3. MODELO DE MOTOR GARRETT TPE-331

Transcripción

1 3. MODELO DE MOTOR GARRETT TPE DESCRIPCIÓN DEL MOTOR El motor de aviación Garrett TPE-331 es un turbohélice producido por el fabricante estadounidense Garrett AiReserach e introducido en De sus múltiples versiones, se ha tomado la denominada como 331-5, ya que se disponen de datos de tal versión como muestra la tabla siguiente: Tabla 3.0. Datos en banco del turbohélice TPE Los datos de la tabla 3.0 serán tomados en la descripción del modelo como referencia para el punto de diseño. En concreto, la última columna (PUNTO 6, MAX Wf), de la cual se extrae la máxima potencia en banco (577 kw). El turbohélice consta de un compresor centrífugo de dos etapas y una turbina axial de 3 etapas. Consta de un solo eje el cual funciona a velocidad de giro constante, transfiriendo la energía de la turbina al compresor y a la hélice (de paso variable). La cámara de combustión es anular y de flujo inverso. Las principales características de cada componente y los datos más importantes para el desarrollo del modelo se irán exponiendo en la descripción del modelo (3.2). 47

2 3.2. DESCRIPCIÓN DEL MODELO Para realizar el análisis de la degradación según los distintos métodos que se desarrollarán en este trabajo, se necesita un modelo de turbina de gas con el cual realizar todas las simulaciones necesarias. Debido a que no se pueden disponer de la cantidad de datos reales necesarios, éstos serán sustituidos por datos a partir de dicho modelo. Además, en la realidad tampoco se disponen de las características exactas de los componentes (como por ejemplo los mapas) por lo que el modelo servirá, además de para obtener datos con los que comprobar la eficacia de los métodos de diagnóstico, para construir dichos métodos como se verá más adelante. El modelo se construye a partir de la suposición de que el flujo es unidimensional a lo largo de todos sus componentes. Todas las propiedades del fluido se calculan en puntos específicos que se corresponden a las entradas/salidas de cada componente o estación. Los sensores de presión y temperatura se encuentran en alguna de estas interfases, mientras que otros parámetros serán conocidos o calculados mediante balances de energía o masa. El siguiente esquema muestra los componentes del motor y la numeración escogida para cada estación. Todos los parámetros que intervienen en el problema están numerados de acorde a la Figura 3.1: Figura 3.1: Esquema del motor 0: Condiciones exteriores 1-2: Difusor 2-3: Compresor 3-4: Cámara de combustión 4-45: Turbina : Turbina 2 5-s: Tobera 48

3 A continuación se expondrá las características de cada componente y cómo se ha modelado matemáticamente, para resumir al final las ecuaciones utilizadas y el método para resolverlas. Difusor de entrada Antes que nada, se ha definido el aire que ingiere el motor como gas ideal. Se han tomado las propiedades termodinámicas del aire teniendo en cuenta la atmósfera estándar, por lo que sólo hay que definir la altura para obtener la presión y la temperatura exterior. Las propiedades termodinámicas del fluido se han obtenido mediante tablas termodinámicas incorporadas al programa, las cuales evalúan c p (y γ como función de c p ) según la temperatura media entre cada estación. El cálculo de estas propiedades está contenido dentro del programa como ecuaciones adicionales (ya que dependen de las temperaturas), aunque aquí no se mencionan en el recuento por simplificar la ilustración. Por tanto, cuando aparece γ ó c p en realidad no son constantes, sino que son funciones de la temperatura media entre cada estación. En el modelo realizado se puede modificar la velocidad de vuelo (o Mach), lo que cambiaría las condiciones de remanso a la entrada del difusor: T 01 = T a 1 + (γ 1)M a 2 2 P 01 = P a T 01 T a El difusor se considera ideal y sin pérdidas de presión, por lo que se conservan las magnitudes de remanso. Por tanto, las condiciones de entrada al compresor son las mismas que las de entrada al difusor: γ γ 1 T 02 = T 01 P 02 = P 01 Hasta ahora todos los parámetros son datos del problema (conocida la altura y la velocidad de vuelo). Compresor El compresor del TPE-331 posee dos etapas, las cuales se simularán con un solo mapa de compresor. Esto es debido a que no se poseen datos de temperaturas o presiones intermedias, por lo que es imposible discernir entre ambas etapas. El mapa del compresor está construido a partir de un mapa para un compresor centrífugo genérico, el cual se ha escalado en el punto de diseño (conocido y especificado más adelante). A continuación se muestra los mapas del compresor 49

