Sistemas Propulsivos

Asignatura:Sistemas PropulsivosPropulsin Motor de combustin interna alternativoMotor turborreactorMotor turboventiladorMotor turbohliceMotor turbo eje

1Sistemas PropulsivosUnidad I Propulsin 2ContenidoFundamentos de Propulsin

Clasificacin de los sistemas propulsivos

Evolucin de los sistemas propulsivos

Comparativa de los sistemas propulsivos3Fundamentos de PropulsinUn motor de reaccin es un sistema propulsivo cuyo principio de funcionamiento esta basado en la aplicacin de la segunda y tercera ley de newton

4mVsmVeAccin: FReaccin: E

5Clasificacin de los sistemas propulsivos

Sistemas PropulsivosPropulsores(Motores de reaccin)TurborreactoresDe flujo nicoDe doble flujoEstatorreactoresPulsorreactoresMotores coheteDe combustible solidoDe combustible liquidoMotopropulsoresTurbohlicesTurboejeMotor alternativo y Hlice6Turborreactor (Turbo jet)Es un tipo de turbina de gas, que a diferencia de los motores de ciclo alternativo que tienen un funcionamiento discontinuo (explosiones), tiene un funcionamiento continuo. Consta de las mismas fases que un motor alternativo: admisin, compresin, expansin y escape.

7Turboventilador (Turbofan)Los motores de aviacin tipo Turboventilador, son una generacin de motores a reaccin que reemplaz a los motores turborreactores. Caracterizados por disponer de un ventilador o fan en la parte frontal del motor, el aire entrante se divide en dos caminos: aire de bypass o secundario y aire primario. Tienen varias ventajas: consumen menos combustible, lo que los hace ms econmicos, producen menor contaminacin y reducen el ruido ambiental.

Suele interesar mantener grados de bypas altos ya que disminuyen el ruido, la contaminacin, el consumo especifico de combustible y aumenta el rendimiento. Sin embargo, un aumento en el bypass reduce el empuje especifico a velocidades cercanas o superiores a las del sonido, por lo que para aeronaves militares supersnicas se utilizan motores turbofan de bajo bypass.

8EstatorreactorUn estatorreactor (tambin conocido por el nombre ingls: ramjet) es una especie de motor a reaccin que carece de compresores y turbinas, pues la compresin se efecta debido a la alta velocidad a la que ha de funcionar. El aire ya comprimido, se somete a un proceso de combustin en la cmara de combustin y una expansin en la tobera de escape. El rgimen de trabajo de este motor es continuo.

9Su estructura consta de tres partes fundamentales:sistema de vlvulas cmara de combustin tubo de salida de gases, Esquema de funcionamiento de un pulsorreactor.

Su funcionamiento depende de un flujo de aire (1) que entra a travs de las vlvulas situadas en la parte frontal del reactor donde se mezcla con el combustible (2) que sale de un conjunto de inyectores situados en el sistema de vlvulas. Una buja hace explotar la mezcla (3), haciendo que la fuerza de la explosin acelere los gases en ambas direcciones lo cual provoca que las vlvulas de admisin de aire se cierren haciendo que el gas se vea forzosamente obligado a salir por el tubo de salida de gases (4), produciendo el empuje, y luego crea un vaco haciendo que las vlvulas de admisin vuelvan a abrirse para posteriormente repetir la operacin.

10CoheteUn cohete es un vehculo o aeronave que obtiene su empuje por la reaccin de la expulsin rpida de gases de combustin desde un motor cohete.

El empuje de los cohetes se debe a la aceleracin de los gases de combustin (ver 3a ley del movimiento de Newton).n motor cohete.

Muchos de los cohetes actuales obtienen su empuje de reacciones qumicas (motor de combustin interna). Un motor cohete qumico puede usar propelente slido, lquido o una mezcla de ambos. Una reaccin qumica se inicia entre el combustible y el oxidante en la cmara de combustin, y el resultado son los gases calientes que se aceleran a travs de una tobera (o toberas) en la parte final del cohete. La aceleracin de estos gases a travs del esfuerzo del motor (empuje) en la cmara de combustin y en la tobera, haciendo que el vehculo se mueva (de acuerdo con la tercera Ley de Newton).

11TurboheliceEl tipo de motor denominado turbohlice tiene montada delante del reactor una hlice propulsada por una segunda turbina, denominada turbina libre, o por etapas adicionales de la turbina que mueve el compresor (tipo eje fijo).

Alrededor de un 90% de la energa de los gases expandidos se absorbe en la parte de la turbina que mueve la hlice y el 10% restante se emplea para acelerar el chorro de gases de escape. Esto hace que el chorro solo suponga una pequea parte del empuje total.

12TurboejeUn motor turboeje es un motor de turbina de gas que entrega su potencia a travs de un eje. Es similar al motor turbohlice pero, a diferencia de ste, no mueve directamente una hlice. Normalmente es utilizado como motor de aviacin para propulsar helicpteros.

13Motor alternativo

14Comparativa de los sistemas propulsivos

TurborreactorEste tipo de motores es ampliamente utilizado en aeronutica, dado que presenta varias ventajas frente a los motores alternativos:

Es ms eficiente en trminos de consumo de combustible. Es ms sencillo y tiene menos partes mviles. Tiene una mejor relacin peso/potencia. Requiere menor mantenimiento. La vida til es ms larga.

Turboventilador. (Ventajas): consumen menos combustible, lo que los hace ms econmicos, producen menor contaminacin y reducen el ruido ambiental.

Los Estatorreactores pueden funcionar a partir de velocidades de unos 300 Km/h. Por lo tanto la principal aplicacin del estatorreactor es la de propulsin adicional, despus de haber adquirido la velocidad que necesita para su funcionamiento.Un estatorreactor debe tener una seccin de difusin de entrada con la forma apropiada para que el aire entre a baja velocidad y alta presin en la seccin de combustin; su tobera de escape tambin debe tener la forma adecuada. Como el funcionamiento del estatorreactor depende de la velocidad del aire al entrar en l, un vehculo propulsado por este sistema debe ser acelerado primero por otros medios hasta alcanzar una velocidad suficientemente elevada.

15TurboejePara la potencia que desarrolla, comparado con un motor de pistn equivalente, el turboeje es extremadamente compacto y, por tanto, ligero.

Pulsorreactores Actualmente no tienen casi ninguna funcin destacable en el mundo aeronutico y han quedado relegados al puesto de hobby domstico, al producirse manualmente para aplicaciones de aeromodelismo o como curiosidad cientfica.Sin embargo tambin presentan graves inconvenientes:Elevados consumos - incapacidad para alcanzar cotas supersnicas. Gran tamao - imposibilidad de implementarles postquemadores. Escaso margen de aceleracin debido a su funcionamiento por resonancia, dado que si se intenta variar su funcionamiento entre el escaso margen de frecuencias de explosin que el reactor tiene, puede que este se pare sbitamente o que se vuelva ms ineficiente y deje de dar impulso correctamente.

16Sistemas PropulsivosUnidad II Motor de combustin interna alternativo17ContenidoSistemas moto-propulsores basados en motores de combustin interna

Clasificacin de los motores de combustin interna

Descripcin del motor de combustin interna alternativo de uso aeronutico

Obtencin del trabajo de un moto propulsor con motor de combustin interna18HliceLa hlice es un dispositivo formado por un conjunto de elementos denominados palas o labes, montados de forma concntrica alrededor de un eje, girando alrededor de ste en un mismo plano. Fue inventada en el ao 1785 y su funcin es transmitir a travs de las palas su propia energa cintica (que adquiere al girar) a un fluido, creando una fuerza de traccin; o viceversa, "tomar" la energa cintica de un fluido para transmitirla mediante su eje de giro a otro dispositivo. El inventor de la hlice para los barcos fue el checo Josef Ressel.

19MOTORMotor: es una mquina que recibe energa de cierta forma y la restituye bajo otra forma ms fcilmente utilizable para el fin buscado.

Motor de Combustin Interna Alternativo: est encargado de dar potencia necesaria para el movimiento del vehculo. Es un motor trmico esto es que transformar la energa calorfica en energa mecnica directamente utilizable. Para nuestro caso la energa calorfica se obtiene de la combustin de combustibles lquidos y gaseosos, siendo dicha combustin la que da lugar al movimiento de los motores alternativos y rotativos.20Caractersticas del motor de aviacinSon ligeros, esto es, la relacin peso cilindrada es pequea.

Los valores de RPM son elevados (aprox. 3000 RPM).

La superficie frontal del motor es pequea para obtener menor resistencia al avance.Muchos cilindros poca cilindrada:Mayor potencia especifica (CV/litro) por lo tanto aumentan las RPMMayor rendimiento trmico Mejor posibilidad de refrigeracinUniformidad en el par motorPocos cilindros gran cilindrada:Aumento en el tamao del cigeal vibracionesMenor rendimiento mecnicoVolumen y peso mayor

21Clasificacin de los Motores de Combustin InternaMCIAOTTODIESEL2T4T2T4TNUMERO Y DISPOSICION DE CILINDROSNUMERO Y DISPOSICION DE CILINDROSSISTEMASSISTEMAS22Disposicin de los cilindros

23Segn el sistema de admisin del combustible:Motores de carburacin motores de inyeccin

Segn el sistema de refrigeracin:Motores refrigerados por aguaMotores refrigerados por aireMotores refrigerados por lquidos especiales

Segn el sistema de encendido elctrico:Motores con encendido por magnetoMotores con encendido por batera24Partes del MCIASistema Soporte (Elementos fijos)Mecanismos Pisto-biela-manivela (Elementos mviles)Mecanismos de distribucin de gasesSistemas AuxiliaresSistema de lubricacinSistema de refrigeracinSistema de alimentacin de combustibleSistema de renovacin de cargaSistema de encendido (solo en MEP)25

26Sistema SoporteCilindroson los elementos del motor en donde se tienen lugar las faces del ciclo: admisin, compresin, explosin-expansin y escape. Los cilindros de aviacin son de dimetro grande y carrera pequea.

