COMANDO DE EDUCACIÓN Y DOCTRINA DEL EJÉRCITO

Transcripción

1 COMANDO DE EDUCACIÓN Y DOCTRINA DEL EJÉRCITO ARTÍCULO CIENTÍFICO DETERMINACIÓN DE LA PRESIÓN CRÍTICA EN LA CÁMARA DE COMBUSTIÓN EN UN MOTOR DE TURBINA A GAS DETERMINATION OF CRITICAL PRESSURE IN CHAMBER COMBUSTION IN A GAS TURBINE ENGINE GREGORIO ATAU QUINTERO PROFESOR TÉCNICO MECÁNICO AERONÁUTICO 2014

2 DETERMINACIÓN DE LA PRESIÓN CRÍTICA EN LA CÁMARA DE COMBUSTIÓN EN UN MOTOR DE TURBINA A GAS DETERMINATION OF CRITICAL PRESSURE IN CHAMBER COMBUSTION IN A GAS TURBINE ENGINE PROFESOR GREGORIO ATAU QUINTERO RESUMEN Objetivo: Comprobar y demostrar el trabajo en una metodología para hallar la presión crítica a la que puede ser sometida la cámara de combustión en un motor de turbina a gas. Método: Para ello se recurre a la formulación analítica que se emplea en resistencia de materiales para recipientes a presión. Resultados: La cámara de combustión sometida a altas temperaturas con una estructura de un material seleccionado y con un esfuerzo de fluencia se ve cómo realiza la combustión en forma óptima al quemarse todo el combustible interno. Conclusiones: La distribución de esfuerzos sobre la pared es obtenida analíticamente y numéricamente por elementos finitos, cuando la cámara está sometida a las condiciones críticas establecidas. Palabras clave: Cámara de combustión, esfuerzo de fluencia, motor a turbina a gas, recipientes a presión. ABSTRACT Objective: To verify and demonstrate the work on a methodology to find the pressure criticism that can be submitted in the combustion chamber rocket motor. Method: We evaluated the analytical formulation is used that strength of materials used in pressure vessel. Results: Immediately appears as the temperature affects the yield stress of the material selected. Conclusions: The stress distribution on the wall is obtained analytically and numerically by finite elements, when the camera is subjected to critical conditions established. Keywords: Combustion chamber, yield stress, a gas turbine engine, pressure vessels.

3 INTRODUCCIÓN El proceso de combustión se lleva a cabo dentro de un motor a turbina a gas generando en su interior una carga de presión a alta temperatura en la cámara, lo que induce esfuerzos en el material que la conforma. Si dichos esfuerzos sobrepasan el denominado límite de elástico o esfuerzo de fluencia, al retirarse la carga, el material presentará deformaciones plásticas de carácter permanente lo que afectará su desempeño en el siguiente ciclo de uso. Si sigue incrementando la presión indefinidamente, la pieza termina por colapsar, en el caso de un recipiente sometido a presión, el colapso implica la explosión del recipiente, situación que se tiene que evitar, puesto que pone en riesgo la integridad del personal y los bienes materiales que se encuentre en las cercanías. Para evitar estos indeseables escenarios es necesario definir la presión critica, como la presión máxima dentro de la cámara a la cual los esfuerzos del material inducen solamente deformaciones de tipo elástico, es decir, se conservan las dimensiones originales una vez termina la combustión. En el caso de materiales dúctiles, como el aluminio, el criterio de falla por fluencia, deformación plástica, que se ha ajustado de mejor manera a la evidencia experimental es la denominada Hipótesis de la Energía de Deformación, la cual predice que este tipo de falla ocurrirá cuando la energía de deformación total en un volumen unitario alcanza o excede la energía de deformación en el mismo volumen correspondiente a la resistencia de fluencia en tensión o compresión. Esta hipótesis evalúa el factor de seguridad como el cociente entre la resistencia de fluencia y el Esfuerzo de Von Misses. Como ya se mencionó, la presión crítica corresponderá a un factor de seguridad 1. Es decir, que esfuerzo de Von Misses inducido por la presión interna alcanza le resistencia de fluencia o limite elástico. Los datos de entrada para el caso de estudio, aquí analizado, corresponden a las dimensiones y materiales seleccionados para el Proyecto. Esos datos se consignan en la Tabla 1. Tabla 1. Propiedades del material seleccionado para la cámara de combustión Densidad 2770 kg/m3 Módulo de Young 71 GPa Razón de Poisson Coeficiente de expansión térmica 2,3 x 10-5 K-1 Conductividad Térmica a 100 C 165 W/(m K) Radio Externo, r0 1.5 Espesor, t 0,035

