FLUJO INTERNO LABORATORIO DE INGENIERIA MECANICA II

UNIVERSIDAD NACIONAL DE INGENIERÍA INFORME DEL LABORATORIO DE INGENIERIA MECANICA II

FLUJO INTERNO I

Alumnos: CONTRERAS DIAZ ALEXANDER 202!"#$G RAFAEL LEON JUAN 2002"%C 20 02"%C TARAZO TARAZONA NA VALVERDE VALVERDE ALBERTO 200!0F MARTINEZ &ATI'O FERNANDO 20022() OJEDA FLORES RE*MER 200202$(A &+o,-so+:

In./ OSALDO OSALDO MORALES MORALES

2015-I

UNIVERSIDAD NACIONAL DE INGENIERIA FACULTAD ACULTAD DE INGENIERIA INGENI ERIA MECANICA MECANI CA

RESUMEN

La idea de usar el empuje de reacción para generar propulsión no es nueva. Hero de Alejandría diseñó un tipo de turbina de vapor hace aproximadamente unos 2000 años. Los chinos han utilizado cohetes de pólvora desde el siglo !! A.". #ir !saac $e%ton describió el principio del empuje a reacción en sus le&es de la din'mica en ()*+, hasta -ue un siglo despus el año (+/(, a ohn 1arber de !nglaterra se le ue concedido el primer patente de una turbina de gas, a pesar de -ue esto ocurrió casi (00 años antes de -ue los materiales necesarios, los diseño diseños, s, & las tcnic tcnicas as de abric abricaci ación ón permiti permitiera eran n const construir ruir una de esas esas turbinas. Los primeros motores de embolo utilizaban un pe-ueño motor de gas -ue accionaba una hlice grande para a&udar a acelerar el aire para generar empuje. 3l

avión de los hermanos 4right

utilizaba

un motor

de hlice.

"esaortunadamente, la velocidad de los aviones de hlice era m's bien limitada, para volar m's r'pidamente era necesario otro diseño. "urante los años 50 un ingeniero alem'n, Hans 6on 7hain, & un ingeniero ingls, 8ran9 4hittle intentaban diseñar un nuevo tipo de motor, cada uno por separado. Hacia (/5*, Hans 6on 7hain & su mec'nico :ax Hahn &a habían diseñado, construido & realizado pruebas de vuelo de un avión de propulsión a chorro. #u diseño contenía un compresor ;cierto tipo de rotor< & una turbina en el mismo eje. 3l diseño diseño de 8ran9 8ran9 4hittle 4hittle tambin tambin incluía un rotor o hlice hlice interna interna accionada accionada por una turbina con un combustor. #u avión de propulsión a chorro voló con xito en (/=(. Así, ambas naciones, !nglaterra & Alemania, dieron inicio a la era de la propulsión a chorro. "esd "esde e ento entonc nces es,, se han han real realiz izad ado o much muchas as mejo mejora rass & vari variac acion iones es de los los diseños del motor a reacción. Adem's, motores de propulsión a chorro m's

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RESUMEN

La idea de usar el empuje de reacción para generar propulsión no es nueva. Hero de Alejandría diseñó un tipo de turbina de vapor hace aproximadamente unos 2000 años. Los chinos han utilizado cohetes de pólvora desde el siglo !! A.". #ir !saac $e%ton describió el principio del empuje a reacción en sus le&es de la din'mica en ()*+, hasta -ue un siglo despus el año (+/(, a ohn 1arber de !nglaterra se le ue concedido el primer patente de una turbina de gas, a pesar de -ue esto ocurrió casi (00 años antes de -ue los materiales necesarios, los diseño diseños, s, & las tcnic tcnicas as de abric abricaci ación ón permiti permitiera eran n const construir ruir una de esas esas turbinas. Los primeros motores de embolo utilizaban un pe-ueño motor de gas -ue accionaba una hlice grande para a&udar a acelerar el aire para generar empuje. 3l

avión de los hermanos 4right

utilizaba

un motor

de hlice.

