Fan D. Turbina B. Compresor Axial E. Conducto del flujo Secundario C. Cámara de Combustión F. Conducto del flujo primario

Fuente: Oñate

El motor de doble flujo tiene una gran ventaja a velocidades de vuelo medias y

elevadas, por la posibilidad de aumentar considerablemente el empuje, gracias a

una combustión suplementaria en el flujo secundario (fan), que lo hace eficiente a

velocidades supersónicas de vuelo.5

4 OÑATE Esteban. Turborreactores, teoría, sistemas y propulsión de aviones. Madrid: Aeronáutica sumas, 1981, p.42. 5 STECKIN B.S., Teoría de los motores de reacción, procesos y características. Madrid, Editorial Dossat S.A., 1961, p. 11.

40

Compresores de flujo axial.

En este tipo de compresores, el flujo del gas es paralelo al eje del compresor y no

cambia de sentido como en los centrífugos de flujo radial. La velocidad radial es

nula puesto que el radio de la salida y entrada del rotor es de iguales dimensiones.

La carga por etapa del axial es mucho menor (menos de la mitad) que la de un

tipo centrifugo, por ello, la mayor parte de los axiales son de cierto numero de

etapas en serie.

El compresor axial esta constituido por dos conjuntos principales, uno de ellos de

varios discos con álabes, que están unidos al eje del motor. Este conjunto se llama

rotor del compresor. Otro conjunto lo forman sucesivos anillos de álabes, que

están unidos a la carcasa del motor. Este conjunto de álabes estacionarios se

llama estator del compresor. A un disco de álabes móviles le sigue un anillo de

álabes fijos.

Se llama etapa del compresor, al subconjunto formado por un disco de álabes

móviles y una corona de álabes fijos.

Cada corona de álabes fijos juega el papel de difusor para el rotor precedente y de

distribuidor para el siguiente.

El porcentaje de compresión por etapa es sensiblemente más bajo que el

correspondiente a un compresor centrífugo. Con una velocidad circunferencial de

200 a 250 m/s se puede obtener, para el aire, una relación de compresión de 1,08

por rotor, aproximadamente.

Los álabes que se utilizan en las sucesivas etapas del compresor axial están

formados por perfiles aerodinámicos, de mayor o menor espesor, según el

movimiento que se desarrolle sobre ellos, ya sea subsónico o supersónico. Tal

movimiento crea una zona de baja presión en el lado convexo de cada uno de

ellos (lado de succión del perfil), y una zona de alta presión en el lado cóncavo

41

(lado presión). Los álabes pueden ser ubicados en el compresor como se muestra

en la figura.

Fig. 4 Disposición de los álabes

Rotor Estator Rotor

Fuente: Oñate

El aire, al pasar por los álabes, experimenta un fuerte aumento de velocidad sobre

la parte convexa inicial del perfil, para reducirse luego, cuando prosigue el

movimiento hacia el borde de salida. Allí ocurre un proceso de difusión, que

permite obtener un aumento de presión a costa de velocidad de la corriente. Este

proceso, que se desarrolla a lo largo de todas las etapas de compresión, va

aumentando la presión del aire. 6

Por lo tanto, en el rotor aumentan la velocidad y la presión total y en el estator

disminuye la velocidad, aumenta la presión total y disminuye la presión dinámica. 6 OÑATE Esteban. Turborreactores, teoría, sistemas y propulsión de aviones. Madrid: Aeronáutica sumas, 1981, p. 143.

Alta presión

Baja presión

Alta presión

Baja presión

Alta presión

42

El aire va pasando del rotor al estator y así sucesivamente, aumentando la energía

del gasto másico de aire para que llegue a la cámara de combustión en cantidad y

presión adecuada.

De igual forma la temperatura aumenta al aumentar la presión, debido a que la

energía mecánica se convierte en calor.

En el conducto de paso que forman las paredes del compresor, el aumento de

presión que experimenta el aire afecta tanto la geometría del conducto como a la

componente de velocidad del aire en la dirección del eje del motor.