4 utilizado, el cual consta de curvas a vueltas constantes que relacionan la relación de compresión (Figura 3.2) y la eficiencia (Figura 3.3) con el gasto corregido. Figura 3.2: Curva del compresor (relación de compresión frente a gasto corregido) en el estado original. Los puntos circulares corresponden a una línea de operación típica. Figura 3.3: Curva del compresor (eficiencia frente a velocidad corregida) en el estado original. Hay que destacar que las curvas provienen de un modelo que incluye puntos discretos para dibujar las curvas, por lo que la interpolación lineal puede crear zonas con picos apreciables. Al final, las ecuaciones que definen al compresor son tres: las dos curvas del compresor y la conservación de la energía: π c = f 1 (W cc, N cc ) η c = f 2 (W cc, N cc ) 50

5 π c = 1 + η c T 03 T 02 1 γ γ 1 donde, como ya se introdujo anteriormente: η c : rendimiento del compresor π c : relación de compresión del compresor W cc = m c N ct = T 03 T02 π c N T 03 T02 : gasto másico corregido : velocidad corregida Turbinas, eje y hélice La turbina consta de 3 etapas las cuales se han modelado como 2 turbinas separadas: una turbina de alta correspondiente a la primera etapa y otra turbina de baja correspondiente a las otras dos restantes. Esto se ha hecho así porque sólo se tienen datos de la temperatura interetapas ITT entre la 1º y la 2º etapa, por lo que no hay forma de conocer datos del fluido entre la 2º y la 3º etapa. Al igual que el compresor, la turbina se caracteriza por sus curvas de relación de expansión y de eficiencia, las cuales han sido escaladas a partir de unas curvas genéricas. En las siguientes figuras se muestran las curvas de la turbina: Figura 3.4: Curvas de las turbinas (relación de expansión frente a velocidad corregida) en el estado original. Las curvas de la izquierda pertenecen a la primera turbina, y las de la derecha a la segunda. Los puntos circulares corresponden a una línea de operación típica. 51

6 Figura 3.5: Curvas de las turbinas (eficiencia frente a velocidad corregida) en el estado original. Las curvas de la izquierda pertenecen a la primera turbina, y las de la derecha a la segunda. Los puntos circulares corresponden a una línea de operación típica. Las turbinas proporcionan potencia al compresor y a la hélice con un sólo eje a vueltas constante. En el modelo de turbohélice que se ha construido, se ha considerado que el compresor recibe toda la potencia que tiene la turbina, excepto aquella que alimenta a la hélice la cual se supone constante y conocida. La energía de los gases que sobra genera un pequeño empuje que no contribuye de forma significativa al empuje total del motor. En total, para las 2 turbinas se tienen 6 ecuaciones (4 de curvas y 2 de balance de energía). También se añade al final el balance de potencia en el eje. π t1 = f 3 (W ct1, N ct1 ) η t1 = f 4 (W ct1, N ct1 ) π t2 = f 5 (W ct2, N ct2 ) η t2 = f 6 (W ct2, N ct2 ) 1 T 045 T π t1 = 1 04 η t1 γ γ 1 1 T 05 T π t2 = η t2 γ γ 1 donde: m c c pc (T 03 T 02 ) + W p = η m m t c pt1 (T 04 T 045 ) + c pt2 (T 045 T 05 ) 52

