RAE TIPO DE DOCUMENTO: AERONÁUTICO

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RAE TIPO DE DOCUMENTO: Trabajo de grado para optar el título de INGENIERO AERONÁUTICO. TÍTULO: REDISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE LA CÁMARA DE COMBUSTIÓN PARA UNA TURBINA DE GENERACIÓN DE POTENCIA. AUTOR (ES): Juan Camilo Marín Gutiérrez, David Ricardo Romero Ramírez LUGAR: Bogotá D.C FECHA: Junio de 2012 PALABRAS CLAVES: Turbina de gas de baja potencia, Turbocargador, Cámara de combustión, Combustión, Métodos de construcción DESCRIPCIÓN: El tema de tecnologías aplicadas a los componentes de una aeronave lleva a la creación de programas computacionales que recrean o simulan el comportamiento de componentes a gran precisión. Pretendiendo tener un panorama general de la actuación de la pieza aeronáutica, realizando, diseños, análisis y construcciones de motores que suplan las necesidades y requerimientos cada vez más altos, como lo es la vida de servicio, los esfuerzos, pesos y rendimientos de estos componentes. Para ello juega un papel determinante la cámara de combustión, debido a que está sometida a grandes cargas termodinámicas y aerodinámicas. LÍNEA DE INVESTIGACIÓN: Línea de investigación de la universidad de san buenaventura: Energías y vehículos, campo temático: Diseño y construcción FUENTES BIBLIOGRÁFICAS: Estrada M, Carlos A, “Simulación de una cámara de combustión para una microturbina de gas utilizando el programa de dinámica de fluidos Fluen”, Publicación Scientia et Technica, Pereira, 2007. Alves Dos Santos, Fabiano; Gurgel Veras, Carlos Alberto y Magno De Carvalho, Mario Olavo, “Proyecto y estudio del desempeño de la cámara de combustión de una microturbina” Universidad de Brasilia. Brasilia (Brasil), 2004. Lefebvre, Arthur Henry, “Gas turbine combustion”, Editorial Taylor & Francis group, 1999. CONTENIDOS: Descripción y formulación del problema, alcances y limitaciones, marco de referencia, metodología, Desarrollo ingenieril, configuración, modelo matemático HIH, análisis de resultados, simulación de la cámara y construcción de la cámara. METODOLOGÍA: La implementación de diferentes métodos de investigación hará que este proyecto abarque una temática completa en la que se pueda encontrar resultados apropiados y afines con el objetivo del estudio. CONCLUSIONES: Se mejoró el componente, en cuanto a su eficiencia, corrigiendo parámetros como; el salto de temperatura 295.9855 K a 368.3718 K, el flujo másico de 0.0034 kg/s a 0.0042 kg/s y el trabajo especifico de 38508 kJ/kg a 68613 kJ/kg, se demuestra en las tablas 3 y 4, pues al realizar de nuevo el cálculo los corregimos para poder rediseñar este componente (cámara de combustión). Se mejoró la eficiencia del ciclo de 0.0991 a 0.1766, se comprueba mirando la tabla 10 y la figura 15. Se obtuvo un alto rendimiento en la combustión, por lo tanto se tiene una baja emisión de gases de salida, al igual que un bajo riesgo de que se apague la llama. Se rediseñó la cámara de combustión y se construyó el tubo de llama de la cámara de combustión, con las características adecuadas de diseño. Se aumentó la eficiencia de la combustión por su diseño, debido al estudio paramétrico que se llevo a cabo en la relación aire-combustible, puesto que se mejoró el comportamiento de llama, asegurando de esta manera la buena ignición y la mejor estabilización de esta, ayudando a la disminución de residuos ambientales dañinos.

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REDISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE LA CÁMARA DE COMBUSTIÓN PARA UNA TURBINA DE GENERACIÓN DE POTENCIA

JUAN CAMILO MARÍN GUTIÉRREZ DAVID RICARDO ROMERO RAMÍREZ

UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA FACULTAD DE INGENERÍA INGENERÍA AERONÁUTICA

BOGOTÁ D.C.-2012

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REDISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE LA CÁMARA DE COMBUSTIÓN PARA UNA TURBINA DE GENERACIÓN DE POTENCIA

JUAN CAMILO MARÍN GUTIÉRREZ DAVID RICARDO ROMERO RAMÍREZ

Trabajo de grado para optar al título de Ingeniero Aeronáutico

Asesor:

M.S.C. Ing. Rafael Cerpa

UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA FACULTAD DE INGENERÍA INGENERÍA AERONÁUTICA

BOGOTÁ D.C.-2012

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Nota de aceptación

______________________________________ ______________________________________ ______________________________________ ______________________________________ ______________________________________

Firma del presidente del jurado

Firma del jurado Firma del jurado

Bogotá D.C.,

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Este proyecto de grado es dedicado a las personas que creyeron en mí, a todos ellos que me apoyaron, a todos mis amigos y mi tan estimados

familiares, asimismo a esta universidad que me ha formado, pero en especial, se lo dedico a mis abuelos fallecidos que lamentablemente no están con

nosotros, también a mis profesores que me instruyeron, a mi madre y a mi padre quienes fueron el pilar fundamental de mi formación y educación como

persona, a la persona a mi lado, con la que comparto los mejores y gratos momentos de mi vida, a ellos y a mis amigos más allegados que me brindaron

su ayuda, su atención y los mas importante su amistad.

Juan Camilo Marín Gutiérrez

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Primero que todo, le dedico este gran triunfo a un ser que aunque no lo vemos siempre estará acompañándonos en todo momento y en todo lugar a mi Dios

Siguiendo, a mis padres y toda mi familia que han sido las personas más grandes y más importante de mi vida, que me han acompañado en todo

momento

Mi padre lo maravilloso que ha sido conmigo y que a pesar de sus regaños siempre ha querido lo mejor para mí, enseñándome y mostrándome el camino

. Mi madre querida, que ha sido la mujer que me ha guiado durante toda mi vida

a pesar de todo

Mi hermano mayor que ha sido la persona que me enseño y me colaboro durante mis estudios

A una persona muy especial que durante el inicio de la carrera me colaboro muchísimo en la universidad, gracias Fray Fernando Garzón Ramírez (Que

Dios lo tenga en su gloria)

David Ricardo Romero Ramírez

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AGRADECIMIENTOS

Agradecemos cálida y sinceramente a todas las personas que hicieron posible la realización de este proyecto de grado, en especial a la Universidad de San Buenaventura sede Bogotá, por darnos la oportunidad de alcanzar nuestros sueños de ser profesionales y a todas las personas quienes de alguna manera nos han aportado un poco de su conocimiento para el logro de este trabajo, agradeciendo de la forma más grata su colaboración. Finalmente al M.Sc Eng. Rafael Mauricio Cerpa quien nos guió con sus valiosos aportes académicos, para el alcance de este gran proyecto. .

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CONTENIDO

INTRODUCCIÓN .............................................................................................. 17

1. PLANTEAMIENTO DEL PROBLEMA ....................................................... 19

1.1. ANTECEDENTES ........................................................................................................... 19

1.2. DESCRIPCIÓN Y FORMULACIÓN DEL PROBLEMA .................................................. 23

1.3. JUSTIFICACIÓN ............................................................................................................. 24

1.4. OBJETIVOS DE LA INVESTIGACIÓN .......................................................................... 25

1.4.1. Objetivo general ...................................................................................................... 25

1.4.2. Objetivos específicos .............................................................................................. 25

1.5. ALCANCES Y LIMITACIONES DEL PROYECTO ........................................................ 25

1.5.1. Alcances .................................................................................................................. 26

1.5.2. Limitaciones ............................................................................................................ 26

2. MARCO DE REFERENCIA ........................................................................ 27

2.1. MARCO TEÓRICO-CONCEPTUAL ............................................................................... 27

2.1.1. Cámara de combustión ........................................................................................... 27

2.1.2. Estabilidad de la combustión .................................................................................. 29

2.1.3. Inyector .................................................................................................................... 30

2.2. MARCO TEÓRICO. ........................................................................................................ 30

2.2.1. Sistema de cogeneración ........................................................................................ 30

2.2.2. Microturbina de gas ................................................................................................. 31

2.2.3. Dinámica computacional de fluidos (CFD) .............................................................. 33

2.2.4. CFD aplicada a gráficos ......................................................................................... 33

2.2.5. Enmallado para un análisis de la cámara de combustión en fluent ........................ 34

2.2.6. Las condiciones de contorno .................................................................................. 34

3. METODOLOGÍA ........................................................................................ 36

3.1. ENFOQUE DE LA INVESTIGACIÓN ............................................................................. 36

3.2. LÍNEA DE INVESTIGACION DE USB/ SUB-LÍNEA DE FACULTAD/ CAMPO

TEMÁTICO DEL PROGRAMA ................................................................................................... 36