"esaortunadamente, la velocidad de los aviones de hlice era m's bien limitada, para volar m's r'pidamente era necesario otro diseño. "urante los años 50 un ingeniero alem'n, Hans 6on 7hain, & un ingeniero ingls, 8ran9 4hittle intentaban diseñar un nuevo tipo de motor, cada uno por separado. Hacia (/5*, Hans 6on 7hain & su mec'nico :ax Hahn &a habían diseñado, construido & realizado pruebas de vuelo de un avión de propulsión a chorro. #u diseño contenía un compresor ;cierto tipo de rotor< & una turbina en el mismo eje. 3l diseño diseño de 8ran9 8ran9 4hittle 4hittle tambin tambin incluía un rotor o hlice hlice interna interna accionada accionada por una turbina con un combustor. #u avión de propulsión a chorro voló con xito en (/=(. Así, ambas naciones, !nglaterra & Alemania, dieron inicio a la era de la propulsión a chorro. "esd "esde e ento entonc nces es,, se han han real realiz izad ado o much muchas as mejo mejora rass & vari variac acion iones es de los los diseños del motor a reacción. Adem's, motores de propulsión a chorro m's

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eicientes han hecho posible la abricación de aviones m's grandes & m's r'pidos. 3n menos de (00 años, los aviones han ido desde el primer avión de los hermanos 4right & de su primer vuelo de (2 segundos & (20 pies hasta los aviones supersónicos -ue son capaces de volar alrededor del mundo en unas cuantas horas. >odo esto se hizo posible gracias a la invención del motor a reacción.

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INDICE INTRODUCCION/////////////////////////////////////////////////////////////////////////////////////////////////////////// INDICE/////////////////////////////////////////////////////////////////////////////////////////////////////////////////////////// )OJA DE DATO DATOS S EX&ERIMENTALES////////////////////////////////////////////// EX&ERIMENTALES//////////////////////////////////////////////////////// /////////////////// /////////////// ////// /1 INTRODUCCION///////////////////////////////////////////////////////////////////////////////////////////////////// (.( 713>!67# ............................................................................................................ (.2 8?$"A:3$>7 >3@!B7............. ................... ..................... ................................. ................................... .................................. .................... ...

2/1 &ROCEDIMIENTO///////////////////////////////////////////////////////////////////////////////////////////////// 2.( 3C?!D7# E : A>3!AL3# ..................... .......................... .................................. .................................. ............................... .............. A>3!AL3#............ 2.2 D7B3"!:!3$>7 "3 3$#AE7...................... ....................................... .................................. .................................. ....................... ......

#/1 CALCULOS * RESULTA RESULTADOS/////////////////////////////////////////////////////////////////////////////// 5.( B7$#!"3AB!7$3# E 87:?LA# A 3:DL3A .................................. ................................................... ..................... .... 5.2 > A1LA# "3 " A>7# A>7# .............................................................................................. 5.5 B ALB?L7# E 3#?L>A"7#................................................................................... 5.= FA8!BA#...........................................................................................................

CONCLUSIONES//////////////////////////////////////////////////////////////////////////////////////////////////////// OBSERVACIONES///////////////////////////////////////////////////////////////////////////////////////////////////// RECOMENDACIONESS///////////////////////////////////////////////////////////////////////////////////////////// BIBLIOGRAFIA///////////////////////////////////////////////////////////////////////////////////////////////////////////

4

UNIVERSIDAD NACIONAL DE INGENIERIA FACULTAD DE INGENIERIA MECANICA

 INTRODUCCION

 OBJETIVOS

•

Bonocer en orma objetiva el uncionamiento de estatorreactor

•

Dara dierentes lujos m'sicos de combustible & dierentes puntos ver como varia la presión est'tica, la presión total, la uerza de arrastre & la uerza de reacción.

2 FUNDAMENTO TEORICO

MOTORES A REACCION

?n motor a reacción es un sistema propulsivo cu&o principio de uncionamiento est' basado en la aplicación de la #egunda & la >ercera Le& de $e%tonG

5


 L-3 4- N-56on: >odo cuerpo permanece en estado de reposo o velocidad constante ;aceleración  0< cuando se le deja libre sin -ue actIe ninguna uerza sobre l.

2 L-3 4- N-56onG 3l incremento de la cantidad de movimiento es igual a la impulsión de la uerza aplicada & tiene la misma dirección -ue a-uella.

Duede expresarse tambin diciendo -ue la uerza total ejercida sobre un cuerpo es igual al producto de su masa por su aceleración.

# L-3 4- N-56onG A toda acción de una uerza, ha& una reacción igual actuando en la misma dirección pero en sentido contrario.

