Instituto Politcnico Nacional Escuela Superior de Ingeniera Mecnica y Elctrica Unidad Ticomn Ingeniera Aeronutica Diseo de elementos de motor aerorreactor Diseo preliminar de un Turbofan Carlo Corts Introduccin En el ao 1873 GEORGE BRAYTON (1830 1892) expuso el principio de funcionamiento del ciclo que lleva su nombre que originariamente se desarroll empleando una mquina de pistones con inyeccin de combustible, para luego realizarlo como ciclo abierto simple llamado turbina a gas. Si bien se le llama ciclo termodinmico, en realidad el fluido de trabajo no realiza un ciclo completo dado que el fluido que ingresa es aire y el que egresa son gases de combustin, o sea en un estado diferente al que se tena cuando se inici el proceso, por eso se dice que es un ciclo abierto. El ciclo termodinmico terico por el cual funcionan todas las turbinas a gas es el Ciclo BRAYTON. Las transformaciones tericas que se realizan en el ciclo son las siguientes: Lacompresin1-2representalacompresinisoentrpicadelairequeserealiza en el compresor axial. Latransformacin2-3representaelprocesodecombustinapresinconstante donde se produce el aporte de calor (Q suministrado) del medio al sistema debido a la oxidacin del combustible inyectado en el punto 2. Latransformacin3-4representalaexpansinisoentrpicadelosgasesde combustin que se desarrolla en la turbina. No existe la transformacin 4-1. En los diagramas se representa solo amodo de cerrarelcicloyaqueelcicloBRAYTONesenrealidad,comosehaexplicado anteriormente,uncicloabierto.Podemosinterpretarquedelpunto3a4se produceladevolucindecalor(Qdevuelto)delsistemaalmedio,esdecirla prdida de calor al ambiente a travs de los gases de escape de la turbina. Diagramas del ciclo Brayton Objetivos Comparar los ciclos ideales de los motores Turbojet, Tubofan y Tubohlice Seleccionar un tipo de motor para una aeronave dada Realizar el anlisis de ciclo real para dicha configuracin y seleccionar la relacin de compresin ptima. Determinar el rea frontal del motor Avin seleccionado: Airbus A 330-200 Caractersticas de operacin Airbus A 330-200 Altura17.39m Envergadura60.30m Longitud58.82 m Peso mximo238900 kg Peso mximo al despegue230000 kg Peso mximo al aterrizaje182000 kg Peso vaco168000 kg Mximo velocidadM 0.86 Velocidad cruceroM 0.82 Altura crucero35000 ft Motor Turbohlice La propulsin en un motor turbohlice se realiza por la conversin de la mayor parte de la energadelacorrientedegasenpotenciamecnicaparaarrastraralcompresor, accesorios, y carga de la hlice. Solo una pequea cantidad (aproximadamente el 10 por ciento) del empuje del chorro est disponible por la corriente de gas de relativamente baja presinybajavelocidadcreadaporlasetapasdeturbinanecesariasparaarrastrarla carga extra de la hlice. Las caractersticas y usos del turbohlice son como sigue: 1.Altorendimientopropulsivoabajasvelocidades,locualresultaencortascarrerasde despegue pero que disminuye rpidamente a medida que la velocidad aumenta. El motor es capaz de desarrollar alto empuje a bajas velocidadesporque la hlice puede acelerar grandes cantidades de aire a partir de velocidad 0 hacia delante del avin. 2. Tiene un diseo ms complicado y es ms pesado que un turborreactor. 3. Un consumo especfico de combustible (TSFC) ms bajo que el turborreactor. 4. Combinacin motor y hlice con mayor rea frontal lo cual necesita trenes de aterrizaje mayores para los aviones de ala baja, pero que no necesariamente aumenta la resistencia parasitaria. 5. Posibilidad de empuje inverso eficaz. Estascaractersticasdemuestranquelosmotoresturbohlicessonsuperiorespara despegarconcargaspesadasenpistasdelongitudcortaymedia.Normalmentelos turbohlices estn limitados en velocidades hasta aproximadamente 500 mph (800 km./h), ya que el rendimiento de la hlice cae rpidamente con velocidades mayores a causa de laformacindeondasdechoque.Noobstante,losinvestigadoresenlaHamilton Standard division of United Technologies Corporation y otros estn intentando superar, o ampliar esta limitacin experimentando con hlices multipalas de cuerda ancha y dimetro pequeo, quedicensermsrentables queel turbofande granrelacindepaso,conun 20 por ciento de reduccin en el consumo especfico de combustible. Mientrasqueeldiseobsicodeunturbohliceessimilaraunturborreactorpuro, principalmente difiere en: unaturbinaadicionalparaarrastraralahlice,unadisposicindedosconjuntosde rotacin, y, unengranajereductorparaconvertirlaaltavelocidadrotacionaldelaturbinaenuna velocidad ms moderada para la hlice. Un turborreactor est diseado para acelerar una masa de flujo de aire relativamente baja a una alta velocidad de escape, inversamente, un turbohlice est diseado para acelerar unagranmasadeflujodeaireabajavelocidad.Estocomoresultadonosdaun rendimientodecombustibleinmejorable,aunqueacostadelavelocidaddevueloyel ruido en cabina. Losresultadosdelanlisisparamtricodelcicloidealsevenenlassiguientesgrficas todas se han graficado contra la relacin de presiones en el compresor: Condiciones de entrada donde se considera a la relacin de presiones el parmetro variable. Datos de entrada Mo0.82 To218.85 k1.4 Cp1.005 hrp42800 Tt41800 r_c32 r_t2 n_prop0.9 Empuje especfico Relacin consumo de combustible empuje especfico 0500100015002000250030000 10 20 30 40 50F/ c 00.0000050.000010.0000150.000020.0000250 10 20 30 40 50S c Relacin combustible-aire Eficiencia propulsiva 00.0050.010.0150.020.0250.030.0350.040.0450 10 20 30 40 50f c 00.20.40.60.811.20 10 20 30 40 50p c Eficiencia trmica Eficiencia total Ms adelante sern comparados los tres tipos de motor analizados y ser seleccionado el que mejor convenga al avin elegido. 00.10.20.30.40.50.60.70.80 10 20 30 40 50T c 00.10.20.30.40.50.60.70 10 20 30 40 50o c MOTOR TURBOJET Estetipodemotorestienelaventaja,sobremotoresalternativosporejemplo,detener seccionesseparadasquecumplenfuncionesindependientesdemanerasimultneasin interrupcin.Debetenerseencuenta,sinembargo,quecomparativamentelosmotores turbojettienenunmayorconsumodecombustiblerespectodemotoresturbopropy alternativo que operan a las mismas condiciones. Si el factor ms relevante de diseo es la economa, entonces este tipo de motores no sern los ms convenientes. Los motores turbojetconsistenenductospropulsivosatravsdeloscualessehacepasaruna pequea cantidad de masa de aire, la cual luego es obligada a reaccionar en combustin paraserposteriormenteexpelidaaunaaltsimavelocidad(unavezsehayaalcanzado una presin mxima).Un motor turbojet Una de las principales caractersticas de los motores turbojet es el tipo decompresorutilizado,yaquepuedesertantodeltipodelflujoaxialcomodeflujo centrfugo, siendo el primero el ms utilizado. Las secciones de compresin y turbina de estos motores estn compuestas por discos de labes rotores y labes estatores, los cuales se encuentran solidarios a cubos montados sobre los ejes del motor. La cantidad de labes en cada disco depende de la relacin de compresin (o expansin en el caso de la seccin de turbina) que se quiere alcanzar. As el flujo de aire pasa a travs de la seccin de compresin para ingresar a las cmaras de combustin, para mezclarse con el combustible y reaccionar. Las cmaras de combustin puedenserdeltipocananulares,esdecir,variosanilloscnicosmontadosentresen tandem.Elgasproductodelacombustin,aaltatemperaturaypresinesexpandido luegoatravsdelaseccindeturbinaparaserexpulsadoporlatoberaoductode escapeenformadechorropropulsor.Comonomenclatura,cadaunodelosdiscos corresponde a una etapa de compresin o de turbina, segn el disco se encuentre en el compresoroenlaturbina.Cuandoelfluidopasaatravsdelaseccindeexpansin (turbina) permite generar un momemtum sobre el disco, que es transmitido por medio de la flecha o eje a los discos del compresor, razn por la cual se dice que estos motores son de compresor manejado por turbina (turbine-driven compressor). Losresultadosdelanlisisparamtricodelcicloidealsevenenlassiguientesgrficas todas se han graficado contra la relacin de presiones en el compresor: Condiciones de entrada Datos de entrada Mo0.82 To218.85 K1.4 Cp1.005 hpr42800 Tt41800 Empuje especfico 0200400600800100012000 10 20 30 40 50F/ c Consumo especfico de combustible Relacin combustible-aire 00.0050.010.0150.020.0250.030.0350.040.0450 10 20 30 40 50f c 00.000010.000020.000030.000040.000050.000060 10 20 30 40 50S c Eficiencia trmica Eficiencia propulsiva 00.10.20.30.40.50.60.70.80 10 20 30 40 50T c 00.050.10.150.20.250.30.350.40.450 10 20 30 40 50p c Eficiencia total Motor Turbofan El turbofan es una variante del turborreactor, caracterizados por disponer de un ventilador o fan en la parte frontal del motor, el aire entrante se divide en dos caminos: flujo de aire primario y flujo secundario o flujo derivado (bypass). El flujo primario penetra al ncleo del motor(compresoresyturbinas)yelflujosecundariosederivaaunconductoanular exterior y concntrico con el ncleo.En el resto de los componentes son similares al del turbojet. 00.050.10.150.20.250 10 20 30 40 50o c Losresultadosdelanlisisparamtricodelcicloidealsevenenlassiguientesgrficas todas se han graficado contra la relacin de presiones en el compresor: Datos de entrada Mo0.82 To218.85 K1.4 Cp1.005 hpr42800 Tt41800 rf 1.3 alpha2 Empuje especfico 0501001502002503003504000 10 20 30 40 50F/ c Consumo especfico de combustible Relacin de empujes 00.0050.010.0150.020.0250.030.0350.040.0450 10 20 30 40 50f c 02468101214160 10 20 30 40 50FR c Relacin combustible-aire Eficiencia trmica 00.0000050.000010.0000150.000020.0000250.000030.0000350.000040.0000450.000050 10 20 30 40 50S c 00.10.20.30.40.50.60.70.80 10 20 30 40 50T c Eficiencia propulsiva Eficiencia total 00.050.10.150.20.250.30.350.40.450 10 20 30 40 50p c 00.050.10.150.20.250 10 20 30 40 50o c Ahoraseprocedeacompararelcomportamientodelostresmotoresparadiferentes relaciones de compresin. 0500100015002000250030000 10 20 30 40 50Empuje especfico F/ Relacin de compresin c TurbofanTurbojetTurbo hlice00.0050.010.0150.020.0250.030.0350.040.0450.050 5 10 15 20 25Relacin combustible aire f Relacin de compresin c TurbofanTurbojetTurbohlice 00.000010.000020.000030.000040.000050.000060 10 20 30 40 50Relacin f/empueje especfico S Relacin de compresin c TurbofanTurbojetTurbo hlice00.20.40.60.811.20 10 20 30 40 50Eficicencia propulsiva p Relacin de compresin c TurbofanTurbojetTurbo hlice 00.10.20.30.40.50.60.70.80 10 20 30 40 50Eficicencia trmica T Relacin de compresin c TurbofanTurbojetTurbohlice00.10.20.30.40.50.60.70 10 20 30 40 50 Eficicencia total o Relacin de compresin c TurbofanTurbojetTurbo hliceSeleccin del motor Enprimerainstanciasiobservamoslasgrficasdeeficienciatrmicayrelacin combustible-airepodemosobservarquelastresconfiguracionestienenelmismo comportamiento, sin embargo al comparar las dems grficas y relacionarlas para valores delasdosmencionadasanteriormentesepuedenverlasventajasdeunorespectoal otro. Debidoaqueelconsumodecombustiblevaraenunapequeacantidadconla incorporacindelfan,podemosdecirqueelturbofangeneramayorempujeparauna cantidadsimilardecombustiblequeusaraunturbojet.Desdeestepuntodevistael turbofanesmuyeficienteencuantoalconsumodecombustibleademsdemejorarel rendimiento propulsivo y total. Otro hecho importante es que si aumentramos el ndice de derivacin,obtendramosunaumentoenlaeficienciadelconsumodecombustible, acercndonos a los resultados obtenidos por el turbohlice.Porotraparteelturbohlicepresentauncomportamientobastantebuenoconalta eficienciapropulsivaytotal,unbajoconsumodecombustibleyunagrancantidadde empujeespecfico,apesardetodoestotieneunagrandesventaja,lavelocidadde operacin.Elturbofanpresentatambinlaventajadepoderoperaraaltasvelocidadesadiferencia delturbohlicequeestlimitadoporestehechodebidoaqueempiezanapresentarse ondas de choque en la hlice cuando se viaja a velocidades cercanas o mayores a 0.78 Machsiendoestaunadelasrazonesporlasquelosturbohlicesonusadosen aeronavesdebajavelocidadlocualnoeselcasoparaelavinseleccionadocuya velocidad crucero mencionada anteriormente es 0.82 Mach. Por lo tanto el motor elegido es el turbofan. Una vez seleccionado el tipo de motor se procede a determinar la relacin de compresin ptima. Para ello se realiza el anlisis paramtrico del ciclo real, en condiciones de vuelo crucero pues es en dicho rgimen donde el avin permanecela mayor parte del tiempo. Para el anlisis se grafican los resultados de consumo especifico de combustible, relacin combustible-aire,empujeespecficoylosrendimientosenfuncindelasrelacinde compresin. Lascondicionesdeentradasepresentanenlasiguientetabla,elniveldetecnologa seleccionado es el 3 que es el desarrollo tecnolgico logrado entre 1985 y 2005. Datos de entrada Mach0.82 T0 218.85 kc 1.4 Cpc 1.005 kt 1.35 Cpt 1.096 m 0.99 P0/P9 0.9 P0/P19 0.9 Tt4 1800 f 1.3 2 hpr42800 dmax0.98 b 0.92 n 0.98 fn 0.97 ec 0.88 ef 0.86 et 0.89 b 0.99 r 1 De este anlisis se obtuvieron las siguientes grficas: 00.010.020.030.040.050.060 10 20 30 40 50Relacin combustible-aire f Relacin de compresin c 0501001502002503003504000 5 10 15 20 25 30 35 40 45 Empuje especfico F/ Relacin de compresin c 00.000010.000020.000030.000040.000050.000060 10 20 30 40 50 Relacin f/F/ S Relacin de compresin c 00.10.20.30.40.50.60 5 10 15 20 25 30 35 40 45Eficicencia propulsiva p Relacin de compresin c 00.10.20.30.40.50.60 5 10 15 20 25 30 35 40 45 Eficicnecia trmica T Relacin de compresin c En la siguiente tabla se muestran los resultados obtenidos 00.050.10.150.20.250 10 20 30 40 50Eficicencia total o Relacin de compresin c 0246810121416180 5 10 15 20 25 30 35 40 45 Relacin de empujes FR Relacin de compresinc c fF/Sp T oFR 00.048833000000 20.041097245.64495.58E-050.5154850.170220.08774610.00968 40.039145308.45554.23E-050.4260860.2866780.1221513.08051 60.037782331.2213.8E-050.4007170.3436630.13771214.19353 80.0367342.61963.57E-050.3888740.3794310.14755114.75081 100.035789349.02643.42E-050.3823190.4045850.15468115.06404 120.034993352.76613.31E-050.3784190.4234730.16025115.24688 140.034283354.9083.22E-050.3760520.4382760.16481415.35159 160.033638356.01773.15E-050.3746530.4502260.16867915.40585 180.033046356.42393.09E-050.3739080.4600850.1720315.42571 200.032497356.33133.04E-050.3736260.4683550.17498915.42118 220.031983355.87423E-050.3736820.4753780.17764115.39883 240.0315355.14412.96E-050.3739960.4814030.18004315.36314 260.031044354.20572.92E-050.3745080.486610.18223915.31726 280.030611353.10592.89E-050.3751780.4911370.18426415.26349 300.030198351.87942.86E-050.3759760.4950910.18614215.20352 320.029803350.55232.83E-050.3768770.4985560.18789415.13864 340.029425349.1452.81E-050.3778660.5015980.18953715.06984 360.029062347.6732.79E-050.3789270.5042720.19108214.99787 380.028711346.14872.76E-050.380050.5066240.19254214.92335 400.028374344.58212.74E-050.3812270.5086890.19392614.84676 420.028047342.98092.73E-050.382450.5104990.1952414.76847 Seleccin de la relacin de compresin ptima Tantoenlasgrficascomoenlatablaesposibleobservarquelarelacinptimaparamximo empuje especfico es en , para esta relacin los resultados son los siguientes: rcfF/SpToFR 180.033046356.42393.09E-050.3739080.4600850.1720315.42571 Ahora comparando estos resultados con los obtenidos para mayores relaciones de compresinse puedenotarquealaumentarelempujedisminuyeligeramente,sinembargotambinse reduce el consumo especfico de combustible. Por otra parte la eficiencia propulsiva se incrementa de manera mnima, no obstante la eficiencia trmica presenta un incremento considerable y por lo tanto tambin la eficiencia total aunque el incremento de esta ltima es en menor proporcin. Considerando estos factores es recomendable incrementar la relacin de compresin sacrificando una par de Newtons de empuje especfico y obteniendo un incremento de poco mas del 3% en el rendimientotrmico.Larelacindecompresinquecumpleestascaractersticases ,si continuamosaumentandolarelacindecompresinlosincrementosenlaeficienciatrmica disminuye mientras que la disminucin del empuje especfico aumenta en proporcin. Es por estos factores que se ha elegido como relacin de compresin optima: . Comparacin entre ambas relaciones: rcfF/ SpToFR 180.033046356.42393.09E-050.3739080.4600850.1720315.42571 280.030611353.10592.89E-050.3751780.4911370.18426415.26349 Ya que se ha seleccionado la relacin de compresin ptima se realizan graficas con condiciones a nivel del mar variando la velocidad en un rango de cero hasta lo que se considera la velocidad de despegue en trminos del nmero de Mach y manteniendo la relacin de compresin constante. 0.02710.02720.02730.02740.02750.02760.02770.02780 0.05 0.1 0.15 0.2 0.25 0.3 0.35 0.4f Mo Relacin combustible aire 0501001502002503003504004505000 0.05 0.1 0.15 0.2 0.25 0.3 0.35 0.4F/ Mo Empueje especfico 00.0000050.000010.0000150.000020.0000250.000030 0.05 0.1 0.15 0.2 0.25 0.3 0.35 0.4S Mo Consumo especfico de combustible 01234567890 0.05 0.1 0.15 0.2 0.25 0.3 0.35 0.4FR Mo Relacin de emepujes 0.3990.40.4010.4020.4030.4040.4050.4060 0.05 0.1 0.15 0.2 0.25 0.3 0.35 0.4T Mo eficicencia trmica 00.050.10.150.20.250.30 0.05 0.1 0.15 0.2 0.25 0.3 0.35 0.4P Mo eficicencia propulsiva 00.020.040.060.080.10.120 0.05 0.1 0.15 0.2 0.25 0.3 0.35 0.4o Mo eficicencia total 00.10.20.30.40.50.60.70.80.90 0.05 0.1 0.15 0.2 0.25 0.3 0.35 0.4c Mo eficicencia isentrpica del compresor 0.9090.90910.90920.90930.90940.90950.90960.90970 0.05 0.1 0.15 0.2 0.25 0.3 0.35 0.4t Mo eficicencia isentrpica de la turbina ndice Introduccin ................................................... ................................................... .................................. 3 Objetivo ................................................... ................................................... .........................................4 Difusor ................................................... ................................................... ...........................................4 Dibujos................................................... ................................................... .......................................7 Fan ................................................... ................................................... ...............................................10 Dibujos................................................... ................................................... ..................................... 19 Compresor ................................................... ................................................... ................................... 22 Dibujos................................................... ................................................... ..................................... 44 Ensamble final ................................................... ................................................... ............................. 48 Introduccin El turbofan es una variante del turborreactor, caracterizado por disponer de un ventilador o fan en la parte frontal del motor, el aire entrante se divide en dos caminos: flujo de aire primario y flujo secundario o flujo derivado (bypass). El flujo primario penetra al ncleo del motor(compresoresyturbinas)yelflujosecundariosederivaaunconductoanular exterior y concntrico con el ncleo.Para el presente trabajo se realiza el diseo preliminar del difusor, el fan y el compresor conbaseenlateoravistaenclases.Lasalgunasdelascaractersticasdepresin, temperatura,relacionesdepresionesydemssetomandelanlisisdelciclorealdel turbofan, otras ms son debidas a la aeronave seleccionada en este caso el Airbus A-330 ymuchasotrasserncalculadas.Ahorasedefinelaoperacinbsicadelostres elementos mencionados anteriormente. Difusor El difusor tiene la funcin de capturar el aire del exterior en cualquier condicin de vuelo y conducirlo hasta el fan en este caso. La captura y conduccin del flujo debe realizarse con lamenorperdidadeenerga,esdecir,lacorrientedeairedebeconservarlamxima presintotalposible.Sugeometrasederivaderequerimientosaerodinmicosy propulsivos.La finalidaddeldifusores tambinreducirlavelocidaddeentrada del fluido aprovechandoalmismotiempolaenergacinticaparatransformarlaenenerga potencial. Fan Comprime ligeramente la corriente de aire que pasa a travs de l (esto comparado con la compresinquesellevaacaboenelcompresor).Partedelacorrientedeairedel ventiladorpasaporelcentro,elsuministrodeoxgenoparaquemarelcombustiblepara generar energa. En esencia el fan es una especie de compresor axial.Compresor axial Consiste en una serie de etapas cada una compuesta por un rotor y un estator que a su vezestnformadosporunconjuntodealabes.Elfluidodetrabajoesinicialmente acelerado por el rotor para posteriormente ser desacelerado por el estator, de esta forma la energa cintica del fluido es transformada en presin esttica. Este proceso se repite a lolargodecadaetapahastapoderalcanzarlarelacintotaldecompresindeseada. Duranteesteprocesosurgenvariosfenmenoscomoeldedifusinrelacionadoconla disminucin de la velocidad relativa al rotor y que provoca una compresin relativamente menoraladeseadaenlaetapa.Conformeladensidadaumenta,laseccindeflujo disminuye as como la altura de los alabes. Objetivo Disear el difusor, el fan y el compresor axial de manera preliminar. Difusor El primer componente en ser calculado es el difusor, para ello se define las condiciones de entrada en vuelo crucero, tambin se usan las condiciones de despegue para calcular el rea posterior del difusor(entradadelfan),lascondicionesendespeguesernempleadasenelclculodel compresor y el fan. Se considera la velocidad de despegue. Idcspcguc = 8ums Con las siguientes condiciones atmosfricas: Iu = 288KyPu = 1u1 kPu El empuje especfico usando es: Fms= 249.S2Nkgs El empuje requerido son 303 KN, con esto podemos determinar el flujo msico requerido. m =FFms