3.3. TÉCNICAS DE RECOLECCIÓN DE LA INFORMACIÓN ............................................. 36

3.4. HIPÓTESIS ..................................................................................................................... 37

3.5. VARIABLES.................................................................................................................... 38

3.5.1. Independientes ........................................................................................................ 38

3.5.2. Dependientes .......................................................................................................... 38

4. DESARROLLO INGENIERIL ..................................................................... 40

4.1. CONFIGURACIÓN ......................................................................................................... 40

4.2. MODELO MATEMÁTICO DE HIH SARAVANAMUTTOO ............................................ 41

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4.2.1. Cámara de combustión y Sistema de inyección de combustible ............................ 48

4.3. ANÁLISIS DE RESULTADOS ........................................................................................ 54

4.3.1. Análisis gráfico de los resultados ............................................................................ 60

4.4. SIMULACIÓN DE LA CÁMARA DE COMBUSTIÓN ..................................................... 66

4.4.1. Simulación de la cámara de combustión diseñada ................................................. 74

4.4.2. Simulación del primer prototipo de la cámara de combustión a temperatura de

1220 77

4.4.3. Simulación del segundo prototipo de la cámara de combustión a temperatura de

1160 79

4.4.4. Conclusión de la simulación .................................................................................... 81

4.5. CONSTRUCIÓN DE LA CÁMARA DE COMBUSTIÓN ................................................. 82

CONCLUSIONES ............................................................................................. 86

BIBLIOGRAFÍA ................................................................................................ 87

ANEXOS ........................................................................................................... 89

ANEXO A: Diagrama de flujo del Programa para el cálculo de la cámara de combustión 89

ANEXO B: Programa para el cálculo de la cámara de combustión ..................................... 93

ANEXO C: Planos detallados del tubo de llama, de la cámara de combustión. ................. 99

ANEXO D: Comentario acerca del desarrollo del presente trabajo. .................................. 102

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NOMENCLATURA

ABREVIACIONES Y ACRÓNIMOS TGBP Turbina de gas de baja potencia ISA International Standard Atmosphere

Temperatura

Relación de compresión

Coeficiente de recuperación de presión

Eficiencia

Poder calorífico inferior del combustible

Eficiencia de la combustión

Cantidad de aire teórica para quemar 1Kg de combustión

Relación de presión en la cámara de combustión

Aire de sangrado

Relación de presión en el sistema de escape

Calor especifico

Relación combustible – aire

Coeficiente de exceso de aire

Consumo especifico de combustible

Velocidad de salida del gas

Presión

Flujo másico de la TGBP

Coeficiente de flujo

Coeficiente de expansión térmica acero 304

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Coeficiente de calor especifico a presión constante

Relación entre calores específicos del gas

Constantes de gases ideales

Coeficiente de salto de temperatura

Grado de reacción

Velocidad absoluta

Densidad

Área

Radio

Ancho

Espacio entre rotor y estator

Diámetro

Expansión circunferencial

Velocidad relativa de entrada de gas respecto del álabe Trabajo y Potencia

Trabajo

Potencia

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LISTA DE TABLAS

Tabla 1: Masa molecular de los elementos utilizados para la estequiometria de la relación aire combustible Tabla 2: Datos de la cámara de combustión diseñada Tabla 3: Datos de un posible rediseño de la cámara de combustión. Tabla 4: Datos obtenidos con diferentes temperaturas en la cámara Tabla 5: Comportamiento de la presión en la turbina de generación de potencia a diferentes relaciones de compresión. Tabla 6: Comportamiento de la temperatura a lo largo de la turbina de generación de potencia Tabla 7: Trabajo de la turbina Tabla 8: Trabajo específico disponible en la turbina de generación de potencia Tabla 9: Consumo específico de combustible Tabla 10: Eficiencia del ciclo Tabla 11: Ubicación de los puntos utilizados para el diseño de la camara de combustion Tabla 12: Puntos a unir para definir un correcto y ordenado diseño. Tabla 13: Líneas a seleccionar para así crear las correspondientes caras Tabla 14: Condiciones de frontera para la geometría de la cámara de combustión.