7 η t1 : rendimiento de turbina 1 η t2 : rendimiento de turbina 2 π t1 : relación de expansión de turbina 1 π t2 : relación de expansión de turbina 2 W ct1 = (m t ) T 045 T04 : gasto másico corregido turbina 1 π t1 N ct1 = N T 045 T04 : velocidad corregida turbina 1 W ct2 = (m t ) T 05 T045 : gasto másico corregido turbina 2 π t2 N ct2 = N T 05 T05 : velocidad corregida turbina 2 El rendimiento del eje η m es constante en cualquier caso e igual a Cámara de combustión La cámara de combustión se define por la ecuación de balance de energía siguiente: m c pc T 03 T ref + m f H η b = m t c pt1 T 04 T ref El rendimiento de la combustión es constante (de valor 0.985), la cual representa las imperfecciones de la combustión (presencia de contaminantes, combustión no completa, mezcla imperfecta, etc.). Debido a pérdidas por fricción, la cámara de combustión tiene una caída de presión de remanso de 0.02, también constante. Por su parte, el combustible se define con un poder calorífico de J kg. Tobera de salida La tobera de salida simplemente se encarga de expulsar los gases resultantes de la combustión a la atmosfera. Como ya se ha comentado, la turbina extrae toda la potencia del fluido que requiere la hélice y el compresor, por lo que no se alcanzará el caudal crítico y se puede decir que p s = p a. El área de salida es fija, conocida e igual a m 2. Además, la tobera tiene una pérdida de presión de remanso constante e igual a Las ecuaciones que definen el escape de los gases son las siguientes: relación de presiones a lo largo del flujo, conservación de la masa en el área de salida y dos ecuaciones más para definir la velocidad y temperaturas de salida. (1 π n )P a = P 01 π c π b π t1 π t2 A s = m t ρ s u s 53

8 u s = 2c pn (T 05 T s ) 1 T s = T 05 1 π n γ 1 γ 3.3. METODOLOGÍA DE RESOLUCIÓN Hasta ahora se han descrito las ecuaciones que han servido para modelar el turbohélice. Hay que tener en cuenta una ecuación más para cerrar el problema, la ecuación de conservación de la masa: m t = m c + m f En total, se tienen 22 ecuaciones: 5 para el compresor, 11 para turbinas/eje, 1 para la cámara de combustión, 4 para la tobera de salida y 1 más para la conservación de la masa. La forma en la que se controla el motor, como ya se ha comentado, es especificando la potencia que consume la hélice. El programa calcula el gasto de combustible, teniendo en cuenta que el compresor se lleva la potencia sobrante de la turbina. A continuación se muestran los parámetros que son datos y los que son incógnitas, según el modelo utilizado: Parámetros que intervienen en el modelo Conocidos Desconocidos (incógnitas) W p, P 02, T 02, N, η m, η b, π b, c p, γ, π n, H, A s T 03, T 04, T 045, T 05, η c, π c, η t1, π t1, η t2, π t2, m t, m c, m f W cc, N cc, W ct1, N ct1, W ct2, N ct2, u s, T s, ρ s Tabla 3.1: Datos e incógnitas que intervienen en la resolución de las ecuaciones El método de resolución en MATLAB se ha realizado expresando las ecuaciones de la forma f(x 1, x 2, x 3 ) = 0 y buscando el cero de todas las funciones simultáneamente, o dicho de otra forma, buscando la raíz de un sistema de ecuaciones (no lineales). El comando que resuelve dicho problema es fsolve, el cual utiliza un método de mínimos cuadrados. Aunque en este caso tenemos el mismo número de ecuaciones que de incógnitas, se pueden aproximar soluciones en los casos en los que el número de ecuaciones y de incógnitas sea distinto. Según datos experimentales, se conoce que la máxima potencia de la hélice es de 577 kw en banco. Éste se considera el punto de operación en diseño, sin degradación y es el que se toma como referencia para escalar las curvas de compresor y turbina. 54

9 A continuación se recogen los resultados de simular el motor en banco (nivel del mar y velocidad nula), a máxima potencia: Máxima potencia, ensayo en banco T03: P03: e+005 T04: e+003 P04: e+005 T05: P05: e+005 ITT: e+003 mpuntot: mpuntoc: PIc: efc: PIt1: PIt2: eft1: eft2: cpc: e+003 cpt1: e+003 cpn: e+003 cpb: e+003 Ncc: Wcc: Nct1: Wct1: Nct2: Wct2: Ts: Us: PIn: E: ros: PW: e+006 mpuntof: PSFC: Tabla 3.2: Solución del ciclo para condición de máxima potencia en banco (diseño) Estos resultados se muestran como ejemplo de los cálculos realizados por el programa, los cuales están expresado en unidades del Sistema Internacional. También muestra las curvas de los componentes junto con los puntos de operación calculados. En las siguientes figuras, a modo de ejemplo, se muestran las curvas de compresor y turbina junto con el punto de diseño: 55

