Turbinas de Gas de Uso Aeronautico 24 Febrero 2011

TURBINAS DE GAS DE USO AERONAUTICO M. en I.A. ADOLFO CRUZ OSORIO DOCENTE PROPULSION ESIME TICOMAN- IPN, MEXICO D.F D.F.. [email protected]

CONTENIDO •

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INTRODUCCION CLASIFICACION Y COMPONENTES DE LAS TURBINAS DE GAS DE USO AERONAUTICO. ANALISIS TERMODINAMICO DE LAS TURBINAS DE GAS DE USO AERONAUTICO. PRESTACIONES DE LAS TURBINAS DE GAS DE USO AERONAUTICO.

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MIA ADOLFO CRUZ OSORIO

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INTRODUCCION •

PROPULSION: MOVER O DESPLAZAR ALGO, MEDIANTE LA CREACION Y APLICACIÓN DE UNA FUERZA.

Equilibrium

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Reaction

Action

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INTRODUCCION

MOTOR

SISTEMA PROPULSIVO HELICE, ROTOR PRINCIPAL, TOBERA

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INTRODUCCION •

SISTEMAS PROPULSIVOS Mv jet

Propeller - moves LARGE MASS of air at low velocity Mvaircraft 24/02/2011

Thrust = M(vaircraft - v jet) MIA ADOLFO CRUZ OSORIO

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INTRODUCCION •

SISTEMAS PROPULSIVOS Jet - moves small mass of gas at HIGH VELOCITY

mV jet

mVaircraft

Thrust = m(Vaircraft - V jet) 24/02/2011


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INTRODUCCION •

MOTORES DE COMBUSTION INTERNA DE USO AERONAUTICO. •

ALTERNATIVOS ROTATIVOS COHETES •

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INTRODUCCION •

MOTORES DE COMBUSTION INTERNA DE USO AERONAUTICO CICLOS OTTO

CICLOS DIESEL

DE 2 Y 4

DE 2 Y 4

TIEMPOS

TIEMPOS

MOTORES DE COMBUSTION INTERNA ALTERNATIVOS 24/02/2011


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Ejemplos de MCIA

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INTRODUCCION •

MOTORES DE COMBUSTION INTERNA DE USO AERONAUTICO.

CICLO

CICLO

JOULE-BRAYTON

WANKEL

MOTORES DE COMBUSTION INTERNA ROTATIVOS 24/02/2011


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Ejemplos de MCIR

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INTRODUCCION •

MOTORES DE COMBUSTION INTERNA DE USO AERONAUTICO.

COMBUSTIBLE

COMBUSTIBLE

SOLIDO

LIQUIDO

COHETES 24/02/2011


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Ejemplos de cohetes

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CLASIFICACION DE LAS TURBINAS DE GAS DE USO AERONAUTICO

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TURBO EJE

TURBO HÉLICE

TURBORREACTOR

TURBO ABANICO


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EJEMPLOS DE TURBINAS DE GAS DE USO AERONAUTICO

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ANALISIS TERMODINAMICO DE LAS TURBINAS DE GAS DE USO AERONAUTICO •

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METODOLOGIA. 1.- Obtener datos del motor a analizar. 2.- Realizar un esquemático del motor 3.- Asignar los planos termodinámicos y las eficiencias correspondientes. 4.- Aplicar formulas por componentes 5.- Establecer la ecuación de empuje ó eshp 6.- Obtener flujo másico ó empuje 7.- Determinar sus prestaciones.

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Componentes de un MTG de uso aeronáutico. 1.- Difusor y/o ducto de admisión. 2.- Compresor (es),axial, radial, mixto. 3.- Cámara (s) de combustión. 4.- Turbina (s). 5.- Mezclador. 6.- Posquemador. 7.- Tobera (s).