El gasto de aire y la relación de compresión vienen impuestos por el diseñador del

motor, de modo que la velocidad axial y la sección de paso deberán acomodarse a

estas exigencias. Aunque la velocidad axial suele ir disminuyendo desde la

entrada hasta la salida del compresor, el aumento de la densidad del aire implica

en todo caso un estrechamente del conducto de paso.

Fig. 5. Diagrama del compresor

Fuente: Paul Fletcher

Alabes Estator Alabes rotor

Fan

Eje principal de turbina

43

Procedimiento de diseño de un compresor

Toma de aire.

El motor debe estar comunicado con la superficie exterior del avión. Mediante una

sección de admisión de aire llamada difusor o toma de aire. Con ejes de referencia

ligados al motor, la velocidad de la corriente de aire que incide en la toma coincide

con la del vuelo. Al nivel del mar y con Mach 2.2., la temperatura total del aire

alcanza unos 566.78 K.

Con el constante aumento de la velocidad de vuelo, surge el concepto de un

difusor de entrada que sea capaz de reducir la elevada velocidad que posee la

corriente que va a admitir el compresor, hasta un valor que se encuentre dentro de

las posibilidades de los compresores actuales en donde la velocidad axial es

subsónica. Los difusores supersónicos se caracterizan por su capacidad de

efectuar este proceso, puesto que su función es, comprimir el flujo de corriente

supersónico, y efectuar más tarde la difusión subsónica.

Según estas características de trabajo, las tomas de aire supersónico se dividen

en tres:

1. Toma de compresión externa

2. Toma de compresión externa-interna (mixta)

3. Toma de compresión interna

Para efectos de diseño se propone una toma mixta, donde parte de la compresión

supersónica se efectúa en el núcleo saliente y el resto dentro de la toma. Por tal

motivo, este tipo de difusor presenta dentro del conducto de paso una o más

ondas de choque oblicuas, y otra normal, débil. Su principal ventaja es la

44

reducción de la resistencia aerodinámica y ángulos menos acusados que en una

compresión externa.7

Fig.6 Toma de compresión externa-interna

Fuente: Oñate

Puesto que la corriente de aire no será la misma, la sección de paso debe

modificarse con la velocidad del vuelo y al régimen de funcionamiento del motor.

Es decir un sistema de geometría variable. Es conveniente tener en cuenta que el

difusor debe ser convergente por dos razones, la primera extraer la capa limite, la

segunda desacelerar el flujo de entrada a una velocidad tal que cumpla con las

condiciones de entrada al fan y así mismo al compresor, en donde se manejan

velocidades subsónicas.

Fig.7. Toma de aire supersónica

Fuente: Oñate

7 Ibid., p. 120.

Área de captura

Área de garganta

Compresión externa

Compresión interna

45

Diseño del compresor axial

Todas las hileras rotativas están unidas en un conjunto rotativo; todas las hileras

estacionarias están ensambladas en un conjunto estacionario. El rotor usualmente

consiste de álabes los cuales están localizados en el tambor o disco, donde

soportes delanteros, traseros y los rodamientos principales son localizados.

Los estatores están unidos a una carcaza circular, que esta unida a la carcaza del

compresor.8

Cada etapa consta de alabes rotativos y fijos. En un diseño de reacción de 50 %,

la mitad del aumento de la presión ocurre en los álabes del rotor, y las de la

segunda mitad en las del estator.

Posicionamiento del álabe Los álabes forman una cascada anular en la rueda del comprensor. El alabe mas

simple consiste de un perfil y una raíz, la cual une el alabe al disco o tambor. La

superficie del perfil es convexa y cóncava y este tiene borde de ataque y borde de

salida. El diseño del perfil depende del tipo de etapa, subsónica, supersónica o

transónica.