10 Figura 3.6. Curva del compresor en diseño Figura 3.7. Curvas de las turbinas en diseño El punto de diseño del compresor se corresponde con un gasto másico corregido de kg/s, una eficiencia del y una relación de compresión de El valor de referencia tomado para las vueltas del eje es de 0.96, a través del cual se calcularán las vueltas corregidas en cada componente. Hay que recordar que el valor de las vueltas del eje es constante, y sólo varían las vueltas corregidas como consecuencia de las condiciones del flujo. Por tanto, el punto de referencia (nominal) que se usará para comparar los demás resultados en el compresor es: η c = π c = 9.36 W cc = N cc =

11 En las turbinas, este punto se corresponde, para la turbina 1: η t1 = π t1 = W ct1 = N ct1 = Y para la turbina 2: η t2 = π t2 = W ct2 = N ct2 = Se pueden calcular, además, múltiples puntos de operación: variando la potencia, altura o velocidades de vuelo. En los siguientes puntos se muestran varios de estos ensayos, junto con las líneas de operación resultantes sobre las curvas. A continuación se muestran las líneas de operación de un motor en banco, pero a una altura de 2000 m. Los puntos se corresponden a un rango de potencias desde el máximo (577 kw, punto superior) hasta 277 kw (punto inferior). Como se puede observar, hay un punto que no sigue la línea de operación y que se corresponde con el punto de diseño a nivel del mar, mostrado a modo de comparación. Figura 3.8. Línea de operación en compresor para una altura de 2000m. 57

12 En la Figura 3.8 se aprecia el aumento de compresión que experimenta el fluido al tener que mantener la misma potencia pero a más altura. Ese punto se corresponde con el extremo superior de la curva de puntos. El aumento de gasto másico corregido se debe al descenso de temperatura de entrada aunque también al mayor gasto másico PR Wc Figura 3.9. Línea de operación en la segunda turbina para una altura de 2000m. En la gráfica 3.9 no se aprecia un cambio de gasto másico corregido en la turbina, pero sí una relación de expansión mayor al aumentar la altitud del ensayo en banco. El siguiente ejemplo muestran las líneas de operación para un vuelo típico a 5000 m de altitud y a una velocidad de 85 m/s, en los que se baja gradualmente la potencia de la hélice. Figura Línea de operación en compresor para una altura de 3000m a 85 m/s. 58

13 Figura Línea de operación en turbina 2 para una altura de 3000m a 85 m/s. Figura Línea de operación en turbina 1 para una altura de 3000m a 85 m/s. Como es de esperar, se requieren una relación de compresión mayor que en el caso nominal: la mayor velocidad y altura de vuelo requieren una compresión mayor en el compresor para mantener la potencia en la hélice y por consiguiente, la turbina también experimenta una relación de expansión mayor. El apreciable ascenso del gasto corregido también se debe a las condiciones de entrada al compresor. La eficiencia, sin embargo, desciende como consecuencia de la desviación con respecto al punto de diseño. Este fenómeno se puede observar en el siguiente mapa (Figura 3.13), correspondiente a las curvas de eficiencia del compresor, donde la línea de operación se mueve a zonas de menor eficiencia: 59

14 Figura Línea de operación (en mapa de eficiencia) en compresor para una altura de 3000m a 85 m/s RESOLUCIÓN DEL MOTOR DEGRADADO Una de las principales características del programa creado para calcular el turbohélice, es la inclusión de degradación. Con la implementación de unos factores de escala que modifican las curvas de compresor y turbina, se puede simular las desviaciones del motor con respecto a su estado original. Como se explicó en Firma de la Degradación, las curvas características de los componentes sufren un desplazamiento con respecto al estado original debido a que cambian las características físicas de los mismos. El proceso consiste en multiplicar cada parámetro que puede ser afectado por la degradación por un factor de escala conocido que representará la degradación de ese parámetro. Puesto que dichos factores de escala son conocidos, no añaden incógnitas nuevas al problema. A continuación se presentan las relaciones entre los parámetros calculados y los ideales, relacionados a través de los diferentes factores de escala: η c = η c id (1 + η c ) π c = π c id (1 + π c ) W cc = W cc id (1 + W cc ) η t1 = η id t1 (1 + η t1 ) π t1 = π id t1 (1 + π t1 ) W ct1 = W id ct1 (1 + W ct1 ) 60