4 MATERIAL Y METODO Para el desarrollo del artículo científico DETERMINACIÓN DE LA PRESIÓN CRÍTICA EN LA CÁMARA DE COMBUSTIÓN EN UN MOTOR DE TURBINA A GAS se utilizó los siguientes materiales: grasa, aceite, turbo, trapo de limpieza y las herramientas de aviación (llaves, alicates, torquímetro). Antes de sugerir los métodos para la prueba de la presión crítica en la cámara de combustión, se tuvo que tomar en cuenta las medidas de seguridad aeronáuticas establecidas en las guías para pruebas de alto riesgo, que son normas y reglamentos emitidas por la Dirección General de Aviación Civil (DGAC), así como la gestión en la Aviación del Ejército para solicitar el taller de pruebas de motor a turbina a gas. Procedimiento 1. Breve instrucción sobre el funcionamiento del motor a turbina a gas: Los motores a turbina a gas se encuentran en aviones comerciales de todo el mundo y revolucionó la forma en la que viajamos. Las funciones del motor a turbina a gas por medio de un ciclo termodinámico, donde el aire se ingiere, comprimido, quemado, expandido y finalmente expulsado por la tobera donde se genera el empuje del motor originando la propulsión de la aeronave. Estos cinco pasos son llevados a cabo por cinco componentes principales: motor del ventilador, compresor (presión baja y alta), cámara de combustión, la turbina (alto y bajo presión), y la tobera de escape. Fig. 1

5 2. En la Figura2 observamos un esquema de una sección transversal del motor de turbina a gas. En esta vista lateral, los componentes o estaciones han sido numerados para tener una mejor orientación de los procesos. El aire viaja a través del motor de izquierda a derecha, empezando por el ventilador (número 1 en la figura) y avanzar hacia la tobera de escape (número 5 en la figura). Las componentes y lo que sucede en cada estación se describen en detalle a continuación. Fig. 2 INGESTIÓN El ventilador es responsable de producir la mayoría del empuje generado por un motor turboventilador y es fácilmente visible cuando se mira en la parte delantera del motor, como se ve en la Figura. El aire ambiental entra en el motor mediante el paso a través del ventilador. La mayor parte del aire que pasa a través del ventilador viaja alrededor el núcleo del motor (el centro del motor a la que el compresor, cámara de combustión, turbina y tobera de escape se ubican). Este aire que viaja alrededor del núcleo que se conoce como el aire de bypass (que no pasa por el núcleo).el aire de bypass es acelerado por la parte trasera del motor por el ventilador creando así empuje.

6 COMPRESIÓN El propósito de la compresión es preparar el aire para la combustión mediante la adición de energía en la forma de presión y calor. El compresor se divide en dos porciones: compresor de baja presión, mencionado anteriormente, y el compresor de alta presión. Ambos compresores funcionan de una manera similar, sin embargo, que interactúan con diferentes partes del motor de turboventilador. COMBUSTIÓN La combustión se produce dentro de la cámara de combustión, es una cámara estacionaria dentro del núcleo del motor. El propósito de la cámara de combustión es añadir aún más energía para el flujo de aire por medio de adición de calor. Dentro de la cámara de combustión, el combustible se inyecta y se mezcla con el aire. Esta mezcla de combustible-aire se enciende, creando un aumento brusco de temperatura y energizar el flujo, impulsándola hacia atrás hacia la turbina de alta presión.