=SuSkN. 249S2kNkgs= 121S.Skgs Las condiciones totales de presin y temperatura se obtienen como sigue: It1 = Iu +I22cp = 288K +[8ums22u1u m2s2K = 291.184K Pt1 = PA _Ic1Iu ]KK-1= 1u1kPu_291.184K288K]3.5= 1u4.96SkPu Debido a la cada de presin en el difusor la presin total a la salida del difusores: Pt2 = ndPt1 nd = u.99de acuerdo al nivel 4 de tecnologa. Entonces Pt2 = u.99 (1u4.96SkPu) = 1uS.91Sy It2 = It1 = 291.284K . Para calcular las condiciones de temperatura y presin estticas a la entrada del fan se considera la velocidad axial Co = 17u ms la cual se mantiene constante. Entonces tiene: I2 = It2 -Cu22Cp = 291.184K -17ums2u1um2s2K= 276.8u6K P2 =Pt2_I2It2_KK-1= 1uS.91SkPu_276.8u6K291.184K]3.5= 87.uSS6K p =P2RI2 =87.uSS6kPo_u.287kPum3kgK] (276.8u6K) = 1.u9SS7kgm3 El rea del fan para el flujo msico requerido es A]un =mp2Cu = 121S.Su49kgs_1.u9SS7kgm3][17ums = 6.S2S2m2 ConsideramoslavelocidadmximatangencialenlapuntaIt = 4Su msparaseleccionarlos radios de raz, punta y la velocidad angular se parte de la ecuacin (esto es un adelanto del fan que seguiremos usando en su clculo): Acun = n(rt2 -r2) = nrt2_1 -_rrt]2_ Despejando rt se tiene rt = _A]unn _1 -[rrt2] Dondeelfactor rteslarelacinderadios,laecuacinseresuelveparadiferentesvaloresdela relacinderadios.LosresultadosseagrupanenlasiguientetablayN =vt2nteslavelocidad angular. rr/rtrtrrN 0.21.4709164210.29418348.69059 0.251.4884627640.37211648.11661 0.31.5107858780.45323647.40565 0.351.5385090320.53847846.55142 0.41.5724757970.6289945.54587 0.451.6138317930.72622444.37872 0.51.6641519610.83207643.03681 0.551.7256451960.94910541.50319 Los datos en gris son los elegidos para nuestro diseo. Ahora para determinar el rea frontal del difusor, empleamos las condiciones crucero H = u.82I= 218.8S KP= 2S.8 kPu

