evolución 3-4 : cámara de combustión - labprop.dmt…labprop.dmt.upm.es/ljuste/leccion21.pdf ·...
TRANSCRIPT
Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM
[email protected]; http://labprop.dmt.upm.es
Evolución 3-4 : Cámara de combustión
En la cámara de combustión es donde se inyecta una cantidad de combustible en la unidad de
tiempo, c, al aire comprimido por el compresor y se produce una combustión adiabática con el
consiguiente aumento de temperatura. La temperatura al final de la evolución será la temperatura
de combustión adiabática correspondiente.
Energía liberada por unidad de volumen y tiempo) es mucho más alta en los aerorreactores 4,5·105
kW/m3 que en las plantas de vapor 3·102 kW/m3
- Combustión completa.
- Pocas pérdidas de presión de remanso.
- Estabilidad de los procesos de combustión.
- Adecuada distribución radial de temperatura y ausencia de puntos calientes.
- Pequeñas longitudes y áreas frontales.
- Ausencia de apagados de llama
- Capacidad de reencendido.
- Buen funcionamiento bajo diferentes gastos másicos, presiones y temperaturas.
Propiedades más deseadas de estos combustores de aplicaciones aeronáuticas
(T4t)max <=2000 K < (T4t)estequiometricas =2200-2500K
f=c/G < festequiometrica =0,063
Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM
[email protected]; http://labprop.dmt.upm.es
0
Apagado de
llama
Apagado
de llama
Combustión
estable
1
Parámetro de Carga de la Cámara de
Combustión, I
f
0
f = 1
Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM
[email protected]; http://labprop.dmt.upm.es
Geometría y distribución de flujos
Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM
[email protected]; http://labprop.dmt.upm.es
Estabilización de zona primaria
Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM
[email protected]; http://labprop.dmt.upm.es
Configuración de cámara y flujos
Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM
[email protected]; http://labprop.dmt.upm.es
TUBULARES
TUBO-ANULARES
ANULARES
Tipos de cámaras
Flujo directo
Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM
[email protected]; http://labprop.dmt.upm.es
Tipos de cámaras
Flujo invertido
Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM
[email protected]; http://labprop.dmt.upm.es
Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM
[email protected]; http://labprop.dmt.upm.es
TUBULAR TUBO-ANULAR ANULAR
Relación de presiones de remanso
0.93 0.94 0.95
Homogeneidad de perfiles MALO REGULAR BUENO
Coste BARATA MEDIA CARA
Refrigeración MALO MALO BUENO
Compacidad ACEPTABLE ACEPTABLE BUENA
Características típicas de cámaras de combustión de aerorreactores
Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM
[email protected]; http://labprop.dmt.upm.es
Combustión adiabática a presión
constante
Ecuación de la energía:
Entalpía reactantes=Entalpía productos
HR = HP
(1-g)G+c (reactantes)
(1-g)G+c (productos)
Modelo
REACTANTES : masa por unidad de
tiempo “G” de aire + masa por unidad
de tiempo “c” de combustible
PRODUCTOS : masa por unidad de
tiempo “G+c” de productos de
combustión
Datos: P3t, T3t y f ó T4t
4 3
3 4R P
V V
G c h G c h
=
Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM
[email protected]; http://labprop.dmt.upm.es
3 3
4 4
( )R a t f iny
P i i t
i t i t i ref i ref
h h T fh T
h Y h T
h T h T h T h T
sensible formación
=
=
=
CpRT
CpPT
3
4 r r
r 4 r 3
R Rref Rref
P P ef P ef
Rref P ef P P ef R Rref
G c h h h
G c h h h
h h h h h h
=
=
=
Suponiendo gas caloríficamente
perfecto y tomando un cP medio
para productos y reactantes 4 3298 298reaP pP t pR tQ G c c T c T =
Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM
[email protected]; http://labprop.dmt.upm.es
Combustión completa : CO2, H2O QreaP = cL
Combustión real: CO2, H2O,CO, HC, OH, H, NOx, …….etc. QreaP
4 3
:
298 298
q
reaPq
q pP t pR t
rendimiento decombustión
Q
cL
cL G c c T c T
h
h
h
=
=
Calor aportado : cL
c gasto de combustible
L : poder calorífico inferior del
combustible
Calor aportado real hqcL
