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8/10/2019 Diseno de Un Motor Aerorreactor
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INSTITUTO POLITCNICO NACIONAL
ESCUELA SUPERIOR DE INGENIERA MECNICA Y
ELCTRICAUNIDAD TICOMN
INGENIERA EN AERONUTICA
DISEO DE ELEMENTOS DE MOTOR AERORREACTOR
PROFESOR.- M. EN C. GERMN GRAJEDA RODRIGUEZ
PROYECTO DE DISEOTURBOFAN 3
FECHA DE PRIMERA ENTREGA.-23 DE MAYO DEL 2013
ALUMNO.-
ANZALDO MUOZ GONZALO
NMERO DE BOLETA.-
2010370228GRUPO.-
8AV2
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Criterio de torbellino libre ............................................................................................ 29 Grfica de variacin de ngulos del gas ....................................................................... 29 Raz ............................................................................................................................... 29 Punta ............................................................................................................................. 30
Rotor y estator .................................................................................................................. 31 Cuerda ........................................................................................................................... 31 Paso ............................................................................................................................... 31 Nmero de labes ......................................................................................................... 31 Valores reales ............................................................................................................... 32 Construccin de la forma del labe .............................................................................. 33 Nmero de Mach en la punta del labe ........................................................................ 34
Compresor axial: compresor de alta presin ........................................................................ 34
Nmero de etapas ............................................................................................................. 34 Etapa 1 .............................................................................................................................. 35
Determinacin de los ngulos del gas .......................................................................... 35 Valores de los radios .................................................................................................... 35 Altura del labe ............................................................................................................. 35 Grfica de la variacin de los ngulos del gas.............................................................. 36 Grfica de variacin de los ngulos del gas ................................................................. 36 Rotor y estator .............................................................................................................. 37
Tabla comparativa: etapa 1-15 ............................................................................................. 38 Presiones y temperaturas .................................................................................................. 38 Determinacin de los ngulos del gas .............................................................................. 39 Determinacin de la altura del labe ................................................................................ 39
Variacin de los ngulos del gas .......................................................................................... 42 Rotor y estator ...................................................................................................................... 42 Valores reales ....................................................................................................................... 43 Valores del nmero de Mach en la punta del labe .............................................................. 43 Grficas de variacin de ngulos del gas ............................................................................. 44
Criterio de torbellino libre ................................................................................................ 44 Variacin de los ngulos del gas ...................................................................................... 47
Turbina gasgena .................................................................................................................. 51 Nmero de etapas ............................................................................................................. 52 Coeficiente de salto de temperatura.................................................................................. 53
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Determinacin de los ngulos del gas .............................................................................. 53 Plano 2 .............................................................................................................................. 54 Plano 1 .............................................................................................................................. 55 Plano 3 .............................................................................................................................. 56
Radio medio ...................................................................................................................... 57 Altura de los labes........................................................................................................... 57 Dimensiones de los radios de raz y punta en cada plano ................................................ 58 Relacin de radios ............................................................................................................ 58 Grfica de variacin de ngulos del gas ........................................................................... 59
ngulos en la raz ......................................................................................................... 59 ngulos en la punta ...................................................................................................... 60
Nmero de Mach .............................................................................................................. 61
Coeficiente de prdidas del rotor ...................................................................................... 62 Altura de los labes........................................................................................................... 62 Valores de cuerda ............................................................................................................. 65 Valores de paso ................................................................................................................. 65 Nmero de labes ............................................................................................................. 65 Valores reales ................................................................................................................... 66
Tabla comparativa: etapa 1 -4 .............................................................................................. 66 Presiones y temperaturas .................................................................................................. 66
Condiciones para el plano 2.............................................................................................. 67 Condiciones para el plano 1.............................................................................................. 67 Condiciones para el plano 3.............................................................................................. 68 Altura de los labes........................................................................................................... 68 Radios de raz y punta ...................................................................................................... 68 Relacin de radios ............................................................................................................ 69 Grfica de variacin de ngulos del gas ........................................................................... 69 Coeficiente de prdidas del rotor ...................................................................................... 70 Altura de los labes........................................................................................................... 70 Paso cuerda .................................................................................................................... 70 Nmero de labes ............................................................................................................. 71 Valores reales ................................................................................................................... 71
Turbina de potencia .............................................................................................................. 71 Nmero de etapas ............................................................................................................. 72
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Coeficiente de salto de temperaturas ................................................................................ 72 ngulos del gas ................................................................................................................ 72 Plano 2 .............................................................................................................................. 72 Plano 1 .............................................................................................................................. 73
Plano 3 .............................................................................................................................. 73 Radio medio ...................................................................................................................... 73 Altura de los labes........................................................................................................... 73 Dimensiones de los radios ................................................................................................ 73 Relacin de radios ............................................................................................................ 74 Grfica de variacin de ngulos del gas ........................................................................... 74
ngulos en la raz ......................................................................................................... 74 ngulos en la punta ...................................................................................................... 74
Nmero de Mach en el plano 2 ......................................................................................... 75 Coeficiente de prdidas del rotor ...................................................................................... 75 Altura de los labes........................................................................................................... 75 Valores de cuerda ............................................................................................................. 76 Valores de paso ................................................................................................................. 76 Nmero de labes ............................................................................................................. 76 Valores reales ................................................................................................................... 76
Cmara de combustin ......................................................................................................... 77
Volumen de la cmara de combustin .............................................................................. 77 Volumen de cada seccin ................................................................................................. 78 rea mxima..................................................................................................................... 78 Longitudes de la cmara de combustin........................................................................... 79
Longitud de la seccin 2 ............................................................................................... 79 Longitud de la seccin 1 ............................................................................................... 79 Longitud de la seccin 3 ............................................................................................... 79
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Introduccin
Motor turbofn
Los motores de aviacin tipo turbofn (adaptacin del trmino en ingls turbofan al espaol, se
puede traducir como turbosoplante o turboventilador) son una generacin de motores areaccin que reemplaz a los turborreactores o turbojet . De hecho, tambin suelen serllamados turborreactores de doble flujo (denominndose los anteriores como turborreactores deflujo nico). Caracterizados por disponer de un ventilador o fan en la parte frontal del motor, elaire entrante se divide en dos caminos: flujo de aire primario y flujo secundario o flujo derivado(bypass ). El flujo primario penetra al ncleo del motor (compresores y turbinas) y el flujosecundario se deriva a un conducto anular exterior y concntrico con el ncleo. Los turbofanestienen varias ventajas respecto a los turborreactores: consumen menos combustible, lo que loshace ms econmicos, producen menor contaminacin y reducen el ruido ambiental.
El ndice de derivacin es el cociente de la masa del flujo secundario entre la del primario y es igual
al cociente entre las secciones transversales de la entrada a sus respectivos conductos.Suele interesar mantener ndices de derivacin altos ya que disminuyen el ruido, la contaminacin,el consumo especfico de combustible y aumentan el rendimiento. Sin embargo, aumentar el flujosecundario reduce el empuje especfico a velocidades cercanas o superiores a las del sonido, por loque para aeronaves militares supersnicas se utilizan motores turbofn de bajo ndice dederivacin. El turbofn ms potente del mundo es el General Electric GE90- 115B con512 kN de empuje.