I= 24S.1S99 mso=VRKI = 296.SS7 msH =vu I= 24S.16 msLas condiciones totales a la entrada del difusor son: It1= 218.8S K +[24S.1S999ms2= 248.266 K Pt1= 2S.8 kPu_248.266K218.8SK] = S7.uu6 kPu It2= It1= 248.266 K Nuevamente debido a la cada de presin en el difusor Pt2= u.99(S7.uu6KPu) = S6.6S6 kPA La presin y temperatura estticas son I2= 248.266 K -[17ums22u1um2s2K= 2SS.88 K P2A= S6.6S6 kPu_2SS.88K248.266K]3.5= 29.7S2S kPu p2=29.7S2S kPu_. 287kPum3kgK] (2SS.88K)= u.4429Skgm3 El flujo msico requerido es m0= pCuA2= _u.4429Skgm3][17ums (6.S2S) = 491.S42kgs

p0=P0RI0=2S.8 kPu_. 287kPum3kgK] (218.8SK)= u.S7892kgm3 A0=m0

I0p0=491.S42kgs[24S.16ms _o. S789kgm3]= S.SS27 m2 A0= nr02 r0=_A0n= 1.S92mConsiderando una pendiente de1u para el incremento del radio del difusor entonces lalongitud de este se define por la siguiente expresinl= rt]un-r0tan(o)=1.S1u79 m-1.Su286 mtan(1u)= 1.17922 m ParareducirefectosderesistenciaalavanceseeligeunperfilsimtricoNACA0010parala construccin del difusor. Dibujos Figura en 3D del difusor Resumen de las caractersticas a la entrada del difusor en condiciones crucero Entrada a la Difusor crucero Temperatura total (K)248.2663057 Presin total (kPa)37.00635113 Temperatura esttica (K)218.85 Presin esttica (kPa)23.8 Densidad (kg/m^3)0.378920856 Flujo msico (kg/s)491.3418322 rea (m^2)5.332650702 Velocidad axial (m/s)170 En la siguiente pgina es posible ver las diferentes vistas del compresor Fan Unavezcalculadoeldifusorpasamosalclculodelfan,paraelloempleamoslascondicionesde despegue. A la entrada del fan tenemos: It2= 291.184K n]= 1.S Pt2= 1uS.91SkPu ]= 1.u91u8m = 121S.S kgsA2= Acntudu= 6.S2Sm2

La temperatura a la salida del fan se puede obtener como sigue: ]= _1t131t2]DespejandoIt13 It13= (1.u91u8)(291.184K) = S17.7K El incremento de temperatura es: AI]= S17.7K -291.184K = 26.S2K Para obtener los tringulos de velocidades se usa la ecuacin siguiente: AI]=uCuCp(tan([1) -tan([2)) La velocidad angular para nuestro fan fue elegida durante el clculo de difusor y es N = 47.4cscg.conociendolosradiosdepuntayrazpodemosobtenerelradiomedioyposteriormentela velocidad tangencial en l. rm= u.982m um = 2nNrm= 2n _47.4rc:scg] (u.982m) = 292.S ms Se considera que el fluido entra de forma axial por lo que o1= u y por lo tanto [1= tan-1_umCu] = tan-1_292.Sms17ums_ = S9.8S Conociendo el valor de [1 y considerando un factor de trabajo realizado z = u.98 [2m= tan-1(tan([1) -AI]CpumCu) = tan-1_tan(S9.8S) -(26.S2K)(1uuS)m2s2[292.Sms [17ums (. 98)_ [2m= 49.S6 Dado que o1= u entonces Cwm= u Cw2m= um-Cutan([2) = [292.Sms -_17ums] tan(49.S6) = 92.9789 ms o2m= tan-1[Cw2Cc =tan-1_92.9787ms170ms_ = 28.68 A hora que conocemos o2m y [2m podemos continuar calculando los ngulos o y [ para raz punta como sigue u= N 2nr= 2n [47.4cscg (u.4SS24m) = 1SS ms ut= N 2n [47.4cscg (1.S1m) = 4Su msAplicando el criterio de vrtice libre tenemos Cw r = ctcCw1m rm= uCw2m rm= 92.9789 msConociendoestosdatospodemoscalcularlosngulosoy[enpuntayrazdelasiguiente manera: o1= o1t= o1m= u Por lo explicadoanterior mente (el flujo entra en direccin axial) o2= tan-1_(Cw2m)(rm)(r)(Cu)_ = 49.84 o2t= tan-1_(Cw2m)(rm)(rt)(Cu)_ = 19.S7 [1= tan-1_u -(Cw1m)(rm)rCu_ = S8.4S66 [1t= tan-1_ut -(Cw1m)(rm)rtCu_ =69.S [2= tan-1_u -(Cw2m)(rm)rCu_ =-1S.8 [2t= tan-1_u -(Cw2m)(rm)rtCu_ =66.S2 Yaqueconocemoslosngulosenelradiomedio,puntayraz,procedemosaobtenerdichos ngulos pero a hora para el estator. Comosedeseaqueelfluidoprovenientedelfanentrealestatordeformaaxialentonces o3m= o3t= o3= u o2mcstuto= o2moto= 28.6846 [2mcstuto= [2moto= 49.S67 Las condiciones estticas se obtienen como los casos anteriores y se tiene I3= SuS.S26KP3= 114.87SKPu

p3= 1.S19SSKgm3

El rea a la salida del fan es A3=mpCu= S.417m2 La altura del alabe es b =A32nrm = u.878m El radio de la raz r = rm -b2 = u.982u1m -u.878m2= u.S4299m Radio de la punta rt = rm +b2 =+ u.878m2= 1.42m Caractersticas a la salida del estatorConestopodemoscalcularlosngulosoparalarazypuntadelestatordeformaanalgicaa como se hizo en el rotor y se obtiene que: o2 = 47.16

