Turbinas de Gas de Uso Aeronautico 24 Febrero 2011

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.


Equilibrium Reaction Action

INTRODUCCION


MOTOR

HELICE,

ROTOR PRINCIPAL,

TOBERA

SISTEMA PROPULSIVO

INTRODUCCION

• SISTEMAS PROPULSIVOS


Mvjet

Mvaircraft Thrust = M(vaircraft - vjet)

Propeller - moves LARGE MASS of air at low velocity

INTRODUCCION

• SISTEMAS PROPULSIVOS


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


INTRODUCCION

• MOTORES DE COMBUSTION INTERNA DE USO AERONAUTICO


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



CICLO

WANKEL

CICLO

JOULE-BRAYTON

MOTORES DE COMBUSTION INTERNA

ROTATIVOS

Ejemplos de MCIR


INTRODUCCION



COMBUSTIBLE

LIQUIDO

COMBUSTIBLE

SOLIDO

COHETES

Ejemplos de cohetes


CLASIFICACION DE LAS TURBINAS DE GAS DE USO AERONAUTICO


TURBO EJE TURBO HÉLICE

TURBO ABANICOTURBORREACTOR

EJEMPLOS DE TURBINAS DE GAS DE USO AERONAUTICO


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.



• 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).



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.



• MOTOR TURBORREACTOR


Compressor Combustion Chamber

TurbineShaft

Exhaust Nozzle

mVaircraft

mVjet


• MOTOR TURBORREACTOR



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


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


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


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


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


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


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


Tobera Obturada si x > y

)(2

11

1

salidaentradagsalida

ambientesalida

Kg

Kg

entradatobentradasalida

TTCpV

PP

xTTT


Tobera no Obturada si x < y

Empuje del Motor Turborreactor


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



Análisis termodinámico del motor

Turbo abanico

TURBOFAN:Flujos separados

Dos ejes

(Booster)


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


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


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


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

)(


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


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


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


Tobera del Core

Tobera del Fan

Si x > y es tobera obturadaPsalida > Pambiente

Si x < y es tobera no obturadaPsalida = Pambiente


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


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


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



Pressure(atmospheres)

0

40

Temperature (degrees C)

0

1500


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



• MOTOR TURBO HELICE DE TPL



• MOTOR TURBO EJE DE TPL

• PLANTA MOTRIZ DE HELICOPTEROS


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


Performance parameters

• Specific Thrust = S

• EMPUJE ESPECIFICO= EMPUJE

FLUJO MASICO

S= lb f / lb m / seg






• Thrust Specific Fuel Consumption

TSFC: EMPUJE CONSUMO ESPECIFICO DE COMBUSTIBLE

TSFC= FLUJO DE COMBUSTIBLEEMPUJE

TSFC= lb fuel / lb empuje * hora = 1/ h









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







• Thermal Efficiency : A measure of the overallthermodynamic efficiency of the engine






• 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














TURBINAS DE GAS DE USO AERONAUTICO

GRACIAS POR SU ATENCION.

“La técnica al servicio de la patria”


M. en I.A. ADOLFO CRUZ OSORIODOCENTE PROPULSION

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