15 η t2 = η id t2 (1 + η t2 ) π t2 = π id t2 (1 + π t2 ) W ct2 = W id ct2 (1 + W ct2 ) Cada desviación es equivalente a una modificación en la curva correspondiente. Se van a presentar ahora algunos ejemplos en los cuales se simularán algunos tipos de degradación ya presentados, comparados además con el estado original. Fouling/erosión en compresor El fouling o erosión en el compresor provocan una disminución del rendimiento del mismo y de la capacidad de ingesta de aire. La siguiente simulación se ha realizado a partir del diseño en banco, es decir, se ha especificado 577 kw de potencia para la hélice con altura y velocidad de vuelo iguales a cero. Los factores de degradación que se han escogido para este primer ejemplo son los siguientes: η c = 0.05 π c = W cc = El compresor, como muestran las figuras 3.14 y 3.15, modifica sus mapas característicos. Las curvas originales son las discontinuas, mientras que las degradadas se muestran continuas. También se aprecia los puntos de operación original (sobre la curva discontinua) y degradado (sobre la curva continua). Figura Curvas de presiones del compresor degradado 61

16 Figura Curvas de eficiencia del compresor degradado En la curva de presiones se aprecia cómo las líneas de N constante se mueven levemente hacia zonas de menor presión y gasto corregido (al igual que el punto de operación). Es muy interesante, además, comparar otros parámetros con respecto al estado original. El gasto de combustible es un buen indicador de la salud de la máquina, además de la potencia total suministrada. También se ha añadido un parámetro, el Power Specific Fuel Consumption (PSFC) que relaciona la cantidad de combustible quemado con la potencia total suministrada por el eje. En la siguiente tabla se muestran los resultados para 3 casos distintos de degradación en el compresor, según el grado de severidad. Estos casos se corresponden con lo que se vio en el apartado Firma de la Degradación y Mapas de Compresor y Turbina, para el caso típico de fouling en el compresor. Caso 1: η c = 0.01, π c = 0.02, W cc = 0.02 Caso 2: η c = 0.02, π c = 0.04, W cc = 0.04 Caso 3: η c = 0.04, π c = 0.08, W cc = 0.08 CASO 1 CASO 2 CASO 3 T03: T03: T03: P03: e+005 P03: e+005 P03: e+005 T04: e+003 T04: e+003 T04: e+003 P04: e+005 P04: e+005 P04: e+005 T05: T05: T05: P05: e+005 P05: e+005 P05: e+005 ITT: e+003 ITT: e+003 ITT: e+003 mpuntoc: mpuntoc: mpuntoc:

17 PIc: PIc: PIc: efc: efc: efc: PIt1: PIt1: PIt1: PIt2: PIt2: PIt2: eft1: eft1: eft1: eft2: eft2: eft2: PW: e+006 PW: e+006 PW: e+006 mpuntof: mpuntof: mpuntof: PSFC: PSFC: PSFC: Tabla 3.3. Fouling en compresor Tomando en consideración el caso 2, por ejemplo, se puede ver cómo la degradación del compresor hace que pase de tener una relación de compresión de 9.36 en el caso ideal a un en el caso degradado, con una disminución desde kg/s a kg/s en el gasto de gases. También hay una degradación de la eficiencia del compresor, caracterizada por el paso de en el caso ideal al en el caso degradado. Pero no sólo se modifican las propiedades del flujo en el compresor, ya que todos los componentes se ven afectados al estar relacionados unos con otros. La potencia de la hélice es constante, por lo que el aumento de consumo de combustible (mayor cuanto mayor es la degradación del compresor) es un síntoma de la degradación. También se aprecia mayores pérdidas de eficiencia en las etapas de turbina y una disminución de la potencia total suministrada. Fouling en turbina El fouling en la turbina, tal y como se comentó en el apartado provoca la disminución de la eficiencia y del gasto de gases. A continuación se muestran 3 ejemplos de fouling en la turbina (tabla 3.4), en los que se ven afectados la etapa 1 (caso 1), la etapa 2 (caso 2) y las dos etapas (caso 3). Los datos de entrada también son los correspondientes a máxima potencia y ensayo en banco. Caso 1: η t1 = 0.01, π t1 = 0.02, W ct1 = 0.02, η t2 = 0, π t2 = 0, W ct2 = 0 Caso 2: η t1 = 0, π t1 = 0, W ct1 = 0, η t2 = 0.01, π t2 = 0.02, W ct2 = 0.02 Caso 3: η t1 = 0.01, π t1 = 0.02, W ct1 = 0.02, η t2 = 0.01, π t2 = 0.02, W ct2 = 0.02 CASO 1 CASO 2 CASO 3 T03: T03: T03: P03: e+005 P03: e+005 P03: e+005 T04: e+003 T04: e+003 T04: e