Motor turbofan; configuracin general.
http://es.wikipedia.org/wiki/Motor_de_aviaci%C3%B3nhttp://es.wikipedia.org/wiki/Idioma_ingl%C3%A9shttp://es.wikipedia.org/wiki/Idioma_espa%C3%B1olhttp://es.wikipedia.org/wiki/Motor_a_reacci%C3%B3nhttp://es.wikipedia.org/wiki/Motor_a_reacci%C3%B3nhttp://es.wikipedia.org/wiki/Turborreactorhttp://es.wikipedia.org/wiki/Contaminaci%C3%B3n_sonorahttp://es.wikipedia.org/wiki/%C3%8Dndice_de_derivaci%C3%B3nhttp://es.wikipedia.org/wiki/General_Electric_GE90http://es.wikipedia.org/wiki/KNhttp://es.wikipedia.org/wiki/Empujehttp://es.wikipedia.org/wiki/Empujehttp://es.wikipedia.org/wiki/KNhttp://es.wikipedia.org/wiki/General_Electric_GE90http://es.wikipedia.org/wiki/%C3%8Dndice_de_derivaci%C3%B3nhttp://es.wikipedia.org/wiki/Contaminaci%C3%B3n_sonorahttp://es.wikipedia.org/wiki/Turborreactorhttp://es.wikipedia.org/wiki/Motor_a_reacci%C3%B3nhttp://es.wikipedia.org/wiki/Motor_a_reacci%C3%B3nhttp://es.wikipedia.org/wiki/Idioma_espa%C3%B1olhttp://es.wikipedia.org/wiki/Idioma_ingl%C3%A9shttp://es.wikipedia.org/wiki/Motor_de_aviaci%C3%B3n8/10/2019 Diseno de Un Motor Aerorreactor
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Clasificacin de los motores turbofn
Turbofn de bajo ndice de derivacin : Posee entre uno y tres ventiladores en la parte frontalque producen parte del empuje de la aeronave. Su porcentaje de bypass (desviacin del flujosecundario de fluido) tiene un valor entre el diez y sesenta y cinco por ciento del flujo
primario, que es igual al cociente entre las reas de paso. Es normal que exista un carenado alo largo de todo el conducto del flujo secundario hasta la tobera del motor. En la actualidad seutilizan mucho en aviacin militar y algunas aeronaves comerciales siguen utilizando motoresde bajo bypass como el MD-83 que usa el Pratt & Whitney JT8D, y el Fokker 100 con el Rolls-Royce Tay.
Turbofn de alto ndice de derivacin : Estos motores representan una generacin msmoderna; la mayor parte del empuje motor proviene de un nico ventilador situado en laparte delantera del motor y movido por un eje conectado a la ltima etapa de la turbina delmotor. Al utilizarse slo un gran ventilador para producir empuje se origina un menorconsumo especfico de combustible y un menor ruido. Lo que le hace muy til paravelocidades de crucero entre 600 y 900 km/h. Los usan las aeronaves modernas comoel Boeing 777 el Airbus 380.
Motor GP7000 Hires
Propfan, unducted fan y turbofn de ndice de ultra-elevada de derivacin (ultra high bypassturbofan): Son la generacin de motores turbofn que se est experimentando. El Propfanresulta bsicamente una mezcla entre un turbofn y una turbohlice, siendo muy parecido alunducted fan que es un turbofn sin el carenado externo y con mayor ndice de derivacin. Elturbofn con ndice de derivacin ultra-elevado es un proyecto similar con ndices dederivacin mayores de 20 lo que permitir menor consumo especfico de combustible y granreduccin de gases contaminantes.
http://es.wikipedia.org/wiki/Empujehttp://es.wikipedia.org/wiki/Carenadohttp://es.wikipedia.org/wiki/MD-83http://es.wikipedia.org/wiki/Fokker_100http://es.wikipedia.org/wiki/Boeing_777http://es.wikipedia.org/wiki/Airbus_380http://es.wikipedia.org/wiki/Propfanhttp://es.wikipedia.org/wiki/Turboh%C3%A9licehttp://es.wikipedia.org/wiki/Turboh%C3%A9licehttp://es.wikipedia.org/wiki/Propfanhttp://es.wikipedia.org/wiki/Airbus_380http://es.wikipedia.org/wiki/Boeing_777http://es.wikipedia.org/wiki/Fokker_100http://es.wikipedia.org/wiki/MD-83http://es.wikipedia.org/wiki/Carenadohttp://es.wikipedia.org/wiki/Empuje8/10/2019 Diseno de Un Motor Aerorreactor
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Componentes principales
De manera general, los motores turbofn estn constituidos por los siguientes componentes:
1) Ventilador
2)
Compresor3) Cmara de combustin4) Turbinas5) Escape6) Conducto del flujo secundario
Funcionamiento de un motor turbofn; diagrama general.
Ciclo termodinmico
Condiciones de operacin
El anlisis del ciclo termodinmico se har tomando los siguientes datos de referencia en cuanto acondiciones de vuelo se refiere para el motor:
CONDICIONES OPERACINAltitud NMM
M 0.8Ta (K) 288
Pa (Pa): 101325
Es decir, se considerara que el motor pera al nivel medio del mar, que es cuando se tiene lamayor potencia.
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Propiedades del aire y del gas
Es importante considerarlas, ya que durante la realizacin de todo el trabajo se manipularn estasconstantes:
CONSTANTES DELOS GASES: 1.4 1.333 (kj/kg*K) 1.005(kj/kg*K) 1.148 ( J/KG*K) 287
Datos del motor
Disponemos con los siguientes datos para nuestro motor de estudio:
DATOS DEL MOTOROPR 16
BY-PASS 5.2T. MAX (K) 1230
FAN 1.14Pcc % 1.6
1881.3399
Motor turbofan
En cuanto a las eficiencias de cada componente, tenemos los siguientes valores:
EFICIENCIAS POL FAN 0.9
POL COMPRESOR: 0.9 POL HPT 0.88 POL LPT 0.88
ISO TOBERA PROP. 0.98 MEC 0.98
(kg/s)
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COMB 0.96 DUCTO ADMISIN 0.97
Ducto de admisin
Aunque el conducto de admisin lo construye el fabricante del avin, durante la operacin envuelo es muy importante para la actuacin general del motor de reaccin. Cuanto ms rpidovuele el avin, ms crtico ser el diseo del conducto. El empuje del motor puede ser alto solo siel conducto de admisin abastece al motor con el flujo de aire requerido a la ms alta presinposible. El conducto tambin debe permitir que el motor opere con las mnimas tendencias a laentrada en prdida ( stall ) o inestabilidad ( surge ), as como admitir las amplias variaciones enngulo de ataque y guiada del avin. Para los aviones subsnicos, el conducto no deberaproducir fuertes ondas de choque o separaciones de flujo, y lo mismo para los diseos.
Ducto de admisin, bajo diferentes condiciones de flujo: normal y flujo distorcionado.
Para determinar las condiciones de estancamiento en esta primera etapa, tenemos las siguientesfrmulas:
Sustituyendo datos, obtendremos los siguientes resultados:
DUCTO ADMISINCa (m/s) 272.1392585P01 (Pa) 152591.919T01 (K) 324.8456597
Compresor de baja presin (fan)
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La funcin del compresor en un motor de turbina de gas es suministrar la correcta cantidad de aireal combustible, y suministrarla con la correcta presin y velocidad. El principio bsico de todos loscompresores usados en los motores de turbina de gas es el mismo. El compresor convierte laenerga mecnica de la turbina en energa cintica en el aire.El compresor acelera al aire, que luego fluye a travs de un difusor, el cual le reduce la velocidad yconvierte la mayora de la energa cintica (velocidad) en energa potencial (presin) y alguna encalor.
La mayor parte del aire fluye desde el compresor hacia dentro de la seccin de combustin, peroparte de l, llamado aire sangrado del compresor, se usa para anti-hielo de los conductos deentrada y para refrigerar piezas de la seccin caliente. Otra parte del aire de sangrado se usa parala presurizacin de cabina, el aire acondicionado, anti-hielo del combustible, y arranqueneumtico de motores. Al aire sangrado para servir propsitos diferentes a la operacin del motorse le llama aire sangrado del cliente. Hay dos tipos bsicos de compresores usados en los motoresde turbina de gas: de flujo centrfugo y de flujo axial. Algunos motores usan una combinacin deambos tipos.
Compresor centrfugo; elementos principales
Para las condiciones del fan en un motor turbofan, tenemos las siguientes frmulas:
Las condiciones de estancamiento se puede observar en la siguiente tabla:
COMPRESOR BAJA PRESINP02 (Pa) 173954.7877T02 (K) 338.6429983
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Compresor de alta presin
Compresor axial utilizado en un motor turbofn
Para esta etapa de nuestro ciclo termodinmico, utilizaremos las siguientes frmulas:
Los resultados obtenidos son los siguientes:
COMPRESOR ALTA PRESINP03 (Pa) 2441470.704T03 (K) 783.3166906
Cmara de combustin
La seccin caliente de una turbina de gas comienza con la seccin de combustin e incluye laturbina y los componentes del sistema de escape. La seccin caliente est sujeta a los ms severosesfuerzos del motor y requiere una cuidadosa inspeccin y mantenimiento. Un tipo de daoconsiderable son las grietas originadas por el calor extremo al cual estas piezas estn expuestas.
