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TURBINAS DE GAS DE USO AERONAUTICO
M. en I.A. ADOLFO CRUZ OSORIODOCENTE PROPULSION
ESIME TICOMAN- IPN, MEXICO [email protected]
CONTENIDO
• 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.
24/02/2011 2MIA ADOLFO CRUZ OSORIO
INTRODUCCION
• PROPULSION: MOVER O DESPLAZAR ALGO, MEDIANTE LA
CREACION Y APLICACIÓN DE UNA FUERZA.
24/02/2011 3MIA ADOLFO CRUZ OSORIO
Equilibrium Reaction Action
INTRODUCCION
24/02/2011 4MIA ADOLFO CRUZ OSORIO
MOTOR
HELICE,
ROTOR PRINCIPAL,
TOBERA
SISTEMA PROPULSIVO
INTRODUCCION
• SISTEMAS PROPULSIVOS
24/02/2011 5MIA ADOLFO CRUZ OSORIO
Mvjet
Mvaircraft Thrust = M(vaircraft - vjet)
Propeller - moves LARGE MASS of air at low velocity
INTRODUCCION
• SISTEMAS PROPULSIVOS
24/02/2011 6MIA ADOLFO CRUZ OSORIO
mVjetmVaircraft
Thrust = m(Vaircraft - Vjet)
Jet - moves small mass of gas at HIGH VELOCITY
INTRODUCCION
• MOTORES DE COMBUSTION INTERNA DE USO AERONAUTICO.
• ALTERNATIVOS
• ROTATIVOS
• COHETES
24/02/2011 7MIA ADOLFO CRUZ OSORIO
INTRODUCCION
• MOTORES DE COMBUSTION INTERNA DE USO AERONAUTICO
24/02/2011 8MIA ADOLFO CRUZ OSORIO
CICLOS DIESEL
DE 2 Y 4
TIEMPOS
CICLOS OTTO
DE 2 Y 4
TIEMPOS
MOTORES DE COMBUSTION
INTERNA ALTERNATIVOS
Ejemplos de MCIA
24/02/2011 MIA ADOLFO CRUZ OSORIO 9
INTRODUCCION
• MOTORES DE COMBUSTION INTERNA DE USO AERONAUTICO.
24/02/2011 10MIA ADOLFO CRUZ OSORIO
CICLO
WANKEL
CICLO
JOULE-BRAYTON
MOTORES DE COMBUSTION INTERNA
ROTATIVOS
Ejemplos de MCIR
24/02/2011 MIA ADOLFO CRUZ OSORIO 11
INTRODUCCION
• MOTORES DE COMBUSTION INTERNA DE USO AERONAUTICO.
24/02/2011 12MIA ADOLFO CRUZ OSORIO
COMBUSTIBLE
LIQUIDO
COMBUSTIBLE
SOLIDO
COHETES
Ejemplos de cohetes
24/02/2011 MIA ADOLFO CRUZ OSORIO 13
CLASIFICACION DE LAS TURBINAS DE GAS DE USO AERONAUTICO
24/02/2011 14MIA ADOLFO CRUZ OSORIO
TURBO EJE TURBO HÉLICE
TURBO ABANICOTURBORREACTOR
EJEMPLOS DE TURBINAS DE GAS DE USO AERONAUTICO
24/02/2011 15MIA ADOLFO CRUZ OSORIO
ANALISIS TERMODINAMICO DE LAS TURBINAS DE GAS DE USO AERONAUTICO
• 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.
24/02/2011 16MIA ADOLFO CRUZ OSORIO
ANALISIS TERMODINAMICO DE LAS TURBINAS DE GAS DE USO AERONAUTICO
• 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).
24/02/2011 17MIA ADOLFO CRUZ OSORIO
ANALISIS TERMODINAMICO DE LAS TURBINAS DE GAS DE USO AERONAUTICO
APLICACIÓN DE LA METODOLOGIA DEANALISIS TERMODINAMICO A LOSMOTORES DE TURBINA DE GAS DE USOAERONAUTICO PARA LOS ESTUDIANTESDE INGENIERIA AERONAUTICA EN LAASIGNATURA DE SISTEMAS PROPULSIVOSDEL CUARTO SEMESTRE.