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ANALISIS TERMODINAMICO DE LAS TURBINAS DE GAS DE USO AERONAUTICO

APLICACIÓN DE LA METODOLOGIA DE ANALISIS TERMODINAMICO A LOS MOTORES DE TURBINA DE GAS DE USO AERONAUTICO PARA LOS ESTUDIANTES DE INGENIERIA AERONAUTICA EN LA ASIGNATURA DE SISTEMAS PROPULSIVOS DEL CUARTO SEMESTRE. 24/02/2011


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MOTOR TURBORREACTOR Combustion Chamber

Compressor

Exhaust Nozzle

mVaircraft mV jet

Shaft 24/02/2011


Turbine 19


MOTOR TURBORREACTOR

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Análisis termodinámico del motor turborreactor

0

1 Plano 0 0-1 1-2 2-3 3-4 4-5

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2 Componente “Condiciones ambiente”

Difusor Compresor Cámara de combustión Turbina Tobera

3

4

5

Condiciones ambiente ISA @ SL (INTERNATIONAL STANDARD ATMOSPHERA @ SEA LEVEL)


P= 1 atm y T=15 ºC Variaciones Día soleado T > 20ºC Día frío T< 10 ºC 21

Nomenclatura   eficiencia

 dif = eficiencia de difusor  tob

= relación de PRESIONES pc = relación de compresión de compresor pdif = relación de compresión de difusor pt = relación de expansión de la turbina OPR= Overall Pressure Ratio OPR= relación de presiones totales. p

= eficiencia de tobera

 c = eficiencia de compresor  t = eficiencia de turbina  mec = eficiencia mecánica

Constantes del fluido de trabajo K = Cp/Cv K a = Exponente del proceso adiabático de aire K g = Exponente del proceso adiabático de gases de salida Cpa = calor específico a presión constante del aire Cpg = calor específico a presión constante de gases de salida R a = constante universal del aire R g = constante universal de gases 24/02/2011


Valores de las constantes Ka = 1.4 Kg = 1.33 Cpa = 1.005 KJ/Kg K Cpg = 1.148 KJ/Kg K Ra = 0.287 kJ/Kg K Rg = 0.284 kJ/Kg K 22

Plano 1 - Difusor

Aquí se presentan las ecuaciones para un difusor: divergente, subsónico, de geometría fija y tipo Pitot.

P salid a  P entrada(1   difusor

T sa lida  T entrada(1  p dif

 dif

 

P sa lida P entrada T 0  T 1

v0

2CpaT 0

Ka  1

2

2

ka

) ka1

V0 = velocidad de entrada, velocidad de la aeronave.

Rango de valor

* Mach 2 )  dif

 0.97  0.99

Mach 

T 0  T 1´

Vo K a RaT 0

Estas formulas se aplican al difusor de los motores turbo abanico, turborreactor y turbohélice. 24/02/2011


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Plan Plano o 2 - Comp Compre reso sorr

P salid sa lida a  P entrada(p c )

Overall Overall Pressure Pressure Ratio Ratio

Ka 1

T salid sa lida a  T entrada(p c )

OPR = p dif * p compresor (es) Rango de valor

K a c

p compresor  (p stg ) stg = relación relación de presion presiones es por etapa de compresor n = número de etapas de compresor

p

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n

 comp.axial 

0.85  0.95

p stg ca =

1.1 1.45

p stg fan =

1.2 1.9

p stg cent=

2  4.5


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Plano 3 - Cámara Cámara de Combustió Combustión n

P sa lida lid a  P entrada(1   P c .c . ) Rango de valor

T sa lida LIMIT E 900 º C - 1450º C  lid a  LIMITE P

c.c. = rango de caída de presión en cámara de combustión motores muy grandes y viejos. viejos. P c.c. = 3 a 6 % incluso hasta 10 % motores Debido principalmente a: División de flujos: combustión y enfriamiento; enfriamiento; Combustión en exceso de aire Recorrido del flujo a lo largo de la cámara Mezcla de los flujos de combustión y enfriamiento enfriamiento antes de la turbina 24/02/2011


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Plan Plano o 4 - Turbi urbina na

 mec



Cpa (T scompreso sco mpreso r  T ecompresor )

Rango de valor

Cp g (T eturbina  T stu rb ina)

T 4  T sturbin stur bin a  T eturbina

 Cpa (T scompreso r  T ecompresor ) Cp g ( mec mec )

 mec mec

 t

 0.88  0.98

 0.90  0.98

K g  t

 T entrada  K 1 P entrada  p t     T  P salida sa lida  sa lida  salida g

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Plano 5 - Tobera Ecuaciones para una tobera subsónica, de geometría fija y convergente.