Estructura del rotor

Es necesario para la localización de los álabes, la percepción de cargas las cuales

actúan en los álabes, y la transmisión del torque desde el conjunto rotativo de

turbina hasta los alabes de cada etapa. El rotor del compresor debe tener alta

dureza al curvamiento para disminuir el cambio de la tolerancia de la punta, y

reducir las perdidas de aire.

Tipos de unión entre los elementos principales del rotor. 8 DOROSHKO Sergey, Construction and strength of aircraft engines part I, Colombia: Editorial Bonaventuriana, 2006, p. 42.

46

• Tipo tambor

• Tipo Disco

• Tipo Tambor-disco

• Tipo combinado.

Rotor tipo disco-tambor, es el diseño comúnmente usado dado su alta velocidad

de rotación y dureza al curvamiento. En este tipo de construcción la fuerza

centrífuga de los alabes es absorbida por el disco y el torque pasa a las etapas de

compresor por las secciones de tambor.

La variante para la unión disco/tambor es un flanche con perno de unión, en este

caso el disco y secciones de tambor separadas están unidas por varios pernos.

Para incrementar la seguridad, los pernos de unión están usualmente fabricados

como pernos de interferencia (ajuste estrecho).

Estas secciones de unión están preliminarmente conectadas juntas y se perforan

orificios, luego los pernos son insertados en estos orificios con ajuste estrecho

estos pernos de ajuste estrecho proveen torque e incrementan la seguridad es

además un diseño redundante ya que las cargas son trasmitidas en dos sentidos:

primero, por los pernos de ajuste estrecho y luego por las fuerzas de fricción esta

variante de unión es ampliamente usada en el diseño de motores.9

Fig.8 Flanche con perno de unión 9 Ibid., p. 65.

47

1 y 3 Secciones del tambor 4 Tuerca

2 Disco 5 Tornillo

Fuente: Doroshko Estructura del estator

El estator del compresor consiste de venas (álabes guía), los cuales están

localizado en las carcazas y varios marcos, dentro de los cuales se encuentran los

soportes principales (rodamientos) del conjunto rotativo del compresor. Los

marcos son fabricados separadamente.

Las carcazas de las venas, proveen localización y aseguramiento de las venas del

compresor. Existen tres tipos similares de carcasas:

• Con desuniones longitudinales (flanches)

48

• Con desuniones laterales (conformado por las carcazas o los anillos

circulares)

• Sin desuniones (carcaza sólida)10

En el esquema del compresor se tendrá en cuenta el tercer tipo de diseño, que

consiste en una cubierta del compresor cilíndrico o cónico fabricado en acero de

hoja fina con flanches y refuerzos, que son soldados con autógena a la pared de la

cubierta.

Este diseño tiene una fuerza y una tiesura máxima, peso mínimo y se utiliza

generalmente para los compresores de alta presión.

Fig. 9 Carcaza sin desuniones

Fuente: Doroshko

La cubierta del compresor, que tiene una estructura de doble-pared tiene una

cubierta (aerodinámica) interna, que es formada por la cubierta externa de la

paleta, y una cubierta externa, que conecta la cámara de combustión con la

cubierta delantera de la paleta del compresor. La cubierta interna tiene una

estructura con los rebordes longitudinales o laterales; la cubierta externa, es

generalmente sólida. En este caso, en la cubierta interna se descargan las

fuerzas, que se pasan a la parte posterior es decir piezas delanteras del motor.11

10 Ibid., p. 72. 11 Ibid., p. 74.

49

Fig. 10 Carcaza del compresor y ensamble de las venas

Fuente: http://www.globalsecurity.org/military/library/policy/army/accp/al0993/le2.htm

La principal desventaja es el montaje del compresor ya que es más complicado

que los anteriores diseños por ser una pieza sólida. Sin embargo, su principal

ventaja es la disminución de peso y su tiesura.