24/02/2011 18MIA ADOLFO CRUZ OSORIO
ANALISIS TERMODINAMICO DE LAS TURBINAS DE GAS DE USO AERONAUTICO
• MOTOR TURBORREACTOR
24/02/2011 19MIA ADOLFO CRUZ OSORIO
Compressor Combustion Chamber
TurbineShaft
Exhaust Nozzle
mVaircraft
mVjet
ANALISIS TERMODINAMICO DE LAS TURBINAS DE GAS DE USO AERONAUTICO
• MOTOR TURBORREACTOR
24/02/2011 20MIA ADOLFO CRUZ OSORIO
24/02/2011 MIA ADOLFO CRUZ OSORIO 21
0 1 2 3 4 5
Plano Componente0 “Condiciones ambiente”
0-1 Difusor1-2 Compresor2-3 Cámara de combustión3-4 Turbina4-5 Tobera
Condiciones ambiente ISA @ SL(INTERNATIONAL STANDARD ATMOSPHERA @ SEA LEVEL)
P= 1 atm y T=15 ºCVariaciones
Día soleado T > 20ºCDía frío T< 10 ºC
Análisis termodinámico del motor turborreactor
Nomenclatura
eficiencia
dif
tob
c
24/02/2011 MIA ADOLFO CRUZ OSORIO 22
p = 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.
Constantes del fluido de trabajo
K = Cp/Cv
Ka = Exponente del proceso adiabático de aire
Kg = 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
Ra = constante universal del aire
Rg = constante universal de gases
= eficiencia de difusor
= eficiencia de tobera
= eficiencia de compresor
t = eficiencia de turbina
Valores de las constantesKa = 1.4Kg = 1.33Cpa = 1.005 KJ/Kg KCpg = 1.148 KJ/Kg KRa = 0.287 kJ/Kg KRg = 0.284 kJ/Kg K
mec = eficiencia mecánica
1
0
2
0 )2
1( ka
ka
a
difusorentradasalidaTCp
vPP
1́0
10
2 )*2
11(
TT
TT
P
P
MachKa
TT
dif
entrada
salidadif
entradasalida
p
24/02/2011 MIA ADOLFO CRUZ OSORIO 23
Plano 1 - Difusor
Aquí se presentan las ecuaciones para un difusor: divergente, subsónico, de geometría fija y tipo Pitot.
V0 = velocidad de entrada, velocidad de la aeronave.
0
99.097.0
TRK
VoMach
aa
dif
Estas formulas se aplican al difusor de los motores turbo abanico, turborreactor y turbohélice.
Rango de valor
caK
Ka
centradasalida
centradasalida
TT
PP
p
p
1
)(
)(
95.085.0. axialcomp
n
stgcompresor )(pp
24/02/2011 MIA ADOLFO CRUZ OSORIO 24
Plano 2 - Compresor
p stg = relación de presiones por
etapa de compresor
n = número de etapas de compresor
p stg ca = 45.11.1
OPR = p dif * p compresor (es)
Overall Pressure Ratio
p stg fan =
p stg cent=
9.12.1
5.42
Rango de valor
C1450º-Cº900
)1( ..
LIMITET
PPP
salida
ccentradasalida
24/02/2011 MIA ADOLFO CRUZ OSORIO 25
Plano 3 - Cámara de Combustión
P c.c. = rango de caída de presión en cámara de combustiónP c.c. = 3 a 6 % incluso hasta 10 % motores muy grandes y viejos.Debido principalmente a:División de flujos: combustión y enfriamiento; Combustión en exceso de aireRecorrido del flujo a lo largo de la cámaraMezcla de los flujos de combustión y enfriamiento antes de la turbina
Rango de valor
)(
)(
sturbinaeturbinag
ecompresorscompresora
mecTTCp
TTCp
98.088.0 mec
98.090.0 t
24/02/2011 MIA ADOLFO CRUZ OSORIO 26
Plano 4 - Turbina
)(
)(4
mecg
ecompresorscompresora
eturbinasturbinaCp
TTCpTTT
salida
entradaK
K
salida
entradat
P
P
T
T g
tg
1
p
Rango de valor
99.097.0 tob
y
Kg
KgP
P
xP
P
Kg
Kg
tob
critica
entrada
ambiente
entrada
1
)1
1)(
1(1
1
24/02/2011 MIA ADOLFO CRUZ OSORIO 27
Plano 5 - Tobera
Ecuaciones para una tobera subsónica, de geometría fija y convergente.