o2t = 2u.12

Que son los ngulos fsicos para los alabes del estator. Losiguientesescalcularelnmerodealabesapartirdelascaractersticasenelradiomedio, posteriormente determinaremos la cuerda, el paso y el ngulo de posicionamiento. Para obtener estascaractersticasenlarazyenlapuntaserealizaunprocedimientosimilarempleandoel nmero de alabes obtenido. Primero se obtiene el ngulo de deflexin e = [1m -[2m = 1u.267 Con este dato y el ngulo de [2m, mediante la siguiente grfica obtenemos la relacin paso-cuerda sc = 1.4 El alargamiento ptico es AR = S La altura de alabe en el rotor es de b = rt -r = 1.uS7Sm C =hAR = u.SS2Sms = (u.SS2S)(1.4) = u.49SS2mPm = 2n rm = 6.17mn =Pms= 12.Su2SPara evitar problemas de vibraciones se propone un numero de alabes igual al nmero primo ms cercano a la cantidad de alabes obtenida, entonces se eligen = 1SY se recalcula s, c y AR Entonces tenemos scuI = u.47mccuI = u.SS9mAR = S.1= S Que es cercano al alargamiento optimo A hora determinaremos el ngulo de posicionamiento o = _u.2S_2oc]2+u.1_[2mSu]_0sc 0 = oi1-oi1o = o2-o2io2= [2m -o2i= o -o2oi1= [1m 0 = oi1+o -o2 0 -o = [1m-[2m Despejando 0 tenemos0 _1 -_u.2S_2oc]2+u.1_[2mSu]_ _sc_ = [1m-[2m 0 = [1m-[2m_1 -_u.2S[2oc2+u.1_[2mSu]_ _sc_= 14.48 El ngulo de posicionamiento es: = oi1-02=[1m-02= S2.S9S Se realiza el mismo procedimiento para raz y puntaA hora se obtiene el nmero de alabes, cuerda, paso y ngulo de posicionamiento para los alabes del estator. e = o3m-o3m= 28.6846 -u = S2.S9S En la misma grafica consultamos para e y o3y tenemos la relacin paso cuerdasc= 1.6 AR = SLa altura fue obtenida anteriormente y es b = u.878m c =hAR= u.29268ms = (c) [sc = u.4682Pm= 6.17n = 1S.176A hora el nmero de alabes es el nmero par ms cercano, entonces: n = 14y recalculamos las caractersticas obtenidas s = u.44m c = u.27S4m AR = S.187 = S Paradeterminarelngulodeposicionamientotenemoslaecuacinobtenidaenelclculodel rotor pero en lugar de los ['s se usan los alfas de estator 0 = o1m-o2m_1 -_u.2S[2oc2+u.1_[2mSu]_ _sc_= 4u.4S = oi1-02= 8.4S Conlosdatosobtenidosesposiblecomenzaramoldearelfan,paraelloseempleaelsiguiente perfil: En la figura se ve el perfil cuyo espesor relativo est en funcin de la longitud de curvatura media. La otra figura ilustra el procedimiento para dibujar el perfil del alabe usando como parmetros la longitud de la cuerda, el ngulo de posicionamiento, los ngulos fsicos del alabe y un arco circular tangente a 2 rectas posicionadas a partir de los ngulos fsicos, el cual representa la curvatura del perfilyapartirdeestededistribuyenlosespesores.Elprocedimientoparadibujarelperfilse resume en los siguientes puntos. 1)Se coloca la lnea de longitud igual a la cuerda con un ngulo respecto a la vertical igual al ngulodeposicionamiento.EnlafiguralacuerdaeselsegmentoAByeselngulode posicionamiento. 2)Setrazandosrectas,laprimerapasaporelpuntodeiniciodelacuerda(puntoA)yse colocaaunangulode delaverticalcomoseveenlafigura.Lasegundalnea pasa por el punto B y se colocaa un ngulo de la vertical local. 3)Se traza un arco circular tangente a las rectas dibujadas en el punto anterior y de acuerdo al segmento AB. 4)Elarcorepresentalalneadecurvaturayapartirdeellapodemostrazarconlos espesores relativos, el contorno del perfil. Mediante un software CAD es posible generar de forma paramtrica el procedimiento anterior de maneraquesolosenecesitamodificarlosngulosfsicos,elngulodeposicionamientoyla longitud de la cuerda, en la figura se ve el modelo realizado en CATIA para obtener los alabes. Esteprocedimientoserealizaparalosalabesdelrotoryestatorparaelfanyencadaetapade compresor. En las siguientes tablas se resumen las caractersticas del fan. Dato Raiz Punta0.453 1.5108135.00 450.0038.45655954 69.3096664-15.86329706 66.328983750 0183.3043982 62.286492610 047.16004414 20.123868440 013 130.26243906 0.6868155060.187456471 0.49058250454.31985659 2.9806826492.971927398 66.6991420314 140.243693412 0.6377572560.152308383 0.39859828520.12386844 47.1600441432.96972759 -13.13096808Etapa del FanrotorestatorRoJio (m) ums Co2ms s rcol (m) c rcol (m) N mcro rcol Jclobcs [1() [2() o1e Co1ms o2o3N mcro rcol Jclobcs s rcol (m) c rcol (m) e Entrada al Fan Temperatura total (K)291.1840796 Presin total (kPa)103.9129211 Temperatura esttica (K)276.8059701 Presin esttica (kPa)87.03560366 Densidad (kg/m^3)1.09556865 Flujo msico (kg/s)1215.3049 rea (m^2)6.52524363 Velocidad angular (rev/seg)47.4056489 Velocidad Axial (m/s)170 Incremento de temperatura de la etapa (K)26.51983109 Factor de trabajo realizado0.98 Dibujos Ahora se presentan los dibujos del fan realizados en CATIA. Compresor Hastaahorahemosexplicadoelprocedimientoparacalcularelfan,paralasetapasdel compresorsesigueunprocedimientosimilarporloquesolosepresentanlosresultados obtenidos para cada etapa del compresor. Loquecorrespondeenestapartedeldiseoesdeterminaralnmerodeetapasdel compresor. Sabemosqueelflujomsicoquepasaatravsdelfannoeselmismoqueeldelcompresor pues este flujo se divide, entonces se tiene: m c =mt1 +o

= 121S.SKgs1 +S= 2u2.SSKgs Ac =mp Cu

=2u2.SSKgs[1.S19SKgm3 [17ums = u.9u294 SabemosqueAc = n(rt2 -r2) considerandoelradioderazalasalidadelestatordelfan igualalradioderazalaentradadelrotordelaprimeraetapadelcompresorpodemos determinar el radio de punta del primer rotor del compresor. rt2 = _Acn+r2 = _u.9u294m2n+(u.S4294m)2 = u.91127m Y el radio medio es: rm = u.91127m +u.S4294m2= u.7271Sm Seproponelavelocidadenlapuntaut = SSums,comoconocemoselradioenlapunta podemos calcular la velocidad angular y tenemos lo siguiente: N =ut2n rt =SSums2n(u.91127m) = 61.128 rcJscg Entonces la velocidad tangencial en el radio medio es: um = 2n rm N = 279.276 ms Como al llegar a esta etapa el flujo se ha comprimido un poco debido al fan, debemos obtener larelacindecompresintotalrealdelcompresorpueslantdeltrabajoexteriorincluyela compresin debida al fan entonces tenemos lo siguiente: nccuI=ncn]=281.S= 21.SS8 ccuI= (nccuI)k-1Kcc= 2.7u9 Las condiciones a la entrada del compresor son: It3= S17.7uK pt= 1.S19S kgm3