27CulataEs la parte superior de la cmara de combustin del cilindro de un motor alternativo. Debe soportar relaciones de compresin elevadas.

Cmara de combustinEs la zona superior del cilindro, en donde tiene lugar la combustin de la mezcla aire/combustible.

28Cmara hemisfrica (C)Cmara triangular (B)Cmara en el emboloCmara trapezoidal lateralCmara de bulb0 (A)Cmara discoidalCmara de disposicin mixtaCmara de alta turbulencia con vlvulas lateralesCmara con vlvulas laterales

29Mecanismos Embolo-biela-manivela

30Es el elemento que con las paredes del cilindro y la culata, forma el espacio hermtico de capacidad variable, en donde tienen lugar las fases del ciclo

Embolo

1. Cabeza del Pistn-Embolo2. Cavidad cmara de combustin3. Zona de descarga4. Pared de fuego5. Pared entre aros-segmentos6. Distancia de compresin7. Zona descarga orificio pasador8. Falda (gua)9. Bancada pasador-buln10. Orificio pasador-buln11. Ranura clip de retencin12. Orificios descarga de aceite13. Ranura de aceite14. Ranura rectangular compresin15. Ranura compresin

31

Fig. 2 - Seccin Cabeza de PistnDisposicin de Ranuras de Segmentos

32Bielargano intermedio entre el buln del embolo y el cigeal. Es un elemento mecnico sometido a esfuerzos de traccin y comprensin.Partes de la bielaPie de biela, es la parte con el agujero de menor dimetro, y en la que se introduce el casquillo a presin, en el que luego se inserta el buln, un cilindro o tubo metlico que une la biela con el embolo. El cuerpo es la parte central, est sometido a esfuerzos de traccin-compresin en su eje longitudinal, y suele estar aligerado, presentando por lo general una seccin en forma de doble T, y en algunos casos de cruz. La cabeza es la parte con el agujero de mayor dimetro, y se suele componer de dos mitades, una solidaria al cuerpo y una segunda postiza denominada sombrerete, que se une a la primera mediante tornillos. Entre estas dos mitades se aloja un casquillo, cojinete o rodamiento, que es el que abraza a la correspondiente muequilla mun en el cigeal. MaterialesPor lo general, las bielas de los motores alternativos de combustin interna se realizan en acero templado mediante forja, aunque hay motores de competicin con bielas de titanio o aluminio, realizadas por operaciones de arranque de material.

33Un cigeal es un eje con codos y contrapesos presente en ciertas mquinas que, aplicando el principio del mecanismo de biela - manivela, transforma el movimiento rectilneo alternativo en rotatorio y viceversa.

Esta formado principalmente por los muones, las muequillas y los brazos.

Normalmente se fabrican de aleaciones capaces de soportar los esfuezos a los que se ven sometidos y pueden tener perforaciones y conductos para el paso de lubricante. Hay diferentes tipos de cigeales; los hay de tres apoyos, de cinco apoyos, etctera, dependiendo del nmero de cilindros que tenga el motor

Cigeal34Mecanismos de distribucin de los gasesrbol de levas

Vlvulas

Empujadores

Sistema de transmisin

35rbol de levasEs un mecanismo formado por un eje en el que se colocan distintas levas, que pueden tener distintas formas y tamaos y estar orientadas de diferente manera, siendo un programador mecnico.

Consiste en una barra cilndrica que recorre la longitud del flanco de los cilindros con una serie de levas sobresaliendo de l, una por cada vlvula de motor. Las levas fuerzan a las vlvulas a abrirse por una presin ejercida por la leva mientras el rbol rota. Este giro es producido porque el rbol de levas est conectado con el cigeal, que es el eje motriz que sale del motor. La conexin entre cigeal y rbol de levas se puede realizar directamente mediante un mecanismo de engranajes o indirectamente mediante una correa o cadena, conocida como correa de distribucin.

36VlvulasCabezaZona de asientoVstago

37

38Reductor de velocidad de la hlice

39Terminologa usada:Punto muerto superior: posicin del embolo mas cercana a la culata

Punto muerto inferior: posicin del embolo mas lejana a la culata

Dimetro: dimetro interno del cilindro (mm)

Carrera: distancia entre el PMS y el PMI

Cilindrada unitaria:

Volumen de la cmara de combustin:

Cilindrada total:

Relacin de compresin:

VcVu

40Ejercicio 1:Determinar el volumen, la relacin de compresin y la cilindrada total de un motor de 4 cilindros con las siguientes caractersticas: C = 79 mm D = 75 mm Vc= 68 cm

Determinar la relacin de compresin, volumen unitario y cilindrada total de un motor de 8 cilindros.C = 92 mmD = 87 mmVc = 72 cm

Determinar el volumen de la cmara de combustin y la cilindrada total del motor de 6 cilindros con:C = 82 mmD = 80 mmRc = 9.5

41Codificacin de los motores recprocos

Los motores a pistn, a partir de los motores radiales y generalmente de produccin estadounidense, estn organizados en letras y nmeros que permiten conocer su disposicin, cilindrada y en algunos casos, la referencia del sistema de combustible que los fabricantes ofrecen para estas plantas motrices.La codificacin se encuentra de la siguiente forma:X-n-g en el que X es el conjunto de letras, n la cilindrada en pulgadas cbicas y g la variante especficaLetras (disposicin):L: En L O: Con cilindros opuestos R: Radial V: En V En estas cuatro nomenclaturas la variante especfica "g" corresponde a informacin adicional (componentes especficos, uso o no de sobrealimentacin, etc.) que se encuentra en el manual de cada motor. Se us como una clasificacin militar de los motores que usaban las aeronaves de dicha aviacin, pero con la llegada del jet y otros avances ha cado en desuso y solo es aplicable para motores antiguos que fueron cobijados bajo este sistema.Letras (caractersticas de un motor de cilindros opuestos):G: Con caja reductora de engranajesI: Cuenta con sistema de inyeccinS: con super cargadorT: Turbo (con turbo alimentador)AE: Motor para acrobacia areaH: HorizontalL Rotacin hacia la izquierdaMotor Pratt & Whitney R-1830-55, es un motor Radial de 1830 pulgadas cbicas de desplazamiento (1,830 cu. in. = 29,988 cc aprox.) con la variante especfica -55.Allison V-1710-34 es un motor en V de 1,710 cu. in. (28,000 cc aprox) con la variante especfica -34.Lycoming GTSIO-520M, es un motor de cilindros horizontalmente Opuestos de 520 cu. in. (8,520 cc aprox), con sistema de Inyeccin de combustible, TurboSupercargado, con caja reductora de engranajes (Geared); la M quiere decir que todos los componentes del sistema de control de combustible, se rige bajo las partes que tengan la letra M para ese motor.Continental O-550G, indica que es un motor de aspiracin normal (con carburador), sin ninguna mejora o variante en el sistema de mezcla de combustible o aspiracin, y la referencia del sistema de combustible es G.Lycoming TIO-540AF1B, indica que es un motor turbocargado y con sistema de inyeccin de 540 cu. in (8850 cc aprox.) con partes del sistema de combustible de diversas caractersticas.

42Descripcin del motor de combustin interna alternativo(4T)

43AdmisinEn esta fase el descenso del pistn aspira la mezcla aire combustible en los motores de encendido provocado o el aire en motores de encendido por compresin. La vlvula de escape permanece cerrada, mientras que la de admisin est abierta. En el primer tiempo el cigeal da 180 y el rbol de levas da 90 y la vlvula de admisin se encuentra abierta y su carrera es descendente.

44CompresinAl llegar al final de carrera inferior, la vlvula de admisin se cierra, comprimindose el gas contenido en la cmara por el ascenso del pistn. En el 2 tiempo el cigeal da 360 y el rbol de levas da 180, y adems ambas vlvulas se encuentran cerradas y su carrera es ascendente.

45ExpansinAl no poder llegar al final de carrera superior el gas ha alcanzado la presin mxima. En los motores de encendido provocado, salta la chispa en la buja provocando la inflamacin de la mezcla, mientras que en los motores dise, se inyecta el combustible que se autoinflama por la presin y temperatura existentes en el interior del cilindro. En ambos casos, una vez iniciada la combustin, esta progresa rpidamente incrementando la temperatura en el interior del cilindro y expandiendo los gases que empujan el pistn. Esta es la nica fase en la que se obtiene trabajo. En este tiempo el cigeal da 180 mientras que el rbol de levas da 240, ambas vlvulas se encuentran cerradas y su carrera es descendente.

46EscapeEn esta fase el pistn empuja cuidadosamente, en su movimiento ascendente, los gases de la combustin que salen a travs de la vlvula de escape que permanece abierta. Al llegar al final de carrera superior, se cierra la vlvula de escape y se abre la de admisin, reinicindose el ciclo. En este tiempo el cigeal da 360 y el rbol de levas da 180 y su carrera es ascendente.