Suponiendo un cp medio constante (combustión diluida): el proceso es semejante a un
proceso de adición de calor a presión constante
4 3
4 3
1
1
q t t productos
q pe t t
cL g G c h h
fL f C T T
h
h
=
=
Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM
[email protected]; http://labprop.dmt.upm.es
Presión de remanso a la salida de la cámara de combustión :
Perdidas de presión de remanso por fricción, mezcla y adición de calor
434
3
tcc
t
P
P = =
2
3 33 4 41 2
3 3 3 3
1,49 1tt t t
t t t
G TP P TK K
P T A P
=
pérdidas aerodinámicas („frías‟) + pérdidas fundamentales („calientes‟)
1
2
40
2,4
K
K
=
=
Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM
[email protected]; http://labprop.dmt.upm.es
Evolución 4-5 : expansión en la turbina
Datos: P4t, T4t
c auxiliart c auxiliar disipa
m
W WW W W W
h
= =
4 5
4 5
1
1
1
t t
t t
pe t t
W g f G
g f G h h
g f G C T T
= =
=
545
4
tt
t
P
P = =
45 4 5 5 445
45 4 5 5 4
5 4 5 4
1 1
5 445
1 /
1 /
1 / 1 /
1 / 1
real
ideal
e e
e e
pe t treal t tt
ideal pe t t t t
t t t t
t t
C T TW T T
W C T T T T
T T T T
P Pg g
g g
h h
= = = = = =
= =
Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM
[email protected]; http://labprop.dmt.upm.es
/ideal
pe t pereal t real t tt
ideal t t t t t
C dT CW dh P dTe
W dh dP R T dP
= = = =
rendimiento politrópico, et
1
5 5
4 4
e t
e
e
t t
t t
T P
T P
g
g
=
1
4545 1
45
1
1
e t
e
e
e
eg
g
g
g
h
=
Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM
[email protected]; http://labprop.dmt.upm.es
1
45 1
45
1 1 1
1
e
e
e
e
N
ej ej
g
g
g
g
h
h
=
Rendimiento adiabático total función del rendimiento adiabático de cada escalón, hei
donde 45 ei =
y N es el nº de etapas
Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM
[email protected]; http://labprop.dmt.upm.es
MORFOLOGÍA DE LAS TURBINAS AXIALES
Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM
[email protected]; http://labprop.dmt.upm.es
TURBINAS AXIALES: Aerodinámica
Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM
[email protected]; http://labprop.dmt.upm.es
Triángulos de velocidades en un escalón de turbina axial
Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM
[email protected]; http://labprop.dmt.upm.es
Turbina de acción Turbina de reacción
Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM
[email protected]; http://labprop.dmt.upm.es
Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM
[email protected]; http://labprop.dmt.upm.es
Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM
[email protected]; http://labprop.dmt.upm.es
T4t Refrigeración y materiales
Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM
[email protected]; http://labprop.dmt.upm.es
Materiales Efecto de la temperatura
Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM
[email protected]; http://labprop.dmt.upm.es
Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM
[email protected]; http://labprop.dmt.upm.es
+ Refrigeración
Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM
[email protected]; http://labprop.dmt.upm.es
Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM
[email protected]; http://labprop.dmt.upm.es
Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM
[email protected]; http://labprop.dmt.upm.es
Técnicas de refrigeración
Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM
[email protected]; http://labprop.dmt.upm.es
Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM
[email protected]; http://labprop.dmt.upm.es
Fabricación compleja == costos elevados
Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM
[email protected]; http://labprop.dmt.upm.es
T4t elevadas == necesidad de elevados gastos de
refrigeración y esquemas complejos
Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM
[email protected]; http://labprop.dmt.upm.es
g
g
h
=
= =
4 5 5
1
5
4
4
1
1 1
real t t ct t
realtt
idealideal t ct
t
W T T T T
WP
WW T TP
El flujo de refrigeración afecta al rendimiento en tres sentidos:
Cambiando la resistencia de los álabes, probablemente incrementándola.