18 P04: e+005 P04: e+005 P04: e+005 T05: T05: T05: P05: e+005 P05: e+005 P05: e+005 ITT: e+003 ITT: e+003 ITT: e+003 mpuntoc: mpuntoc: mpuntoc: PIc: PIc: PIc: efc: efc: efc: PIt1: PIt1: PIt1: PIt2: PIt2: PIt2: eft1: eft1: eft1: eft2: eft2: eft2: PW: e+006 PW: e+006 PW: e+006 mpuntof: mpuntof: mpuntof: PSFC: PSFC: PSFC: Tabla 3.4. Fouling en turbina El caso en el que la turbina 1 es la degradada por fouling, el efecto es incluso un poco positivo en términos de gasto de combustible. Esto puede deberse a que hace que el compresor se mueva a zonas de más eficiencia por el propio ajuste de la máquina (de hecho, la eficiencia del compresor es mayor y compensa la pérdida en la turbina). Sin embargo, si estuviera degradado de manera más acusada, pronto perdería eficiencia el conjunto y aumentaría el PSFC. Sí es verdad que la potencia neta baja de MW en el caso ideal a MW en el caso degradado. En el caso 2, sí se experimenta lo que se espera de la degradación, aumentando el consumo y disminuyendo la potencia total. En las siguientes gráficas se observan las curvas para la turbina 2 degradada (línea continua), desviándose respecto a la ideal (discontinua) de acuerdo a lo establecido. Es muy interesante señalar que el punto de operación se mueve a una zona de mayor relación de expansión, aunque la curva degradada haga lo contrario. Esto es debido también al ajuste entre todos los parámetros de la máquina. 7 6 PR Wc Figura Mapa de presiones de la turbina 2 degradada por fouling. 64

19 ef Wc Figura Mapa de eficiencia de la turbina 2 degradada por fouling. Erosión en turbina A continuación se muestra una simulación en la que se ensaya el motor también en banco y a máxima potencia pero con una erosión en las etapas de turbina. La tabla 3.5 recoge los casos simulados para la degradación de este tipo en la turbina del motor: Caso 1: η t1 = 0.01, π t1 = 0.02, W ct1 = 0.02, η t2 = 0, π t2 = 0, W ct2 = 0 Caso 2: η t1 = 0, π t1 = 0, W ct1 = 0, η t2 = 0.01, π t2 = 0.02, W ct2 = 0.02 Caso 3: η t1 = 0.01, π t1 = 0.02, W ct1 = 0.02, η t2 = 0.01, π t2 = 0.02, W ct2 = 0.02 CASO 1 CASO 2 CASO 3 T03: T03: T03: P03: e+005 P03: e+005 P03: e+005 T04: e+003 T04: e+003 T04: e+003 P04: e+005 P04: e+005 P04: e+005 T05: T05: T05: P05: e+005 P05: e+005 P05: e+005 ITT: e+003 ITT: e+003 ITT: e+003 mpuntoc: mpuntoc: mpuntoc: PIc: PIc: PIc: efc: efc: efc: PIt1: PIt1: PIt1: PIt2: PIt2: PIt2: eft1: eft1: eft1: eft2: eft2: eft2:

20 PW: e+006 PW: e+006 PW: e+006 mpuntof: mpuntof: mpuntof: PSFC: PSFC: PSFC: Tabla 3.5. Erosión en turbina En este caso también la influencia de la 2º turbina es mayor, y por tanto le afecta más degradación que a la 1º, si nos atenemos al gasto de combustible y al PSFC. De hecho, la degradación conjunta de las dos etapas tiene menor influencia que si sólo se degrada la 2º etapa. Las siguientes figuras muestran los mapas de las 2 turbinas degradadas (caso 3), con los puntos de operación ideal y degradado PR Wc Figura Curvas de presiones para la turbina 1 degradada (continua) y limpia (discontinua) PR Wc Figura Curvas de presiones para la turbina 2 degradada (continua) y limpia (discontinua). 66