Determinación si es obturada o no obturada:
Si x > y es tobera obturada
Si x < y es tobera no obturada
Estas formulas se aplican a la tobera (as) de los motores turbo abanico, turborreactor y turbohélice.
Rango de valor
salidaggsalida
entradasalida
entradasalida
TRKV
yPP
KgTT
1
1
2
24/02/2011 MIA ADOLFO CRUZ OSORIO 28
Tobera Obturada si x > y
)(2
11
1
salidaentradagsalida
ambientesalida
Kg
Kg
entradatobentradasalida
TTCpV
PP
xTTT
24/02/2011 MIA ADOLFO CRUZ OSORIO 29
Tobera no Obturada si x < y
Empuje del Motor Turborreactor
24/02/2011 MIA ADOLFO CRUZ OSORIO 30
Empuje Bruto (gross) E = g V salida
Empuje neto E = g Vsalida - aire Ventrada
Empuje NETO E = ( g Vs - a Ve )+(Psal - Pent )Asalida
Gases = aire + combustible
Combustible=( aire* λcc ) / Li
λcc = relación de flujos en la cámara de combustión. = ( 0.25 – 0.33)λcc =flujo para combustión/flujo del compresorLi= relación aire/ combustible = 15:1 estequiometricaLi= mas de 15 mezcla pobre en cruise.Li= menos de 15 mezcla rica solo en take off.
Working cycle and air flow
24/02/2011 MIA ADOLFO CRUZ OSORIO 31
24/02/2011 MIA ADOLFO CRUZ OSORIO 32
Análisis termodinámico del motor
Turbo abanico
TURBOFAN:Flujos separados
Dos ejes
(Booster)
24/02/2011 MIA ADOLFO CRUZ OSORIO 33
DifusorFanLow CompressorHigh CompressorCámara de combustiónHigh TurbineLow TurbineToberas
Condiciones ambiente ISA @ SL(INTERNATIONAL STANDARD ATMOSPHERA @ SEA LEVEL)
P= 1 atm y T=15 ºCVariaciones
Día soleado T > 20ºCDía frío T< 10 ºC
1 2 3 10
1 2 3 4 5 6 7 8 9
Nomenclatura
24/02/2011 MIA ADOLFO CRUZ OSORIO 34
dif
tobfp= 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 turbinelc
= eficiencia de difusor
= eficiencia de tobera de fan
= eficiencia de low compressor
ht = eficiencia de high turbine
lt = eficiencia de low turbine
hc = eficiencia de high compressor
tobc= eficiencia de tobera de core
1mec = eficiencia mecánica de N2
2mec = eficiencia mecanica de N1
fan = eficiencia del fan
Tmax = temperatura de salida en cámara de
combustión= 900-1450 grados Celcius
Tmax= temperatura de entrada a la turbina
lcc = (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
plt = relación de expansión de la low turbine
24/02/2011 MIA ADOLFO CRUZ OSORIO 35
Valores de las constantesKa = 1.4Kg = 1.33Cpa = 1.005 KJ/Kg KCpg = 1.148 KJ/Kg KRa = 287 J/Kg KRg = 284 J/Kg K
K = Cp/Cv
Ka = Exponente del proceso adiabático de aire
Kg = 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
Ra = constante universal del aire
Rg = constante universal de gases
Constantes del fluido de trabajo
24/02/2011 MIA ADOLFO CRUZ OSORIO 36
Difusor
1
0
2
0 )2
1( ka
ka
a
difusorentradasalidaTCp
vPP
Aquí se presentan las ecuaciones para un difusor: divergente, subsónico, de geometría fija y tipo Pitot.
V0 = velocidad de entrada, velocidad de aeronave.