Produciendo una presión de remanso a la salida más baja, debido a la pérdida de
presión que el flujo de refrigeración sufre a través de los pasajes del sistema de
refrigeración.
Incrementando la entropía del flujo total como un todo por la transferencia de calor
que tiene lugar.
un 2,5% de gasto de refrigeración del
rotor producen una reducción del
rendimiento de la turbina de un 6,5%.
Definición del
rendimiento con
refrigeración
Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM
[email protected]; http://labprop.dmt.upm.es
Evolución 7-8/9. Tobera de salida
P9 = P0
PRIMER PRINCIPIO
Proceso isoentálpico:
59 59
5 8 9 5 8 9
0
t t t t t t
q
h h h T T T
= =
= = = =
gradientes favorables de presión
pérdidas muy pequeñas
La tobera de salida de un motor actúa como un controlador del área del flujo en los
cálculos de actuaciones.
La tobera se trata más fácilmente como un artilugio unidimensional. Después se utilizan
correcciones a sus actuaciones ideales (unidimensionales e isentrópicas) en forma de
coeficientes de gasto (descarga) y de velocidad (empuje). Su comportamiento no ideal
se debe a:
capas límite;
perfiles de la corriente (presión y temperatura);
convergencia o forma
ondas de choque (toberas con-di).
Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM
[email protected]; http://labprop.dmt.upm.es
TIPOS DE TOBERAS
TOBERAS
(por geometría) CONVERGENTES
CONVERGENTES-
DIVERGENTES
AUTOADAPTABLES
ALTO e
(motores cohete)
BAJO e CON-DIV
(aerorreactores)
BIDIMENSIONALES
AXILSIMÉTRICAS
Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM
[email protected]; http://labprop.dmt.upm.es
TOBERA CONVERGENTE
M8 < 1 P8 = P0
P8t = P5t
g = = =
= =
2
28
5 8 8 8 8
8
8 5 8 5
5
11
2 2
2 2 1
t t
P
P t P t
t
VT T T T M
c
TV c T T c T
T
g g
g g
= =
1 1
8 0 8 0
8 8 5 5t t t t
T P T P
T P T P
g
g
=
1
0
8 5
5
2 1P t
t
PV c T
P
Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM
[email protected]; http://labprop.dmt.upm.es
g g
g g
g
g
g
g
g
g
g g
g
g g
gg
g
=
= = =
= =
= =
= =
=
8
1 1
5 8 8 8
15 5
8 0 8
0 8
5
8 52
8
15
8 5
12
8
8 8 8
1
1 11
2 2
11
2
2
1 11
2
2
11
12
t t
t t
tt
tt
g
M
P P P P
P PP P M
P P
TT T
M
PP P
M
V M R T
TOBERA
CONVERGENTE
Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM
[email protected]; http://labprop.dmt.upm.es
Flujo cuasi-unidemensional
TOBERA CONVERGENTE-DIVERGENTE : CON-DI
Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM
[email protected]; http://labprop.dmt.upm.es
TOBERA CONVERGENTE-DIVERGENTE : CON-DI
g
g
g
g
g
g
g g
gg
g
g
g
g
= = = =
=
= = =
= = =
= =
=
=
=
= =
9 8 5 9 8 5
8
5
8 52
8
15
8 5
12
8
8 8 8
12
9 9 9
2
9 9 9
9 9 9
9 9 9
1
2
1 11
2
2
11
12
11
2
11
2
t t t t t t
tt
tt
g
t
t
g
h h h T T T
M
TT T T
M
PP P P
M
u V M R T
P P M
T T M
P R T
u V M RT
P0 = Pt
P = Ps
Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM
[email protected]; http://labprop.dmt.upm.es
1 1
9 09 9 5
9 5
1
99 5
5
9 0
0
9 5
1
09 5
5
2 1
2 1
e e
e e
t t
t t
p t
t
t t
p t
t
P PT T T
P P
PV c T
P
Tobera adaptada P P
P Presión ambiente
donde descarga la tobera
Evolución isentrópica P P
PV c T
P
g g
g g
g
g
g
g
= =
=
=
=
=
9 0 89 8 1P P M
V V= =
1
2 15 2
5
11
2
t
t
G RTF M M M
AP
g
ggg
= =
NÚMERO DE MACH (M)
F(M)
0
0.1
0.2
0.3
0.4
0.5
0.6
0.7
0.8
0 1 2 3 4 5
Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM
[email protected]; http://labprop.dmt.upm.es
Movimiento en toberas (flujo isentrópico)
Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM
[email protected]; http://labprop.dmt.upm.es
Toberas Reales
Gasto RealCoeficiente de Descarga=
Gasto IdealDC =
Área Geométrica de la Tobera CD = Área Efectiva de la Tobera.
