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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 < f estequiometrica =0,063
Condiciones de funcionamiento
Combustión adiabática a presión
constante
Ecuación de la energía:
Entalpía reactantes=Entalpía productos
Combustión diluida: adición de calor
a presión constante
Calor aportado : cL
c gasto de combustible
L : poder calorífico inferior del fuel
Calor aportado real qcL
q rendimiento de combustión ( combustión no completa)
Gasto en la cámara de combustión : (1-g)G+c
Ecuación de la energía :
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(1-g)G+c (reactantes)
(1-g)G+c (productos)
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 1 tt 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
0
Apagado de
llama
Apagado
de llama
Combustión
estable
1
Parámetro de Carga de la Cámara de Combustión, I0
Características de combustión
CONFIGURACIÓN
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
VALORES TÍPICOS
Evolución 4-5 : expansión en la turbina
Datos: P4t, T4t
c auxiliart c auxiliar disipa
m
W WW W W W
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 P
/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
1
4545 1
45
1
1
e t
e
e
e
e
1
45 1
45
1 1 1
1
e
e
e
e
N
ej ej
Conociendo la relación de expansión de cada etapa ei se puede utilizar el
rendimiento adiabático de cada escalón, ei, para definir la calidad de la
expansión y conocer el rendimiento adiabático total
donde 45 ei
y N es el nº de etapas
1
5
4
4
4 5 5
1 1
1real
realtt
id
t t ct t
ealideal t ct
t
WP
WW T
W
P
T
T
T T T
El flujo de refrigeración puede afectar 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%.
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).
TOBERA CONVERGENTE
M8 < 1 P8 = P0
P8t = P5t
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
T1 1
8 0 8 0
8 8 5 5t t t t
T P T P
T P T P
1
0
8 5
5
2 1P t
t
PV c T
P
8
1 1
5 8 8 8
15 5
8 0 8
8
0 8
5
8 5
8
2
8
15
8 5
1
8
2
8
1
1 11
2 2
11
2
2
1 11
2
2
11
12
t t
t t
t
g
t
tt
M
P P P P
P PP P M
V M
P P
TT T
M
P
M
R
P
T
P
TOBERA CONVERGENTE-DIVERGENTE : CON-DI
8
5
8 52
8
15
8 5
12
8
8 8 8
1
2
1 11
2
2
11
12
tt
tt
g
M
TT T T
M
PP P P
M
u V M R T
P0 = Pt
P = Ps
9 0 8
1 1
9 09 9 5
9 5
1
99 5
5
9 0
0
1
09 5
5
9 8 1
2 1
2 1
e e
e e
t t
t t
p t
t
p t
t
P P M
P PT T T
P P
PV c T
P
Tobera adaptada P P
P Presiónambientedondedescargala tobera
PV c T
P
V V
1
2 15 2
5
11
2
t
t
G RTF M M M
AP
0
0.1
0.2
0.3
0.4
0.5
0.6
0.7
0.8
0 1 2 3 4 5
NÚMERO DE MACH (M)
F(M)
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.
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 c T3t, P3t , c
3-4CÁMARA DE
COMBUSTIÓNT4t T3t, P3t q, cc f, P4t
4-5 TURBINA T4t, P4t t, m T5t, P5t
5-9 TOBERA T5t, P5t T9, V9, M9
Resumen del cálculo del ciclo
CONDICION DE VUELO (V0,H)
CALIDADES
( IJ)
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 EV
COMPORTAMIENTO MOTOR
2 2102
M m m sW cL W G V V
SISTEMA MOTOPROPULSOR
MP M P
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