3ntonces podemos considerar -ue los motores a reacción son todos a-uellos -ue utilizan una serie de gases, -ue expulsados a gran velocidad & presión, ejercen una uerza en sentido contrario, -ue podríamos llamar impulso o avance. "entro del grupo de los motores a reacción, estos se pueden dividir en cuatro grandes grupos, tres de los cuales son utilizados actualmente por la industria aeron'utica.

6


Los motores a reacción llamados motores cohete son a-uellos -ue uncionan bajo el principio de reacción & no necesitan del aire ambiente para su uncionamiento. Dor lo cual son ideales para operaciones extraJatmosricas.

ESTATORREACTORES Los estatorreactores son motores a reacción auxiliares -ue carecen de compresores & turbinas, pues la compresión se eectIa por la alta presión din'mica debida a la alta velocidad -ue es necesario imprimir al estatorreactor para su uncionamiento. 3l aire, despus de comprimido, se somete a un proceso de combustión en una c'mara, & despus a expansión en la tobera de escape. #e ha de tener en cuenta -ue esta orma de trabajo es continua.

3l principio de uncionamiento del estatorreactor es el mismo -ue el de todos los motores a reacciónG la variación de la cantidad de movimiento del aire a la entrada & del gas aireJcombustible a la salida.

>ecnológicamente, el estatorreactor es el m's sencillo de los motores a reacción, &a -ue no contiene ninguna pieza mec'nica móvil, a excepción de la bomba de combustible. Los componentes principales de los estatorreactores desde la admisión hasta el escape sonG diusor de admisión, c'mara de combustión, & tobera de escape.

7


3s entonces un sistema mu& simple -ue unciona de manera continuaG el aire, -ue es sometido a una gran presión ;debido a la gran velocidad del supuesto avión< entra por el diusor de admisión del estatorreactor en donde se encuentra un espacio m's reducido, por lo cual su presión & su temperatura aumentan de manera considerable, el siguiente paso es el de la combustión de todo ese aire, este proceso se ejecuta en la c'mara de combustión, donde se encuentran una serie de in&ectores -ue se encargan de expandir el combustible inamente atomizado de manera continua, cuando el combustible & el aire se encuentran en la c'mara de combustión, el siguiente paso lo realiza una serie de bujías encargadas de encender la mezcla, este paso llamado combustión como en la ma&oría de motores desprende una gran cantidad de calor ;+00 grados B. a pesar de su rerigeración<, por lo -ue es necesario un recubrimiento cer'mico especial para las paredes del estatorreactor. 8inalmente la mezcla inal sale a gran velocidad por la tobera de escape, la cual puede ser de dos distintas maneras segIn se necesiteK estas pueden serG convergentes o divergentes.

La principal dierencia entre estos dos, radica en -ue el primero es utilizado para la propulsión subsónica mientras -ue el segundo lo es para velocidades supersónicas.

Dor lo tanto la principal aplicación del estatorreactor es la de propulsión adicional, despus de haber ad-uirido la velocidad -ue el estatorreactor re-uiere para su uncionamiento.

DIFUSORES DE ADMISION 3l sistema de admisión de aire en un motor a reacción a de cumplir un re-uisito indispensable, la correcta canalización del lujo de aire hacia el compresor, eso si, este

8


lujo de aire debe estar libre de distorsiones, con estabilidad & siendo capaz de transormar la ma&or parte de energía cintica en energía debida a la presión. ?na de las características mu& importantes de los diusores de admisión es la orma del conducto de admisión -ue a la vez depende de la situación del motor en el avión, siendo las de mejor rendimiento las de secciones rectas hacia el eje de motor, esto es, sin cambios de dirección, aun-ue esto es muchas veces diícil de lograr en casos como los de dobles conductos de admisión.

Al igual -ue pasa entre los turismos normales & los turismos de competición, las entradas de aire variaran de manera considerable. 3sto mismo ocurre en los aviones, segIn estos estn capacitados para velocidades subsónicas o por lo contrario supersónicas.

•

D7,uso+-s su8s9n7os: puede obtenerse un alto valor de rendimiento de admisión, si las prdidas por ricción en las paredes del conducto & la separación del lujo de aire dentro de l son mínimos.