Venas del estator

Las venas del estator incluyen secciones de perfiles inmóviles y varios elementos

para asegurarlos a las cubiertas de las venas. El diseño de las venas del estator

depende de varios factores y es diferente. El diseño depende del tipo de cubierta

de las venas y del método del montaje del rotor del compresor. Las venas hay

que asegurarlas a la cubierta directamente o indirectamente. Directamente, cada

vena o segmento de vena se ensambla generalmente a la cubierta del compresor.

Indirectamente, las venas se ensamblan inicialmente al montaje separado de la

vena, que entonces se asegura a la cubierta; las venas pueden estar en el marco.

50

En la configuración frame o marco las venas son ensambladas por los anillos

externos e internos (cubiertas). El tipo marco es más complicado pero la tiesura

del montaje de las venas es más grande. Dando la posibilidad de crear un sello

entre etapas.

Como en la unión rotor compresor, es necesario proporcionar la retención de las

venas en las direcciones axiales, tangenciales (circunferencial), y radiales, para el

caso, cada vena tiene una cubierta externa con los hombros, que se insertan en

las ranuras circulares de la cubierta del compresor. Estos elementos proporcionan

la retención axial y radial para las venas. La transmisión del esfuerzo de torsión de

las venas a la cubierta es hecha por los tornillos de presión o los retenedores

especiales, que están situados entre las mitades de cubierta.12

Fig. 11 Diseño de la vena marco del estator

1. Carcaza del compresor 4. Cubierta interna

2. Cubierta externa 5. Cubierta de las venas

3. Segmento externo de la vena

Fuente: Doroshko

12Ibid., p. 79.

51

Fig. 12 Unión del estator a la carcaza

Fig. 13 Unión del estator a la carcaza

Fig. 14 Unión del estator a la carcaza sin espaciamiento

52

Marcos de compresor

El marco del compresor, está usualmente localizado en las regiones de los

soportes principales (rodamientos o balineras) del rotor del compresor. En primera

instancia, son necesarios para la transmisión de cargas, las cuales actúan en los

soportes principales del rotor. Adicionalmente, estos componentes del motor crean

una base estructural estacionaria del motor y están unidas por la carcaza de las

venas del compresor. Los marcos del compresor se fabrican siempre por

separados de las venas de la cubierta del compresor. Su localización se clasifica

como adelante, intermedio, y cubierta del compresor posterior.

Los marcos anulares de la carcaza, los cuales no tienen ninguna desconexión

longitudinal, consisten en una pared externa y una pared interna, la cual esta

unida por soportes o venas. El alojamiento de los rodamientos del soporte

principal del compresor es usualmente localizado dentro del espacio interior del

marco y es conectado a la pared interior por un flanche o es ubicado dentro de

una caja interior. Los marcos son además clasificados como de fundición,

soldados y colapsables.

Los marcos fundidos son usados para carcazas frontales o intermedias donde la

temperatura del flujo de aire es baja. 13

Diseño de la carcasa del compresor Para llevar a buen termino el diseño de la carcasa en donde se logre una

disminución de altura del álabe en el sentido del flujo, la disminución del volumen

especifico con la compresión fue escogido, diámetro exterior dp constante, este

caso nos muestra una disminución constante de la altura del álabe a medida que

el diámetros db aumenta en el sentido de la compresión. Con este tipo de

13 Ibid., p. 82.

53

configuración se logra reducir el número de escalonamientos y obtener valores de

trabajos muchos más grandes por etapa.

Fig. 15 Geometría del Compresor Axial

Algunas de sus desventajas están relacionadas, a gastos pequeños y relaciones

de compresión muy altas, los álabes de las últimas etapas son muy cortos, lo que

interviene negativamente en el rendimiento del compresor.

Selección del perfil Para una buena selección del perfil se debe tener muy en claro su terminología:

1- La línea de cuerda es una línea recta que une el borde de ataque y el borde

de fuga del perfil.

2- La cuerda es la longitud de la línea anterior. Todas las dimensiones de los

perfiles se miden en términos de la cuerda.

3- La línea de curvatura media es la línea media entre el extradós y el

intradós.