1́0
10
2 )*2
11(
TT
TT
P
P
MachKa
TT
dif
entrada
salidadif
entradasalida
p
0
99.097.0
TRK
VoMach
aa
dif
Rango de valor
fanaK
Ka
fanentradasalida TT
p
1
)(
24/02/2011 MIA ADOLFO CRUZ OSORIO 37
Fan
Compresores (low compressor y high compressor)
caK
Ka
centradasalida TTp
1
)(
)( centradasalida PP p
)( fanentradasalida PP p
P final de compresores = (Pambiente ) (OPR)OPR = (p dif) (p fan ) (p lc) (p hc)
n
stgc )(pp
p stg = relación de presiones por
etapa de compresor o fan
n = número de etapas de compresor o fan
p stg ca = 45.11.1
n
stgffan )(pp
p stgf = 9.12.1
Rango de valor
Rango de valor
24/02/2011 MIA ADOLFO CRUZ OSORIO 38
Cámara de Combustión
P salida = P entrada (1- Pcc) Pcc = cambio de presión en cc
T salida = Limite material de la turbina.Tmax= 900 – 1450 C Rango de valor
)(
)(
2mecg
ehcshcaentradasalida
Cp
TTCpTT
1
g
htg
K
K
salida
entradaht
T
T
p
24/02/2011 MIA ADOLFO CRUZ OSORIO 39
High Turbine
Low Turbinesalida
entradaht
P
Pp
)(
)(
1mecg
elcslcaentradasalida
Cp
TTCpTT
1
g
ltg
K
K
salida
entradalt
T
T
p
salida
entradalt
P
Pp
y
Kg
KgP
P
xP
P
Kg
Kg
tobc
critica
entrada
ambiente
entrada
1
)1
1)(
1(1
1
y
Ka
KaP
P
xP
P
Ka
Ka
tobf
critica
entrada
ambiente
entrada
1
)1
1)(
1(1
1
24/02/2011 MIA ADOLFO CRUZ OSORIO 40
Tobera del Core
Tobera del Fan
Si x > y es tobera obturadaPsalida > Pambiente
Si x < y es tobera no obturadaPsalida = Pambiente
24/02/2011 MIA ADOLFO CRUZ OSORIO 41
Tobera Obturada Tobera no Obturada
salidaggsalida
entradasalida
entradasalida
TRKV
yPP
KgTT
1
1
2
)(2
11
1
salidaentradagsalida
ambientesalida
Kg
Kg
entradatobentradasalida
TTCpV
PP
xTTT
Cálculo de Empuje
VA
TR
P
g
24/02/2011 MIA ADOLFO CRUZ OSORIO 42
Et = Efan + Ecore
Efan = a ( Vsalida - Vambiente )
Ecore = g ( Vsalida ) - core Vambiente + ( Psalida - Pambiente ) Asalida
g = core + fuel
fuel = ( core)(lcc)/ Li
B = frío / caliente
t = caliente + frío
V= VELOCIDAD DEL FLUIDO m/segA= AREA m2ρ= DENSIDAD kg/m3
ANALISIS TERMODINAMICO DE LAS TURBINAS DE GAS DE USO AERONAUTICO
• MOTOR TURBO ABANICO DE FLUJOS SEPARADOS Y ALTO INDICE DE DERIVACION.
24/02/2011 43MIA ADOLFO CRUZ OSORIO
24/02/2011 44MIA ADOLFO CRUZ OSORIO
Pressure(atmospheres)
0
40
Temperature (degrees C)
0
1500
ANALISIS TERMODINAMICO DE LAS TURBINAS DE GAS DE USO AERONAUTICO
• MOTOR TURBO ABANICO DE FLUJOS MEZCLADOS Y BAJO INDICE DE DERIVACION.