Determinación si es obturada o no obturada: P entrada P ambiente P entrada P critica

 x



Si x > y

es tobera obturada

Si x < y

es tobera no obturada

1 Kg

 y

 1 Kg  1  Kg 1 1  ( )( Kg 1)   tob 

Rango de valor  tob

 0.97  0.99

Estas formulas se aplican a la tobera (as) de los motores turbo abanico, turborreactor y turbohélice. 24/02/2011


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Tobera Obturada si x > y

 2   T salida  T entrada  Kg  1   1  P salida  P entrada    y   V salida  K g R g T salida 24/02/2011


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Tobera no Obturada si x < y Kg

 1  Kg 1 T salida  T entrada   tobT entrada1    x  P salida  P ambiente V salida  24/02/2011

2Cp g (T entrada  T salida) MIA ADOLFO CRUZ OSORIO

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Empuje del Motor Turborreactor Empuje Bruto (gross)

E=

g V

Empuje neto

E=

g Vsalida -

Empuje NETO

E= (

g Vs -

Gases =

aire +

Combustible=(

salida

aire Ventrada a Ve )+(Psal - Pent )Asalida combustible

aire* λcc ) / Li

λcc = relación de flujos en la cámara de combustión. = ( 0.25 – 0.33) λcc =flujo para combustión/flujo del compresor

Li= relación aire/ combustible = 15:1 estequiometrica Li= mas de 15 mezcla pobre en cruise. Li= menos de 15 mezcla rica solo en take off. 24/02/2011


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Working cycle and air flow

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Análisis termodinámico del motor Turbo abanico TURBOFAN:Flujos separados Dos ejes

(Booster)

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1

2 3

10

1 2 3 4 Difusor Fan Low Compressor High Compressor Cámara de combustión High Turbine Low Turbine Toberas 24/02/2011

5 6 7 8 Condiciones ambiente ISA @ SL (INTERNATIONAL STANDARD ATMOSPHERA @ SEA LEVEL)

9

P= 1 atm y T=15 ºC Variaciones Día soleado T > 20ºC Día frío T< 10 ºC


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Nomenclatura  dif

= eficiencia de difusor

 tobf

= eficiencia de tobera de fan

 tobc

= eficiencia de tobera de core

 lc = eficiencia de low compressor  hc = eficiencia de high compressor

 ht = eficiencia de high turbine  lt

= eficiencia de low turbine

 mec1 = eficiencia mecánica de N2  mec 2 = eficiencia mecanica de N1  fan = eficiencia del fan

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p=

relación de presiones pdif = relación de compresión de difusor pfan = fan plc = relación de compresión de low compressor phc = relación de compresión de high compressor pht = relación de expansión de la high turbine plt

= relación de expansión de la low turbine

Tmax = temperatura de salida en cámara de combustión= 900-1450 grados Celcius Tmax= temperatura de entrada a la turbina cc = (0.25 – 0.33) Li = relación aire / combustible Li= 15:1 estequiometrica Pcc = perdida de presión en cámara de combustión Pcc = 3 a 6 % OPR = overall pressure ratio B = relación aire frio / aire caliente B= BY PASS RATIO


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Constantes del fluido de trabajo K = Cp/Cv K a = Exponente del proceso adiabático de aire K g = Exponente del proceso adiabático de gases de salida Cpa = calor específico a presión constante del aire Cpg = calor específico a presión constante de gases de salida R a = constante universal del aire R g = constante universal de gases

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Valores de las constantes Ka = 1.4 Kg = 1.33 Cpa = 1.005 KJ/Kg K Cpg = 1.148 KJ/Kg K Ra = 287 J/Kg K Rg = 284 J/Kg K

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Difusor Aquí se presentan las ecuaciones para un difusor: divergente, subsónico, de geometría fija y tipo Pitot.

P salid a  P entrada(1   difusor

T sa lida  T entrada(1  p dif



 dif



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P sa lida P entrada

v0

2CpaT 0

Ka  1

2

2

ka

) ka1

V0 = velocidad de entrada, velocidad de aeronave.