4- Curvatura máxima es la distancia máxima entre la línea de curvatura media

y la línea de cuerda. La posición de la curvatura máxima es importante en la

determinación de las características aerodinámicas de un perfil.

54

5- Espesor máximo es la distancia máxima entre la superficie superior e

inferior (extradós e intradós). La localización del espesor máximo también

es importante.

6- Radio del borde de ataque es una medida del afilamiento del borde de

ataque. Puede variar desde 0, para perfiles supersónicos afilados, hasta un

2 por 100 (de la cuerda) para perfiles más bien achatados.

Variables geométricas en los perfiles

En la geometría de un perfil existen cuatro variables principales:

1- Configuración de la línea de curvatura media. Si esta línea coincide con la

línea de cuerda, el perfil es simétrico. En los perfiles simétricos la superficie

superior e inferior tiene la misma forma y equidistan de la línea de cuerda.

2- Espesor.

3- Localización del espesor máximo.

4- Radio del borde de ataque.

Clasificación de los perfiles

55

La mayor parte del desarrollo de perfiles en los Estados Unidos ha sido realizado a

partir de 1929 por el Comité Nacional de Aeronáutica (NACA), que fue precursor

de la Administración Nacional de la Aeronáutica y del Espacio (NASA). Las

primeras series estudiadas fueron las llamadas “de cuatro dígitos”. El primero de

los dígitos daba la curvatura en porcentaje de la cuerda; el segundo daba la

posición de la curvatura máxima en décimas de la cuerda y los dos últimos dígitos

el espesor máximo en porcentaje de la cuerda. Por ejemplo, un perfil NACA 2415

tiene la curvatura máxima del 2 % de la cuerda, situada en el punto del 40 % de la

cuerda (medido desde el borde de ataque) y con un espesor máximo del 15 % de

la cuerda. El perfil NACA 0012 es un perfil simétrico (de curvatura 0) y con un

espesor del 12 % de la cuerda.

El desarrollo posterior llevó a las series de cinco dígitos, “series 1”, y, con la

llegada de altas velocidades, los denominados de flujo laminar. Estos

corresponden a las “series 6 y 7” y resultan del desplazamiento hacia atrás del

punto de espesor máximo y la reducción del radio de borde de ataque. De este

diseño se obtiene dos resultados principales. En primer lugar se desplaza hacia

atrás el punto de presión mínima, aumentando con ello la distancia desde el borde

de ataque en la que existe flujo laminar y reduciendo la resistencia. En segundo

lugar, aumenta el número crítico de mach, permitiendo incrementar la velocidad

del avión sin la aparición de problemas de compresibilidad.

La escogencia del perfil fue definida gracias al método cartas Mellor.

El diseño preliminar de una etapa de fan y compresores es:

Suponemos que el diagrama de velocidad de etapa ha sido escogido por el

diámetro que nos ocupa. Si los radios de difusión W2/W1 y C1/C2 han sido

mantenidos por encima del limite de Haller por 0.71, aseguramos que la cascada

de alabes puede ser encontrada.

Selección de cascada de compresor axial para condiciones subsónicas:

56

El flujo de entrada y ángulos de salida para cada hilera de álabes podrían ser

especificadas en el diagrama de velocidad. Para secciones de alabes, conjunto de

compresores de flujo axial y fan, se puede seleccionar fácil y rápidamente sus

ángulos por medio de las cartas de Mellor-NACA, como sigue:

1. Marque en un papel de registro el orden y escalas de la carta Mellor, como

muestra la Fig. 16, muestra el flujo de entrada y ángulos de salida

deseados.

Fig. 16 Uso de las Cartas NACA-Mellor

Fuente: Korakianitis. Theodosios

Líneas constantes de incidencia

Ang

ulo

de fl

ujo

salid

a α e

x, gr

ados

Angulo de flujo de entrada αex, grados

Líneas constantes del ángulo de ajuste

Angulo de salida deseado

Angu

lo d

e en

trada

des

eado

57

2. Coloque la hoja correctamente alineada, sobre las cartas de datos para

cascada en series 65, registre la designación de cascada y el conjunto de

ángulos en donde incluye los ángulos deseados de pérdida positiva y

negativa.