47Descripcin del motor de combustin interna alternativo(4T)

48Fase de expansin-escape

Al llegar el pistn a su punto muerto superior se finaliza la compresin y se provoca la combustin de la mezcla gracias a una chispa elctrica producida por la buja. La expansin de los gases de combustin impulsa con fuerza el pistn que transmite su movimiento al cigeal a travs de la biela.En su recorrido descendente el pistn abre la lumbrera de escape para que puedan salir los gases de combustin y la lumbrera de transferencia por la que la mezcla aire-combustible pasa del crter al cilindro. Cuando el pistn alcanza el punto inferior empieza a ascender de nuevo, se cierra la lumbrera de transferencia y comienza un nuevo ciclo.

49Fase de admisin-compresin

El pistn se desplaza hacia arriba (la culata) desde su punto muerto inferior, en su recorrido deja abierta la lumbrera de admisin. Mientras la cara superior del pistn realiza la compresin en el cilindro, la cara inferior succiona la mezcla aire combustible a travs de la lumbrera. Para que esta operacin sea posible el crter ha de estar sellado. Es posible que el pistn se deteriore y la culata se mantenga estable en los procesos de combustin.

50Ventajas:El motor de dos tiempos no precisa vlvulas ni de los mecanismos que las gobiernan, por tanto es ms liviano y de construccin ms sencilla, por lo que resulta ms econmico. Al producirse una explosin por cada vuelta del cigeal, frente a una cada dos vueltas de cigeal en el motor de cuatro tiempos, desarrolla ms potencia para una misma cilindrada y su marcha es ms regular. Pueden operar en cualquier orientacin ya que el crter no almacena lubricante.

Desventajas:Este motor consume aceite, ya que la lubricacin se consigue incluyendo una parte de aceite en el combustible. Este aceite penetra con la mezcla en la cmara de combustin y se quema pudiendo producir emisiones contaminantes y suciedad dentro del cilindro que en el caso de afectar a la buja impide el correcto funcionamiento. Su rendimiento es inferior ya que la compresin, en la fase de compresin-admisin, no es enteramente efectiva hasta que el pistn mismo cierra las lumbreras de transferencia y de escape durante su recorrido ascendente y es por esto, que en las especificaciones de los motores de dos tiempos aparecen muchas veces dos tipos de compresin, la compresin relativa (relacin entre los volmenes del cilindro y de la cmara de combustin) y la compresin corregida, midiendo el cilindro solo desde el cierre de las lumbreras. Esta prdida de compresin tambin provoca una prdida de potencia. Durante la fase de potencia-escape, parte del volumen de mezcla sin quemar (mezcla limpia), se pierde por la lumbrera de escape junto a los gases resultantes de la combustin provocando no solo una prdida de rendimiento, sino ms emisiones contaminantes.

51TermodinmicaSistema Termodinmico52Pc = Pa Presin (de cuerdo y alrededores) c = a Potencial qumico (de cuerdo y alrededores)Tc = Ta)Temperatura (de cuerdo y alrededores)53Estado TermodinmicoEnerga interna

U = U ( S , V, Nn )

Propiedades termodinmicas del sistema

54Energa: Capacidad para producir trabajo. La energa se llama potencial cuando esta contenida en un cuerpo o en un sistema y se identifica, por ello, con la posibilidad de efectuar trabajo.

La energa potencial puede definirse tambin como energa almacenada.

Cuando se manifiesta efectuando un trabajo se le llama actuante o transitoria.

55TrabajoEnerga mecnica en transicin (naturaleza pasajera) y no puede ser almacenada en un sistema.

Es la energa necesaria para levantar a 1m de altura un peso de un kilogramo.

56PotenciaEs el trabajo realizado por unidad de tiempo.

57Estado termodinmicoDe un elemento cualquiera esta definido por su condiciones temperatura, presin, el volumen, entalpia, energa interna y entropa, es decir por los valores de las llamadas magnitudes caractersticas del fluido.Transformacin reversible :Una vez realizado el proceso puede ser reproducido en sentido inverso, por lo que el fluido queda en su estado inicial pasando por una sucesin idntica de estados. En la transformacin reversible el rendimiento es igual a la unidad el cambio es ideal.La energa gastada, cuando la transformacin se verifica en un sentido, es igual a la producida cuando la transformacin se lleva a cabo en sentido inverso.Transformacin irreversible :Si la energa suministrada al fluido cuando la transformacin se verifica en un sentido, no es completamente restituida cuando la misma se realiza en sentido inverso.58Leyes de la termodinmicaPrimera ley de la termodinmica

Tambin conocido como principio de conservacin de la energa para la termodinmica, establece que si se realiza trabajo sobre un sistema o bien ste intercambia calor con otro, la energa interna del sistema cambiar.

Visto de otra forma, esta ley permite definir el calor como la energa necesaria que debe intercambiar el sistema para compensar las diferencias entre trabajo y energa interna. Fue propuesta por Antoine Lavoisier.

59Leyes de la termodinmicaSegunda ley de la termodinmica

Esta ley regula la direccin en la que deben llevarse a cabo los procesos termodinmicos y, por lo tanto, la imposibilidad de que ocurran en el sentido inverso.

Tambin establece, en algunos casos, la imposibilidad de convertir completamente toda la energa de un tipo en otro sin prdidas.

De esta forma, La Segunda ley impone restricciones para las transferencias de energa que hipotticamente pudieran llevarse a cabo teniendo en cuenta slo el Primer Principio. Esta ley apoya todo su contenido aceptando la existencia de una magnitud fsica llamada entropa (transformacin) tal que, para un sistema aislado (que no intercambia materia ni energa con su entorno), la variacin de la entropa siempre debe ser mayor que cero.

60Leyes de la termodinmicaLey cero de la termodinmica

A este principio se le llama del equilibrio termodinmico. Si dos sistemas A y B estn en equilibrio termodinmico, y B est en equilibrio termodinmico con un tercer sistema C, entonces A y C estn a su vez en equilibrio termodinmico. Este principio es fundamental, aun siendo ampliamente aceptado, no fue formulado formalmente hasta despus de haberse enunciado las otras tres leyes. De ah que recibe la posicin 0.

61Gases ideales:

Los gases ideales son los que cumplen con las leyes de Boyne-Mariotte y de Gay-Lussac, resumidas en la relacin que une presin, volumen y temperatura llamada ecuacin de estado.

Donde R = 0.287 kJ/KgK (constante universal de los gases)

62El calor especfico o ms formalmente la capacidad calorfica especfica de una sustancia es una magnitud fsica que indica la capacidad de un material para almacenar energa interna en forma de calor. De manera formal es la energa necesaria para incrementar en una unidad de temperatura una cantidad de sustancia; usando el SI es la cantidad de [J] de energa necesaria para elevar en un 1 K la temperatura de 1 kg de masa. Se la representa por lo general con la letra c.El calor especfico a volumen constante: El calor especfico a presin constante: Relacin de calores:

63Relacin de los gases perfectos:

Energa interna:Energa trmica almacenada, poseda por el fluido en virtud de la posicin y del movimiento de las molculas que lo componen Entalpia:

Entalpa Es una magnitud de termodinmica simbolizada con la letra H, la variacin de entalpa expresa una medida de la cantidad de energa absorbida o cedida por un sistema termodinmico, o, lo que es lo mismo, la cantidad de energa que tal sistema puede intercambiar con su entorno.

64Transformacin a volumen constante

Aplicando la ecuacin de la energa para flujo intermitente:PVV = Const.W = 012P1P2V1 = V2TSQ = U2 U1Q = Cv (T2 T1)12T1T2S1 S2 QSegn el diagrama P-V no hay trabajo por lo tanto:

65Adems como la trasformacin es a volumen constante V1 = V2 y por tratarse de un gas perfecto:

De donde resulta

66Transformacin a presin constante

PVW=P2 V2 P1 V1

P = const.12P2 = P1

V1 TSQ = h2 h1 = Cp (T2 T1)

P = const.12T1T2S1 S2 QV2 W Aplicando la ecuacin de la energa para flujo intermitente:Segn el diagrama P-V el trabajo es:

67Adems como la trasformacin es a presin constante P1 = P2 y por tratarse de un gas perfecto:

De donde resulta

Por lo que la ecuacin queda:

68Transformacin isentrpica o adiabtica reversiblePVW=U1 U2 = Cv ( T1 T2 )12P1

V1 TSS = const12T1T2S1 = S2 Q = 0V2 W P2Aplicando la ecuacin de la energa para flujo intermitente:Segn el diagrama P-V no hay intercambio de calor:

69Y como es un gas perfecto:

En una transformacin isentrpica varia tambin la energa interna del fluido operante . Adems como la transformacin es adiabtica tenemos

luego tenemos:o bien:

70Ciclos TermodinmicosIdeal :El flujo operante es aire que se comporta como gas perfecto. Por lo que los calores especficos se consideran constantes. Nos presenta el limite mximo terico que puede alcanzar el motor.

Aire: El flujo operante es aire pero considerando el cambio de calores especficos.

Aire combustible:Considera la mescla de los gases y sus calores especficos.

Real:Se obtiene a partir de mediciones.

71Ciclos TermodinmicosOtto

Terico RealDiesel

TericoReal

72Ciclo Otto

RendimientoLa segunda ley de la termodinmica nos dice que ningn motor real o ideal puede convertir en trabajo mecnico todo el calor en el introducido. Por tanto solo una fraccin del calor suministrado por la combustin ser transformada en trabajo; esta fraccin representa el rendimiento trmico del motor.