21 ef Wc Figura Curvas de eficiencia para la turbina 1 (izquierda) y turbina 2 (derecha). Están superpuestas las degradadas con las nominales para ver la diferencia. En estos ejemplos también se observa una firma del deterioro bastante clara en la eficiencia y en el gasto másico corregido. Sin embargo, la presión es algo que no se ve modificada sustancialmente por la degradación, si no más bien por el propio ajuste de los parámetros del motor. Degradación global Por último, se muestran varios ejemplos de degradación en todos los componentes. El caso más típico es en el cual el compresor se encuentra en peores condiciones que las turbinas, como consecuencia de que el aire impacta antes en sus álabes y se puede dañar antes así como acumularse más suciedad que en las turbinas. Por ello, la tabla muestra una serie de casos en los que el compresor está degradado por fouling y la turbina sufre erosión, como ejemplos de degradación más característica. Caso 1: η c = 0.01, π c = 0.02, W cc = 0.02 η t1 = 0.005, π t1 = 0.01, W ct1 = 0.01, η t2 = 0.005, π t2 = 0.01, W ct2 = 0.01 Caso 2: η c = 0.02, π c = 0.04, W cc = 0.04 η t1 = 0.01, π t1 = 0.02, W ct1 = 0.02, η t2 = 0.01, π t2 = 0.02, W ct2 = 0.02 Caso 3: η c = 0.04, π c = 0.08, W cc =

22 η t1 = 0.02, π t1 = 0.04, W ct1 = 0.04, η t2 = 0.02, π t2 = 0.04, W ct2 = 0.04 Caso 4: η c = 0.1, π c = 0.2, W cc = 0.2 η t1 = 0.05, π t1 = 0.1, W ct1 = 0.1, η t2 = 0.05, π t2 = 0.1, W ct2 = 0.1 Como se aprecia, el caso 2 dobla los factores del caso 1, y los del caso 3 dobla los del 2. El caso 4 representa una degradación muy acusada. A continuación se muestra la tabla con los resultados, que se comentarán posteriormente. CASO 1 CASO 2 CASO 3 CASO 4 T03: T03: T03: T03: P03: e+005 P03: e+005 P03: e+005 P03: e+005 T04: e+003 T04: e+003 T04: e+003 T04: e+003 P04: e+005 P04: e+005 P04: e+005 P04: e+005 T05: T05: T05: T05: e+003 P05: e+005 P05: e+005 P05: e+005 P05: e+005 ITT: e+003 ITT: e+003 ITT: e+003 ITT: e+003 mpuntoc: mpuntoc: mpuntoc: mpuntoc: PIc: PIc: PIc: PIc: efc: efc: efc: efc: PIt1: PIt1: PIt1: PIt1: PIt2: PIt2: PIt2: PIt2: eft1: eft1: eft1: eft1: eft2: eft2: eft2: eft2: PW: e+006 PW: e+006 PW: e+006 PW: e+006 mpuntof: mpuntof: mpuntof: mpuntof: PSFC: PSFC: PSFC: PSFC: Tabla 3.6. Degradación global El comportamiento de los parámetros más importantes se ha resumido en las siguientes gráficas 3.20 y Como se observa y al igual que en los casos de degradación anteriores, el consumo de combustible y el consumo específico aumentan muy apreciablemente con la degradación. 68

23 0,08 0,07 0,06 0,05 0,04 0,03 mpuntof PSFC 0,02 0,01 0 CASO 1 (x1) CASO 2 (x2) CASO 3 (x4) CASO 4 (x10) Figura Gasto de combustible y consumo específico en función de la degradación Otro signo muy importante es el cambio en las temperaturas del gas a lo largo del motor. Excepto la temperatura de salida del compresor, que disminuye como consecuencia de su degradación, las menores eficiencias y el aumento del consumo de combustible tiene un impacto grande en las temperaturas posteriores a la cámara de combustión CASO 1 (x1) CASO 2 (x2) CASO 3 (x4) CASO 4 (x10) T03 T04 ITT T05 Figura Temperaturas internas en función de la degradación Por último, una conclusión muy importante es que las relaciones de expansión de las turbinas disminuyen con la degradación. Esto puede parecer un comportamiento inverso a la modificación de las curvas de la turbina, que se mueven hacia presiones más altas; sin embargo, es 69

24 una consecuencia de la disminución de la relación de compresión en el compresor y del modo de control del motor, que especifica siempre la misma presión de salida y por tanto la relación de expansión debe disminuir. 70