•

D7,uso+-s su;-+s9n7os: en el caso del diusor supersónico, el re-uisito indispensable & -ue lo hace dierente a los otros tipos de diusores, es -ue el conducto ha de ser convergente en la entrada & divergente en el momento en -ue la velocidad del aire dentro del conducto es igual a :ach ( ;:ach (  (02= 9msh<. Aun-ue el rendimiento incrementa bastante m's si se utiliza un conducto de admisión de geometría variable.

3n la ma&oría de los casos los conductos de admisión est'n diseñados por los abricantes de los aviones & no por los de los propios motores, cosa -ue diiculta la

9


elección de un determinado motor para un determinado modelo de avión & -ue diiculta aIn m's las cosas para los ingenieros, tanto de una como de otra parte.

CAMARAS DE COMBUSTION 3n las c'maras de combustión se produce el llamado ciclo de combustión. "ichas c'maras est'n compuestas de una serie de partesG

•

El n<l-o 4- l=s >m=+=s: 3st' recubierto interiormente por un material cer'mico, el cual protege la parte exterior del nIcleo, realizado normalmente de metales de gran resistencia.

•

In3-6o+-s: est'n repartidos por las paredes del nIcleo, de orma -ue estos puedan repartir el combustible uniormemente en todo el espacio

•

Ll=m=: en la ma&oría de las c'maras, la llama es el sistema m's utilizado para encender la mezcla. Bonsiste en un tubo de material mu& resistente al calor, la punta del cual expulsa una llama de manera continua.

3l proceso por el cual el aire se ve obligado a pasar es el siguienteG

3l aire sale del compresor a alta presión & velocidad. 6elocidad -ue pierde al pasar por el diusor del compresor, de manera -ue entra a la c'mara de combustión con mucha presión pero con no mu& alta velocidad. ?na vez dentro el aire se mezcla con el combustible

expulsado

por

los

in&ectores,

seguidamente

se

enciende

autom'ticamente a causa del calor desprendido por la llama.

8inalmente podemos decir -ue los motores pueden ir dotados de dierentes c'maras de combustiónG por una parte puede estar dotado de una sola c'mara de tipo anillo

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abarcando toda la sección del motor, o de un nImero determinado de pe-ueñas c'maras cilíndricas distribuidas radialmente ormando un círculo. "entro de este segundo grupo se pueden dierenciar m's tipos de c'maras, aun-ue son realmente complicadas de explicar

TOBERAS DE ESCA&E La tobera de escape es el Iltimo de los componentes, podríamos comparar las toberas con los tubos de escape de un motor alternativo.

#u unción, principalmente, es la de evacuar los gases de salida lo m's veloz posible. Aun-ue no lo parezca, la orma de estas es realmente importante para el uncionamiento global del e-uipo, siendo las toberas -ue expulsan los gases a ma&or velocidad las m's eicientes.

Dor lo tanto, como &a se ha dicho, las toberas de escape pueden tener dierentes ormas, aun-ue eso si, siendo las convergentes las m's utilizadas. A continuación veremos los principales tipos de toberas convergentesG

•

To8-+= 67;o

Clamshell : el

ma&or o menor giro de las compuertas sobre las

charnelas de sujeción produce la variación del 'rea de salida.

•

To8-+= =nul=+: la dierente posición del anillo perilado constituido por sectores unidos articulados entre si produce la variación del 'rea de salida.

•

To8-+= 4- ono -n6+=l: el desplazamiento axial del vrtice del cono produce la variación del 'rea de salida.

•

To8-+= 67;o I+7s: el cono de salida adopta orma troncocónica por la dierente posición de unas compuertas situadas en orma circunerencial.

11


Actualmente, en el mundo de la aeron'utica, el tipo de toberas m's utilizado es una mezcla en convergencia & divergencia, aun-ue tambin se est' experimentando con sistemas de tobera direccional, la cual cosa a&udaría bastante a las alas en el viraje.

7tra de las unciones de la tobera puede ser tambin la de reno areo, &a -ue en los turborreactores dotados de doble lujo, se puede utilizar el lujo secundario como empuje inverso, o podríamos llamarlo reno areo.