73Ciclo Otto

TericoEs el ciclo ideal de el motor encendido con buja. Las trasformaciones termodinmicas que se verifican durante el ciclo son:

1-2 Adiabtica o isotrpica (Sin intercambio de calor con el exterior): compresin del fluido activo y el correspondiente trabajo W1 realizado por el embolo.2-3 Isocrica : introduccin instantnea del calor suministrado Q1. 3-4 Adiabtica: expansin y el correspondiente W2 producido por el fluido activo.4-1 Isocrica: substraccin instantnea del calor.

74 P - VP3

WPatmVPMSPMI142075P - V T S PatmWPV1432Q1Q2

3QTS124Q1Q2

76Ciclo Otto

Real Existen diferencias substanciales entre el ciclo ideal y el real tanto en la forma del diagrama como en los valores de temperatura y presiones .

Perdidas de calorCombustin no instantneaTiempo de abertura de las vlvulasInercia de los gasesFriccin en los elementosAumento de los calores especficos (con la temperatura)77 P - V3

WPatmPVPMSPMIW41278Ciclo Diesel

Rendimiento

Relacin de compresin

Relacin de combustin a presin constante

79Ciclo Diesel

TericoLa diferencia fundamental entre los dos ciclos Otto y Diesel se encuentra en la fase de introduccin del calor. En el ciclo Otto, el calor se introduce a volumen constante , mientras que el ciclo Diesel se efecta a presin constante.

Otra diferencia entre ambos ciclos estriba en los valores de la relacin de compresin, la cual varia de 12 a 22 para motores Diesel, mientras que oscila tan solo de 6 a 10 para los motores Otto.

Las trasformaciones termodinmicas que se verifican durante el ciclo son:1-2 Compresin Adiabtica o isotrpica (Sin intercambio de calor con el exterior): compresin del fluido activo y el correspondiente trabajo W1 realizado por el embolo.2-3 Isobrica : introduccin instantnea del calor suministrado Q1. 3-4 Expansin Adiabtica: y el correspondiente W2 producido por el fluido activo.4-1 Isocrica: substraccin instantnea del calor.

80 P - V

WPatmPVPMSPMI412381P - V T - S3QTS124Q1Q2PatmWPV1432Q1Q2

82Ciclo Diesel

Real Existen diferencias substanciales entre el ciclo ideal y el real tanto en la forma del diagrama como en los valores de temperatura y presiones .

Perdidas de calorCombustin no instantneaTiempo de abertura de las vlvulasInercia de los gasesAumento de los calores especficos (con la temperatura)83 P - V

WPatmPVPMSPMIW412384Ejercicio 2:Un ciclo Otto de aire standard con relacin de compresin Rc = 8. Al comienzo de la carrera de compresin P1=100 kPa, T1=15 C. y se transfieren q =1800 kJ/kg al aire. Calcular:a) determinar la eficienciab) presiones y temperaturas al final de cada etapa c) trabajo

Un ciclo Diesel de aire standard con relacin de compresin Rc = 16. Al comienzo de la carrera de compresin P1=100 kPa, T1=15 C. y se transfieren q =1800 kJ/kg al aire. Calcular:a) presiones y temperaturas al final de cada etapab) determinar la eficienciac) trabajo

85Ejercicio 2:Un ciclo Otto de aire standard con relacin de compresin Rc = 8. Al comienzo de la carrera de compresin P1=100 kPa, T1=15 C. y se transfieren q =1800 kJ/kg al aire. El Cv 0.717 kJ/Kgk. Calcular:a) determinar la eficiencia = 0.565b) presiones y temperaturas al final de cada etapac) Trabajo neto = 1017 kJ

TransformacinPresin (kPa)Temperatura (K)Volumen (m^3)11002880.827218385520.10343881331740.1024447913800.827

86Ejercicio 2:

TransformacinPresin (kPa)Temperatura (K)Volumen (m^3)1100288.20.82724850.3873.70.051734850.32666.60.157844771374.80.827Un ciclo Diesel de aire standard con relacin de compresin Rc = 16. Al comienzo de la carrera de compresin P1=100 kPa, T1=15 C. y se transfieren q =1800 kJ/kg al aire. Calcular:a) presiones y temperaturas al final de cada etapab) determinar la eficiencia = 0.565c) Trabajo neto = 1017.5 kJ/kg

87Sistemas PropulsivosUnidad III Motor turborreactor 88ContenidoTipo de motores turborreactor

Descripcin de los componentes del motor turborreactor bsico

Empuje del motor turborreactor

Anlisis termodinmico dl motor turborreactor89TurborreactoresLos turborreactores son motores pertenecientes al grupo de las turbinas de ciclo abierto, con la nica diferencia que para llamarse turborreactor es indispensable que en l se encuentre un compresor o turbocompresor, de ah viene su prefijo "turbo", hecho que ocurre tambin con muchos de los coches con motores sobrealimentados.

En la actualidad los turborreactores no solo se han incorporado a la mayor parte de los aviones militares, sino que cada vez este se est utilizando de mayor forma en aviones de pasajeros, llamados tambin aviones civiles.

Los turborreactores son pues unas mquinas de gran rendimiento aunque tambin tienen sus pequeos defectos, por ejemplo la deficiencia ms notable de estos consiste en la insuficiente potencia en el despegue, hecho que ocurre tambin en los motores de turismos con turbocompresores fijos: (falta de potencia a bajas revoluciones). Para remediar este inconveniente se recurre al sistema de postcombustin .

90Tipos de motores turborreactorActualmente podemos diferenciar hasta ocho tipos diferentes de turborreactores.

Se diferencian entre si primeramente segn sea su flujo, ya que este puede ser nico o doble,

dentro de cada uno de estos, se pueden diferenciar tambin segn el numero de compresores utilizados: simples o dobles,

y finalmente se dividen esos ocho grupos segn el tipo de compresor utilizado (centrifugo axial)y la disposicin de este.

La principal diferencia entre los reactores de flujo nico y los de doble flujo es que en los turborreactores de flujo nico, todo el aire que entra en el motor se le somete a compresin, y despus a una combustin parcial, expansionndose en las turbinas, para captar la energa necesaria para mover el compresor. Mientras que en los de doble flujo solamente una parte del aire que penetra en el motor se le aplican las mismas transformaciones que en turborreactor de flujo nico. La otra parte del aire absorbido no es sometido a combustin, acelerndole nicamente por la accin de los labes de un compresor, consiguiendo un aumento de empuje con la variacin de la cantidad de movimiento obtenida.

91Ciclo de funcionamientoEl ciclo de funcionamiento de un motor es una de las caractersticas ms destacadas de este, ya que es aqu donde se puede apreciar su rendimiento en cada una de sus fases.

El proceso a que se somete al aire y al gas aire-combustible para funcionamiento de turbinas de gas y turborreactores corresponde al ciclo de Brayton :Compresin adiabticaCombustin a presin constanteExpansin adiabtica.

A continuacin se presenta el ciclo de un turborreactor estndar de un solo compresor axial:0-I.- Compresin del aire en el difusor de entrada, debido a la presin dinmica proporcionada por el movimiento relativo motor/aire.I-II.- Compresin del aire en el compresor, mediante la aplicacin del trabajo mecnico proporcionado por la turbina.II-III.- Combustin a presin tericamente constante y, realmente, a presin menor que la de final de compresin, debido a las prdidas por friccin.III-IV.- Expansin del gas en la turbina o turbinas, captando su energa, que se aplica para mover el compresor.IV-V.- Expansin del gas en la tobera de salida, aumentando la velocidad del gas, apareciendo un gran incremento de la cantidad de movimiento que produce en empuje.92

93

94Descripcin de los componentes del motor turborreactor bsico

Difusor de admisinCompresor o compresoresCentrfugosAxialesDifusor postcompresorCmara o cmaras de combustinTurbina o turbinasTobera de escape95Difusor de admisinCompresor o compresoresCentrfugosAxialesDifusor postcompresorCmara o cmaras de combustinTurbina o turbinasTobera de escape

96Difusor de admisin

El sistema de admisin de aire en un motor a reaccin a de cumplir un requisito indispensable, la correcta canalizacin del flujo de aire hacia el compresor, eso si, este flujo de aire debe estar libre de distorsiones, con estabilidad y siendo capaz de transformar la mayor parte de energa cintica en energa debida a la presin. Una de las caractersticas muy importantes de los difusores de admisin es la forma del conducto de admisin que a la vez depende de la situacin del motor en el avin, siendo las de mejor rendimiento las de secciones rectas hacia el eje de motor, esto es, sin cambios de direccin, aunque esto es muchas veces difcil de lograr en casos como los de dobles conductos de admisin.

Difusores subsnicos: puede obtenerse un alto valor de rendimiento de admisin, si las prdidas por friccin en las paredes del conducto y la separacin del flujo de aire dentro de l son mnimos.

Difusores supersnicos: en el caso del difusor supersnico, el requisito indispensable y que lo hace diferente a los otros tipos de difusores, es que el conducto ha de ser convergente en la entrada y divergente en el momento en que la velocidad del aire dentro del conducto es igual a Mach 1 (Mach 1 = 1024 kms/h). Aunque el rendimiento incrementa bastante ms si se utiliza un conducto de admisin de geometra variable, tipo de conducto que se est poniendo muy de moda entre la nueva generacin de turismos (de cuatro ruedas).