Fig. 17 Cascada del Perfil NACA 65A012

Fuente: Korakianitis. Theodosios

3. Escoja el alabe más adecuado y seleccione el conjunto. Las curvas

muestran una relación de las pérdidas absolutas, no es posible seleccionar

α ex

α in

58

el álabe más eficiente en el conjunto de estos datos solo. La siguiente es

una regla general de diseño. A mínimas pérdidas para una hilera de álabes

en un compresor de flujo axial se tiene en cuenta la carga moderada

(condición típica del diámetro medio) y moderadas relación de hub-shroud

(sobre 0.6) usualmente dada por la selección del alabe sólido cercano a la

unidad y con aproximadamente cero incidencia actual. Secciones de cubo

(diámetro interior) tendrán más alta solidez y secciones de anillo tendrán

más baja solidez. La incidencia actual, i, se obtiene de la cuerda de

incidencia i*(ß1-λ) dada por la Fig. 16 a través de i=i-(ß1-λ) para el

coeficiente de sustentación teórico CL.tl.

Fig. 18 Relaciones del perfil

Fuente: Korakianitis. Theodosios

Coeficiente de sustentación teórico, CL

Serie NACA 65 Datos de cascada Tomados a este camber

)( exβλ −)( inβλ −

Angulo de Camber θ

)( inβλ −

)( exβλ −

Series 65

)( inβλ − )( exβλ −Circular ARC

59

El significado en la designación NACA de cascada es la siguiente: Los primeros

dos números indican la sección del perfil básico (en este caso las series 65). El

número intermedio compuesto por un dígito o dos es 10 veces el coeficiente de

sustentación teórico. El ángulo de curvatura corresponde a este coeficiente de

sustentación puede ser encontrado en la Fig. 18. El tercer número, usualmente 10

es el máximo espesor del perfil como porcentaje de la longitud de la cuerda, para

este caso el número fue 12. Entonces la solidez, c/s, el ángulo formado λ y la

incidencia de la cuerda ¡*, están dados como parámetros.

Las cartas NACA Mellor son casi constantes a través de la velocidad axial de la

hilera de los álabes donde los cambios de velocidad axial son más del 10%,

factores de corrección por desviación y pérdida deben aplicarse.

Para compresores multi-etapa de flujo axial con alta relación de presión, para

fanes que deban variar su posición de frente, esto no siempre es deseable ya que

la condición de punto de diseño sea seleccionada al pico de eficiencia (el cual

estará normalmente cerca de la pérdida positiva).

Consideraciones fuera del diseño pueden determinar puntos de diseño cercanos a

la pérdida negativa. Tales consideraciones se discutirán con relación al diseño de

cada etapa para compresores multi-etapa de flujo axial.14

Luego de analizar varias cartas NACA Mellor para perfiles series 65, conforme a

los ángulos de entrada y de salida obtenidos para las diferentes etapas del

compresor de flujo axial se establece que el perfil que mejor cumple con los

diferentes requisitos es el perfil NACA 65A012, su carta puede verse en la Fig. 17

Materiales

Alabes del compresor

El compresor pertenece a la llamada zona fría del motor, con temperatura

aproximada de 650ºC.

14 KORAKIANITIS. Theodosios y GORDON Wilson David, Design high efficiency turbomachinery and gas turbines, editorial: Prentice Hall, Inglaterra, segunda edición, 1998, p. 357.

60

Para la escogencia del material adecuado para ser usado en los álabes se debe

tener en cuenta:

• Ligereza de peso

• Resistencia a la fatiga

• Resistencia a la corrosión

• Resistencia al impacto y erosión

Las aleaciones de titanio son las más empleadas hoy en día en compresores y

fanes.

