Evolución 3-4 : Cámara de combustión

Transcripción

1 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 0 5 kw/m3 que en las plantas de vapor kw/m3 ropiedades más deseadas de estos combustores de aplicaciones aeronáuticas - Combustión completa. - ocas pérdidas de presión de remanso. - Estabilidad de los procesos de combustión. - Adecuada distribución radial de temperatura y ausencia de puntos calientes. - equeñas longitudes y áreas frontales. - Ausencia de apagados de llama - Capacidad de reencendido. - Buen funcionamiento bajo diferentes gastos másicos, presiones y temperaturas. Condiciones de funcionamiento (T 4t )max <=2000 K < (T 4t ) estequiometricas = K f=c/g < f estequiometrica =0,063

2 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 : (-g)g+c (-g)g+c (productos) Ecuación de la energía : cl g G c h h q 4t 3t productos fl f C T T q pe 4t 3t (-g)g+c (reactantes)

3 resión de remanso a la salida de la cámara de combustión : erdidas de presión de remanso por fricción, mezcla y adición de calor cc 34 3t 4t 4t 3 3t 2 3 t T3 t A3 3 t 4t 3t T,49 K K G T 2 pérdidas aerodinámicas ( frías ) + pérdidas fundamentales ( calientes ) K K , 4

4 CONFIGURACIÓN Combustión estable Apagado de llama 0 0 Apagado de llama arámetro de Carga de la Cámara de Combustión, I Características de combustión

5 Distribución de flujos de aire

6 ESTABILIZACIÓN DE ZONA RIMARIA

7 Distribución de flujos y zonas de cámara

8 TUBO-ANULARES TUBULARES ANULARES

9 Relación de presiones de remanso VALORES TÍICOS TUBULAR TUBO-ANULAR ANULAR Homogeneidad de perfiles MALO REGULAR BUENO Coste BARATA MEDIA CARA Refrigeración MALO MALO BUENO Compacidad ACETABLE ACETABLE BUENA

10 Evolución 4-5 : expansión en la turbina Datos: 4t, T 4t W W W W t c auxiliar disipa W g f G t g f G h h t 4t 5t g f G C T T pe 4t 5t W c W m auxiliar t 45 5t 4t t 45 W C T T T / T W C T T T / T real 45real pe 4t 5t 5t 4t ideal 45 pe 4t 5t 5t 4t ideal T / T T / T 5t 4t 5t 4t e e 5 / e e t 4t 45

11 rendimiento politrópico, e t e t Wreal dh C t real pedtt Cpe t dtt W dh d / R T d ideal t t t t t ideal T T 5t 5t 4t 4t e e e t e e e 45 e e t

12 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 ej e en ej donde 45 ei y N es el nº de etapas 45 e 45 e

13 TURBINAS AXIALES

14 TURBINAS AXIALES: Aerodinámica

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16 Tipos de turbinas axiales

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18 W W real T T T T ideal 4t ct 4t 5t ct 5t T T 5t 4t t W W real ideal El flujo de refrigeración puede afectar al rendimiento en tres sentidos: Cambiando la resistencia de los álabes, probablemente incrementándola. roduciendo 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%.

19 Refrigeración

20 Fabricación

21 Tipos de refrigeración

22 Evolución de la temperatura fin de combustión

23 Materiales y refrigeración

24 Flujos de refrigeración

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27 Evolución 7-8/9. Tobera de salida RIMER RINCIIO roceso isoentálpico: q h h h T T T 5t 8t 9t 5t 8t 9t gradientes favorables de presión pérdidas muy pequeñas 9 = 0 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).

28 V T T T T M t 8t c 2 V 2c T T 2c T 8 5t 8 5t M 8 < 8 = 0 8t = 5t T T 8 5t TOBERA CONVERGENTE T T T T 8t 8t 5t 5t V 2c T 8 5t 0 5t M 8 5t 8t M T 5t 5t t 8 5t 2 M 8 V 5t 8 5t 8 M 8 T 2 M 2 R T g T 2

29 Flujo cuasi-unidemensional TOBERA CONVERGENTE-DIVERGENTE : CON-DI

30 TOBERA CONVERGENTE-DIVERGENTE : CON-DI M 8 T 2 T T T 5t 8 5t 2 M M 8 2 5t 8 5t u V M R T 8 8 g 8 0 = t = s

31 Movimiento en toberas (flujo isentrópico)

32 e T T T V t 5t 9t 5t 9 p 5t 0 e 2c T 9 5t Tobera adaptada 9 0 resión ambiente donde descarga la tobera e e F(M) V 2c T 9 p 5t V 0 5t V 9 8 M G RT A 5t NÚMERO DE MACH (M) F M M M 2 5t 2 2

33 Toberas Reales C D Gasto Real Coeficiente de Descarga= Gasto Ideal Área Geométrica de la Tobera CD = Área Efectiva de la Tobera. C V Velocidad Media Real Coeficiente de Velocidad (empuje)= Velocidad Ideal Empuje Real Empuje Ideal con Gasto Real C D depende de: El ángulo de la parte convergente, Corriente externa (corriente libre alrededor de la góndola), La proximidad de los cuerpos exteriores (alas, soportes...). C V depende de: La forma de la tobera, Rugosidad de la superficie.

34 TOBERAS: EMUJE VECTORIAL

35 Toberas vectoriales

36 TOBERAS: GEOMETRIA VARIABLE

37 Ruido

38 Inversores de empuje

39 Resumen del cálculo del ciclo Evolución ROCESO DATOS DE DISEÑO DATOS DE ENTRADA DATOS DE CALIDADES CÁLCULO 0-2 DIFUSOR V 0, T 0, 0 d T 2t, 2t 2-3 COMRESOR c T 2t, 2t c T 3t, 3t, c 3-4 CÁMARA DE COMBUSTIÓN T 4t T 3t, 3t q, cc f, 4t 4-5 TURBINA T 4t, 4t t, m T 5t, 5t 5-9 TOBERA T 5t, 5t T 9, V 9, M 9

40 CONDICION DE VUELO (V 0,H) CALIDADES ( IJ ) c T 4 t EMUJE E GsVs G0V 0 As s 0 Variables de calidad I E G CE c E COMORTAMIENTO OULSOR W W W EV u m u 0 COMORTAMIENTO MOTOR W cl W G V V 2 2 M m m 2 s 0 SISTEMA MOTOROULSOR M M

41 E = G s V s G 0 V 0 +A s ( s 0 ) E b = G s V s + A s ( s 0 ) C E = c/g 0 I = E/G 0

42 REGUNTAS