Pt3= 1SS.u86kPumc=2u2.SS kgsI3= SuS.SSKP3= 114.87El incremento total de temperatura en el compresor es AI1= It4-It3 Con It4= temperatura a la salida del compresor It4= (It3)(ccuI) = 86u.76SKAI = 86u.76SK -S17.7K = S4S.u61Ahoraparapodercalcularelnmerodeetapasesnecesarioconocerelincrementode temperatura por etapa. Tenemos la siguiente ecuacin: AIs=zumCucp(tan[1-tan[2)Consideramos que a la entrada del compresor el fluidoingresa de forma axial por lo cualo1= u entonces [1m= tan-1_umcm] =tan-1_279.276ms17ums_ = S8.6748 La componente de la velocidad relativa al rotor es: I1=Cucos[1=17umscos(S8.67)= S26.948 ms Apllcando el crlLerlo de de Paller" v2v1< u.72 I2= u.72 I1= u.72[S26.948ms = 2SS.4ms y el ngulo fsico de salida del rotor es [2m= cos-1_CuI2] =cos-1_17ums2SS.4ms_ = 4S.769 Conociendo [1m y [2m y considerando un factor de trabajo realizado para la primera etapa igual a z = u.98 calculamos el incremento de temperatura por etapa AIs=(u.98) [279.276ms [17ums1uuSm2Ks2|tan(S8.67) -tan(4S.769)] = S9.7414K Ns=AI1AIs=S4S.uu1KS9.7214K= 1S.66 Se eligen 14 etapas y el incremento de temperatura por etapa es entonces: AIs=AI1Ns=S4S.u61K14= S8.79K Yaconestosdatosysabiendoelnmerodeetapasquesedebencalcularseaplicaelmismo procedimiento que en el clculo del fan empleando el criterio de vrtice libre para determinar las caractersticasdelosalabesderotoryestatordecadaetapa.Acontinuacinsepresentanlos resultados obtenidos para cada etapa as como las condiciones de entrada: Entrada a la etapa 1 Temperatura total (K)317.7039107 Presin total (kPa)135.0867975 Temperatura esttica (K)303.3258012 Presin esttica (kPa)114.8726607 Densidad (kg/m^3)1.319548722 Flujo msico (kg/s)202.5508167 rea (m^2)0.902941568 Velocidad angular (rev/seg)61.12841609 Velocidad Axial (m/s)170 Incremento de temperatura de la etapa (K)39 Factor de trabajo realizado0.98 Entrada a la etapa 2 Temperatura total (K)356.4939701 Presin total (kPa)164.0894974 Temperatura esttica (K)342.1158606 Presin esttica (kPa)142.0706463 Densidad (kg/m^3)1.446935762 Flujo msico (kg/s)202.5508167 rea (m^2)0.823447332 Velocidad angular (rev/seg)61.12841609 Velocidad Axial (m/s)170 Incremento de temperatura de la etapa (K)39 Factor de trabajo realizado0.93 Entrada a la etapa 3 Temperatura total (K)395.2840295 Presin total (kPa)199.3189836 Temperatura esttica (K)380.90592 Presin esttica (kPa)175.0766606 Densidad (kg/m^3)1.60150624 Flujo msico (kg/s)202.5508167 rea (m^2)0.743971745 Velocidad angular (rev/seg)61.12841609 Velocidad Axial (m/s)170 Incremento de temperatura de la etapa (K)39 Factor de trabajo realizado0.88 Entrada a la etapa 4 Temperatura total (K)434.0740888 Presin total (kPa)242.1121269 Temperatura esttica (K)419.6959794 Presin esttica (kPa)215.1864176 Densidad (kg/m^3)1.786479965 Flujo msico (kg/s)202.5508167 rea (m^2)0.666940249 Velocidad angular (rev/seg)61.12841609 Velocidad Axial (m/s)170 Incremento de temperatura de la etapa (K)39 Factor de trabajo realizado0.83 Entrada a la etapa 5 Temperatura total (K)472.8641482 Presin total (kPa)294.0928201 Temperatura esttica (K)458.4860388 Presin esttica (kPa)263.9662905 Densidad (kg/m^3)2.006044012 Flujo msico (kg/s)202.5508167 rea (m^2)0.593942798 Velocidad angular (rev/seg)61.12841609 Velocidad Axial (m/s)170 Incremento de temperatura de la etapa (K)39 Factor de trabajo realizado0.83 Entrada a la etapa 6 Temperatura total (K)511.6542076 Presin total (kPa)357.2336006 Temperatura esttica (K)497.2760982 Presin esttica (kPa)323.3150523 Densidad (kg/m^3)2.265408065 Flujo msico (kg/s)202.5508167 rea (m^2)0.525942946 Velocidad angular (rev/seg)61.12841609 Velocidad Axial (m/s)170 Incremento de temperatura de la etapa (K)39 Factor de trabajo realizado0.83 Entrada a la etapa 7 Temperatura total (K)550.444267 Presin total (kPa)433.9305031 Temperatura esttica (K)536.0661575 Presin esttica (kPa)395.5376347 Densidad (kg/m^3)2.570913855 Flujo msico (kg/s)202.5508167 rea (m^2)0.463444308 Velocidad angular (rev/seg)61.12841609 Velocidad Axial (m/s)170 Incremento de temperatura de la etapa (K)39 Factor de trabajo realizado0.83 Entrada a la etapa 8 Temperatura total (K)589.2343264 Presin total (kPa)527.0939834 Temperatura esttica (K)574.8562169 Presin esttica (kPa)483.4340496 Densidad (kg/m^3)2.93019219 Flujo msico (kg/s)202.5508167 rea (m^2)0.40662022 Velocidad angular (rev/seg)61.12841609 Velocidad Axial (m/s)170 Incremento de temperatura de la etapa (K)39 Factor de trabajo realizado0.83 Entrada a la etapa 9 Temperatura total (K)628.0243858 Presin total (kPa)640.2593626 Temperatura esttica (K)613.6462763 Presin esttica (kPa)590.4070343 Densidad (kg/m^3)3.35236674 Flujo msico (kg/s)202.5508167 rea (m^2)0.355413201 Velocidad angular (rev/seg)61.12841609 Velocidad Axial (m/s)170 Incremento de temperatura de la etapa (K)39 Factor de trabajo realizado0.83 Entrada a la etapa 10 Temperatura total (K)666.8144451 Presin total (kPa)777.7209839 Temperatura esttica (K)652.4363357 Presin esttica (kPa)720.5926183 Densidad (kg/m^3)3.848307545 Flujo msico (kg/s)202.5508167 rea (m^2)0.309610232 Velocidad angular (rev/seg)61.12841609 Velocidad Axial (m/s)170 Incremento de temperatura de la etapa (K)39 Factor de trabajo realizado0.83 Entrada a la etapa 11 Temperatura total (K)705.6045045 Presin total (kPa)944.6951722 Temperatura esttica (K)691.2263951 Presin esttica (kPa)879.0186462 Densidad (kg/m^3)4.430940081 Flujo msico (kg/s)202.5508167 rea (m^2)0.268899008 Velocidad angular (rev/seg)61.12841609 Velocidad Axial (m/s)170 Incremento de temperatura de la etapa (K)39 Factor de trabajo realizado0.83 Entrada a la etapa 12 Temperatura total (K)744.3945639 Presin total (kPa)1147.518181 Temperatura esttica (K)730.0164545 Presin esttica (kPa)1071.797332 Densidad (kg/m^3)5.115618223 Flujo msico (kg/s)202.5508167 rea (m^2)0.232909365 Velocidad angular (rev/seg)61.12841609 Velocidad Axial (m/s)170 Incremento de temperatura de la etapa (K)39 Factor de trabajo realizado0.83 Entrada a la etapa 13 Temperatura total (K)783.1846233 Presin total (kPa)1393.886635 Temperatura esttica (K)768.8065138 Presin esttica (kPa)1306.35921 Densidad (kg/m^3)5.920571913 Flujo msico (kg/s)202.5508167 rea (m^2)0.201243294 Velocidad angular (rev/seg)61.12841609 Velocidad Axial (m/s)170 Incremento de temperatura de la etapa (K)39 Factor de trabajo realizado0.83 Entrada a la etapa 14 Temperatura total (K)821.9746827 Presin total (kPa)1693.149602 Temperatura esttica (K)807.5965732 Presin esttica (kPa)1591.737415 Densidad (kg/m^3)6.867442957 Flujo msico (kg/s)202.5508167 rea (m^2)0.17349622 Velocidad angular (rev/seg)61.12841609 Velocidad Axial (m/s)170 Incremento de temperatura de la etapa (K)39 Factor de trabajo realizado0.83 Dato Raiz Punta0.543 0.911208.5522924 35050.81877648 64.0982132210.9890465 53.553979380 0175.5438584 119.83810140 045.92254926 35.183749223.35678575 2.61764733743 430.079342041 0.1331546830.056672887 0.09511048839.82972999 10.5442338322.44418228 55.3278470550 500.080048939 0.1026982450.066707449 0.0855818742.5657635 32.5661018817.18881765 13.2481793Etapa 1rotorestatorIongituJ (m) ums Co2ms s rcol (m) c rcol (m) N mcro rcol Jclobcs [1() [2() o1e Co1ms o2o3N mcro rcol Jclobcs s rcol (m) c rcol (m) e Dato Raiz Punta0.637009345 0.817246834244.6632411 313.889051354.08624526 60.9592231720.80584745 45.307825949.970458791 7.771550975180.0716483 142.07250793.35678575 2.61764733746.65139538 39.88913843-3.598491307 -2.8751238647 470.085158445 0.1092534520.065506496 0.08404111733.2803978 15.6513972429.98102023 48.6244475954 540.075131431 0.0940789240.062609526 0.07839910350.24988669 42.7642622913.41433279 11.54390802Etapa 2rotorestatorIongituJ (m) ums Co2ms s rcol (m) c rcol (m) N mcro rcol Jclobcs [1() [2() o1e Co1ms o2o3N mcro rcol Jclobcs s rcol (m) c rcol (m) e Dato Raiz Punta0.645707218 0.808548961248.0039295 310.548362956.6933912 61.957101725.52143502 45.95319052-10.69020981 -8.53720179166.8468556 134.8165594-3.598491307 -2.8751238644.46695857 38.41860364-5.331461753 -4.3629120853 530.076549005 0.0958539980.05888385 0.07373384531.17195618 16.0039111833.75805627 49.3151876160 600.068501116 0.0837882030.057084263 0.06982350349.79842032 42.7815157211.69312204 10.18394101Etapa 3rotorestatorIongituJ (m) ums Co2ms s rcol (m) c rcol (m) N mcro rcol Jclobcs [1() [2() o1e Co1ms o2o3N mcro rcol Jclobcs s rcol (m) c rcol (m) e Dato Raiz Punta0.654137607 0.800118571251.2418826 307.310409857.52939503 62.0458194925.53254942 44.44858125-15.86340494 -12.96913998170.0443152 140.5705619-5.331461753 -4.3629120845.01078221 39.58977357-5.267498885 -4.40674111361 610.067378147 0.0824146260.051829344 0.06339586631.9968456 17.5972382433.98625461 48.2202361366 660.063034283 0.0754105530.052528569 0.06284212750.27828109 43.9965146911.91503021 10.55692378Etapa 4rotorestatorIongituJ (m) ums Co2ms s rcol (m) c rcol (m) N mcro rcol Jclobcs [1() [2() o1e Co1ms o2o3N mcro rcol Jclobcs s rcol (m) c rcol (m) e Dato Raiz Punta0.654137607 0.800118571251.2418826 307.310409857.52939503 62.0458194925.53254942 44.44858125-15.86340494 -12.96913998170.0443152 140.5705619-5.331461753 -4.3629120845.01078221 39.58977357-5.267498885 -4.40674111361 610.067378147 0.0824146260.051829344 0.06339586631.9968456 17.5972382433.98625461 48.2202361366 660.063034283 0.0754105530.052528569 0.06284212750.27828109 43.9965146911.91503021 10.55692378Etapa 4rotorestatorIongituJ (m) ums Co2ms s rcol (m) c rcol (m) N mcro rcol Jclobcs [1() [2() o1e Co1ms o2o3N mcro rcol Jclobcs s rcol (m) c rcol (m) e Dato Raiz Punta0.662126508 0.792129671254.3102681 304.242024357.80682766 61.8266123126.89940775 43.6750706-15.67200471 -13.09993821168.0739467 141.9461965-5.267498885 -4.40674111344.67687239 39.86406234-5.209276803 -4.448367667 670.062093473 0.0742850220.04776421 0.05714232530.90741991 18.1515417134.96048974 47.604947974 740.056851647 0.0666261790.047376372 0.05552181649.88614919 44.3124299411.83372642 10.62626244Etapa 5estatorrotorIongituJ (m) ums Co2ms s rcol (m) c rcol (m) N mcro rcol Jclobcs [1() [2() o1e Co1ms o2o3N mcro rcol Jclobcs s rcol (m) c rcol (m) e Dato Raiz Punta0.669568467 0.784687712257.1685838 301.383708658.06187225 