Un álabe debe poseer resistencia a la erosión, por partículas de polvo, hielo,

objetos metálicos, etc. que el compresor pueda ingerir.

El material escogido para los álabes de la primera etapa de compresión fue el

titanio, es relativamente peso ligero, es un material estructuralmente resistente a la

corrosión que se puede consolidar grandemente con la aleación y, en algunas de

sus aleaciones, por el tratamiento térmico.

Entre sus ventajas para los usos específicos esta: buen cociente de fuerza-peso,

baja densidad, coeficiente bajo de extensión termal, buena resistencia a la

corrosión, buena resistencia de la oxidación en las temperaturas intermedias,

buena dureza.

Las características materiales del titanio y sus aleaciones son determinadas

principalmente por su contenido y tratamiento térmico de la aleación, que son

influyentes en la determinación de las formas alotrópicas en las cuales este

material estará limitado. Bajo condiciones de equilibrio, el titanio puro tiene una

estructura de “alfa” hasta 1620ºF, sobre el cual se transforma a una estructura

“beta”. Las características inherentes de estas dos estructuras son absolutamente

diferentes. Con la aleación y tratamiento térmico, una o la otra o una combinación

61

de estas dos estructuras se puede hacer para existir en las temperaturas del

servicio, y las características del material varían por consiguiente.

La referencia del titanio escogido es, Ti-6Al-4V está disponible en una variedad de

formas del producto. Puede ser utilizado en recocido o en una solución tratada

más condiciones envejecidas (del STA) y es soldable. La gama de temperaturas

útil es a partir de -320 a 750 ºF. Para la dureza máxima, se debe utilizar Ti-6Al-4V

en las condiciones recocidas o a dos caras-recocidas mientras que para la fuerza

máxima, la condición del STA.

Consideraciones de fabricación de la aleación de Ti-6Al-4V, se puede forjar sobre

la temperatura beta usando procedimientos para promover material a alta dureza.

El material se acaba rutinariamente debajo de la temperatura beta del transus

para las buenas combinaciones de fabricabilidad de la fuerza, ductilidad, y dureza.

Consideraciones ambientales, Ti-6Al-4V puede soportar la exposición prolongada

a las temperaturas por encima de 750 ºF sin la pérdida de ductilidad. Su dureza en

la condición recocida es adecuada en las temperaturas por debajo de -320ºF. El

Ti-6Al-4V es resistente a la corrosión por tensión a su temperatura máxima de uso

dependiendo del tiempo de la exposición y de la tensión de la exposición.

El material es susceptible a la corrosión por tensión acuosa de la solución del

cloruro, pero se considera por tener buena resistencia a esta reacción comparada

con otras aleaciones de uso general.

Designación Forma MIL-T-9046 Hojas, tiras, y láminas

AMS 4911 Hojas, tiras, y láminas

Paras etapas restante de compresión el material seleccionado es Inconel 600, es

una aleación resistente al calor y a la corrosión por su base de níquel y es usada

62

para las piezas de baja-tensión que funcionan hasta 2000ºF. No es endurecible

excepto por el funcionamiento en frío y se utiliza generalmente en la condición

recocida. Inconel 600 está disponible en varias las formas.

Inconel 600 se forja fácilmente entre 1900 y 2250ºF; en trabajo “caliente-frío” entre

1200 y 1600ºF es dañino y debe ser evitado; el funcionamiento en frío por debajo

de 1200ºF da lugar a características mejoradas. Esta aleación se forma pero se

debe fácilmente recocer después de operaciones de formación severas.

La temperatura máxima de recocido es 1800ºF y si se dan los requisitos mínimos

de la fuerza a ser satisfechos constantemente. Inconel 600 es susceptible al

crecimiento rápido del grano en 1800ºF o más alto, y las exposiciones en estas

temperaturas deben ser breves si el tamaño de grano es grande.