7 EXPANSIÓN La expansión se produce dentro de la alta presión y turbinas de baja presión. Las turbinas tienen filas de cuchillas que giran (como se ve en la Figura). El propósito de las turbinas es extraer energía del flujo que luego se utiliza para hacer girar los compresores y el ventilador. El ventilador cuando gira atrae más aire a través el núcleo del motor que sigue la totalidad proceso, y empuja el aire con más derivación alrededor del motor, generando empuje continuo. GASES DE COMBUSTIÓN La tobera es el último componente donde el aire fluye antes de salir del motor. La tobera de escape del motor es estacionaria como la cámara de combustión. El propósito de la tobera de escape es impulsar el flujo de gases calientes fuera del motor generándonos un empuje adicional. Esto se logra gracias al diseño que tienes (geometría o forma). La boquilla también ayuda regular las presiones dentro del motor para mantener los otros componentes funcionando correctamente y eficientemente.

8 Formulación analítica De acuerdo con Shigley, para recipientes cerrados sometidos a Presión, en su forma más general, y considerando que la presión externa es despreciable respecto a la interna, los esfuerzos tangencial, radial y longitudinal, que corresponden a los esfuerzos principales, los índices denotan una variable sobre la pared interna y externa respectivamente de la cámara de combustión. Efecto de la temperatura en la resistencia La información disponible de un material dado, corresponde a condiciones normalmente ambientales, sin embargo, como se mencionó anteriormente, la cámara de combustión de un motor de turbina a gas, se encuentra a elevadas temperaturas, De acuerdo con información disponible en la norma usada para diseño de recipientes a presión. Se implementa un modelo bidimensional, empleando un corte transversal de la cámara de combustión. RESULTADOS En ningún caso, la diferencia entre los valores obtenidos para la razón esfuerzo tangencial-presión critica supera el 0.02 %; demostrando concordancia entre las dos técnicas empleadas, analítica y efecto de la temperatura en la resistencia. En resumen, en este punto, el aire dentro del motor ha tenido combustible añadido y ha sido quemado muy rápidamente. Este aire está a una presión y temperatura mucho más alta en comparación a cuando entró en el motor. Estas presiones y temperaturas elevadas son debido a la energía añadida al flujo de compresión y combustión. DISCUSIÓN Se llegó a determinar que la combustión dentro de la cámara debe ser en su totalidad, para eso se verifica los regímenes de trabajo de la turbina libre (instrumento que está ubicado en el panel de instrumentos de la cabina de pilotos), que no exista variación en la lectura. Los motores a turbina a gas si son sometidos a temperaturas, esfuerzos extremos de carga y mala combustión, la vida útil de este componente se reducirá notablemente. CONCLUSIONES Tal vez el reto más grande en el diseño de una cámara sea el de lograr la temperatura máxima adecuada que proporcione alta eficiencia y que a la vez no deteriore el interior de la cámara. La solución a este problema se irá resolviendo a medida que la ciencia proporcione la forma de encontrar nuevos materiales para la fabricación de cámaras de combustión. El proceso de la combustión ha de tener lugar en su totalidad, dentro de la cámara de combustión, a fin de evitar que los álabes de la turbina estén sometidos a las elevadas temperaturas de las llamas. Las turbinas de gas funcionan con un elevado exceso de aire para que la temperatura de los productos de combustión al incidir en los álabes no sea excesiva y no se

9 produzcan excesivos problemas de corrosión o fatiga en los mismos, y mantener los efectos derivados de la deformación plástica dentro de límites aceptables. AGRADECIMIENTO Quiero agradecer a Dios por haberme guiado por el camino de la felicidad; en segundo lugar a cada uno de los que son parte de mi familia. Finalmente un eterno agradecimiento a este prestigioso Instituto de Educación Superior Tecnológico Público del Ejército ETE. Gregorio Atau Quintero REFERENCIAS BIBLIOGRÁFICAS Asme boiler and pressure vessel code-section II. García a, alvares j, dos santos c. ensaios dos materiais, ltc. rio de janeiro, 2008 Engineering data sources, ansys 13. Manual de mantenimiento y herramientas especiales de la Fuerza Área del Perú.- Manual de herramientas de motores y sistemas del TB.3V Manual de mantenimiento y reparación de motores de aviación. Manual de motores y sistemas del AI-20D Manual de vuelo del avión AI-20D Manual de mantenimiento del ejército Manual técnico de motores del TB3 Manual técnico de la Aviación del Ejército. Cámaras de combustión de turbinas a gas. 5 de mayo de disponible en: turbinasgas.pdf