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LISTA DE FIGURAS

Figura 1: Turbina de gas desarrollada por la universidad de Brasilia Figura 2: Distribución de flujo de aire Figura 3: Turbina de gas para generación de baja potencia Figura 4: Turbina de gas para generación de baja potencia con recuperador Figura 5: Bosquejo de la turbina a gas. Figura 6: Relación combustible-aire teórica. Figura 7: Diagrama del ciclo Figura 8: Modelo termodinámico a seguir para la relación aire/combustible Figura 9: recirculación del flujo dado por el torbellinador Figura 10: Comportamiento de la presión en la turbina de generación de potencia a diferentes relaciones de compresión. Figura 11: Comportamiento de la temperatura a lo largo de la turbina de generación de potencia a diferentes temperaturas y relación de compresión. Figura 12: Trabajo de la turbina dependiendo de la relación de compresión y la temperatura a la entrada de la CC. Figura 13: Trabajo específico disponible dependiendo de la relación de compresión y la temperatura a la entrada de la CC. Figura 14: Consumo específico de combustible dependiendo de la relación de compresión y la temperatura a la entrada de la CC. Figura 15: Eficiencia del ciclo, dependiendo de la relación de compresión y la temperatura a la entrada de la CC Figura 16: Enumeración de los puntos en el pre-procesador Figura 17: Establecimiento de las líneas en el pre-procesador Figura 18: Diferentes caras a realizar en el pre-procesador Figura 19: Malla empleada para las diferentes caras en el pre-procesador Figura 20: Geometría de la cámara de combustión

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Figura 21: Enmallado de la cámara de combustión Figura 22: Proceso de iteración e ignición de la mezcla aire- combustible Figura 23: Propagación de la llama durante la mezcla Figura 24: Temperatura dentro de la cámara de combustión y estabilización de la llama. Figura 25: Zona de recirculación la cual mejora la combustión Figura 26: Magnitud de la velocidad observándose el flujo al entrar en la zona primaria Figura 27: Ignición de la mezcla aire- combustible Figura 28: Propagación de la llama durante la ignición de la mezcla Figura 29: Temperatura dentro de la cámara de combustión Figura 30: Iteración e ignición de la mezcla aire- combustible Figura 31: Propagación de la llama durante la ignición de la mezcla Figura 32: Temperatura dentro de la cámara de combustión Figura 33: Proceso de repujado Figura 34: Cúpula después del proceso de repujado Figura 35: Lamina de acero inoxidable para la fabricación del tubo de llama y la cúpula Figura 36: Distribución de agujeros a lo largo del tubo de llama Figura 37: Lamina después de redondearla Figura 38: Proceso del corte de la tapa frontal Figura 39: Distribución de agujeros tapa frontal e inyector (fisto)

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GLOSARIO

Cámara de combustión: Lugar donde se lleva a cabo el proceso de combustión de la mezcla aire-combustible. Computational fluid dynamics (CFD): Es una de las ramas de la mecánica de fluidos que utiliza métodos numéricos y algoritmos para resolver y analizar problemas que involucran flujo de fluidos. Enmallado: Proceso mediante el cual se generan divisiones en la geometría de la pieza que se va a simular en un programa CFD. CAD: Es el uso de un amplio rango de herramientas computacionales que asisten a ingenieros, arquitectos y a otros profesionales del diseño en sus respectivas actividades. Microturbina de gas: Es una turbomáquina que emplea como fluido de trabajo un gas, que es capaz de cambiar el estado del fluido de trabajo para extraer energía del mismo. Recuperador: Los recuperadores están constituidos por un haz tubular en el que se mueven los gases calientes que salen de la turbina, mientras que el aire a recalentar circula alrededor de los tubos; normalmente los fluidos circulan en contracorriente. La presión en el armazón es del orden de 5 a 10 atm y las temperaturas de las paredes no sobrepasan los 400°C. Trabajo: Es la fuerza aplicada para producir movimiento. Potencia: Tasa a la cual se realiza un trabajo. Turbocompresor: Es un sistema de sobrealimentación de uso automotriz que usa una turbina para comprimir gases que posteriormente ayudan a aumentar la potencia del motor. Termodinámica: Rama de la física que estudia los estados energéticos de la materia a nivel macroscópico, y los efectos de sus variaciones.

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?hl=es&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Fluid_mechanics&prev=/search%3Fq%3DCFD%26hl%3Des%26rlz%3D1R2CYBA_esCO344&rurl=translate.google.com.co&usg=ALkJrhhUlwu5csg54jBx6Vvu5YrSZsm2-w

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?hl=es&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Fluid_mechanics&prev=/search%3Fq%3DCFD%26hl%3Des%26rlz%3D1R2CYBA_esCO344&rurl=translate.google.com.co&usg=ALkJrhhUlwu5csg54jBx6Vvu5YrSZsm2-w

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?hl=es&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Numerical_methods&prev=/search%3Fq%3DCFD%26hl%3Des%26rlz%3D1R2CYBA_esCO344&rurl=translate.google.com.co&usg=ALkJrhjj8uXbcWpKyKkocFifn11-XrZ1sA