2 &ROCEDIMIENTO  E?UI&O * MATERIALES

12


VENTILADOR CENTRÍFUGO

MOTOR DE INDUCCION TRIFASICO

13


ESTATO REACTOR 1 RAM JET SUBSONICO

14


BATERIA

"!$A:7:3>7#

15


>3:7:3>7

B7$>7L "3 FA#

:3"!"7 "3 D7#!B!7$

7>A:3>7 :3"!B!7$ 8L?7 "3 FA# :A$7:3>7#

16


>3:7:3>7 1!:3>AL!B7 3$ LA #AL!"A "3L 63$>!LA"7

2 &ROCEDIMIENTO DE ENSA*O: • •

"eterminar la temperatura de suministro de aire & la presión atmosrica. Dara una determinada presión total de aire de suministro & un determinado lujo de combustible, encontrar su empuje neto & hacer variar el tubo de Ditot, sntes de la entrada de aire al ram jet ;2 pulg<, & luego en la entrada & posteriormente tomar las medidas cada 2 pulg de espaciamiento hasta () pulg tanto para determinar la D total como la D est'tica.

17


•

6ariar el lujo de aire & de combustible & realizar el mismo procedimiento anterior, tomando las presiones a 2M de la boca del , en la boca de

• •

entrada del , a )M de la boca & a la salida del  ;principalmente<. $otaG 6eriicar la posición del tubo de pitot para cada empuje. >eniendo un lujo de combustible constante, hacer variar el lujo de aire, para obtener varios empujes netos.

# C@LCULOS * RESULTADOS  CONSIDERACIONES * FRMULAS A EM&LEAR 3s-uema del amJetG 9

16

Largo del  

φ1 = 2

7

"

6

16

φ3 = 4

16

15

"

φ7 = 3

16

COMBUSTIBLE

7

"

8

TOBERA

AIRE SOPLADOR

"

8

Largo del diusor 

"

3

LLAMA

CENTRIFUGO ANILLOS DE MEZCLA

GASES

DIFUSOR 1’

1

3

7

CAMARA DE COMBUSTION

#e asume -ueG ( Las condiciones en cual-uier punto, estación, sección, son constantes a travs de toda la sección ;en lo pr'ctico, moderadas variaciones son aceptadas, las cuales son determinadas experimentalmente<.

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2 La inluencia de la adición de combustible en la entrada de la c'mara de combustión es despreciable en los c'lculos para la entrada a la c'mara de combustión. 5 La estación (N ;sección (N< es tomada lo suicientemente delante de la m'-uina para obtener las condiciones de aprovechamiento de una corriente libre.

MTODO DE C@LCULO

-

:edir la presión atmosrica ;D atm<

En -l ;un6o  -

:edir Do & D(

-

Bonvertirlo a presiones absolutas en ; N/2<, Dascal P o1

-

BalcularG

P 1

$m2

&=+= -l ;un6o:  3  -

Aplicando propiedades de estancamiento, calculamos el $O de :ach. ;9  (,=< k −   k Po 2     − 1 M =  k − 1  P    1

1

-

:edir >o( en el ducto de salida de aire del soplador

-

Balcular la velocidad del luido en el punto ( & (N.

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v1 T o1

=

⋅

k 1 R1 M 1

−

k 1 1

 P o1  2k    P 

1

"ondeG v ;ms< 1

T o1 ;P<

R 1 =

2*+ oule9gQP para el aire

No6=: Bonocemos ahora todas las condiciones para el aprovechamiento del lujo de aire. 3l lujo de masa de aire, puede ser calculado para las condiciones de una estación o punto, donde se conozca el 'rea de la sección transversal. 3l punto 5, es conveniente si las condiciones de lujo son o est'n razonablemente uniormes ;como se ha asumido<.

&=+= -l ;un6o #

-

:edir Do5 & D5 & convertirlas a absolutas.

P o3

Balcular

P

, M 5, v 5 con las ecuaciones del punto ( & variando los valores

para el punto 5.

Bonsiderar 95  (,= (  5 & >o5  >0(G &a -ue se puede despreciar la transerencia de calor en la entrada, por ser la masa pe-ueña & no ha& proceso trmico grande.

20


Balcular el lujo de masa de aireG 4 5 en 9gs

W 3 T o3 A3 P o3

M 3

=

k 3 R3 k 3 +1

 P o3  2 k 3    P 

"óndeG A5 es 'rea de sección transversal del punto 5 en m 2.

Adem'sG 45  4+  4( R 48, 4(  45 S 48  8lujo de aire a la entrada.