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Componentes principales de una cmara de combustin
Existen diferentes tipos de cmara de combustin; entre estos tipos, tenemos los siguientes:
Cmara de combustin mltiple. Cmara de combustin de bote anular. Cmara de combustin anular o mltiple. Cmara de flujo reversible.
Para esta etapa de nuestro motor, usaremos las siguientes frmulas:
CMARA COMBUSTINP04 (Pa) 2402407.173T04 (K) 1230
Turbina gasgena
En un turborreactor, el objeto de las turbinas es transformar parte de la energa global del fluido,suma de las energas de presin, cintica e interna debida a la temperatura, en energa mecnica.Esta energa mecnica es la que ha de mover al compresor y a los accesorios. El resto de la energacintica producir el empuje en el motor al expulsar los gases a alta velocidad a travs de latobera. Las turbinas, de acuerdo con la direccin de la corriente fluida, pueden ser:
Centrpetas, llamadas tambin radiales, trabajan al revs que el compresor centrfugo,pues en estas el flujo de gas entra desde la periferia hacia el centro de la turbina.
Axiales, en estas, la direccin de la corriente es paralela al eje, y el estator est formadopor una corona de labes fijos al crter, con un ngulo tal que canalizan el fluido hacia el
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rotor en la direccin ms efectiva para la transformacin de la energa cintica enmecnica. El rotor de una turbina axial consiste de una o varias ruedas de labes ancladosa un disco que gira a alta velocidad por la accin del fluido transmitiendo energa al eje delcompresor, del que se obtiene adems la energa para el movimiento de accesorios.
Las turbinas en todos los motores de reaccin modernos, sin tener en cuenta el tipo de compresorutilizado, son de diseo de flujo axial. Las turbinas consisten en una o ms etapas o escalonessituados inmediatamente detrs de la seccin de cmara de combustin del motor.
labes usados en el rotor de una turbina de gas
Las frmulas a utilizar en este caso de turbina son las siguientes:
Al final, obtendremos lo siguiente:
TURBINA GASGENAT05 (K) 832.7722918
P05 (Pa) 407534.8666
Turbina de potencia
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Para la turbina de potencia, emplearemos lo siguiente:
Los resultados para esta etapa de nuestro ciclo termodinmico son los siguientes:
TURBINA DE POTENCIAT06 (K) 756.3561495
P06 (Pa) 263040.4091
Tobera fra
Los motores de turbina de gas para aviacin tienen un sistema de escape que pasa los gases dedescarga de la turbina a la atmsfera a una velocidad y direccin adecuadas para proporcionar elempuje resultante. La velocidad y la presin de los gases de escape crean el empuje en el motorturborreactor, pero en el motor turbohlice los gases de escape aportan solo una pequeacantidad al empuje, porque la mayor parte de la energa ha sido absorbida por la turbina paraarrastrar a la hlice. Por lo tanto, el diseo del sistema de escape ejerce una considerableinfluencia sobre la actuacin del motor. Las reas del conducto de salida y la tobera propulsora ode salida afectan a la temperatura de entrada en la turbina, a la masa del flujo de aire y a lavelocidad y presin del chorro de escape.
Salida de los gases de escape a travs del ducto de salida y la tobera.
Para determinar las condiciones de la salida para la tobera fra, utilizaremos la siguiente frmula:
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Las relaciones de presiones en el ducto se observan en la siguiente frmula:
RELACION DE PRESIONES EN EL DUCTO:P02/Pa 1.716800273P02/Pc 1.877833913
Empuje de la seccin fra
Puesto que en este caso la tobera fra no est obturada, las frmulas a utilizar para determinar elempuje de esta seccin son las siguientes:
El empuje de la seccin fra se puede contemplar en la siguiente tabla de resultados:
EMPUJE SECCION FRIA (N)T02-T08 41.91403555C8 (m/s) 310.2170621
1577.897981 60082.88944
Tobera caliente
Para el caso de la seccin caliente, haremos uso de las mismas frmulas empleadas para la seccinfra. Los resultados obtenidos se ilustran en la siguiente tabla:
RELACION DE PRESIONES EN LA TOBERAP06/Pa 2.596006998P06/PC 1.877833913
(kg/s)
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Empuje de la seccin caliente
Puesto que tenemos una tobera obturada, haremos uso de las siguientes frmulas:
Sustituyendo datos, obtenemos que el empuje de la seccin caliente es el siguiente:
EMPUJE SECCIN CALIENTE (N)T7 (K) 648.3978993P7 (Pa) 140076.5037
C7 (m/s) 498.0544476 kg/ ^ 0.752734458
A5/m gases (m^2/s*kg) 0.002667358303.4419194
99917.15478
Empuje total
De esta manera, tenemos:
Empujes especficos
Para cada seccin, el empuje especfico que aporta cada tobera es el siguiente:
(kg/s)
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S.F.C (kg/h N): 783.3166906
446.6833094 0.0124 0.012916667
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S.F.C (kg/h N): 0.107651101
Rendimientos
Eficiencia propulsiva de la seccin fra:
Eficiencia propulsiva de la seccin caliente:
RENDIMIENTOS PF 93.4614252 % PC 70.66774406 % E 15.92298849 %
Compresor axial: compresor de baja presin
Los compresores de flujo axial son como su nombre implica, compresores en los que el aire pasaaxialmente o derecho a travs del compresor. Son ms pesados que el compresor centrfugo ymucho ms costosos de fabricar, pero son capaces de una relacin de compresin total muchoms alta, y tienen una seccin transversal ms pequea que les hace ser ms fciles deaerodinamizar. Por lo tanto los compresores de flujo axial se han llegado a estandarizar para losgrandes motores de turbina de gas y se usan tambin en muchos motores pequeos.
Orientacin de los labes para las etapas de rotor y estator en un compresor axial.
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Los compresores de flujo axial estn constituidos de un nmero de etapas de labes rotatorios queson arrastradas por la turbina, y que giran entre las etapas de labes estatores o fijos. Ambos, loslabes rotatorios o de rotor y los labes de estator o fijos, tienen formas de perfiles aerodinmicosy estn montados de manera que forman una serie de pasos divergentes a travs de los cuales elaire fluye en una direccin axial al eje de rotacin. A diferencia de una turbina que tambinemplea labes de rotor y labes fijos de estator, el camino del flujo de un compresor axialdisminuye en rea de seccin transversal en la direccin del flujo, reduciendo el volumen del aire amedida que progresa la compresin de escaln a escaln y manteniendo constante la velocidadaxial del aire a medida que la densidad aumenta a lo largo de toda la longitud del compresor.