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?hl=es&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Algorithms&prev=/search%3Fq%3DCFD%26hl%3Des%26rlz%3D1R2CYBA_esCO344&rurl=translate.google.com.co&usg=ALkJrhg15y2V5RTbQBA1AdLyUNOYZxu88w

http://es.wikipedia.org/wiki/Computadora

http://es.wikipedia.org/wiki/Ingenier%C3%ADa

http://es.wikipedia.org/wiki/Arquitectos

http://es.wikipedia.org/wiki/Dise%C3%B1o

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Generación Distribuida: Generación de calor y generación eléctrica. Es aquella que se conecta a la red de distribución y que se caracteriza por encontrarse instalada en puntos cercanos al consumo. Micro-Cogeneración: Es el procedimiento mediante el cual se obtiene simultáneamente energía eléctrica y energía térmica útil a partir de microturbinas.

http://es.wikipedia.org/wiki/Generaci%C3%B3n_el%C3%A9ctrica

http://es.wikipedia.org/wiki/Energ%C3%ADa_el%C3%A9ctrica

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INTRODUCCIÓN

A la velocidad y la calidad con que se han desarrollando los motores en las últimas décadas en la industria aeronáutica y como consecuencia de la evolución en el tema de tecnologías aplicadas a los componentes de una aeronave han llevado a la creación de programas computacionales que recrean o simulan el comportamiento de dicho componente con gran precisión. Con la implementación de este software no solo se pretende tener un panorama general de la actuación de la pieza aeronáutica, también se puede lograr avances, mejoras e incluso descubrimientos que conllevan a la evolución de los motores, que no solo se puede limitar al uso exclusivo en la aviación. Actualmente, es necesario realizar diseños, análisis y construcciones de motores que suplan las necesidades y requerimientos cada vez más altos, como lo es la vida de servicio, los esfuerzos, pesos y rendimientos de estos componentes. Para ello juega un papel determinante la cámara de combustión, debido a que está sometida a grandes cargas termodinámicas y aerodinámicas. La cámara de combustión es una parte substancial del motor debido a que es el lugar donde se lleva a cabo el proceso de inflamación y combustión de la mezcla aire-combustible, produciendo un incremento considerable de la temperatura y es esta la razón por la cual se considera un elemento crítico que requiere de diferentes métodos de refrigeración. Es muy importante tener en cuenta el aspecto termodinámico de la cámara de combustión debido a que está expuesta a altas temperaturas por su función de proporcionar los medios necesarios para una adecuada mezcla del aire a alta presión y el combustible, así como quemar eficientemente dicha mezcla. Por esta razón, el uso apropiado y un estudio detallado de la tecnología de materiales determinaran en gran medida el rendimiento y vida útil del componente. CFD es una herramienta que utiliza métodos numéricos y algoritmos para resolver y analizar problemas que involucran flujo de fluidos, lo cual mejora la precisión y velocidad de la simulación de escenarios complejos. Además, brinda la posibilidad de modificar diseños previamente realizados y obtener una simulación con un grado de exactitud aproximado a la realidad, lo cual conlleva a determinar fallas o errores de tal proceso. Identificadas las necesidades se derivará el análisis de los resultados obtenidos en el modelamiento de la cámara de combustión para continuar con la nueva

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verificación del cálculo de los datos de entrada y mejorar los parámetros de diseño del proyecto “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UNA TURBINA DE GAS PARA GENERACIÓN DE BAJA POTENCIA (TGBP) CON CICLO REGENERATIVO A PARTIR DE UN TURBOCARGADOR (POWER GENERATION X – o1)”, y finalmente, optimizar y fabricar este componente, lo cual se adaptará a la turbina de gas de baja potencia para su futura aplicación como planta de generación local de energía eléctrica

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1. PLANTEAMIENTO DEL PROBLEMA

1.1. ANTECEDENTES A nivel mundial y nacional se han desarrollado diferentes investigaciones que involucran modelamiento, diseño y construcción de cámaras de combustión con aplicación a microturbinas, así como generación de potencia a partir de estos dispositivos. Institucionalmente, ha sido un tema en constante evolución y que ha ido tomando lugar en el ámbito estudiantil y profesional. Es necesario aclarar que con el fin de facilitar el desarrollo y manipulación del software se debe asumir algunos parámetros del motor. Las siguientes universidades e institutos están involucrados en esta temática:

Universidad de San Buenaventura – Bogotá 1. Metodología de diseño para Turborreactores de bajo flujo másico. [1] En este proyecto se desarrolló una descripción del diseño y las etapas básicas de construcción de motores a reacción de bajo flujo másico. La característica principal consistió en ser la base para la creación del primer motor a reacción pequeño en Colombia. Finalmente se han diseñado y construido variantes del turborreactor, como turbofan, turboprop y turboeje, que han llevado a permitir una investigación avanzada en microturbinas para generación de potencia. 2. Diseño y construcción de una turbina de gas para generación de baja

potencia (TGBP) con ciclo regenerativo a partir de un turbocargador (power generation x – o1). [2]

Este proyecto se encuentra en desarrollo y pretende diseñar y construir una turbina de gas de baja de potencia a partir de un turbocompresor con el fin de generación local de energía eléctrica para ser distribuida a lugares y/o poblaciones de Colombia sin un sistema de interconexión eléctrica. 3. Diseño y construcción de un Banco de pruebas para turbocargadores,

accionados por medio de una cámara de combustión. [3]

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En este proyecto se realizó una cámara de combustión para simular y medir parámetros de operación del funcionamiento de un turbocompresor antes de ser instalado en los motores de pistón de aviación para verificar que el componente se encuentre en óptimo estado.

Universidad Tecnológica de Pereira

La universidad tecnológica de Pereira a través del Grupo de Investigación de Sistemas Térmicos y Potencia Mecánica ha adelantado diferentes proyectos en cuanto a diseño, construcción, prueba de cámaras de combustión. Entre ellos la simulación para una microturbina a gas, diseñada y construida como una tesis. Configurada bajo los parámetros de los tres inyectores localizados (uno a la entrada y los otros dos a lo largo de la geometría de la cámara), utilizando ACPM como su combustible que se suministra a través de una boquilla a 100 Psi entregando 1 Gpm y 24Kwt aproximadamente. Durante el arranque el aire se suministra por un compresor centrífugo de dos etapas eléctrico y en la operación por un turbocompresor, compartiendo una misma unidad con la turbina. Modelada en 2D en diseño real, enmallada por medio de Gambit (interface gráfica de Fluent) con 29.079 nodos y un volumen calculado de 2.756X10-2 m3, por su reacción química tiene una connotación turbulenta, no mezclada, no es homogénea, de tal forma que se utilizó el modelo de Reynolds-Stress (5 eqn), el modelo P1. Y finalmente El modelo disipación viscosa. En cuanto a las condiciones de frontera utilizaron un exceso de aire equivalente al 287%, la presión en el interior de la cámara de combustión se mantendría en 105 Kpa1.

1. Simulación de una cámara de combustión para una microturbina de gas utilizando el programa de dinámica de fluidos Fluent. [4]

En este artículo muestra los resultados de la simulación de una cámara de combustión diseñada y construida por estudiantes y docentes de la facultad de Ingeniería Mecánica de la Universidad Tecnológica de Pereira; integrantes del grupo de investigación de Sistemas Térmicos y Potencia Mecánica. La cámara de combustión en cuestión, ha hecho parte de dos proyectos finales de grado de cuatro estudiantes de la facultad. El primero fue el diseño y construcción; el segundo de mejoras, pruebas y puesta a punto. La simulación fue realizada con el programa de dinámica de fluidos FLUENT y tiene como objeto principal validar los resultados obtenidos en los procesos de diseño y puesta a punto.

1 ESTRADA M. Carlos A, Scientia et Technica Año XIII, No 34, Mayo de 2007. Universidad

Tecnológica de Pereira. ISSN 0122-1701

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2. Diseño y construcción de una cámara de combustión para una

microturbina a gas de generación de potencia para el laboratorio de térmicas. [5]

El procedimiento para la construcción y posterior simulación de la microturbina que ha llevado a cabo esta universidad ha sido a través de la realización consecutiva de diferentes proyectos, incluyendo el mencionado en el numeral 1 de la Universidad Tecnológica de Pereira.

Universidad de Antioquia Simulación numérica de una cámara de combustión de alta velocidad con dos configuraciones de inyección de combustible. [7] Este proyecto simuló numéricamente el proceso de combustión en una cámara de alta velocidad que opera con aire precalentado y metano. Las simulaciones han sido realizadas utilizando el software comercial FLUENT y para generar el mallado se empleó un pre-procesador. Estos programas se emplearon como herramientas de diseño para investigar sobre el funcionamiento del sistema de combustión al emplear dos quemadores, sin sistema de generación de “swirl”: uno con inyección axial del combustible y el otro con inyección radial, antes de construir y probar el prototipo definitivo. Los modelos utilizados han sido k - ε para turbulencia, P1 para la radiación y PDF – Mixture Fraction para la combustión. Los resultados numéricos obtenidos muestran que el sistema de inyección radial de combustible puede traer ventajas respecto a la inyección axial desde el punto de vista de eficiencia de combustión, siendo más completa la combustión radial debido al mejor mezclado entre el gas y el aire.