Rango de valor

* Mach 2 )

 dif

 0.97  0.99

Mach 

Vo K a RaT 0

T 0  T 1 T 0  T 1´ MIA ADOLFO CRUZ OSORIO

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Ka 1

Fan p fan

K a fan

T salida  T entrada(p fan )

 (p stgf ) n

Rango de valor p stgf = 1.2  1.9

P salid a  P entrada(p fan )

Compresores (low compressor y high compressor) Ka 1

T salida  T entrada(p c )

K a c

P salid a  P entrada(p c ) p c

 (p stg ) n

Rango de valor p stg ca =

1.1 1.45

p stg = relación de presiones por etapa de compresor o fan n = número de etapas de compresor o fan

OPR = (p dif ) (p fan ) (p lc) (p hc) 24/02/2011

P final de compresores = (Pambiente ) (OPR)


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Cámara de Combustión

T salida = Limite material de la turbina. Tmax= 900 – 1450 C Rango de valor P salida = P entrada (1- Pcc) Pcc = cambio de presión en cc

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High Turbine T salid a  T entrada 

Cpa (T shc  T ehc ) Cp g ( mec2 ) K g  ht

 T entrada  K 1  p ht    T  salida  g

p ht



Low Turbine T salid a  T entrada 

P entrada P salida

Cpa (T slc  T elc ) Cp g ( mec1 ) K g  lt

 T entrada  K 1  p lt    T  salida  g

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p lt




P entrada P salid a 39

Tobera del Core P entrada P ambiente P entrada

 x

1



P critica

Kg

 y

 1 Kg  1  Kg 1 1  ( )( Kg ) 1  tobc  Tobera del Fan

P entrada P ambiente P entrada P critica

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Si x > y es tobera obturada Psalida > Pambiente Si x < y es tobera no obturada Psalida = Pambiente

 x



1 Ka

 y

 1 Ka  1  Ka1 )( ) 1  (  Ka  1   tobf MIA ADOLFO CRUZ OSORIO

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Tobera Obturada

 2   T salida  T entrada  Kg  1 

Tobera no Obturada Kg

 1  P salida  P entrada   y   

 1  Kg 1 T salida  T entrada   tobT entrada1    x  P salida  P ambiente

V salida  K g R g T salida

V salida  2Cp g (T entrada  T salida )

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Cálculo de Empuje Et = Efan + Ecore Efan =

a ( Vsalida - Vambiente )

Ecore =

g ( Vsalida ) -

g=

core +

fuel = ( B=

core

Vambiente + ( Psalida - Pambiente ) Asalida

fuel

t=

frío

core)(lcc)/ Li frío /

caliente

V= VELOCIDAD DEL FLUIDO m/seg A= AREA m2 ρ= DENSIDAD kg/m3

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caliente +


A   

 V

P R g T 42


MOTOR TURBO ABANICO DE FLUJOS SEPARADOS Y ALTO INDICE DE DERIVACION.

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40

Pressure (atmospheres) 0 1500

Temperature (degrees C) 0 24/02/2011


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MOTOR TURBO ABANICO DE FLUJOS MEZCLADOS Y BAJO INDICE DE DERIVACION.

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MOTOR TURBO HELICE DE TPL

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•

MOTOR TURBO EJE DE TPL PLANTA MOTRIZ DE HELICOPTEROS

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PRESTACIONES DE LAS TURBINAS DE GAS DE USO AERONAUTICO

Performance parameters Specific Thrust Thrust Specific Fuel Consumption The three useful efficiency measure for turbine engine are: Propulsive Efficiency Thermal Efficiency Overall Efficiency •

•

•

•

•

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Performance parameters •

•

Specific Thrust = S EMPUJE ESPECIFICO= EMPUJE FLUJO MASICO S= lb f / lb m / seg

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Thrust Specific Fuel Consumption

TSFC: EMPUJE CONSUMO ESPECIFICO DE COMBUSTIBLE TSFC= FLUJO DE COMBUSTIBLE EMPUJE TSFC= lb fuel / lb empuje * hora = 1/ h 24/02/2011


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Performance parameters Propulsive Efficiency : A measure of the amount of engine energy that appears as useful work. •

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Performance parameters Thermal Efficiency : A measure of the overall thermodynamic efficiency of the engine •

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Propulsive System Efficiency : The ratio of useful work (supplied to the aircraft) to the heat energy added (a product of the fuel flow and its lower heating value). To Named Overall Efficiency

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