Nmero de etapas
Para el nmero de etapas del compresor de baja presin, tenemos lo siguiente:
Disponemos de los siguientes datos para realizar nuestros clculos:
DATOSOPR 16
Ca (50%) 175T co p 13.7973386T etapa 30
0.5 1U 175N 2000
El valor de se lee de grficas:
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La tabla de resultados obtenidos es la siguiente:
NMERO DE ETAPAS 0.45991129
e tero 1
T etapa real 13.7973386 0.967
Determinacin de los ngulos del gas
El clculo de los ngulos del gas depende del valor de cada etapa real obtenido previamente y delgrado de reaccin empleado en el compresor, como se puede observar en las siguientesecuaciones:
NGULOS GAS*U*Ca /Cp 29.4670398Ca/(2*U) 0.5
Por nuestra condicin de (compresor simtrico), tenemos las siguientes igualdades:
VALORES ANGULOS 36.2829424 14.8896084 14.8896084 36.2829424
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Tringulo de velocidades para una etapa de compresin
Con estos valores, obtendremos el valor de la relacin ptima:
DEFLEXION CORRIENTE 21.39333393
14.88960842
El valor de relacin ptima se obtiene de la siguiente grfica:
VALOR DE PASO-CUERDA PTIMO(s/c) opt 1.5
h/c 4|
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Tomaremos los datos obtenidos del ciclo termodinmico para dimensionar el compresor axial:
CICLO TERMODINMICOT INICIAL 324.84566T FINAL 338.642998
P INICIAL 152591.919 1881.3399
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Dimensionamiento del labe para la etapa del fan
Radio medio
Est en funcin de la velocidad perifrica del compresor y del nmero de revoluciones al cual giraeste componente:
Para el fan, el valor de radio medio fue el siguiente:
RADIO MEDIOr m (m) 0.83556345
Compresor axial de 16 etapas
Altura del labePara determinar la altura de los labes del fan, utilizamos las siguientes ecuaciones con base en losresultados brindados para el diseo del motor:
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La altura de los labes que componen al fan se puede observar en la siguiente tabla de resultados:
ALTURA LABEC1 181.080184
T1 (K) 308.53221
P1 (Pa) 127412.953 kg/ 3) 1.43890186
h1 (m) 1.42311088
Radio de raz
Est en funcin del valor de radio medio obtenido previamente y de la altura de los labescalculada en el paso anterior:
RADIO RAZr r 0.124008011
Radio de punta
En la ecuacin del clculo del radio de punta, se hace un cambio de signos:
El valor del radio de punta se puede observar en la siguiente tabla:
RADIO PUNTAr p 1.547118892
Grfica de variacin de ngulos del gas
Utilizando los datos obtenidos previamente, y aplicando las siguientes ecuaciones, tenemos:
VARIACIN NGULOS GASK1 175K2 14339.52976
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Raz
Los ngulos para la raz se pueden obtener a partir de las ecuaciones siguientes:
Los resultados obtenidos se pueden observar en la siguiente figura:
RAZr1 0.14841244
r 60.83051642 r 78.57083339 r -58.67532885
r -78.22703295
Diagrama T-S para una etapa de compresin
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Punta
Para los ngulos de la punta, se hace uso de las mismas ecuaciones que en el caso anterior, con ladiferencia de que ahora se utilizaran los radios de punta en lugar de los radios de raz:
PUNTAr2 1.85158756
p 8.171726105 p 21.62726444 p 59.65171606 p 55.5018375
Criterio de torbellino libre
Graficamos el valor de los radios contra los ngulos de cada fase: radio de raz, medio y de punta:
Criterio de torbellino libre para la etapa del fan
Grfica de variacin de ngulos del gasRaz
-90
-70
-50
-30
-10
10
30
50
70
90
0.1 0.3 0.5 0.7 0.9 1.1 1.3 1.5
Criterio torbellino libre fan
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RAZ r = r -56.3672187
r = r 58.80723299
Comparacin entre los labes para la etapa del compresor y de la turbina
Punta
PUNTA p = p 38.63722373 p = p 46.45798709
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Grfica de variacin de los ngulos del gas para el plano de raz, medio y punta
Rotor y estator
Cuerda
El valor de cuerda se puede obtener aplicando la siguiente ecuacin:
Para la etapa del fan, se obtuvo el siguiente valor de cuerda:
CUERDAC1 (m) 0.3557777
Paso
En el caso del valor del paso, tenemos la siguiente ecuacin:
PASOS1 (m) 0.5336666Nmero de labes
-70
-50
-30
-10
10
30
50
0.1 0.3 0.5 0.7 0.9 1.1 1.3 1.5 1.7
Grfica variacin de ngulos del gas fan
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Con base en este nmero, determinamos el nmero de labes en nuestro rotor y en nuestro
estator:
NMERO LABESROTOR 11
ESTATOR 10
Valores reales
Determinado ahora el valor real para el paso y cuerda, hacemos uso de las siguientes ecuaciones:
(
(
Obtuvimos los siguientes valores de paso y cuerda reales:
VAL. REALES
SR (m) 0.4772727SE (m) 0.525CR (m) 0.3181818CE (m) 0.35(h/c)R 4.4726342(h/c) E 4.0660311
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Construccin de la forma del labe
Diseo de la posicin y ubicacin de los labes en la etapa de rotor y estator
Para esto, hacemos uso de las siguientes ecuaciones:
Para el caso de un arco circular, tenemos lo siguiente:
El ltimo parmetro, que es el ngulo de escalonamiento, lo determinamos usando la frmula:
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FORMA LABE 0.37056602
m 0.30256588(2a/c) 1
14.8896084
36.2829424 33.9882092
VALOR 12.5948753 2.29473317
19.2888378
Nmero de Mach en la punta del labe
NO. MACH PUNTA DEL LABEV1 217.09344
a1 361.27965M1 0.6009014
Compresor axial: compresor de alta presin
Los datos que usaremos para nuestro compresor de alta presin sern los siguientes:
DATOSCa (50%) 175T etapa 30
0.5 1U 175N 5000
CICLO TERMODINMICOT INICIAL 338.642998T FINAL 783.316691T co p 444.673692
P. INICIAL (Pa) 173954.788
303.441919
Nmero de etapas
NMERO DE ETAPAS 14.8224564
e tero 15
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T etapa real 29.6449128 0.967
En este caso, tendremos 15 etapas. A continuacin haremos el desarrollo para la primera etapa:
Etapa 1
Determinacin de los ngulos del gas
NGULOS GAS*U*Ca /Cp 29.4670398Ca/(2*U) 0.5
En este caso, los valores de deflexin del gas son:
VALORES ANGULOS 41.0860596 -3.86389376 -3.86389376 41.0860596
Nuevamente, de valores obtenidos de grficas, observamos que el valor de la deflexin de lacorriente es el siguiente:
DEFLEXION CORRIENTE 44.94985
-3.8638937(s/c) opt 0.51
h/c 3.5
Valores de los radios
RADIO NOMENCLATURA VALORRADIO RAZ r r 1 0.07542 m
RADIO MEDIO r m 1 0.3342 mRADIO PUNTA r p 1 0.5930 m
Altura del labe
ALTURA LABEC1 175.0007971T1 323.4065411P1 148067.5301
1.595251405
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h1 0.517593838
Grfica de la variacin de los ngulos del gas
VARIACIN NGULOS GASK1 175K2 30809.86286
Para la variacin de los ngulos del gas en cada etapa, tenemos:
RAZr1 0.22568143
r -0.76620415 r 77.3194892 r 13.4445273 r -76.6647928
PUNTAr2 1.77431857
p -0.09746175 p 29.4793752 p 60.6180157 p 50.4053198
Grfica de variacin de los ngulos del gas
RAZ
-90
-70
-50
-30
-10
10
30
50
70
90
0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7
CRITERIO TORBELLINO LIBRE 1 ETAPA
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r = r -64.7055333 r = r 66.8758063
PUNTA p = p 31.1176978
p = p 49.4953856
Rotor y estator
CUERDA / PASOC1 (m) 0.147883S1 (m) 0.0754208
NMERO LABESn 27.8437718
ROTOR 29ESTATOR 28
VAL. REALES
SR (m) 0.07241379SE (m) 0.075CR (m) 0.14198783CE (m) 0.14705882(h/c)R 3.64533946(h/c) E 3.5196381
-75
-55
-35
-15
5
25
45
65
0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7
Grfica variacin ngulos gas 1 etapa
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NO. MACH PUNTA ALABEV1 247.861134a1 360.478499M1 0.68758923
Efecto del grado de reaccin en cada etapa de compresin.