61.6197389628.1299919 42.93323337-15.49781728 -13.22417771166.2905514 143.2436107-5.209276803 -4.448367644.37129349 40.12076123-5.156885551 -4.48732468979 790.053253441 0.0624093330.040964186 0.04800717929.93188035 18.6865055935.84446958 47.0176396484 840.050595217 0.0581828680.042162681 0.04848572349.52817904 44.6080859211.75889249 10.69119913rotorEtapa 6estatorIongituJ (m) ums Co2ms s rcol (m) c rcol (m) N mcro rcol Jclobcs [1() [2() o1e Co1ms o2o3N mcro rcol Jclobcs s rcol (m) c rcol (m) e Dato Raiz Punta0.676408368 0.777847811259.7956606 298.756631858.2934305 61.4272936429.22607795 42.2325422-15.34110197 -13.34046276164.6926897 144.4508481-5.156885551 -4.48732468944.09476968 40.35789046-5.110155108 -4.52334041589 890.047752789 0.0549141680.036732915 0.04224166729.06735255 19.1947514436.63738166 46.4654005696 960.044677839 0.0505029850.037231533 0.04208582149.20492479 44.8812308711.69085021 10.75120728rotorEtapa 7estatorIongituJ (m) ums Co2ms s rcol (m) c rcol (m) N mcro rcol Jclobcs [1() [2() o1e Co1ms o2o3N mcro rcol Jclobcs s rcol (m) c rcol (m) e Dato Raiz Punta0.682627243 0.771628936262.1842126 296.368079858.50161902 61.2503765130.19455935 41.57920984-15.20134138 -13.44797903163.2722925 145.5615299-5.110155108 -4.52334041543.84676711 40.57459107-5.068761702 -4.55629377297 970.044217243 0.0499823360.034013264 0.03844795128.30705967 19.6711666737.34238111 45.95265818110 1100.039311676 0.0437552250.03275973 0.03646268848.91552882 45.1308848511.62958125 10.80605484rotorEtapa 8estatorIongituJ (m) ums Co2ms s rcol (m) c rcol (m) N mcro rcol Jclobcs [1() [2() o1e Co1ms o2o3N mcro rcol Jclobcs s rcol (m) c rcol (m) e Dato Raiz Punta0.68823138 0.766024798264.336656 294.215636558.68733433 61.0893414631.04506572 40.97677165-15.07755974 -13.54636269162.0175198 146.5735586-5.068761702 -4.55629377243.62595367 40.77082957-5.032299316 -4.586178053113 1130.038268004 0.0425935820.029436926 0.03276429427.64226861 20.112569837.96493755 45.48170483124 1240.03512726 0.0385611210.029272716 0.03213426748.65825298 45.3570076211.57484442 10.85572558Etapa 9rotorestatorIongituJ (m) ums Co2ms s rcol (m) c rcol (m) N mcro rcol Jclobcs [1() [2() o1e Co1ms o2o3N mcro rcol Jclobcs s rcol (m) c rcol (m) e Dato Raiz Punta0.693244094 0.761012084266.2619446 292.290347858.85194384 60.9439966631.78841807 40.42661397-14.96853682 -13.63559129160.9146631 147.4880381-5.032299316 -4.58617805343.43052541 40.94716163-5.000326762 -4.613070494131 1310.033250231 0.0365006030.0255771 0.02807738727.06352577 20.5173826938.51171437 45.05316061144 1440.03044288 0.0330110030.025369067 0.02750916948.43085217 45.5602321211.52626052 10.90035662Etapa 10rotorestatorIongituJ (m) ums Co2ms s rcol (m) c rcol (m) N mcro rcol Jclobcs [1() [2() o1e Co1ms o2o3N mcro rcol Jclobcs s rcol (m) c rcol (m) e Dato Raiz Punta0.697699564 0.756556615267.9732061 290.579086358.99707036 60.8137652932.43566377 39.92844824-14.8729486 -13.71589322159.9493846 148.3083838-5.000326762 -4.61307049443.25843429 41.10454558-4.972397895 -4.637107451151 1510.029031621 0.0314806920.022332016 0.02421591726.56140659 20.8853170538.989833 44.66637588152 1520.029003438 0.0311107670.022310337 0.02393135948.23083218 45.7416530311.06584913 10.54221638Etapa 11estatorrotorIongituJ (m) ums Co2ms s rcol (m) c rcol (m) N mcro rcol Jclobcs [1() [2() o1e Co1ms o2o3N mcro rcol Jclobcs s rcol (m) c rcol (m) e Dato Raiz Punta0.7016383 0.752617879269.486 289.066292459.12444477 60.6978124832.99750121 39.48072801-14.78945741 -13.78767371159.1075014 149.0396003-4.972397895 -4.63710745143.10754387 41.2441972-4.948080346 -4.658464416199 1990.025482789 0.0273343160.019602146 0.02102639726.12694356 21.2170844739.4064067 44.31977459176 1760.025172144 0.026744670.019363187 0.02057282348.05562422 45.9026616111.02953 10.57628582Etapa 12rotorestatorIongituJ (m) ums Co2ms s rcol (m) c rcol (m) N mcro rcol Jclobcs [1() [2() o1e Co1ms o2o3N mcro rcol Jclobcs s rcol (m) c rcol (m) e Dato Raiz Punta0.70510386 0.749152319270.8170563 287.735236159.23580758 60.5951440933.48395952 39.08100691-14.71676775 -13.8514552158.3754607 149.687704-4.948080346 -4.6584644242.97573307 41.36747864-4.926966544 -4.67734025199 1990.0222628 0.0236535770.017125231 0.01819505925.75184806 21.5141371939.76825862 44.01114072204 2040.021810673 0.0229803040.01677744 0.01767715747.90269961 46.0448188910.99774371 10.60636017Etapa 13rotorestatorIongituJ (m) ums Co2ms s rcol (m) c rcol (m) N mcro rcol Jclobcs [1() [2() o1e Co1ms o2o3N mcro rcol Jclobcs s rcol (m) c rcol (m) e Dibujos Unavezdeterminadaslascaractersticasderotoresyestatoresdelasetapasdelcompresorse procediarealizarlosmodelosenCAD.Enestecasosedibujaronlascincoprimerasetapasdel compresor,ysemuestranenlasiguientefigura.Delascincoetapasseobtuvieronlasvistasdel rotor y estator de la primera y tambin se muestran a continuacin: Dato Raiz Punta0.708140522 0.746115656271.9833808 286.568911659.33284543 60.50468233.9042414 38.72623777-14.653659 -13.90783005157.7406097 150.2592718-4.92696654 -4.67734024742.86096289 41.475815330 0233 2330.019096039 0.0201200940.014689261 0.01547699625.42860403 21.7784442340.08176305 43.73785154236 2360.018923877 0.0197937470.014556828 0.01522595942.86096289 41.4758153313.81290994 13.36651496Etapa 14rotorestatorIongituJ (m) ums Co2ms s rcol (m) c rcol (m) N mcro rcol Jclobcs [1() [2() o1e Co1ms o2o3N mcro rcol Jclobcs s rcol (m) c rcol (m) e Ensamble final Finalmente se presentan como muestra de alabes los correspondientes a una etapa del compresor de,elconjuntoensamblado,esdecirdifusor,fanylascincoprimerasetapasdelcompresor.Se muestran algunas imgenes 3D y las vistas del ensamble.Dibujos de alabes Alabe del rotor de la segunda etapa del compresor Alabe del estator de la segunda etapa del compresor Dibujos del ensamble Finalmente se presentan las vistas en la siguiente pgina 2 ndice Introduccin ................................................... ................................................... .................................. 3 Objetivo ................................................... ................................................... .........................................4 Cmara de combustin ................................................... ................................................... ................. 4 Dibujos................................................... ................................................... ..................................... 10 Turbina ................................................... ................................................... ........................................15 Dibujos................................................... ................................................... ..................................... 26 Ducto de escape ................................................... ................................................... .......................... 31 Dibujos................................................... ................................................... ..................................... 32 Ensamble final ................................................... ................................................... ............................. 34 Dibujos del ensamble final ................................................... ................................................... ...... 34 3 Introduccin Paraelpresentetrabajoserealizaeldiseopreliminardelacmarade combustin,laturbinayelductodeescapeconbase enlateoravistaenclase. Algunas de las caractersticas de presin, temperatura, relaciones de presiones y dems se toman del anlisis del ciclo real del turbofan, otras ms son debidas a la aeronaveseleccionada,enestecasoelAirbusA-330ymuchasotrassern calculadas.Ahorasedefinelaoperacinbsicadelostreselementos mencionados anteriormente. Cmara de combustin La cmara de combustin es el componente del turborreactor en donde se efecta lamezclaaire-combustible,suinflamacinycombustin.Lacmaraproduceun gas de alta presin y temperatura como resultado de la combustin.Turbina Sonlosmecanismosgiratoriosencargadosdeextraerlaenergaprovenientede losgasesdelacombustinconlocualsepodrnmoverelementoscomoel compresoryelfan,paracadaunodeellosdebeexistirunaetapadeturbina debido a las diferentes velocidades de rotacin. Tobera Tienelafuncindedirigirlosgasesquesalendelaturbinaalaatmsfera, transformandolaenergapotencialdelosgasesenenergacintica, proporcionando cierto empuje. Duranteeltrabajoalgunosdelosdatosempleadosseobtuvieronduranteel anlisis del ciclo real del turbofan y durante el diseo del compresor. 4 Objetivo Disearlacmaradecombustin,laturbinayelductodeescapedemanera preliminar. Cmara de combustin Eldiseodelacmaradecombustinaligualqueenelcaso delcompresor,se realizaencondicionesdedespeguepuesesenestaetapadondeserequierela mximapotencia,demaneraqueesrazonablepensarquesieldiseotieneun buen resultado para esta fase, cualquier otra fase dentro de las que opera el motor sern soportadas. Alaentradadel motortenemoscierto flujo msico elcualsedivideendosparte una que viajara a travs del compresor y la otra que sigue viajando en la seccin del flujo secundario. El flujo que entra al motor es: mtotuI= 121S.Skgs Para un ndice de derivacin de 5 entonces el flujo msico que entra al compresor se determina de la siguiente forma: mcompcso=mtotuI1+= 2u2.SS1kgs Ahorasecalculanlascondicionesalasalidadelcompresorquesernlas condiciones a la entrada de la cmara de combustin, entonces primero a la salida del compresor tenemos: TT entrada8. 75 K PT entrada2uu7.SKPo mtuta| atre 2u2.SS1kgs Nmero de cmaras10 mcc(c mara de cumhuxt|h|e) 2u.2SS1kgs mt(|uju tuta| de cumhuxt|h|e) S.S6u2kgs mcc(|uju de cumhuxt|h|e pur c mara) u.SS6kgs Cpa|re 1uuS[kgK 5 Cpgaxex 1u96[kgK Ka|re 1.4 Kgaxex1.35 Ra|re 287]kgK Rgaxex 284[kgK ah0.92 qh0.99 Perdida de presin164.533 kPa hpr 428uu k[kg qcc 4u - 1u6 k[kg Ahoradebemoscalcularelflujomsicoprimarioatravsdeltubodeflamaydelflujosecundarioeneltuboexterior.Paraelloempleamoslarelacin estequiomtrica en el clculo del flujo primario: m cc1 = 1S - m] = 8.S4uS4kgs Y el flujo secundario es: m cc2 = m cc - m cc1 = 11.9147kgs