Esta simulación fue realizada en Universidad de Antioquia, por el grupo de Ciencia y Tecnología del Gas y Uso Racional de la Energía, consiste de dos quemadores operados con potencias térmicas de 60 kW y paredes asumidas adiabáticas, una combustión de alta velocidad, el aire entra precalentado a 1058 °K a la cámara de combustión y el combustible es suministrado por medio de un inyector de forma gaseosa, una tobera convergente. Las condiciones de frontera utilizadas para el cálculo fueron de entrada de flujos másicos para el aire de de 0.024 kg/s, El metano se inyecta a través de seis orificios de 0.82 mm de diámetro cada uno a una presión de 150 kPa. Con flujo másico de 0.00126 kg/s, un coeficiente de transferencia de calor de 10 w/ (m2K) con espesor de pared de 0.2 m. Se empleó:

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El modelo de turbulencia de k - estándar, ampliamente usado en la mayoría de códigos CFD

Se empleó el modelo conocido como “Non–premixed combustion” para analizar la combustión turbulenta

el modelo de radiación P1

Universidad de Brasilia Proyecto y estudio del desempeño de la cámara de combustión de una microturbina. [6]

Es un proyecto (figura 1), sobre cámaras de combustión aplicadas a microturbinas incluyendo su operación con diversos combustibles como GLP, Diesel, gasolina y alcohol. Se hace referencia al uso de turbocargadores de aplicación automotriz.

Figura 1: Turbina de gas desarrollada por la universidad de Brasilia. Fuente: proyecto de investigación- Universidad de Brasilia.

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Universidad Nacional del Litoral-CONICET y Centro Internacional de Métodos Computacionales en Ingeniería (CIMEC) – Argentina Estimación de la turbulencia en cámaras de combustión y su incidencia en la velocidad de avance del frente de llama. [8] La simulación tridimensional mediante CFD (Computational Fluid Dynamics) del ingreso y evolución del gas durante las etapas de admisión y compresión dentro del cilindro de un motor de combustión interna fue llevada a cabo en forma estática y dinámica. Para ello, el software comercial ANSYS CFX 5.7 fue utilizado y las dificultades inherentes al movimiento de mallas en el caso dinámico (cinemática del pistón y las válvulas) fueron resueltas al dividir el problema en etapas, efectuando un remallado en cada una de ellas. De este modo pudieron obtenerse grandes deformaciones y el movimiento completo del sistema fue representado, manteniendo mallas de calidad razonable. Los perfiles de velocidad dentro del cilindro así como sobre las válvulas de admisión fueron identificados y cuantificados. Las estructuras turbulentas de gran tamaño (tumble y swirl) fueron caracterizadas y cantidades globales tales como el momento angular, la energía cinética e intensidad turbulenta fueron calculadas.

1.2. DESCRIPCIÓN Y FORMULACIÓN DEL PROBLEMA Inicialmente, el proyecto planea mejorar el modelamiento de la cámara de combustión diseñada y construida por DIEGO FERNADO PACHON Y CESAR ESDUARDO MONDRAGON llamado “diseño y construcción de una turbina de gas para generación de baja potencia (TGBP) con ciclo regenerativo a partir de un turbocargador (power generation x – o1)” La implementación de un software CFD es efectiva para la simulación de sistemas en donde intervienen procesos de combustión y transferencia de calor es indispensable para la realización satisfactoria del diseño de la cámara de combustión, debido a que se busca encontrar posibles fallas que impidan su correcto funcionamiento y un óptimo desempeño del motor. Esta simulación permitirá observar el comportamiento de este dispositivo, haciendo variaciones a su configuración inicial, lo cual llevará a un nuevo cálculo de sus parámetros para mejorar el rendimiento y eficiencia del componente. A futuro, se construirá la cámara de combustión, luego del análisis de los resultados obtenidos durante el desarrollo de este proyecto. El primer paso consistirá en la definición de la geometría de la cámara de combustión, utilizando programas de CAD o pre-procesador (procesador de propósito general para análisis CFD), para dar continuidad al proyecto y