Para las siguientes 14 etapas de compresin, en la siguiente tabla podemos observar losresultados obtenidos para los ngulos y dimensiones del rotor y estator:
Tabla comparativa: etapa 1-15Presiones y temperaturas
CICLO TERMODINMICOETAPA T01 (K) P01 (Pa) T03 (K) P03 (Pa)
1 338.6429983 173954.7877 368.2879111 226835.14032 368.2879111 226835.1403 397.9328239 295790.54183 397.9328239 295790.5418 427.5777368 385707.6314 427.5777368 385707.631 457.2226496 502958.53185 457.2226496 502958.5318 486.8675624 655852.42386 486.8675624 655852.4238 516.5124752 855224.38677 516.5124752 855224.3867 546.1573881 1115203.2458 546.1573881 1115203.245 575.8023009 1454212.8339 575.8023009 1454212.833 605.4472137 1896277.628
10 605.4472137 1896277.628 635.0921265 2472725.28511 635.0921265 2472725.285 664.7370393 3224406.723
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12 664.7370393 3224406.723 694.3819522 4204591.09713 694.3819522 4204591.097 724.026865 5482740.79914 724.026865 5482740.799 753.6717778 7149434.02915 753.6717778 7149434.029 783.3166906 9322783.77
Determinacin de los ngulos del gas
DETERMINACIN NGULOS DEL GAS DEFLEXIN CORRIENTE n*U*Ca)/Cp = = (S/C) opt
0.967 29.4670398 -3.863893 41.086059 44.949952 0.510.944 28.7661692 -3.963893 41.186059 45.149952 0.510.923 28.1262438 -4.063893 41.286059 45.349952 0.510.908 27.6691542 -4.163893 41.386059 45.549952 0.510.895 27.27301 -4.263893 41.486059 45.749952 0.51
0.884 26.937811 -4.363893 41.586059 45.949952 0.510.874 26.6330846 -4.463893 41.686059 46.149952 0.510.869 26.4807214 -4.563893 41.786059 46.349952 0.50.865 26.3588309 -4.663893 41.886059 46.549952 0.50.861 26.2369403 -4.763893 41.986059 46.749952 0.50.859 26.175995 -4.863893 42.086059 46.949952 0.50.856 26.0845771 -4.963893 42.186059 47.149952 0.50.855 26.0541045 -5.063893 42.286059 47.349952 0.50.854 26.0236318 -5.163893 42.386059 47.549952 0.50.851 25.9322139 -5.263893 42.486059 47.749952 0.5
Determinacin de la altura del labe
DETERMINACIN DE LA ALTURA DEL LABECn T n P n h n r r n r p n
175.00079 323.40654 148067.53 1.59525 0.51759 0.075428 0.5930223175.02041 353.04803 195646.69 1.93088 0.42762 0.120413 0.548037175.06376 382.6854 257986.35 2.34894 0.35151 0.1584673 0.5099834175.11150 412.3219 339651.23 2.870217 0.287675 0.190387 0.478063175.16537 441.9575 446598.18 3.52090 0.234511 0.216969 0.451481175.22077 471.5927 586615.03 4.33415 0.190508 0.238971 0.429479175.27952 501.2274 769873.14 5.351831 0.154282 0.257084 0.4113664
175.312052 530.86668 1009696.4 6.627099 0.1245933 0.2719287 0.3965220175.339649 560.50678 1323439.6 8.2269975 0.1003637 0.2840435 0.3844072175.368686 590.14662 1733782.7 10.236532 0.0806613 0.2938947 0.3745560175.38375 619.78891 2270390.8 12.763651 0.0646909 0.3018799 0.3665708
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175.407059 649.42975 2971925.3 15.944973 0.0517838 0.3083334 0.3601173175.415016 679.07328 3888996.3 19.954414 0.0413789 0.3135359 0.3549148175.423069 708.71678 5087575.3 25.012450 0.0330112 0.3177197 0.3507310175.447809 738.357383 6653757.28 31.3991893 0.02629661 0.32107707 0.34737369
Caractersticas de un compresor axial
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CRITERIO DE TORBELLINO LIBRECONSTANTES RAZ PUNTA
K1 n K2 n r1 n rp n r r r r p p p p 175 30809.86 0.2256 1.7743 -0.7662 77.3194 13.4445 -76.6647 -0.0974 29.4793 60.6180 50.4053175 31560.52 0.36027 1.6397 -2.4275 70.4624 21.9332 -67.8598 -0.5336 31.7647 58.76678 45.5826175 32278.58 0.4741 1.5258 -3.2589 65.2186 27.9715 -59.4150 -1.0136 33.9428 57.0626 40.4578
175 32811.82 0.5696 1.4303 -3.5864 61.1891 32.30578 -51.3075 -1.4298 35.9077 55.5057 35.2326175 33288.42 0.6491 1.3508 -3.8322 58.1134 35.6085 -43.7782 -1.8437 37.6852 54.1309 30.0429175 33702.64 0.715 1.2849 -4.0199 55.7532 38.1416 -37.0117 -2.2392 39.2595 52.9388 25.0648175 34088.25 0.7691 1.2308 -4.2042 53.9442 40.1209 -31.1477 -2.6303 40.6433 51.9304 20.4248175 34284.39 0.8136 1.1863 -4.1998 52.4851 41.5743 -26.0547 -2.8829 41.7728 51.042 16.3379175 34442.93 0.8498 1.1501 -4.1949 51.3405 42.7132 -21.8092 -3.1021 42.7272 50.2961 12.7616175 34602.94 0.8793 1.1206 -4.2241 50.4533 43.627 -18.3535 -3.3167 43.5395 49.6871 9.6698175 34683.51 0.9032 1.0967 -4.1957 49.7322 44.3212 -15.4979 -3.4573 44.1917 49.1677 7.1024175 34805.06 0.9225 1.0774 -4.2308 49.1862 44.8997 -13.2473 -3.6242 44.7537 48.7631 4.9169175 34845.77 0.938 1.0619 -4.2012 48.7291 45.3291 -11.3841 -3.7129 45.1884 48.4118 3.1654175 34886.57 0.95061 1.04938 -4.1860 48.3700 45.6739 -9.8999 -3.7932 45.5459 48.1298 1.7265175 35009.56 0.96066 1.03933 -4.2615 48.1242 45.9902 -8.7998 -3.940 45.8751 47.9384 0.4764
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DISEO DE ELEMENTOS DE MOTOR AERORREACTOR
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Variacin de los ngulos del gas
VARIACIN NGULOS DEL GAS
RAZ PUNTA r = r r = r n p = p p = p -64.70553331 66.87580627 31.1176978 49.4953856-51.3419268 58.16049407 26.8219384 48.595706-41.16743042 53.44195993 22.6633546 47.9408437-33.2491996 50.77997686 18.8118312 47.458004-27.14014951 49.27989455 15.273913 47.1429796-22.39540174 48.41891953 12.0950968 46.955705-18.72372542 47.93642415 9.27035252 46.8720944-15.70459491 47.59069645 6.92130904 46.8029174
-13.31968648 47.37681472 4.92372073 46.7759504-11.46450228 47.25908566 3.2177555 46.7881215-9.944212627 47.16411094 1.83816297 46.7944292-8.793835009 47.12922493 0.64995468 46.8330657-7.8236211 47.08332391 -0.2747353 46.8484448
-7.060627545 47.05604838 -1.0357817 46.8689847-6.541040418 47.07857775 -1.7343885 46.9266391
Rotor y estator
ROTOR/ESTATORCUERDA NO. LABES PRIMO SUP. PAR SUP.