Paracomenzareldiseoseconsiderancincoplanos,encadaunodeellosse hacenciertasconsideracionescomovelocidadesaxialesdefinidasparacada plano y cadas de presin. Asumimos que la velocidad axial a la entrada de la cmara de combustin es: Icntudu = 6Sms Losvaloresdepresinytemperaturaestticas,ascomoladensidad,elrea axial, el rea anular y los radios primario y secundario se calculan como lo hemos hechoenelcompresorylasecuacionesaplicadasalprimerplanosonlas siguientes: Enlossubndicesempleadoselnmeroserefierealplanoylaletraalflujode referencia primario o secundario. 6 I1p = It1p -Co1p22Cp= 8S2.SS7 K P1p = Pt1p _I1pIt1p_kk-1= 19S2.72 kPo p1p =P1pRI1p = 7.9uu72 kgm3 A1p =mp1pCo = u.u1624 m2 El radio primario es: r1p = _A1pn= u.u7189 mA1s =mcc2

p1sCo = u.u2S12 El radio secundario es: r1s = _An + r1p2= u.1119 m Enlossiguientesplanosdebemosconsiderarlamezcladelaireconel combustible,porlocualdebemoshacerunbalancedeenerga,ademsentre plano y plano un porcentaje del flujo msico secundario pasa al tubo primario, este agregadodeflujomsicosedeberconsiderarenelbalancedeenerga.A continuacinsepresentalaecuacindelbalancedeenerga,delacualnos interesa conocer la temperatura Tx. %m cc2CPcIt3 +(m cc1 +m])CPtIt3' = m xCPtIx 7 Dnde: %mcc2= cs cl porccnto]c Jc lu]o m sico sccunJorio quc cntro ol tubo primorio mx= mcc1+m]+%mcc2 Conociendo la temperatura Ix y la presin total referente al porcentaje de perdida enelplano,podemoscalcularelrestodelascaractersticas.Enlassiguientes tablas se agrupan los resultados obtenidos para cada plano y sus condiciones. Fe|uc|dad % Perdtdas de prest n% de entrada mcc2 65Plano 1300 35Plano 2600 65Plano 37025 90Plano 48045 170Plano 510030 8 Caractersticas del primario Fe|uc|dad[mx mcc1ItPtIPp cro (m2)roJio (m)Jiomctro (m) 65Plano 18.340336860.76472007.303852.35681932.7247.9007170.0162410.071899680.143799 35Plano 28.8963583156.2521957.9443154.0161952.62.1798720.1166040.192655620.385311 65Plano 311.875042562.5341941.492554.8251919.0562.6448940.0690740.148279780.29656 90Plano 417.236682010.9521925.0371996.1711871.0313.3003870.0580290.1359090.271818 170Plano 520.81111830.9431892.131778.2061690.4143.3472840.0355250.106339630.212679 Caractersticas del secundario Fe|uc|dad[mx mcc2ItPtIPp cro (m2)roJio (m)Jiomctro (m) 65Plano 111.91475860.76472007.303852.35681939.5127.9284640.023120.1119320.223864 35Plano 211.91475860.76471957.944858.32691938.6047.8696330.0432580.2255780.451156 65Plano 38.93606860.76471941.49852.35681875.9217.6685140.0179280.1664130.332827 90Plano 43.574424860.76471925.037844.64531801.7887.4327150.0053430.1420290.284057 170Plano 50860.76471892.13803.25231485.3796.44322700.1063390.212679 9 Lossiguientequesedebehacerescalcularlaslongitudesdelasdiferentes secciones,paraellosedeterminaunvolumen,elcualdebemosdedistribuiralo largodelacmaradecombustin,unavezquesedeterminedichovolumen procederemos a calcular el nmero de orificios necesarios para que ingrese el flujo secundarioaltubodeflama,estosorificiosdebenestarseparadosunadistancia de tres veces su dimetro aproximadamente, el rea de los orificios es un valor ya definido y se proporcionar en el momento que sea ocupada. El volumen total para el tubo de flama es: Icc = u.uS2S2 m3 La distribucin de longitudes es la siguiente: Longitud (m)zona 0.12385zona 1-2 0.28898zona 2-3 0.123851zona 3-4 0.123851zona 4-5 Ahora se puede calcular el nmero de orificios por donde entrarel flujo de aire secundario para enfriar el tubo de flama, para ello se calculan los promedios de las caractersticasdecadazona,comosonla temperatura,velocidad,presinetc.,y se agrupan en la siguiente tabla: 10 El rea del orificio es: Ao]co = u.uuuuSu26 m2 Velocidad (m) m TtPtTPp zona 2-3 502.978687860.76471957.944858.27721938.2117.868492 zona 3-4 77.55.361636860.76471941.49854.78841894.7187.723323 zona 4-51302.978687860.76471925.037843.94881796.5937.417402 A# de orificios#real de orificios zona 2-30.007571150.6402151 zona 3-40.008958178.2251179 zona 4-5 0.00308961.4620762 Con esto es posible dibujar la cmara de combustin, en las siguientes pginas se muestran los dibujos obtenidos mediante el software CATIA. Dibujos Cmara de combustin, tubo de flama y tubo de aire fro. 11 Tubo de flama Conjunto de cmaras de combustin En seguida se muestran las vistas de la cmara de combustin, el conjunto de cmaras y el tubo de flama. 12 13 14 15 Turbina Yaquehemosdefinidotodaslascaractersticasdelacmaradecombustinel siguiente paso es definir todas las caractersticas fsicas y geomtricas necesarias para el modelado de la turbina. Para ello se debe de calcular el nmero de etapas necesarias para mover el fan y el compresor. Lo primero que haremos es calcular elincrementodetemperaturaparalaturbinaquemoveralcompresory posteriormente para la turbina que mover al fan. Para conocer el incremento de temperatura en la seccion para el Fan se sabe que el mismo trabajo que hace la seccion de turbina asignada para que trabaje con el Fan debe ser igual al trabajo necesitado por el Fan wcomp = w1ubnccmp CpcircAIcomp = CpgcscsAI1ubnuccmp AI1ubnuccmp = CpcircAIcompCpgcscs= 47S.41S K El incremento total de temperatura es el incrementode temperatura en la turbina quemueveelfanmselincrementodetemperaturaenlaturbinaquemueveelcompresoryyaqueconocemoselincrementototal(obtenidoenelanlisis paramtrico) podemos obtener elincremento en la turbina del fan. AI1ubnu = AI1ubnu]cn +AI1ubnuCcmprcscr Por ello se obtiene queAI1ubnu]cn = 1S6.77S K Una vez obtenido el incremento de temperatura, procedemos a calcular el factor de carga del alabepara el caso dela turbina ocupada del compresor. =2CpgcscsA1Turbincccmp02=13.99 En este caso el factor es muy elevado pues se considera que los valores ptimos para este coeficiente se encuentran entre 3 y 5 por lo que debemos dividir el factor obtenidodemaneraqueelnmeroentreelcualseadivididoserelnmerode etapasdela turbina,lafinalidaddereducirestevaloresreducirlasprdidaspor friccin, en este caso al dividir entre cuatro obtenemos que: = S.498 poro coJo ctopo 16 Y para la turbina del fan tenemos: =2CpgcscsA1Turbinc]cn02=4.207 que est dentro del rango ptimo. Los datos que tenemos a la entrada de la turbina del compresor son: m_kgx] 208.111 qt0.91224 Tt1(K)1801.13 ATTurh|nacumprexur475.415 Pt1Pt3 5.64 Pt1(Pa)1892.13 2N0.05 Para empezar el clculo de la primera etapa de la turbina se hacen las siguientes consideraciones: Cu2= Co3 C1= C3 Adems como es la primera etapa se considera que o1= u. Para las siguientes etapas o3 de ser igual a o1 de la siguiente etapa. Despus de evaluar para la primera etapa o3= u se comprob que el grado de reaccin es muy pequeo por lo cual se debe seleccionar otro valor para dicho ngulo, el valor elegido es: o3= 16 Ahora tenemos la siguiente ecuacin: tan(o3) = tan([3) -1 Con = u.8 despejando [3 de la ecuacin anterior se tiene: [3= S6.9S Conociendo estos ngulos y el coeficiente de flujo y el de carga del alabe, de la siguiente ecuacin despejamos el grado de reaccin en el radio medio: 17 tan([3) =12_12 +2A] Y se tiene: A = u.SSS El siguiente paso es calcular los valores de los ngulos [2y o2 en el radio medio, para ello se emplean las ecuaciones mostradas a bajo: tan([2) =12_12 -2A] tan(o2) = tan([2) +1 Al evaluar los datos requeridos se encuentra que los ngulos son: [2= SS.u269 y o2=62.246 Cu= Cu2= Cu2= u = 22S.421ms C2=Cc2cos(u2)=479.708 Ahora calculamos la temperatura equivalente de la velocidad de salida: I2= It2-C222Cp= 17uu.9 K Ahora tenemos que: I2-I2' =zNC222Cp Entonces tenemos: I2i= 169S.89 K Ahora se calcula P2 de la relacin isentrpica P2=Pt1_It1I2]kk-1= 1487.18 kPo p2=P2RI2= S.u6789kgm3 Ahora se calcula el rea anular en el plano 2 A2=m0

p2Cu2= u.SuS62 m2 18 Lasvelocidadesdesalidaenlosplanosunoytresseobtienendelasiguiente relacin: C1 = C3 =Cu3cos(o3) = 2S2.42Sms Se repite el clculo para conocer las reas en los planos uno y dos I1 - It1 =C122Cp I1 = 1777.6 K P1 de la relacin isentrpica P1 =Pt1[It1I1kk-1 = 179S.11 kPo p1 =P1RI1 = S.S4SS4kgm3 El rea anular en el plano 1 A1 =mp1Cu1 = u.26288 m2