En la mayora de los casos los conductos de admisin estn diseados por los fabricantes de los aviones y no por los de los propios motores, cosa que dificulta la eleccin de un determinado motor para un determinado modelo de avin y que dificulta an ms las cosas para los ingenieros, tanto de una como de otra parte.97La forma del conducto de admisin depende de la situacin del motor sobre el avin , siendo las de mejor comportamiento las de secciones rectas normales al eje del motor esto es sin cambios de direccin.El aire a canalizar es del orden de 6 a 10 veces mayor que para un motor alternativo de tamao equivalente.La falta de rendimiento de un conducto de admisin de aire, ocasiona descenso en las actuaciones del motor.

98Difusor subsnicoPara obtenerse un alto valor de rendimiento de admisin es necesario:

Que las perdidas por friccin en las paredes del ducto y las paredes del ducto y la separacin del flujo de aire dentro de el son mnimos.

En el caso de vuelo subsnico es necesario una relacin de velocidades V1/V0 (0.8 aunque tericamente puede ser de 0.4 a 0.5 pero esto puede afectar el gasto necesario para el optimo funcionamiento del motor) de valor pequeo que una gran parte de la deceleracin ocurra antes de la seccin

La longitud del difusor debe ser tal que canalice el flujo del aire hasta ser admitido de forma axial sin incurrir en grandes perdidas por resistencia.

Para evitar la separacin de flujo de aire de las paredes, el ngulo de estos con el eje del motor ha de ser pequeo, aproximadamente 3 grados y el perfil de entrada no deber ser sensible a los cambios de los ngulos de ataque.99

100

101Difusor supersnicoEn el caso del difusor supersnico, el conducto es convergente, esto ser hasta que la velocidad sea reducida hasta el valor Mach 1. a partir de esta seccin el conducto deber ser divergente para actuar como un difusor subsnico, adoptando la velocidad requerida para el compresor.

Otro mtodo de mejorar los sistemas de admisin, es conseguir que se forme en la admisin una onda de choque y se situ en una posicin que produzca la reduccin de velocidad deseada.102

103Compresor

Otra de las partes que componen los turborreactores son los compresores. Un compresor es un aparato, maquina, que como su propio nombre dice, se encarga de comprimir el aire o cualquier otro gas. Por lo tanto lo que hace es reducir el espacio de este y incrementar su presin y temperatura (aunque muchas veces es esto ltimo lo que se intenta evitar).

Hay diferentes tipos de compresores segn sus; medidas, materiales, capacidades, etc., pero los ms utilizados en la industria aeronutica actualmente son dos: los llamados centrfugos y la axiales.104Compresor centrifugoLos turbo compresores comprimen el aire de forma continua, esto es aumenta la energa del fluido debido a la presin, mediante la aplicacin del trabajo mecnico.

Los turbo compresores pueden comprimir grandes gastos de aire a presiones no muy altas a diferencia de los compresores volumtricos, alternativos o rotativos que son apropiados para comprimir gastos pequeos a altas presiones.

105Perdidas y rendimientosLa compresin obtenida por turbocompresores, puede considerarse como una transformacin adiabtica, esto es, sin perdidas ni absorcin de calor, pues el tiempo que tarda el aire en atravesar el sistema es de centsimas de segundo, con lo que el calor a transferir es despreciable.

El funcionamiento del compresor se analiza en general en general a travs de los siguientes rendimientos:

Rendimiento adiabtico:

Rendimiento mecnico

Rendimiento global:

106 Trabajo a comunicar al aire para obtener una determinada presin, supuesto el aire sin friccin, esto es, en condiciones ideales.

Trabajo a comunicar al aire para obtener la misma presin que en el caso ideal, teniendo en cuenta el trabajo adicional para vencer la friccin entre las partculas de aire, esto es, en condiciones reales.

Trabajo mecnico a comunicar al rbol del rotor para obtener la presin requerida.

107

RendimientosCentrifugoAxialAdiabtico0.800.85Mecnico0.900.95Global0.720.80108Compresor Centrifugo.

Bajo el nombre genrico de turbocompresores se conocen aquellas maquinas que comprimen el aire o gas de forma continua esto es, aumenta la energa del fluido debido a la presin , mediante la aplicacin de un trabajo mecnico.

Los turbo compresores se caracterizan en general porque pueden comprimir grandes gastos de aire a presiones no muy altas, a diferencia de los compresores volumtricos alternativos o rotativos, que son apropiados para comprimir pequeos gastos a altas presiones.

Los compresores centrfugos fueron los primeros utilizados en los motores a reaccin, tanto en los modelos ingleses como en la americanos, ya que su relativa ligereza y facilidad de fabricacin era y es compatible con la gran masa de aire que pueden llegar a comprimir cuando la elevacin de presin exigida no es muy elevada.

.|109

110

111

112V Velocidad absoluta del aire.U Velocidad de arrastre del aire (giro del rotor)W Velocidad relativa del aire (respecto de los alabes del rotor)

Subndice 1Condiciones en la raz del alabe (entrada del aire)

Subndice 2Condiciones en la periferia del alabe (salida del aire)Diagrama de velocidades de funcionamiento de un compresor centrifugo.113

114

115Este tipo de compresores est formado principalmente por tres componentes: RotorDifusorColector El rotor esta montado sobre un eje, y el conjunto esta cerrado en un crter.

Por una parte el aire tiene su entrada a este en el difusor y despus de haber pasado por el espiral que supone el rotor sale a diferente presin por el colector. El hecho de que el aire se comprima es debido a que al girar el rotor, su gran velocidad arrastra el aire por la accin de la fuerza centrifuga hacia la periferia (de ah su nombre), apareciendo as un incremento de presin velocidad y temperatura116

117Configuracin del rotor de un compresor centrifugo.

Numero de alabesRelacin de dimetros interior/exteriorEspesor de los alabes

118

119Configuracin del difusor de un compresor centrifugo.

Relacin de dimetros interior/exteriorNumero de vanosDimensiones de los vanos

120Distribucin del trabajo aplicado al rbol: tomando como referencia el trabajo aplicado al rbol del motor, la distribucin aproximada de este trabajo es como sigue:

Trabajo de compresin adiabtica78 %Perdidas diversas22 %Trabajo aplicado al rbol100 %

Las perdidas se distribuyen sensiblemente de la forma siguiente:

Friccin de los cojinetes1.5 %Friccin en el disco7.5 %Friccin en la superficie de los alabes5.0 %Fugas rotor crter2.0 %Trabajo adicional por elevacin de temperatura aire6.0 %Perdida diversas22 %

121Grado de reaccin de un escaln de turbo compresor centrifugo.

Es la relacin entre el incremento de energa debida a la presin en el rotor, y el incremento de dicha energa en el conjunto estator rotor.

Viene determinada por la expresin:

Siendo 2 el ngulo de salida del alabe que es Positivo para el caso de alabes con curvatura hacia atrs.Nulo para el caso de los alabes radiales.Negativo para el caso de alabes con curvatura hacia adelante.

Resultando as los siguientes valores del grado de reaccin:K > 0.5 Se eleva mas la presin en el rotor que en el difusorK = 0.5 Se eleva por igual la presin en el rotor y el difusorK < o.5 S eleva mas la presin en el difusor que en el rotor

122

123

124Curvas de actuaciones delos compresores centrfugos

125

126Compresor Axial.

Los compresores axiales, por su configuracin, elevado rendimiento y facilidad de acoplamiento de varios escalones, han adquirido un gran desarrollo en la tcnica de la propulsin a reaccin, y de ellos han partido multitud de variantes: compresores axiales sencillos, compresores axiales dobles, turbocompresores para motores de doble flujo en disposicin serie o paralelo, etc...

La principal diferencia respecto al compresor centrfugo es, que en el axial la corriente de aire sigue una direccin sensiblemente paralela al eje de rotor; la velocidad radial es nula puesto que el radio de la salida y entrada del rotor es de iguales dimensiones.

Los compresores axiales distan tambin de los centrfugos en el numero de partes que estn compuestos; en el caso de los axiales solo son dos el numero de componentes bsicos: RotorEstator o difusor. Su funcionamiento es un tanto diferente respecto a el compresor centrfugo.

Debido a la rotacin de la cascada de alabes del rotor, el aire adquiere una velocidad tangencial la cual proporciona un momento cintico respecto del eje del rotor mediante el cual se comunica un trabajo al aire para la elevacin de presin.127

128Rotor W2 Velocidad relativa del aire respecto al alabe del rotor a la salida de el.U2 Velocidad de arrastre del rotorV2 Velocidad absoluta de la salida del aire del rotorVt2 Componente tangencial de la velocidad absoluta del aire a la salida del rotorVz Componente de la velocidad axial de avance del aire

EstatorW3 Velocidad relativa del aire respecto al alabe del estator a la salida de el.V3 Velocidad absoluta de la salida del aire de estatorVt3 Componente tangencial de la velocidad absoluta del aire a la salida del estatorVz Componente de la velocidad axial de avance del aire

129

130

131Entrada en perdida y limites de estabilidad del fluido de aire en los compresores axial

Se llama perdida al fenmeno de falta de continuidad en la compresin que puede aparecer en los compresores axiales , y que se manifiesta de muy diversas formas, especialmente pulsaciones que pueden ir acompaadas de fuerte ruido, incapacidad del motor para acelerar correctamente, y desaceleracin del motor sin haber actuado sobre el control del empuje.