•

&=+= -l ;un6o G >enemos -ueG

9+ depende de > +, pero esta temperatura no se puede medir directamente & adem's 9+ depende tambin de la eiciencia de la combustión pero como existe una gran eiciencia de combustión, esta dependencia puede ser despreciada.

⇒

9+ & >+, pueden tomarse a las condiciones de combustión completa.

-

:edir Do+ & D+ & convertirlos a absolutas.

-

Bonsiderando 9 +  (.2+T, como promedio apropiado ;experimental<. P o7

-

Balcular

P

k −1   P 2 k    o 7  − 1 M 7 =  k 7 − 1  P    7

7

-

Balcular

-

:edir el lujo de combustibleG 4 8 ;9gs<

-

Adem'sG 4+  4( R 48

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UNIVERSIDAD NACIONAL DE INGENIERIA FACULTAD DE INGENIERIA MECANICA -

Balcular >o+ A7 P o 7 M 7 T o 7

=

k 7 R7

+

k 7 1

W 7

 P o7  2k    P 

7

"óndeG 9+ asumido, + puede ser tomado igual a ( ;excepto para mu& altas temperaturas de salida< con un error despreciable.

Bomo 9+ es una unción de > +, puede ser ormada como unción de > o+ con un error despreciable para valores moderados de : +, como el de esta experiencia.

-

Balcular v +G v7 T o 7

M 7

=

k 7 R7

+

k 7 1

 P o7  2k    P 

7

B'lculo del 3mpuje !nternoG i, iN

= W 7 v7 − W 1v1 Xi ' = W 7 v7 − W 1v1 ' Xi

"óndeG i est' en $e%tons ;$<, si W est' en 9gs & v en ms.

22


B'lculo del arrastre externoG ", "N

-

:edir el empuje netoG n en $e%tons

= Xi − Xn D ' = Xi '− Xn D

No6=: >eóricamente la m'-uina debe ser colocada en una corriente de suministro de aire ininita. Dor razones pr'cticas el suministro de aire est' limitado. ealmente el valor " diiere del obtenido anteriormente.

B'lculo del coeiciente de empuje

C ti

=

1 2

especto al empuje internoG C tn

=

C D

=

Xn 1

α= elación AirecombustibleG

Bonsumo especíico de combustibleG ;9gh$<

2

k 1 P 1 Amáx M 1

D 1 2

B'lculo del coeiciente de arrastreG

2

k 1 P 1 Amáx M 1

2

especto al empuje netoG

23

Xi

W A W F

2

k 1 P 1 Amáx M 1


C ECL

=

Dara el empuje internoG C ECN

Dara el empuje netoG

=

W F Xi

W F Xn

Bomponentes del rendimientoG Dara Fas !deal

R-n47m7-n6o 4-l RAM JET:

 En l= -n6+=4=: D7,uso+ elevación real de presión η R! = elevación isoentrópi ca de presión o R − P η R! = P P − P 3

3

o3 

3

P R

a &+-s79n 4- R-u;-+=79n:

=

P o3 P o1

3sta relación se acerca a la unidad para una alta eiciencia de esta parte.

Drdida de presión en el diusor 

8 E,77-n7= Iso-n6+9;7=:

24

∆ P D = P o1 − P o3


isoentrópi ca de temperat"r a η  = elevación elevación real de temperat"r a T η R! = P T  −− P 3

1

3 R

1

k 3 −1

 P  k =  o3   T 3   P 3   T o3

B'lculo de >5!G

3

k 3 −1

T o3 C!"#$"% &' T5G

T 3 R

 P  k =  o3 R    P 3 

3

−

k 1 1

T o1 T 1

B'lculo de >(G

>eniendo en cuenta -ueG

 P  k =  o1    P 1 

1

> o5  >o( Do5  Do5 Do5!  Do(

2 En -l s7s6-m= 4- om8us679n 3 -;=ns79n

3n el am et subsónico de relativa longitud corta, no es posible dibujar una línea entre los dos sistemas. La combustión continua en la región perteneciente a la expansión, por lo tanto, es m's recomendable considerar el proceso de estabilización de la lama, combustión & expansión en toda la base ;toda la cc & tobera<.

25


= E,77-n7= 4- l= om8us679n:

La elevación de temperatura en el combustor ;> o+ S > o(<, depende de >o( & la eectiva relación airecombustible ; α3<. Dara una apropiada reerencia α3 deber' ser determinado.