Para el plano tres realizamos clculos similares It3 = It1 - AI0S = 1682.27 K I3 = It3 -C322Cp = 16S8.74 K P3 = Pt3_I3It3]kk-1= 1S6u.8S kPo p3 =P3RI3 = S.u4S2 Y el rea anular en el plano 3 es A3 =m0

p3Cu3 = u.SuS8 m2 Con la siguiente ecuacin se puede obtener el radio medio um = 2nNrm 19 rmcdo= u.727 m Con el rea anular se puede conocer la altura del alabe A = 2nrmb b = u.u6646 m finalmente se calculan los radios de punta y de raz rt= rm+b2= u.76uS6 m r= rm-b2= u.69S9 m Conestosepuedecalcularelnmerodealabesobteniendolaalturapromedio b para el rotor y bn para el estator y se procede de igual forma a como se hizo en el diseo del compresor. Para el clculo de los ngulos en la razy en la punta se emplean las siguientes ecuaciones: tan(o2) = [rmr2tan(o2m) tan(o3) = [rmr3tan(o2m) tan([2) = [rmr2tan(o2m) -_rrm]2_umCu2] tan([3) = [rmr3tan(o2m) +_rrm]3_umCu3] 20 Enlassiguientestablassemuestranlosresultadosobtenidosparacadaetapay sus caractersticas, para la etapa de la turbina del fan se realiza un procedimiento anlogo por lo cual slo se presentan los resultados. 21 ngulos en el radio medio ;;;;; etapa 101.9000160.6500160.2867231.536723062.2462433.026921656.95072 etapa 20.2867231.9000160.6500160.2867231.5367231662.2462433.026921656.95072 etapa 30.2867231.9000160.6500160.2867231.5367231662.2462433.026921656.95072 etapa 40.2867231.9000160.6500160.2867231.5367231662.2462433.026921656.95072 ngulos en el radio de raz ;;;;; etapa 1 01.9910010.7981240.300561.493015063.3361238.5970316.7298856.19053 etapa 2 0.300562.0145490.8356150.3041521.48252216.7298863.6053839.8855716.918556.00344 etapa 3 0.3041522.0473270.8872690.3091591.46844716.918563.971941.5847117.1807155.74957 etapa 4 0.3091592.0946260.9607630.3163931.44917417.1807164.4843743.8568217.5582955.39654 ngulos en el radio de punta ;;;;; etapa 1 01.8169830.509860.2741051.581649061.1777527.017215.3296757.70107 etapa 2 0.2741051.7978050.4767390.2711831.59281315.3296760.9201925.4908315.1738757.88284 etapa 3 0.2711831.772480.4325380.2673241.60803615.1738760.5735823.3920614.9676558.12776 etapa 4 0.2673241.7384930.3723570.2621411.62935914.9676560.0964520.4246514.6901458.46528 22 Nmero de alabes sin correccin RotorEstator hr (m)Cr (m)S/csr (m)Alabeshn (m)Cn (m)S/csn (m)Alabes etapa 10.0667020.0222340.760.016898270.36980.0619980.0206660.850.017566260.0838 etapa 20.0830070.0276690.760.021028217.26310.0767550.0255850.80.020468223.212 etapa 30.1050870.0350290.760.026622171.61340.0965940.0321980.80.025758177.3668 etapa 40.1357430.0452480.760.034388132.85570.123910.0413030.80.033043138.2665 Correccin del nmero de alabes RotorEstator hr (m)Cr (m)S/csr (m)Alabeshn (m)Cn (m)S/csn (m)Alabes etapa 10.0667020.0221820.760.0168592710.0619980.0206730.850.017572260 etapa 20.0830070.0269570.760.0204872230.0767550.0254950.80.020396224 etapa 30.1050870.0347480.760.0264091730.0965940.0320830.80.025667178 etapa 40.1357430.0458890.760.0348751310.123910.0413830.80.033106138 A la salida de la etapa MachT''(K)V(m/s) etapa 10.2927871663.56409.6298-0.0659 etapa 20.3038771544.698409.6298-0.06579 etapa 30.3163291425.835409.6298-0.06567 etapa 40.330451306.971409.6298-0.06552 23 A la entrada del rotor en la raz V(m/s)C(m/s)T(K)M etapa 1285.8567497.78681693.2020.356415 etapa 2291.1554502.49381416.7140.396868 etapa 3298.6868509.0639736.92990.564502 etapa 4309.8281518.581196.9630.459455 Caractersticas a la salida del estator Tt(K)Pt(kPa)P(kPa)T(K)(kg/m3)T'(K)A2(m2)rm(m)h(m)rr(m)rt(m) etapa 11801.1251892.131487.181700.8993.0678931695.8880.3036210.7271280.0664570.69390.760357 etapa 21682.2721439.6961111.8611582.0452.4659631577.0340.3777330.7271280.0826790.6857890.768467 etapa 31563.4181073.72812.52271463.1921.9484511458.180.4780590.7271280.1046380.6748090.779447 etapa 41444.564782.4112578.14061344.3381.5089691339.3270.6172930.7271280.1351140.6595710.794685 Caractersticas a la entrada del estator Tt1(K)T1(K)Pt1(kPa)P1(kPa)(kg/m3)A1(m2)h(m)rr(m)rt(m) 1801.1251777.5971892.131795.1123.5433440.262880.057540.6983580.755898 1682.2721658.7441439.6961360.772.8784640.3236020.070830.6917130.762543 1563.4181539.891073.721010.4842.3024760.4045540.0885490.6828530.771403 1444.5641421.036782.4112732.63331.8089920.5149140.1127050.6707750.783481 24 Caractersticas a la salida rotor Tt3(K)T3(K)Pt3(kPa)P3(kPa)(kg/m3)Ur(m/s)Ut(m/s)A3(m2)h(m)rr(m)rt(m) etapa 1 1682.2721658.7441439.6961360.8283.045416266.4196292.13280.3058610.0669470.6936540.760602 etapa 2 1563.4181539.891073.721010.532.446564263.2726295.27980.3807280.0833340.6854610.768795 etapa 3 1444.5641421.036782.4112732.66951.931902259.0092299.54320.4821540.1055350.6743610.779895 etapa 4 1325.7111302.182554.8435516.49131.495043253.0872305.46530.6230420.1363720.6589420.795314 Y para la turbina que mover al fan se tienen los siguientes datos: Caractersticas a la salida del estator Tt(K)Pt(kPa)P(kPa)T(K) (kg/m3)T'(K)Ut(m/s)Ur(m/s)A2(m2)rm(m)h(m)rr(m)rt(m) 1325.711554.8435345.421184.641.0230951177.587246.2599186.90260.9104480.7271280.199280.6274880.826368 Caractersticas a la entrada del estator Tt1 (K)T1 (K)Pt1(kPa)P1(kPa)(kg/m3)A1(m2)h(m)rr(m)rt(m) 1325.7111302.182554.8435516.46351.3916270.6693420.1465070.6538750.800381 Caractersticas a la salida rotor Tt3 (K)T3(K)Pt3(kPa)P3(kPa)(kg/m3)Ur(m/s)Ut(m/s)A3(m2)h(m)rr(m)rt(m) 1168.9351145.407335.2534309.06571.026995187.0153246.14720.9069910.1985240.6278660.82679 25 ngulos en el radio medio ;;;;; 0.2867232.3428031.0928030.2867231.5367231666.8902447.542551656.95072 ngulos en el radio de raiz ;;;;; 0.3163932.7148221.8782730.3320521.41141217.5582969.7839561.9735418.3702254.68606 ngulos en el radio de punta ;;;;; 0.2621412.0604540.958230.2522831.67292414.6901464.1160343.7812614.1603559.13523 Nmero de alabes sin correccin RotorEstator hr (m)Cr (m)S/csr (m)Alabeshn (m)Cn (m)S/csn (m)Alabes 0.1989020.0663010.760.05038990.669090.1728940.0576310.80.04610599.09304 Correccin del nmero de alabes RotorEstator hr (m)Cr (m)S/csr (m)Alabeshn (m)Cn (m)S/csn (m)Alabes 0.1989020.0675440.760.051333890.1728940.0571080.80.045687100 26 A la salida de la etapa MachT'' (K)V (m/s) 0.352341152.159409.6298-0.09239 A la entrada del rotor en la raz V(m/s)C(m/s)T(K)M 475.4147646.3879995.25840.773156 Dibujos Se realizaron las vistas del rotor y el estator de la ltima etapa de la turbina, se muestra tambin el ensamble de las etapas y sus respectivas vistas. Rotor de la turbina encargada de mover el fan. 27 Estator de la ltima etapa de turbina, encargada de mover el fan. Conjunto de la etapas de la turbina. Ahora se presentan las vistas del rotor, el estator y el ensamble de las etapas de turbina. 28 29 30 31 Ducto de escape El ultimo componente que calcularemos es la tobera, para empezar calculamos la presin ytemperaturas totales a la salida de la tobera ItsclidcItcntrcdc = 1 PtsclidcPtcntrcdc = u.98 Despejando la presin a la salida se tiene: Ptsclidc = (u.98)Ptcntrcdc= S28.S48SkPo Para conocerla temperatura esttica a la salida de la tobera empleamos la siguiente ecuacin: = ItsclidcIsuIdu = 1 +k -12H02 Despejando la temperatura esttica a la salida se tiene: IsuIdu = 11S6.16 K Ahora se calcula la presin esttica a la salida de la tobera y se tiene que: PSuIdu = PtSclidc _IsuIduItSclidc_kk-1= S14.4188 kPo Y como hemos hecho a lo largo de cada etapa del diseo la densidad se calcula como sigue p =PsuIduRISuIdu = u.9S76kgm3 Conociendo el flujo de salida en la tobera,la densidad en la salida y su velocidad se puede obtener fcilmenteel rea de seccin transversal: A =mpCo = u.9727 m2 Y el radio a la salida de la tobera es: 32 rsuIdu=_An= u.SS64 m La longitud de la tobera considerando un ngulo de inclinacin de 10 se calcula como sigue: l =Rcstuto-rsuIdutan(1u Jcg ) = 1.SS m Dibujos El conjunto de dibujos consta de las vistas del elemento y una imagen del solido. Ducto de escape. 33 34 Para concluir el trabajo presentamos el ensamble final del turbofan, se muestran las vistas del slido y las vistas en el plano. Ensamble final Dibujos del ensamble final Se distinguen con diferentes colores los componentes principales del turbofan 35 Vistas laterales: 36 37