132El fenmeno de perdidas ocurre debido:

Posicin de vuelo del avin que produzca un ngulo de ataque efectivo en los alabes del rotor, incompatible para funcionamiento normal del motor.Vuelo en zona de turbulencia que produzca un desigual reparto de presiones en la zona frontal del motor.Disminucin de la componente de la velocidad axial de admisin Vz a RPM constantes por aumento de la temperatura exterior. No aparecer por este motivo , si la unidad de control de combustible acta correctamente.

133Seleccin brusca de accin del postquemador, en los motores dotados de este procedimiento de aumento de empuje.Operaciones de aceleracin y desaceleracin del motor , en circunstancias que favorezcan la entrada en perdida, la aparicin del fenmeno de perdida en la desaceleracin, puede ocurrir especialmente en el caso de compresores axiales dobles.Entrada de hielo por el conducto de admisin de aire.En la operacin de empuje reversible.

134

135Alabes de estator con incidencia variable.La solucin del problema de la entrada en perdida de los compresores axiales , es hacer variables el ngulo de los alabes del estator en los primeros escalones del compresor, que es donde comienza la perdida.El objeto de estos alabes es hacer que la deflexin del aire producida a su travs , compuesta por la velocidad tangencial del aire producido por el aumento de los alabes del rotor, de cmo resultado una incidencia optima para la compresin.

136

137Curvas de actuacin de los compresores axiales.

138Difusor post compresor

Es la parte del motor comprendida entre la descarga de aire del compresor y las cmaras de combustin. La misin fundamental de este difusor consiste en reducir la velocidad de salida del aire del compresor, para facilitar la atomizacin del combustible con el aire en las cmaras.

La reduccin de la velocidad se produce de manera espectacular en los motores provistos de compresores centrfugos, ya que el aire que sale del compresor debe cambiar en 90 grados la direccin de la velocidad.

Sin embargo en un motor provisto con un o unos compresores axiales, el difusor difiere de forma segn que la cmara de combustin sea: nica, formada por unidades aisladas, cmara mltiple, o de flujo reversible.139

140Parmetros adimensionales aplicables a los compresores axiales.

Aun cuando los parmetros a definir son aplicables a toda turbomaquina, compresor o turbina, tiene especial inters en los compresores axiales. Estos parmetros son:

Coeficiente de flujo. Relacin entre la velocidad axial de avance del aire y la velocidad de arrastre del rotor. Tiene gran influencia en el rendimiento del compresor, la zona optima es de = 0.5 a 0.6 si bien la variacin puede ser de 0.2 a 1.

Coeficiente de torsin. Relacin entre la velocidad tangencial del aire y la velocidad axial. Da idea de la torsin del aire dentro de la maquina. Los valores normales de son aquellos inferiores a 1.5.

141En las cmaras de combustin se produce el llamado ciclo de combustin. Dichas cmaras estn compuestas de una serie de partes:

El ncleo de las cmaras, que est recubierto interiormente por un material cermico, el cual protege la parte exterior del ncleo, realizado normalmente de metales de gran resistencia.Inyectores: estn repartidos por las paredes del ncleo, de forma que estos puedan repartir el combustible uniformemente en todo el espacioLlama: en la mayora de las cmaras, la llama es el sistema ms utilizado para encender la mezcla. Consiste en un tubo de material muy resistente a el calor, la punta del cual expulsa una llama de manera continua.

El proceso por el cual el aire se ve obligado a pasar es el siguiente: El aire sale del compresor a alta presin y velocidad. Velocidad que pierde al pasar por el difusor del compresor, de manera que entra a la cmara de combustin con mucha presin pero con no muy alta velocidad. Una vez dentro el aire se mezcla con el combustible expulsado por los inyectores, seguidamente se enciende automticamente a causa del calor desprendido por la llama.Cmara de combustin142Cmara de combustinEn las cmaras de combustin de un turborreactor se suministra energa calorfica al motor, elevndose la temperatura del flujo de aire que pasa a su travs procedente del compresor, aumentando as la energa de dicho flujo de aire.La cantidad de combustible a suministrar depende, sobre todo, de la mxima temperatura permisible en los alabes de la turbina, limitado por los esfuerzos de del material, y que alcanza normalmente una gama comprendida entre 700 C y 1200 C. Dado que pueden alcanzarse temperaturas normales por compresin hasta de 200 C a 400 C, la elevacin de temperatura en las cmaras oscilara entre 500 C y 800 C.143

144La seccin longitudinal de una cmara de combustin responde a la funcin de trabajo de la cmara y, aun cuando existen diversos tipos, la forma general es:

145Se suministra calor al aire que pasa a travs del conducto en forma de difusor, el aire se expansionarse sin perdida de velocidad, pues en este caso la energa calorfica motivara una expansin lateral del gas a expensas de su densidad, y por lo tanto no habr aumento de presiones, permaneciendo la velocidad constante.

Si el aire fluyera a la cmara de combustin, como la velocidad de entrada del aire procedente del compresor es subsnica por su proceso de trabajo, este conducto divergente hara disminuir la velocidad, pues actuaria a modo de difusor, incrementndose la presin en la zona ancha del conducto. La reduccin de la velocidad seria inversamente proporcional a la relacin de la reas del conducto, pues en rgimen subsnico se puede suponer que el flujo de aire es incompresible.

El flujo de aire procedente del compresor llega a la zona de combustin, y ha de penetrar en ella de forma suave y continua, sin exceso de turbulencia, aun cuando esta no debe de ser nula, y manteniendo la alta presin entregada por el compresor. Deber mantenerse parte de la turbulencia para favorecer la atomizacin del combustible en el aire, sin exceso de perdidas de presin.146Las cmaras de combustin, al objeto de aumentar algo de velocidad al final, antes de penetrar en el estator de la turbina, adquiere forma de conducto convergente a la salida, pero esta convergencia es a partir de la zona en que la combustin se ha completado.

Para obtener una combustin satisfactoria, se requiere una pequea zona controlada de baja velocidad en las proximidades de la llama, y esto se consigue con estabilizador o deflector situado en la proximidades del inyector en el centro de la cmara.

La velocidad absoluta normal de descarga de aire del compresor es del orden de 160 m/s, esta velocidad es elevada para que la combustin sea estable, por lo que se requiere una zona controlada de poca velocidad axial en la entrada de aire a la cmara de combustin.

Aproximadamente de 1/3 a 1/6 del aire proporcionado por el motor es el necesario para obtener la energa requerida por combustin, el reto del aire se introduce en la cmara despus de la zona de combustin, mezclndolo con los gases calientes antes de entrar en la turbina. Este aire en exceso produce un disenso de temperatura que se requiere para no sobrecalentar los alabes de la turbina. Los valores de la relacin aire combustible, son del orden de 45/1 a 135/1 , y su valor normal entre 60/1 a 75/1 . Estos limites de riqueza o pobreza de combustible se reducen a medida que aumenta el gasto msico de aire, como indica la figura.

147

148

Tipos de cmara de combustin:

Cmara tubo anular y anularFlujo directo y flujo reversible.149Flujos de aire: primario y secundario.El aire que procedente del compresor llega a las cmaras de combustin a vellosidades de 50 a 120 m/s. La desaceleracin que es necesario imprimir a dicho aire, se consigue con el difusor post compresor y con el conducto divergente de la carcasa de la cmara.

El aire se divide a la entrada en dos flujos : aire primario y secundario:

Flujo de aire primario. Este penetra en el tubo de llama axialmente a el y por su centro, en donde aun no hay turbulencia ni efecto de paredes. El aire primerio es el que se utilizara para la combustin, y a el se une inmediatamente el combustible quemar que se descarga del inyector.

Flujo de aire secundario. Este pasa a travs del conducto en anillo que forma la pared exterior del tubo de llama y la interior de la carcasa de la cmara. No solamente hace descender la temperatura del tubo de llama, sino que progresivamente se admite dentro de el a la zona de combustin, de forma que sirva para estabilizar la llama y reducir la temperatura de los productos de la combustin a limite aceptable.150El tubo de llama esta perforado con taladros en las proximidades de la zona de combustin, permitiendo que parte del flujo secundario penetre en la zona de combustin del primario, para forma una zona de recirculacin que motiva una estabilizacin por ensanchamiento de la llama en la zona de entrada de la cmara. El torbellino que as se forma, favorece en su turbulencia de la mezcla aire/combustible, turbulencia que tiene un limite para no incurrir en grandes cadas de presin. Esta turbulencia favorece tambin el que no se formen depsitos carbonosos en la cpula de la cmara.

Mas abajo de la corriente penetra mas flujo secundario, a travs de la ranuras anulares que hacen que el aire forme una pelcula que impida el sobrecalentamiento de la pared del tubo de llama.

El resto del flujo secuntadario, aparte de una pequea cantidad que sigue entre el tubo de llama y la carcasa, penetra por los taladro de dilucin, taladros que estn orientado en forma de rampa inclinada en la direccin de la corriente.

El aire de dilucin, enfra los gases de la combustin desde las mas altas temperaturas, que alcanzan hasta 2000 C a 900 C u 800 C, que son permisibles para la entrada en el estator de la rutina.151P Flujo de aire primarioS Flujo de aire secundarioAire Primario28%De combustin inicial (10%)De combustin recirculacin inicial (8%)De combustin recirculacin final (10%)Aire Secundario72%Para refrigeracin del gas, antes de entrar en la turbinas (36%)Para refrigeracin del tubo de llama (36%)Distribucin de flujos de aire en una cmara de combustin.