24/02/2011 45MIA ADOLFO CRUZ OSORIO
ANALISIS TERMODINAMICO DE LAS TURBINAS DE GAS DE USO AERONAUTICO
• MOTOR TURBO HELICE DE TPL
24/02/2011 46MIA ADOLFO CRUZ OSORIO
ANALISIS TERMODINAMICO DE LAS TURBINAS DE GAS DE USO AERONAUTICO
• MOTOR TURBO EJE DE TPL
• PLANTA MOTRIZ DE HELICOPTEROS
24/02/2011 47MIA ADOLFO CRUZ OSORIO
PRESTACIONES DE LAS TURBINAS DE GAS DE USO AERONAUTICO
24/02/2011 48MIA ADOLFO CRUZ OSORIO
Performance parameters• Specific Thrust
• Thrust Specific Fuel Consumption
The three useful efficiency measure
for turbine engine are:
• Propulsive Efficiency
• Thermal Efficiency
• Overall Efficiency
PRESTACIONES DE LAS TURBINAS DE GAS DE USO AERONAUTICO
Performance parameters
• Specific Thrust = S
• EMPUJE ESPECIFICO= EMPUJE
FLUJO MASICO
S= lb f / lb m / seg
24/02/2011 49MIA ADOLFO CRUZ OSORIO
PRESTACIONES DE LAS TURBINAS DE GAS DE USO AERONAUTICO
24/02/2011 50MIA ADOLFO CRUZ OSORIO
PRESTACIONES DE LAS TURBINAS DE GAS DE USO AERONAUTICO
Performance parameters
• Thrust Specific Fuel Consumption
TSFC: EMPUJE CONSUMO ESPECIFICO DE COMBUSTIBLE
TSFC= FLUJO DE COMBUSTIBLEEMPUJE
TSFC= lb fuel / lb empuje * hora = 1/ h
24/02/2011 51MIA ADOLFO CRUZ OSORIO
PRESTACIONES DE LAS TURBINAS DE GAS DE USO AERONAUTICO
24/02/2011 52MIA ADOLFO CRUZ OSORIO
PRESTACIONES DE LAS TURBINAS DE GAS DE USO AERONAUTICO
24/02/2011 53MIA ADOLFO CRUZ OSORIO
PRESTACIONES DE LAS TURBINAS DE GAS DE USO AERONAUTICO
24/02/2011 54MIA ADOLFO CRUZ OSORIO
Performance parameters
• Propulsive Efficiency : A measure of the amount of engine energy that appears as useful work.
PRESTACIONES DE LAS TURBINAS DE GAS DE USO AERONAUTICO
24/02/2011 55MIA ADOLFO CRUZ OSORIO
PRESTACIONES DE LAS TURBINAS DE GAS DE USO AERONAUTICO
24/02/2011 56MIA ADOLFO CRUZ OSORIO
PRESTACIONES DE LAS TURBINAS DE GAS DE USO AERONAUTICO
Performance parameters
• Thermal Efficiency : A measure of the overallthermodynamic efficiency of the engine
24/02/2011 57MIA ADOLFO CRUZ OSORIO
PRESTACIONES DE LAS TURBINAS DE GAS DE USO AERONAUTICO
24/02/2011 58MIA ADOLFO CRUZ OSORIO
PRESTACIONES DE LAS TURBINAS DE GAS DE USO AERONAUTICO
Performance parameters
• Propulsive System Efficiency : The ratio of usefulwork (supplied to the aircraft) to the heat energyadded (a product of the fuel flow and its lowerheating value). To Named Overall Efficiency
24/02/2011 59MIA ADOLFO CRUZ OSORIO
PRESTACIONES DE LAS TURBINAS DE GAS DE USO AERONAUTICO
24/02/2011 60MIA ADOLFO CRUZ OSORIO
PRESTACIONES DE LAS TURBINAS DE GAS DE USO AERONAUTICO
24/02/2011 61MIA ADOLFO CRUZ OSORIO
PRESTACIONES DE LAS TURBINAS DE GAS DE USO AERONAUTICO
24/02/2011 62MIA ADOLFO CRUZ OSORIO
PRESTACIONES DE LAS TURBINAS DE GAS DE USO AERONAUTICO
24/02/2011 63MIA ADOLFO CRUZ OSORIO
PRESTACIONES DE LAS TURBINAS DE GAS DE USO AERONAUTICO
24/02/2011 64MIA ADOLFO CRUZ OSORIO
PRESTACIONES DE LAS TURBINAS DE GAS DE USO AERONAUTICO
24/02/2011 65MIA ADOLFO CRUZ OSORIO
TURBINAS DE GAS DE USO AERONAUTICO
GRACIAS POR SU ATENCION.
“La técnica al servicio de la patria”
24/02/2011 66MIA ADOLFO CRUZ OSORIO
M. en I.A. ADOLFO CRUZ OSORIODOCENTE PROPULSION
ESIME TICOMAN- IPN, MEXICO [email protected]