C n S n n ROTOR ESTATOR0.14788395 0.07542082 27.8437718 29 280.1221781 0.06231083 33.702006 31 320.10043319 0.05122093 40.9988691 41 420.08219311 0.04191848 50.0972318 53 520.06700322 0.03417164 61.4544673 61 620.05443097 0.02775979 75.6489801 73 760.04408063 0.02248112 93.4117185 97 940.03559809 0.01779905 117.983849 113 1190.02867536 0.01433768 146.467231 149 1480.02304609 0.01152305 182.243461 181 1840.01848312 0.00924156 227.234375 227 2280.01479539 0.00739769 283.87223 283 2840.01182255 0.00591128 355.253278 359 356
8/10/2019 Diseno de Un Motor Aerorreactor
43/82
DISEO DE ELEMENTOS DE MOTOR AERORREACTOR
43
0.00943179 0.00471589 445.30271 449 4460.00751332 0.00375666 559.007375 563 560
Valores reales
VALORES REALES
SR n SE n CR n CE n (h/c) R n (h/c) E n0.07241379 0.075 0.14198783 0.14705882 3.64533946 3.51963810.06774194 0.065625 0.13282732 0.12867647 3.21939294 3.323244320.05121951 0.05 0.10043042 0.09803922 3.50009654 3.585464750.03962264 0.04038462 0.07769145 0.07918552 3.7027994 3.632935260.03442623 0.03387097 0.06750241 0.06641366 3.47411685 3.53106958
0.02876712 0.02763158 0.05640612 0.05417957 3.37744144 3.51624040.02164948 0.02234043 0.04244997 0.04380476 3.63444764 3.522042040.01858407 0.01764706 0.03716814 0.03529412 3.35215373 3.530144190.01409396 0.01418919 0.02818792 0.02837838 3.56052337 3.536627240.01160221 0.01141304 0.02320442 0.02282609 3.47611923 3.533734470.0092511 0.00921053 0.0185022 0.01842105 3.49639002 3.51179262
0.00742049 0.00739437 0.01484099 0.01478873 3.48924585 3.501575340.00584958 0.00589888 0.01169916 0.01179775 3.53691318 3.50735680.00467706 0.00470852 0.00935412 0.00941704 3.52906004 3.505480580.00373002 0.00375 0.00746004 0.0075 3.52499822 3.50621493
Valores del nmero de Mach en la punta del labe
Este nmero en la punta del labe debe ser siempre menor a 1.5 M; en nuestro caso, tenemos:
NO.MACH PUNTA0.6875892320.66213682
0.6397183950.6189863780.6002020310.5830034690.5672866210.55210473
0.538003188
8/10/2019 Diseno de Un Motor Aerorreactor
44/82
DISEO DE ELEMENTOS DE MOTOR AERORREACTOR
44
0.5250026940.5126307420.5012916680.4903907380.4801849610.470919423
Grficas de variacin de ngulos del gas
Criterio de torbellino libre
-70
-50
-30
-10
10
30
50
70
0.1 0.2 0.3 0.4 0.5
CRITERIO DE TORBELLINO LIBRE2 ETAPA
-60
-40
-20
0
20
40
60
0.1 0.2 0.3 0.4 0.5
CRITERIO TORBELLINO LIBREFAN 3 ETAPA
8/10/2019 Diseno de Un Motor Aerorreactor
45/82
DISEO DE ELEMENTOS DE MOTOR AERORREACTOR
45
-54
-34
-14
6
26
46
0.16 0.26 0.36 0.46
CRITERIO TORBELLINO LIBRE FAN4 ETAPA
-47
-27
-7
13
33
53
0.19 0.29 0.39
CRITERIO TORBELLINO LIBRE FAN5 ETAPA
-40
-30
-20
-10
0
10
20
30
40
50
60
0.22 0.27 0.32 0.37 0.42
CRITERIO TORBELLINO LIBRE FAN6 ETAPA
-40
-30
-20
-10
0
10
20
30
40
50
60
0.25 0.3 0.35 0.4
CRITERIO TORBELLINO LIBREFAN 7 ETAPA
8/10/2019 Diseno de Un Motor Aerorreactor
46/82
DISEO DE ELEMENTOS DE MOTOR AERORREACTOR
46
-28
-18
-8
2
12
22
32
42
52
0.26 0.31 0.36
CRITERIO TORBELLINO LIBRE FAN8 ETAPA
-23
-13
-3
7
17
27
37
47
0.27 0.32 0.37
CRITERIO TORBELLINO LIBRE FAN9 ETAPA
-20
-10
0
10
20
30
40
50
0.29 0.31 0.33 0.35 0.37
CRITERIO TORBELLINO LIBRE FAN10 ETAPA
-21
-11
-1
9
19
29
39
49
0.29 0.31 0.33 0.35 0.37
CRITERIO TORBELLINO LIBRE FAN11 ETAPA
8/10/2019 Diseno de Un Motor Aerorreactor
47/82
DISEO DE ELEMENTOS DE MOTOR AERORREACTOR
47
Variacin de los ngulos del gas
-14
-4
6
16
26
36
46
0.3 0.32 0.34 0.36
CRITERIO TORBELLINO LIBRE FAN12 ETAPA
-13
-3
7
17
27
37
47
0.31 0.32 0.33 0.34 0.35
CRITERIO TORBELLINO LIBRE FAN13 ETAPA
-10
0
10
20
30
40
50
0.315 0.325 0.335 0.345 0.355
CRITERIO TORBELLINO LIBRE FAN14 ETAPA
-10
0
10
20
30
40
50
0.32 0.33 0.34 0.35
CRITERIO TORBELLINO LIBRE FAN15 ETAPA
Series1
Series2
Series3
Series4
8/10/2019 Diseno de Un Motor Aerorreactor
48/82
DISEO DE ELEMENTOS DE MOTOR AERORREACTOR
48
-55
-35
-15
5
25
45
0.1 0.2 0.3 0.4 0.5
GRFICA VARIACIN NGULOSGAS 2 ETAPA
-45
-25
-5
15
35
55
0.13 0.23 0.33 0.43 0.53
GRFICA VARIACIN NGULOSGAS 3 ETAPA
-35
-25
-15
-5
5
15
25
35
45
0.15 0.25 0.35 0.45
GRFICA VARIACIN NGULOSGAS 4 ETAPA
-30
-20
-10
0
10
20
30
40
50
0.2 0.3 0.4
GRFICA VARIACIN NGULOSGAS 5 ETAPA
8/10/2019 Diseno de Un Motor Aerorreactor
49/82
DISEO DE ELEMENTOS DE MOTOR AERORREACTOR
49
-25
-15
-5
5
15
25
35
45
0.2 0.25 0.3 0.35 0.4 0.45
GRFICA VARIACIN NGULOSGAS 6 ETAPA
-20
-10
0
10
20
30
40
50
0.23 0.28 0.33 0.38
GRFICA VARIACIN NGULOSGAS 7 ETAPA
-18
-8
2
12
22
32
42
0.25 0.3 0.35 0.4
GRFICA VARIACIN NGULOSGAS 8 ETAPA
-15
-5
5
15
25
35
45
0.27 0.32 0.37
GRFICA VARIACIN NGULOSGAS 9 ETAPA
8/10/2019 Diseno de Un Motor Aerorreactor
50/82
DISEO DE ELEMENTOS DE MOTOR AERORREACTOR
50
-15
-5
5
15
25
35
45
0.28 0.33 0.38
GRFICA VARIACIN NGULOSGAS 10 ETAPA
-10
0
10
20
30
40
50
0.29 0.31 0.33 0.35 0.37
GRFICA VARIACIN NGULOSGAS 11 ETAPA
-10
0
10
20
30
40
0.3 0.32 0.34 0.36
GRFICA VARIACIN NGULOSGAS 12 ETAPA
-20
-10
0
10
20
30
40
50
0.31 0.32 0.33 0.34 0.35 0.36
GRFICA VARIACIN NGULOSGAS 13 ETAPA
8/10/2019 Diseno de Un Motor Aerorreactor
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DISEO DE ELEMENTOS DE MOTOR AERORREACTOR
51
Construccin de la forma del labe
Para la forma del labe de la primera etapa de compresin de alta presin, tenemos los siguientesdatos:
FORMA LABE 0.22864902
m 0.32017267(2a/c) 1
45.0863338 -0.17292783DIF 0.77135098
DIF ANG 45.2592617 58.6753148
VALOR 13.4160532 -13.588981 15.7486764
Turbina gasgena
Para la turbina gasgena, los datos utilizados en el diseo son los siguientes:
DATOSCa (50%) 190
-10
0
10
20
30
40
50
0.31 0.32 0.33 0.34 0.35 0.36
GRFICA VARIACIN NGULOSGAS 14 ETAPA
-8
2
12
22
32
42
0.31 0.32 0.33 0.34 0.35
GRFICA VARIACIN NGULOSGAS 15 ETAPA
Series1
Series2
8/10/2019 Diseno de Un Motor Aerorreactor
52/82
8/10/2019 Diseno de Un Motor Aerorreactor
53/82
DISEO DE ELEMENTOS DE MOTOR AERORREACTOR
53
Etapa de turbina; ubicacin del rotor y estator
Coeficiente de salto de temperatura
El coeficiente de salto de temperatura se define como la capacidad de trabajo de unescalonamiento; se determina a partir de la siguiente ecuacin:
( Para nuestro caso, este coeficiente tiene el siguiente valor:
COEF. SALTO TEMP. 4.9852635
Determinacin de los ngulos del gas
Haciendo uso de las siguientes ecuaciones, obtenemos los valores de los ngulos:
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DISEO DE ELEMENTOS DE MOTOR AERORREACTOR
54
NGULOS GAS 63.1650021 40.8778696 40.8778696 63.1650021
Tringulo de velocidades para la etapa de la turbina
Plano 2
Para cada plano, se determinar el valor de presin y temperatura, con el fin de hallar el valor delrea en cada etapa de turbina que tengamos:
8/10/2019 Diseno de Un Motor Aerorreactor
55/82
DISEO DE ELEMENTOS DE MOTOR AERORREACTOR
55
Para el plano 2, los resultados obtenidos fueron los siguientes:
PLANO 2Ca = Ca1 = Ca2 190
C2 420.891575
T02 = T01 1230T02 - T2 77.1558005T2 - T2 3.85779002
T2 1148.98641P01/P2 1.31355947
P2 1828929.13P01/PC 1.85242156
5.52769869A2 0.28892
A2N 0.13042504
Si tenemos la siguiente condicin: P01/PC > P01/P2, entonces no habr necesidad de agregar unaetapa ms de turbina.