152Requisitos de la cmara de combustin.

Una buena cmara de combustin debe de satisfacer como mnimo los cinco requisitos siguientes:

Alto valor de la energa liberada por unidad de volumen de la cmara.Uniformidad de la mezcla de los gases para evitar zonas de concentracin de alta temperatura.Proceso de combustin con mnimas perdidas de presin.Combustin completa para obtener economa de combustible.Combustin continua.153Dificultades operativas de las cmaras de combustin.

Las dificultades operativas de las cmaras de combustin, pueden resumirse en las cuatro siguientes.:

Extincin de la llamaInestabilidad (fluctuaciones)CarbonizacinFalta de uniformidad de la mezcla

Fenmeno de extincin de la llama. Una extincin de la combustin, puede ser debida en primer lugar a la falta de alimentacin de combustible, y tambin a operacin del motor dentro de la zona inestable de la perdida en el compresor.154Turbina o turbinas

Las turbinas son elementos situados a la salida de la/s camara/s de combustin que aprovechan parte de la energa cintica de la mezcla expulsada. De manera que si la turbina es solidaria con el mismo eje del compresor esta da una ayuda extra a la hora de comprimir el aire, por lo que cada vez el compresor ir ms rpido y consecuentemente lo har todo el grupo mecnico.

Las turbinas estn formadas por una serie de alabes, el nmero tamao e inclinacin de estos depender de los resultados que se quieran obtener.

Estos alabes giran a grandes velocidades, por lo cual suelen vaciar su interior de modo que estos tengan una correcta refrigeracin.

155Las turbinas de acuerdo a la direccin de la corriente del fluido, pueden ser:CentrpetasAxiales

Un escaln de turbina esta formado por dos componentes fundamentales: el estator y el rotor, situados en el motor en el orden enunciado de la admisin de escape; es decir en sentido inverso que el de un escaln de compresor.

Las turbinas axiales pueden ser de dos tipos:Turbinas de impulsoTurbinas de reaccin

156

157

158

TurbinaV Velocidad absoluta de l fluidoU Velocidad de arrastre del fluido (giro del rotor)Vt Velocidad tangencial del fluidoW Velocidad relativa del fluid (respecto del rotor)Vz Velocidad axial del fluido

159Turbinas de impulsoEs aquella de grado de reaccin cero, significando fsicamente que toda la expansin del gas tiene lugar en el estator que acta en forma de tobera. Como resultado de esta expansin en el estator, la velocidad del fluido aumenta considerablemente, actuando sobre los alabes del rotor, que adquieren una velocidad de rotacin en la direccin del extrads de los alabes.El disenso de la presin en el estator es con rapidez y suavidad hasta la presin requerida, a cuyo valor se mantiene constante durante el paso a travs del los alabes del rotor. El paso del gas a travs de la superficie curvada de los alabes del rotor, cambia la direccin de la corriente fluida y, en el caso de un solo escaln, o en el ultimo de varios escalones, la velocidad absoluta de salida del escaln con la axial o de entrada a la tobera de escape del motor

160

Turbinas de impulsoV Velocidad absoluta de l fluidoU Velocidad de arrastre del fluido (giro del rotor)Vt Velocidad tangencial del fluidoW Velocidad relativa del fluid (respecto del rotor)Vz Velocidad axial del fluido

161

162Turbinas de reaccinEl significado fsico de este tipo de turbina es que el grado de reaccin tiene un determinado valor, es decir, parte de la expansin se efecta en el estor y parte en el rotor.Al paso del fluido por el estator ocurre una cada parcial de presin y un aumento de velocidad, esto es el estator como en el caso de las turbinas de impulso, funciona como una tobera, y al llegar el fluido al rotor, continua la cada de presin.De la misma forma que en la turbina de impulso, el cambio de direccin de la velocidad relativa del fluido respecto de los alabes origina el movimiento de rotacin; en el caso de las turbinas de reaccin no solo cambia la direccin de la velocidad relativa al paso por los alabes, sino que aumenta, cosa que no acurre en las turbinas de impulso en que solamente existe cambio de direccin, pero mantenindose constante se magnitud.

163

Turbinas de reaccinV Velocidad absoluta de l fluidoU Velocidad de arrastre del fluido (giro del rotor)Vt Velocidad tangencial del fluidoW Velocidad relativa del fluid (respecto del rotor)Vz Velocidad axial del fluido

164

165

166Turbinas impulso - reaccin Ambos tipos de turbina, de impulso y de reaccin, pueden combinarse por diseo de los alabes, tanto del estator como del rotor, para formar una turbina impulso reaccin, obtenindose de esta forma caractersticas que corresponden sensiblemente al 50% de cada tipo.La forma optima d este tipo de turbina, corresponde a la utilizacin del tipo de impulso en la raz del alabe, y del tipo de reaccin en el extremo. En estas condiciones de variacin de presiones del gas, desde la raz del alabe al extremo varia como indica la figura (siguiente diapositiva) con la siguiente ventaja de funcionamiento: la mayor presin del gas en la zona del extremo del alabe reduce el escape del gas que tiende a producirse por fuerza centrifuga hacia la periferia, resultando de esta forma un alabe de mas rendimiento.167

168Configuracin geomtrica de los alabes del estator. Dado que la misin de los alabes del estator es acelerar la corriente fluida y canalizarla para descarga para descarga con el ngulo optimo que exija la velocidades del rotor, la forma y la posicin de los alabes deber ser tal, que acten en forma de tobera y siendo la corriente de entrada subsnica, puede admitir dos configuraciones:Formando un conducto convergente-divergente, cuando se desee una elevada cada de presin en el estator.Formando un conducto convergente cuando la cada de presin en el estator sea pequea.

Apropiado para turbinas de impulso (conducto convergente divergente).Apropiado para grandes cadas de presin.ae > ax ax >as169Configuracin geomtrica de los alabes del rotor segn el tipo de turbina.Para turbinas de impulso:Grado de reaccin: K=0Velocidades relativas de entrada y salida a los alabes del rotor iguales (w2=w3)La presin del fluido es igual a la salida del rotor que a la entrada de elPara turbinas de reaccin Grado de reaccin: K>0Velocidades relativas de entrada y salida a los alabes del rotor diferentes (w2 ax > as170

171

172Tobera de escapeLa tobera de escape es el ltimo de los componentes, podramos comparar las toberas con los tubos de escape de un motor alternativo. Su funcin, principalmente, es la de evacuar los gases de salida lo ms veloz posible. Aunque no lo parezca, la forma de estas es realmente importante para el funcionamiento global del equipo, siendo las toberas que expulsan los gases a mayor velocidad las ms eficientes.

Por lo tanto, como ya se ha dicho, las toberas de escape pueden tener diferentes formas, aunque eso si, siendo las convergentes las ms utilizadas.

A continuacin veremos los principales tipos de toberas convergentes:Tobera tipo Clamshell: el mayor o menor giro de las compuertas sobre las charnelas de sujecin produce la variacin del rea de salida.Tobera anular: la diferente posicin del anillo perfilado constituido por sectores unidos articulados entre si produce la variacin del rea de salida.Tobera de cono central: el desplazamiento axial del vrtice del cono produce la variacin del rea de salida.Tobera tipo "Iris": el cono de salida adopta forma troncocnica por la diferente posicin de unas compuertas situadas en forma circunferencial.

Actualmente, en el mundo de la aeronutica, el tipo de toberas ms utilizado es una mezcla en convergencia y divergencia, aunque tambin se est experimentando con sistemas de tobera direccional, la cual cosa ayudara bastante a las alas en el viraje.Otra de las funciones de la tobera puede ser tambin la de freno areo, ya que en los turborreactores dotados de doble flujo, se puede utilizar el flujo secundario como empuje inverso, o podramos llamarlo freno areo.173

174

175

176Tobera supersnicaTobera subsnica

177

178Ciclo de funcionamiento del motor

179Rendimientos adiabticos

180

181

182Empuje y rendimiento de operacinEmpuje, resistencia y traccin de un motor de reaccin.

Empuje de admisin (Ea)Empuje interno (Ei)Empuje total (E)Resistencia de admisin (Ra)Resistencia de motor (Rm)Resistencia total (R)Traccin o propulsin (T)183

Empuje de admisin (Ea)Empuje interno (Ei)Empuje total (E)Resistencia de admisin (Ra)Resistencia de motor (Rm)Resistencia total (R)Traccin o propulsin (T)184Energa de propulsin por reaccinEnerga aplicada al motor: poder calorfico del combustible por cantidad de combustible (Kgm/s)

Empuje obtenido (Kgs)

Energa de propulsin (Kgm/s)

Energa mecnica (Kgm/s)

Energa mecnica total (Kgm/s)

185RendimientosRendimiento del motor

Rendimiento de la propulsin

Rendimiento global o moto propulsor

Relacin entre rendimientos

186

187Sistemas PropulsivosUnidad IV Motor turboventilador 188ContenidoTipo de motor turboventilador

Descripcin funcional de los componentes de motor turboventilador

Caractersticas de operacin de los motores turboventilador

Anlisis termodinmico del motor turboventilador189

190

191

1921. Nacelle2. Fan3. Low pressure compressor4. High pressure compressor5. Combustion chamber6. High pressure turbine7. Low pressure turbine8. Core nozzle9. Fan nozzle

193Anlisis termodinmico 194Ciclo de funcionamientoEl ciclo de funcionamiento de un motor es una de las caractersticas ms destacadas de este, ya que es aqu donde se puede apreciar su rendimiento en cada una de sus fases.