La eiciencia de la combustiónG calor del com#"sti#l e ηC = αα E calor aprovec$a# le en la com#"stión A

8 &+474=s 4- ;+-s79n -n 6o4o -l om8us6o+: ∆ P C = P o3 − P o7

3stas prdidas son m's atribuidas a la estabilización de la lama & combustión. Las toberas subsónicas tienen alta eiciencia.

26


27


SE &IDE:

(

>abular todos los valores de las órmulas indicadas.

2

Fr'icos a 6elocidad del aire a la entrada 6s.

3mpuje neto e interno & arrastre.

b 6elocidad del aire a la entrada 6s.

8lujo de Bombustible.

c

Bonsumo especíico de Bombustible.

6elocidad del aire a la entrada 6s.

d 6elocidad del aire a la entrada 6s.

Boeiciente de empuje ;neto e interno<.

e 6elocidad del aire a la entrada 6s.

Boeiciente de arrastre.



Dresión total & presión est'tica.

6elocidad del aire a la entrada 6s.

g 3mpuje neto 6s. elación aire combustible. h 6elocidad del aire a la entrada 6s. Derdidas de presión en el diusor & combustor.

7

6elocidad aire entrada 6s. endimiento del amJet & eiciencia isentrópica.

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2 TABLA DE DATOS/

# CALCULOS * RESULTADOS/

>abla con datos convertidos ;>emperaturas & presiones absolutas
Ahora calculamos los par'metros -ue nos pidenG

•

Dara el punto ( calculamos el $O de :atch



Bon combustible de +T lbh

29


M 1 =¿ 1.1418



Bon combustible de (00lbh

M 1 =¿ 0.517

•

B'lculo de las velocidades en (



Bon combustible de +T lbh

V 1 =¿ 348.913 m / s



Bon combustible de (00lbh

V 1 =¿ 175.9 m / s

•

Ahora para el punto 5 calculamos el lujo de masa de aire 4 5 en 9gs

"i'metro en "50.(2T=(2Tm.



Bon combustible de +Tlbh

W 3=¿ 0.39 kg / s



Bon combustible de (00lbh W 3 =¿ 0.1935 kg / s

30


! GRAFICAS/

V-lo74=4 4-l =7+- = l= -n6+=4= Vs Em;u- n-6o - 7n6-+no 3 =++=s6+-

V =7+- Hs E/ n-6o ) ; x<  J 0.0(xU2 R 0.T(x J +.5T

T = Xn

5 2 ( 0 2T

50

5T

=0

=T

T0

V

V =7+- Hs E 7n6-+no (2 ; x<  J 0.0TxU2 R =.2=x J +2.0/

(0 *

X7

) = 2 0 2T

50

5T

=0 V

31

=T

T0


V =7+- Hs D * + ) ; x<  J 0.05xU2 R (.*2x J 2).5)

T D

= 5 2 ( 0 2T

50

5T

=0

=T

T0

V

V-lo74=4 4-l =7+- = l= -n6+=4= Hs ,luo 4- om8us678l-

32


H-lo74=4 Hs ,luo 4- om8us678l0.0( 0.0( 0.0(

5 ,

0.0( 0 0 0 2T

50

5T

=0

=T

T0

V

V-lo74=4 4-l =7+- = l= -n6+=4= Hs onsumo -s;-,7o

33


V =7+- Hs ons -s;/ 4- om8/ * + )

; x<  (.()xU2 J (0.+5x R 2)./=

T CECL

= 5 2 ( 0 2.T

5

5.T

=

=.T

T

T.T

)

V

V =7+- Hs onsumo -s;/ 4- om8/ * ; x<  J 0.02xU2 R (.5)x J (=.*T

+ ) T CEC)