Plano 1
8/10/2019 Diseno de Un Motor Aerorreactor
56/82
DISEO DE ELEMENTOS DE MOTOR AERORREACTOR
56
PLANO 1Ca2 = Ca3 190
Ca1 = C1 = C3 251.287416C1^2/2Cp 27.5023369
T1 1202.49766P1/P01 0.91345472
P1 2194490.18
6.35868783A1 0.18990541
Plano 3
8/10/2019 Diseno de Un Motor Aerorreactor
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DISEO DE ELEMENTOS DE MOTOR AERORREACTOR
57
PLANO 3
T03 1130.69307
T3 1103.19074P03 1634363P3 1480948.32
4.67743113A3 0.34144014
Se observa que el valor de las reas fue aumentando en cada plano.
Radio medio
El valor de la velocidad tiene que estar expresado en rad/segundo:
RADIO MEDIOrm 0.40319252
Altura de los labes
Determinacin de las alturas del rotor y estator en cada etapa de turbina
Se determinaron 3 alturas para los labes de rotor y estator:
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DISEO DE ELEMENTOS DE MOTOR AERORREACTOR
58
ALTURA LABESh1 (m) 0.07496266h2 (m) 0.11404737h3 (m) 0.134779
Dimensiones de los radios de raz y punta en cada plano
RADIOS DIMENSIONESrr 1 0.36571119rp 1 0.44067385rr 2 0.34616884rp 2 0.46021621rr 3 0.33580302
rp 3 0.47058202
Relacin de radios
RELACIN RADIOSrp 1/rr 1 1.20497776
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DISEO DE ELEMENTOS DE MOTOR AERORREACTOR
59
rp 2/rr 2 1.32945591rp 3/rr 3 1.40136328
Grfica de variacin de ngulos del gas
Cambios de presin y velocidad alrededor de cada etapa de rotor y estator.
ngulos en la raz
Para los ngulos de la raz, se emplean las siguientes ecuaciones:
Los datos obtenidos se pueden apreciar en la siguiente tabla:
NGULOS DE RAZta r 2.302274004 r 66.5221311ta r 1.039251588 r 46.1026951ta r 1.348307797 r 53.4367657ta r 1.964651856 r 63.0240866
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DISEO DE ELEMENTOS DE MOTOR AERORREACTOR
60
ngulos en la punta
Para los ngulos en la punta, se hace uso de las ecuaciones anteriores, pero ahora se utilizaron losvalores de los radios de punta:
PUNTAta p 1.73174152 p 59.9955692ta p 0.741600414 p 36.5606469ta p 0.463485505 p 24.8670392ta p 2.038422368 p 63.8685641
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DISEO DE ELEMENTOS DE MOTOR AERORREACTOR
61
Variacin de los ngulos del gas en cada radio
Nmero de Mach
NMERO MACH
24
29
34
39
44
49
54
59
64
0.33 0.35 0.37 0.39 0.41 0.43 0.45 0.47
Grfica variacin gas turbina gasgena 1etapa
a2
a3
b2
b3
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DISEO DE ELEMENTOS DE MOTOR AERORREACTOR
62
M3 0.386802627
Coeficiente de prdidas del rotor
El valor de este parmetro se puede calcular empleando las siguientes ecuaciones:
El valor obtenido para este coeficiente se puede apreciar en la siguiente tabla:
COEFICIENTE DE PERDIDAS DEL ROTORT3 1093.637933V3 420.8915749
V3/(2*Cp) 77.15580045
R 0.123811853
Diseo de los labes de turbina
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DISEO DE ELEMENTOS DE MOTOR AERORREACTOR
63
Altura de los labes
Para rotor y estator, los obtenemos a partir de un promedio entre las alturas 1, 2 y 3:
ALTURA LABESh E 0.094505016h R 0.124413186
(S/C) opt E 0.69(S/C) opt R 0.69
(h/c) 3
Esfuerzos y momentos originados alrededor del labe de turbina
Los valores de paso cuerda ptimo para el rotor y estator de cada etapa se pueden calcular
utilizando la siguiente grfica:
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DISEO DE ELEMENTOS DE MOTOR AERORREACTOR
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DISEO DE ELEMENTOS DE MOTOR AERORREACTOR
65
Valores de cuerda
Valores de paso
PASO
SE 0.021736154SR 0.028615033
Formacin de ductos convergentes y divergentes por la forma de los labes
Nmero de labes
NMERO LABESETAPA VALOR CALCULADO USADO
n E 116.549293 118
CUERDACE 0.031501672CR 0.041471062
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DISEO DE ELEMENTOS DE MOTOR AERORREACTOR
66
n R 88.53155433 89
Valores reales
VALORES REALESSE R 0.02146893CE R 0.03111439SR R 0.02846442CR R 0.04125278
(hE/cE) R 3.03734146(hR/cR) R 3.01587385
Tabla comparativa: etapa 1 -4
Presiones y temperaturas
PRESIONES Y TEMPERATURAETAPA T01 T03 P01 P03
1 1230 1130.69307 2402407.17 16343632 1130.69307 1031.38615 1634363 1072896.553 1031.38615 932.079219 1072896.55 674697.1294 932.079219 832.772292 674697.129 402488.589
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DISEO DE ELEMENTOS DE MOTOR AERORREACTOR
Condiciones para el plano 2
PLANO 2C2 T02 T2-T2 T2 P01/P2 P2 P01/Pc A2 A2N
420.891575 77.1558005 3.85779002 1148.98641 1.31355947 1828929.13 1.85242156 5.52769869 0.28892 0.13042504420.891575 77.1558005 3.85779002 1049.67948 1.34663238 1213666.79 1.85242156 4.01391032 0.39788202 0.17961296
420.891575 77.1558005 3.85779002 950.372555 1.38744673 773288.466 1.85242156 2.82362106 0.56560803 0.25532829420.891575 77.1558005 3.85779002 851.065628 1.43905597 468847.039 1.85242156 1.91083007 0.83579527 0.37729693
Condiciones para el plano 1
PLANO 1C1 C1^2/2Cp T1 P1/P01 P1 A1
251.287416 27.5023369 1202.49766 0.91345472 2194490.18 6.35868783 0.18990541251.287416 27.5023369 1103.19074 0.90613183 1480948.32 4.67743113 0.25816504251.287416 27.5023369 1003.88381 0.89745644 962877.916 3.34199565 0.36132579251.287416 27.5023369 904.576882 0.88701625 598467.316 2.30522359 0.5238317
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Condiciones para el plano 3
PLANO 3T03 T3 P3 A3
1130.69307 1103.19074 1480948.32 4.67743113 0.341440141031.38615 1003.88381 962877.916 3.34199565 0.47787696932.079219 904.576882 598467.316 2.30522359 0.69280166832.772292 805.269955 351860.641 1.52246493 1.04899805
Altura de los labes
ALTURA DE LOS LABESh1 h2 h3
0.09914302 0.11404737 0.134779
0.134779 0.15705869 0.188635640.18863564 0.22326633 0.273474340.27347434 0.32991919 0.41407818
Sujecin de los alabes para la etapa de rotor de turbina
Radios de raz y punta
RADIOS DE RAZ Y PUNTArr 1 rp 1 rr 2 rp 2 rr 3 rp 3
0.35362101 0.45276403 0.34616884 0.46021621 0.33580302 0.470582020.33580302 0.47058202 0.32466318 0.48172187 0.3088747 0.49751034
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0.3088747 0.49751034 0.29155936 0.51482569 0.26645535 0.539929690.26645535 0.53992969 0.23823293 0.56815212 0.19615343 0.61023161
Relacin de radios