El proceso a que se somete al aire y al gas aire-combustible para funcionamiento de turbinas de gas y turborreactores corresponde al ciclo de Brayton :Compresin adiabticaCombustin a presin constanteExpansin adiabtica.

A continuacin se presenta el ciclo de un turborreactor estndar de un solo compresor axial:0-I.- Compresin del aire en el difusor de entrada, debido a la presin dinmica proporcionada por el movimiento relativo motor/aire.I-II.- Compresin del aire en el compresor, mediante la aplicacin del trabajo mecnico proporcionado por la turbina.II-III.- Combustin a presin tericamente constante y, realmente, a presin menor que la de final de compresin, debido a las prdidas por friccin.III-IV.- Expansin del gas en la turbina o turbinas, captando su energa, que se aplica para mover el compresor.IV-V.- Expansin del gas en la tobera de salida, aumentando la velocidad del gas, apareciendo un gran incremento de la cantidad de movimiento que produce en empuje.195

196

197Ciclos ideales:

Los procesos de compresin y expansin son reversibles y adiabticos, es decir y isentrpica.

La variacin de la energa cintica del fluido motor entre la entrada y la salida de cada elemento es despreciable.

No existen perdidas de carga en los conductos de admisin, cmara de combustin, conductos de escape y uniones entre los distintos elementos.

El fluido motor es un gas perfecto calores especficos constantes y su composicin no varia a lo largo de todo el ciclo.

El gasto msico de gas se mantiene constante a lo largo de todo el ciclo.

La transmisin de calor en los cambiadores (suponiendo contra flujo), es completa lo que con (d) y (e) significa que el aumento de la temperatura del fluido frio es el mximo posible y a la vez exactamente igual al descenso de la temperatura del fluido caliente.198Ciclo simpleLa ecuacin de la energa para flujo estacionario para este caso es:

Siendo Q y W el calor y el trabajo especifico.

199

Aplicando la ecuacin a cada uno de los elementos y recordando la condicin (b), tenemos:

El rendimiento del ciclo ser:Utilizando la relacin isentrpica entre presiones y temperaturas:Se obtiene:Siendo la relacin de compresin:200

El rendimiento depende pues nicamente de la relacin de compresin y de la naturaleza del gas.

Puede demostrarse que el trabajo especifico W, del cual depender el tamao de la planta para una potencia dada, es funcin no solo de la relacin de compresin si no tambin de la temperatura mxima del ciclo, T3.

As que puede ponerse en la forma.

t = Limite metalrgico, para una planta industrial cuya vida deba ser larga puede oscilar entre 3.5 y 4, mientras que un valor del orden de 5 a 5.5 resultara posible en un motor de aviacin con alabes de turbina refrigerados.Recordando

P. IsentrpicaP. IsocoricoP. Isobrico203En ciclo Joeule Brayton entra aire al compresor a 27 C y 100 kPa. La relacin de presin es de 10 y la mxima temperatura permisible del ciclo es de 1350 K. Determinar:La presin y temperatura en cada estado del ciclo.El trabajo realizado en el compresor, el efectuado en la turbina as como la eficiencia del ciclo.204En ciclo Joeule Brayton entra aire al compresor a 27 C y 100 kPa. La relacin de presin es de 10 y la mxima temperatura permisible del ciclo es de 1350 K. Determinar:La presin y temperatura en cada estado del ciclo.El trabajo realizado en el compresor, el efectuado en la turbina as como la eficiencia del ciclo.TransformacinPresin (kPa)Temperatura (K)110030021000578.263100013504100700.38Wc (kJ/kg)Wt (kJ/kg)279.64652.860.481205Perdidas en los elementosEl comportamiento de los ciclos reales difiere de los ciclos ideales por las siguientes razones:

Debido a las altas velocidades que alcanza el fluido en las turbo mquinas, no siempre puede despreciarse la variacin de la energa cintica entre la entra y la salida de cada elemento. Otra consecuencia es que los procesos de compresin y expansin son adiabticas irreversibles y suponen por tanto un aumento de entropa.

La friccin del fluido entraa unas perdidas de carga en las cmaras de combustin y cambiadores de calor as como en los conductos de admisin y escape. ( las perdidas que tienen lugar en los conductos que unen entre si a los distintos elementos suelen ir englobadas en las perdidas totales de cada elemento).

Para que el tamao del intercambiador de calor resulte econmico, es inevitable que haya una diferencia entre las temperaturas terminales del mismo, es decir que no podr calentarse el aire comprimido hasta la temperatura de los gases de escape de la turbina.

Se requerir un trabajo algo mayor que el necesario para la compresin con el fin de vencer el rozamiento de los cojinetes y el efecto de ventilacin que tiene lugar en la transmisin entre compresor y turbina, as como para el accionamiento de elementos auxiliares , tales como bombas de combustible y de aceite.

Los valores de Cp y del fluido del fluido motor varan a lo largo del ciclo, debido a las variaciones de temperatura y a la de su composicin qumica al hacer una combustin.206Perdidas en los elementosAl haber una combustin interna, puede pensarse que el gasto msico de la turbina ser mayor que el compresor, debido al combustible que se ha aadido, en la practica se extrae de un 1 a un 2% del aire comprimido con el fin de refrigerar los discos y las races de los alabes de la turbina y, como veremos mas adelante, la relacin combustible/aire que se utiliza es del orden de 0.01 a 0.02. Con estas consideraciones resulta suficientemente exacto para clculos normales suponer que el combustible aadido simplemente viene a compensar el aire extrado.207Magnitudes de parada (estancamiento)Los trminos de la ecuacin de la energa para flujo estacionario en los que interviene la energa cintica, pueden ser tenidos en cuenta implcitamente mediante el concepto entalpia de parada.Fsicamente la entalpia de parada h0 es la entalpia que tendra una corriente de gas de entalpia h y velocidad C si se frenase hasta el reposo adiabticamente y sin realizar trabajo la ecuacin es:

Temperatura estticaTemperatura dinmica208Rendimiento del compresor y de la turbina

209Perdidas de cargaEn la cmara de combustin tiene lugar una perdida de presin de estancamiento (P0) debida a la resistencia aerodinmica que ofrecen los dispositivos de mezcla y estabilizadores de llama, as como por las variaciones de la cantidad de movimiento producidas por la reaccin exotrmica.

h = intercambiador de calorB = cmara de combustin210Perdidas mecnicasEn todas las turbinas de gas la potencia necesaria para mover el compresor, se transmite directamente desde la turbina, sin ningn tipo de engranaje intermedio. Por lo tanto cualquier perdida que se produzca ser debida nicamente al rozamiento en los cojinetes y a la ventilacin. Dicha perdida es muy pequea, admitindose normalmente que se cifra en un 1% de la potencia necesaria para mover el compresor.

211Propulsin areaCriterios de comportamiento.Considerando el siguiente conducto propulsivo. El aire de entrada en el dispositivo de admisin es Ca igual y opuesta a la velocidad de avance del avin, y es acelerado por la unidad de potencia para salir con la velocidad del chorro Cj.Para mayor sencillez se supone un gasto msico m constante (se desprecia el gasto del combustible) por lo que el empuje neto F debido a la variacin de cantidad de movimiento es:

Cuando los gases de escape se expanden completamente hasta la presin Pa en el conducto propulsivo, la presin en la seccin de salida Pj ser mayor que Pa y habr un empuje suplementario debido a la presin y ejercido sobre la seccin de salida Aj.El empuje neto ser entonces la suma del empuje de la cantidad de movimiento y el empuje de la presin, es decir.

Ca = Velocidad del aire de entradaCj. = Velocidad del chorromCj = Empuje bruto de cantidad de movimiento mCa = Arrastre de la cantidad de movimiento de admisin212Propulsin areaRendimiento propulsivo. (R. de Froude)

Es el cociente de la energa aprovechada para la propulsin o potencia de empuje y la suma de esta y la energa cintica no utilizada en el chorro.

F es mximo cuando Ca = 0, es decir, en condiciones estticas, pero el rendimiento vale 0.El rendimiento es mximo cuando Cj/Ca = 1, pero entonces el empuje es nulo.

Aunque Cj a de ser mayor que Ca, la diferencia entre ambos no debe ser muy grande. Por esta razn se han desarrollado los grupos propulsores.

213

Rendimiento de la conversin de energa.Energa cintica potencialmente aprovechable entre energa suministrada en el combustible.Rendimiento Total.Es el cociente, entre el trabajo til utilizado en vencer el arrastre y la energa con tenida en el combustible suministrado, es decir,Por lo que se puede decir:

215Rendimiento del dispositivo de admisin y de la tobera propulsiva

216

Perdidas en el dispositivo de admisin , para esto se consideran los rendimientos isentrpica y dinmico los cuales se definen como:

217

Expansin en la tobera

218

La velocidad de los gases en la tobera se calculan con la ecuacin:

Adems el rea en la tobera es:

219Sistemas PropulsivosUnidad V Motor turbohlice 220ContenidoTipos de motor turbohlice

Descripcin funcional de los componentes de motor

Caractersticas de operacin de los motores turbohlice

Anlisis termodinmico del motor turbohlice221Sistemas PropulsivosUnidad VI Motor turboeje 222ContenidoTipos de motor turboeje

Descripcin de cada componente del motor

Aplicaciones del motor turboeje

Aplicaciones diversas223