Velocidad Media Real Empuje RealCoeficiente de Velocidad (empuje)=
Velocidad Ideal Empuje Ideal con Gasto RealVC = =
CD depende de:
•El ángulo de la parte convergente,
•Corriente externa (corriente libre alrededor de la góndola),
•La proximidad de los cuerpos exteriores (alas, soportes...).
CV depende de:
•La forma de la tobera,
•Rugosidad de la superficie.
Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM
[email protected]; http://labprop.dmt.upm.es
Toberas vectoriales
Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM
[email protected]; http://labprop.dmt.upm.es
TOBERAS: EMPUJE VECTORIAL
Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM
[email protected]; http://labprop.dmt.upm.es
TOBERAS: GEOMETRIA VARIABLE
Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM
[email protected]; http://labprop.dmt.upm.es
Inversores de empuje
Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM
[email protected]; http://labprop.dmt.upm.es
Evolución PROCESO DATOS DE
DISEÑO
DATOS DE
ENTRADA
DATOS DE
CALIDADES
CÁLCULO
0-2 DIFUSOR V0, T0, P0 d T2t, P2t
2-3 COMPRESOR c T2t, P2t hc T3t, P3t , c
3-4 CÁMARA DE
COMBUSTIÓN T4t T3t, P3t hq, cc f, P4t
4-5 TURBINA T4t, P4t ht, hm T5t, P5t
5-9 TOBERA T5t, P5t T9, V9, M9
Resumen del cálculo del ciclo
Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM
[email protected]; http://labprop.dmt.upm.es
CONDICION DE VUELO (V0,H)
CALIDADES
(hIJ)
EMPUJE
Variables de calidad
0 0 0s s s sE G V G V A P P=
EI E G C c E= =
c tT4
COMPORTAMIENTO POPULSOR
0 P u m uW W W EVh = =
COMPORTAMIENTO MOTOR
2 2102
M m m sW cL W G V Vh = =
SISTEMA MOTOPROPULSOR
MP M Ph h h=
Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM
[email protected]; http://labprop.dmt.upm.es
E = GsVs – G0V0 +As(Ps – P0)
Eb = GsVs + As(Ps – P0)
CE = c/G0 I = E/G0
Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM
[email protected]; http://labprop.dmt.upm.es
Problem-Solving Techniques (Fluid Mechanics, Frank M. White, Chapter 1 Introduction)
1. Gather all the given system parameters and data in one place.
2. Find, from tables or charts, all needed fluid property data: , , cp, k, , etc.
3. Use SI units (N, s, kg, m) if possible, and no conversion factors will be
necessary.
4. Make sure what is asked. It is all too common for students to answer the wrong
question, for example, reporting mass flow instead of volume flow, pressure
instead of pressure gradient, drag force instead of lift force. Engineers are
expected to read carefully.
5. Make a detailed sketch of the system, with everything clearly labeled.
6. Think carefully and then list your assumptions. Here knowledge is power; you
should not guess the answer. You must be able to decide correctly
Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM
[email protected]; http://labprop.dmt.upm.es
7. Based on steps 1 to 6 above, write out the appropriate equations, data correlations,
and fluid state relations for your problem..
8. Report your solution clearly, with proper units listed and to the proper number
of significant figures (usually two or three) that the overall uncertainty of the
data will allow.
Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM
[email protected]; http://labprop.dmt.upm.es