= 5 2 ( 0 2T

50

5T

=0 V

34

=T

T0


V-lo74=4 4-l =7+- = l= -n6+=4= Hs o-,77-n6- 4- -m;u-

V =7+- Hs C6n 0.) ; x<  J 0.0(x R 0.*5

0.T 0.=

C6n

0.5 0.2 0.( 0 2T

50

5T

=0 V

35

=T

T0


V =7+- Hs C67 (2 (0 *

C67

) = 2 0 2T

;x< 50

5T

=0

=T

T0

V

V-lo74=4 4-l =7+- = l= -n6+=4= Hs o-,77-n6- 4- =++=s6+-

V =7+- Hs Co-,77-n6- 4- =++=s6+(.2 ( 0.* ; x<  J 0xU2 R 0.0+x J 0.0* C4

0.) 0.= 0.2 0 2T

50

5T

=0 V

36

=T

T0


Em;u- n-6o Hs +-l=79n =7+- om8us678l-

EM&UJE NETO VS RAKC ()0 (=0 (20 (00 A

*0

; x<  2=.)*x J =/.=+

)0 =0 20 0 2.T

5

5.T

=

=.T

T

T.T

)

XnN

V-lo74=4 4-l =7+- = l= -n6+=4= Hs ;+474=s 4- ;+-s79n

37


H-l =7+- -s6+=4= Hs ;-+474=4 4- & -n -l 47,uso+ 5T0 500 ; x<  0.0(xU2 R 2.=)x R (2+./(

2T0 200 &4

(T0 (00 T0 0 2T

50

5T

=0

=T

T0

V

H-l =7+- -n6+=4= Hs ;-+4/ 4- & -n -l om8us6o+ (000 /00

; x<  (.2TxU2 J T/./*x R **=./T

*00 +00 )00 &

T00 =00 500 200 (00 0 2T

50

5T

=0 V

38

=T

T0


V-lo74=4 4-l =7+- = l= -n6+=4= Hs +-n47m7-n6o 4-l R=m J-6 3 -,77-n7= 7so-n6+9;7=

H-lo/ 4- =7+- -n6+4= Hs -,77-n7=s (.2

(

0.*

0.)

Dol&nomial ;<

Dol&nomial ;<

0.=

0.2

0 2T

50

5T

=0 V

39

=T

T0


OBSERVACIONES

•

La precisión al momento de tomar los datos conllevan a un mejor an'lisis de los resultados &a -ue estos se tienen -ue tomar en un breve lapso de tiempo.

•

Dara una mejor toma de datos se debió usar una c'mara digital por la rapidez con la cual se hizo el experimento por el calentamiento del tubo de pitot.

•

Dara una mejor toma de datos en la experiencia realizada, sobre todo toma de presiones, ha& -ue esperar un pe-ueño instante de tiempo para -ue se estabilice el lí-uido dentro del manómetroK &a -ue al momento en -ue se cierra la in&ección de combustible el lí-uido dentro del manómetro -ueda inestable.

•

Los integrantes de los grupos -ue va&an a realizar una utura experiencia en el am et deben de mantener una distancia prudente de la c'mara de combustión, para prevenir cual-uier inconveniente -ue va&a a suceder.

•

40


CONCLUSIONES

•

#e logró apreciar los par'metros -ue inlu&en en el am et & como varían stos conorme se cambia la cantidad de combustible & la posición del tubo de pitot.

•

Aun-ue no se notó gran cambio en el nImero de mach, pudimos observar el cambio de presiones, de manera experimental.

•

#e observó -ue el am et es la aplicación del ciclo 1ra&ton en un motor real el cual se usa en la aeron'utica.

•

#e comprobó -ue era un am et subsónico debido -ue los nImeros de match obtenidos en la experiencia son pe-ueños, menores -ue (.

•

La precisión al momento de tomar los datos conllevan a un mejor an'lisis de los resultados &a -ue estos se tienen -ue tomar en un berve lapso de tiempo.

•

La toma de datos se realizó usando c'mara digital por la rapidez con la cual se hizo el experimento por el calentamiento del tubo de pitot.

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RECOMENDACIONES •

"ebido a -ue est' trabajando con un combustible altamente inlamable, se

•

deben tomar las m'ximas precauciones en el manipuleo del mismo. Asegurarse -ue el agua de rerigeración est' circulando libremente por el

•

tubo de Ditot en todo momento de la experiencia. 6er -ue el tubo de pitot est bien asegurado al sistema de accionamiento por

•

cadena, & en correcta posición hotrizontal, para -ue se mueva libremente. 3n ningIn momento la v'lvula de combustible debe estar abierta, sin -ue el ventilador centríugo est uncionando & -ue est circulando agua de rerigeración por el tubo de pitot.

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FLUJO INTERNO LABORATORIO DE INGENIERIA MECANICA II

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