Inconel 600 es algo difícil de trabajar a máquina debido a su dureza y capacidad

para endurecer; las herramientas de alta velocidad del acero o del cementar-

carburo deben ser utilizadas, y las herramientas se deben mantener agudas. La

resistencia de la oxidación de Inconel 600 es excelente hasta 200ºF en atmósferas

libres de sulfuro. Esta aleación está conforme a ataque en atmósferas con sulfuro.

Designación Forma Tratamiento AMS 5540 Lámina, hojas, y cinta Recocido

Discos del compresor

Estos deben poseer una elevada relación de resistencia a la tracción / peso

especifico, ductibilidad y resistencia a la fatiga.

Si el campo térmico situado entre 450-650ºC corresponde a una degradación de

características de las aleaciones de titanio, lo cual arroja a adoptar las costosas

aleaciones de níquel, como A-286, tanto en álabes como en discos.

El material del disco será el Inconel 600, usado en los álabes de las etapas

posteriores de compresión.

63

Unión de los álabes al disco o tambor

Las cargas producidas por los gases actúan en el álabe durante la operación del

motor, por tal motivo se hace necesario asegurar los alabes a un disco o tambor.

El álabe y el disco pueden ser fabricados como una sola pieza o pueden ser

fabricados separadamente el álabe del disco y luego unir el disco por soldadura.

Usualmente los álabes son fabricados separadamente y unidos al disco por

uniones especiales.

Tipos de raíz

• Ranuras longitudinales: Dovetail (cola de milano) y Fir tree.

• Ranuras circunferenciales

Las ranuras longitudinales son muy simples fabricar. Los alabes son instalados

dentro de una ranura del disco con una pequeña separación o estrechez. El

aumento de la raíz incrementa el ángulo, el número de álabes en el borde del

disco. Pero el número de álabes, que se pueden instalar en el disco, es limitado

puesto que la distancia entre las ranuras del disco se disminuye. 15

Dovetail:

15 DOROSHKO Sergey, Construction and strength of aircraft engines part I, Colombia: Editorial Bonaventuriana, 2006, p.54.

Final de alabe

Remache

64

Por su simplicidad para fabricar y fácil instalación se hará uso de este tipo de

unión en el compresor de flujo axial.

Fig. 19 Unión álabe disco

En esta figura se puede ver un acercamiento de la unión.

Para la carcaza del compresor se selecciono un acero de aleación AISI o SAE que

contienen, además del carbón, hasta las adiciones de cerca del 1 por ciento (hasta

0.5 por ciento para la mayoría de los usos de la armadura de avión) varios

elementos de aleación para mejorar su fuerza, dureza, u otras características de

interés.

65

Generalmente, los aceros de aleación tienen cocientes mejores de fuerza-peso

que los aceros de carbono y son algo más altos en peso, pero no necesariamente

en fuerza. Sus usos en armaduras de avión incluyen los componentes del tren de

aterrizaje, los ejes, los engranajes, y otros que requerían de piezas endurecidas

de alta resistencia y dureza.

Algunos aceros de aleación son identificados por el sistema de cuatro cifras de

AISI de números. Los primeros dos dígitos indican el grupo de la aleación y los

dos siguientes el contenido aproximado del carbón en centésimo de un por ciento.

Los elementos de aleación usados en estos aceros incluyen manganeso, silicio,

níquel, cromo, molibdeno, vanadio, y boro.

Las adiciones de aleación en estos aceros pueden proporcionar un

endurecimiento más profundo, una fuerza más alta y dureza.

Estos aceros están disponibles en una variedad de condiciones de acabado final,

extendiéndose de caliente o laminada en frío, templado. Son generalmente

sometidos a un tratamiento térmico antes de usar y desarrollar las características

deseadas. Algunos aceros en este grupo se carburan, entonces son sometidos a

un tratamiento térmico para producir una combinación de la alta dureza superficial

y de buena dureza en la base.

Los aceros de aleación que contienen el cromo o altos porcentajes del silicio

tienen resistencia algo mej