RELACIN DE RADIOSrp 1/rr 1 rp 2/rr 2 rp 3/rr 3
1.28036518 1.32945591 1.401363281.40136328 1.48375887 1.610718991.61071899 1.76576628 2.026342072.02634207 2.38485971 3.11099121
Grfica de variacin de ngulos del gas
GRFICA DE VARIACIN DE NGULOS DEL GAS
RAZ PUNTA r r r r p p p p
66.5221311 46.1026951 53.4367657 63.0240 59.9955 36.56 24.867 63.868
67.8355379 48.4889603 57.3403414 63.2161 58.8496 35.048 18.103 64.242
69.9058498 52.6376227 62.6099863 63.93064 57.1385 32.876 7.3675 64.894
73.35747 60.66095 69.59947 66.67953 54.5154 29.764 -9.255 66.071
17
27
37
47
57
67
0.33 0.38 0.43 0.48
Grfica variacin gas turbina
gasgena 2 etapa
6
16
26
36
46
56
66
0.33 0.38 0.43 0.48
Grfica variacin gas turbina
gasgena 3 etapa
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0.69 0.69 0.06865033 0.08279011 0.04736873 0.057125180.69 0.69 0.10056559 0.12399956 0.06939026 0.0855597
Nmero de labes
NMERO DE LABESn E n R n E (par sig.) n R (primo)
103.330107 88.5315543 90 8975.4836885 63.7238835 64 6753.4811366 44.3470548 46 4736.5084884 29.6089565 30 31
Valores reales
CUERDA REAL PASO REAL RELACIONES REALES
CE R CR R SE R SR R (hE/cE) R (hR/cR) R0.04079442 0.04125278 0.02814815 0.02846442 2.61298482 3.015873850.05736715 0.05479847 0.03958333 0.03781095 2.54359589 3.154233370.07981516 0.07811697 0.05507246 0.05390071 2.58034905 3.179467060.12238325 0.11843541 0.08444444 0.08172043 2.46518012 3.14094149
Turbina de potencia
DATOS
Ca (50%) 190 0.4
T etapa 120 0.9U 211.111111N 2300
N 0.05
Del ciclo termodinmico calculado anteriormente, tenemos los siguientes datos:
DATOST INICIAL 832.772292T FINAL 756.35615
P INICIAL 407534.867303.441919
0.87
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Nmero de etapas
NMERO DE ETAPAS 0.63680119
e tero 1
T etapa real 76.4161423
Coeficiente de salto de temperaturas
COEF. SALTO TEMP. 3.93672257
ngulos del gas
NGULOS GAS 56.9679104 32.9871831 23.1160551 60.3983556
Mtodos de enfriamiento para los alabes de la etapa de turbina
Plano 2
PLANO 2Ca = Ca1 = Ca2 190
C2 384.641218T02 = T01 832.772292T02 - T2 64.4376597T2 - T2 3.22188298
T2 765.112749
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P01/P2 1.40382776P2 290302.613
P01/PC 1.85242156 1.31649326
A2 1.21311881
A2N 0.59924044
Plano 1
PLANO 1Ca2 = Ca3 190
Ca1 = C1 = C3 206.586517C1^2/2Cp 18.5879743
T1 814.184318P1/P01 0.9136007
P1 372324.14 1.59336974A1 0.92184316
Plano 3
PLANO 3T03 756.35615T3 737.768175
P03 260851.913P3 236121.686
1.11515198A3 1.43214804
Radio medio
RADIO MEDIOrm 0.87650548
Altura de los labes
ALTURA LABESh1 0.16738731h2 0.22027684h3 0.26004793
Dimensiones de los radios
RADIOS DIMENSIONES
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rr 1 0.79281183rp 1 0.96019914rr 2 0.76636707rp 2 0.9866439rr 3 0.74648152
rp 3 1.00652945
Relacin de radios
RELACIN RADIOSrp 1/rr 1 1.2111312rp 2/rr 2 1.28742994rp 3/rr3 1.34836487
Grfica de variacin de ngulos del gas
ngulos en la raz
RAZta r 2.0131679 r 63.585051ta r 0.5012202 r 26.620953ta r 1.0416749 r 46.169365ta r 1.4475051 r 55.361582
ngulos en la punta
PUNTAta p 1.5637107 p 57.400902ta p 0.3717244 p 20.391331ta p 0.3129815 p 17.379152ta p 1.6476618 p 58.74557
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Nmero de Mach en el plano 2
MACH EN EL PLANO 2V 2r 274.35675C 2r 427.09215T 2r 753.32643
(M V2) r 0.5110554
Coeficiente de prdidas del rotor
COEFICIENTE PERD. ROTORT3 729.690123
V3 348.554357V3/(2*Cp) 52.9138241
R 0.15266432
Altura de los labes
ALTURA LABESh E 0.19383207h R 0.24016239
(S/C) opt E 0.78(S/C) opt R 0.77
(h/c) 3
15
20
25
30
35
40
45
50
55
60
0.73 0.78 0.83 0.88 0.93 0.98
Grfica variacin gas turbina de potencia
a2
a3
b2
b3
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Distribucin de temperaturas a lo largo de los labes de turbina
Valores de cuerda
CUERDA
CE 0.06461069CR 0.08005413
Valores de paso
PASOSE 0.05039634SR 0.06164168
Nmero de labes
NMERO LABESETAPA VALOR
CALCULADOVALORUSADO
n E 109.278699 110n R 89.3429004 89
Valores reales
VALORES REALESSE R 0.05006588
CE R 0.06418702SR R 0.06187917CR R 0.08036256
(hE/cE) R 3.01980169(hR/cR) R 2.98848592
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Cmara de combustin
Ejemplo de cmara de combustin
Para determinar los parmetros de la cmara de combustin, hacemos uso de los siguientesparmetros:
DATOST ENTRADA 783.3166906
T MAX 1230P. SALIDA COMP 2441470.704
303.4419194 COMB 0.96
Hc 42300D int (m) 0.3h1 (m) 0.026296612
h3 (m) 0.099143018q cc 1.50E+07Ca 4.0E+01
Volumen de la cmara de combustin
Hacemos uso de las siguientes ecuaciones:
(El valor de f real fue estimando durante la realizacin del ciclo termodinmico)
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( Sustituyendo datos, obtenemos los siguientes resultados:
VOLUMEN CMARA COMB.T 446.6833094
f ideal 0.0124f real 0.012916667
3.91945812514110.04925
P SAL. COMP. 24.88757089Hc (kcal) 10109.7
Vcc 0.366829507
Mtodos de estabilizacin de la flama
Volumen de cada seccin
VOLUMEN SECCINV1 0.036682951V2 0.256780655V3 0.073365901
rea mxima
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DIMETRO EXTERNO
10.8600604A max 7.1E-01D ext 0.9954298
Longitudes de la cmara de combustin
Longitud de la seccin 2
LONGITUD 2
L2 0.36291527
Longitud de la seccin 1
( ( LONGITUD 1
RM1 0.4977149rM1 0.33700576Rm1 0.31070914rm1 0.15L1 0.09639967
Longitud de la seccin 3
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( ( LONGITUD 3RM 0.4977149
rM 0.37342896Rm 0.27428594rm 0.15L3 0.16136934
Distribucin de la forma de la llama en las cmaras de combustin
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Determinacin del radio de by-pass
Es importante determinar el valor del radio de by-pass con el fin de identificar que porcin del fanestar comprendida para la seccin fra y que porcin quedar asignada para la seccin caliente.
Con el fin de determinar la ubicacin de estas secciones, se har el clculo del radio de by-pass;para este parmetro, haremos uso de la frmula siguiente:
( Despejando , obtenemos lo siguiente:
(
Sustituyendo datos, tenemos que:
Finalmente:
Ubicacin del radio de by-pass en el ensamble completo del motor
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