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seguidamente realizar la simulación y de esta manera evolucionar en su construcción con las correcciones que le permitan operar eficientemente. Sin embargo, antes del proceso de diseño y fabricación, es relevante hacer un análisis cualitativo de las propiedades del combustible para contribuir en dos aspectos fundamentales para el funcionamiento de cualquier componente aeronáutico: operación e impacto ambiental. ¿Cuáles serian los parámetros a modificar necesarios para mejorar el rendimiento de una cámara de combustión para que tenga un excelente desempeño y eficiencia, el cual será aplicado a un proyecto de carácter humano que tiene como fin el suministro de servicio eléctrico en lugares de carente infraestructura? 1.3. JUSTIFICACIÓN Debido al creciente diseño de programas tecnológicos que facilitan los entornos de aprendizaje y contribuyen al desarrollo del sector aeronáutico; la implementación de estos ayudará a obtener rendimientos más elevados y reducir los costos de operación de las aeronaves, así como el diseño y la construcción de sus componentes. La exactitud de la simulación de cámaras de combustión previamente construidas o sus futuros diseños brinda la posibilidad de modificarlos consiguiendo una reproducción de su funcionamiento tan cercana a la realidad como se puede, acortando el tiempo de producción y minimizando los errores de experimentación y construcción. Este sistema de diseño de componentes de aeronaves, es una herramienta bastante útil y una oportunidad de involucrarnos y abrirnos camino a un ambiente profesional y competitivo. La factibilidad de estos proyectos es buena en razón a la existencia de los recursos humanos e institucionales que posee la universidad para que los estudiantes cumplan con los propósitos de cada materia y de la carrera en general. El análisis de los resultados obtenidos de la cámara de combustión es la parte primordial en este proyecto para esto se tendrá en cuenta los principales factores para el diseño y simulación, considerando sus condiciones operativas, de las cuales se puede destacar las siguientes:

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La combustión tiene que ser estable, para permitir las fuertes variaciones de la relación aire-combustible que ocurre en los ciclos regenerativos

La velocidad del fluido Este trabajo busca identificar las necesidades y condiciones que cumplan con las especificaciones para la producción de potencia con elevado rendimiento, utilizando el combustible apropiado, estableciendo de forma clara las características propias para el diseño de la cámara de combustión, que argumenten la capacidad de cumplimiento y alta eficiencia en el desarrollo de su labor. 1.4. OBJETIVOS DE LA INVESTIGACIÓN 1.4.1. Objetivo general Simular, rediseñar y construir la cámara de combustión que será adaptada al “Diseño y construcción de una turbina de gas para generación de baja potencia (TGBP) con ciclo regenerativo a partir de un turbocargador (power generation x – o1)” para proveer potencia a lugares remotos de Colombia. 1.4.2. Objetivos específicos Realizar cálculos termodinámicos de la cámara de combustión.

Hacer un análisis paramétrico que permita mejorar el componente y

conseguir la máxima eficiencia posible. Simular la geometría obtenida a partir de los cálculos termodinámicos en

un programa CFD. Buscar una operación correcta mediante la corrección de parámetros

iníciales. Rediseñar y construir la cámara de combustión.

1.5. ALCANCES Y LIMITACIONES DEL PROYECTO

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1.5.1. Alcances

Con este proyecto se planea observar y analizar el comportamiento del flujo con la simulación de la cámara de combustión en 2D, para así lograr estudiar la función de cada uno de los parámetros de ésta, y mediante su mejora se podría contribuir en futuros proyectos, debido a la posibilidad de obtener reducción de costos de operación y disminución de factores contaminantes para el medio ambiente, temática que ha ido tomando una posición muy importante en el sector aeronáutico, ya que esto será de gran aporte para la industria aeronáutica en Colombia y el mundo, a su vez tendrá un impacto tecnológico para posteriores investigaciones a nivel institucional por su desarrollo e implementación de los distintos recursos.

1.5.2. Limitaciones

La principal limitación de esta investigación se centra en el hecho de realizar el análisis de la simulación de la cámara de combustión en dos dimensiones (2D) en CFD, por lo tanto se tendrá que asumir una cantidad de parámetros que sin duda tiene consecuencias en el resultado de este estudio y podrían variar datos significativos para el proyecto; sin embargo, como se ha mencionado anteriormente, la cercanía a la realidad y la precisión de la simulación en este tipo de programas es de un alto grado y no se verían comprometidos los objetivos principales de rediseñar y construir a partir de la mejoras que se obtengan y de esta manera validar los hallazgos realizados en CFD.

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2. MARCO DE REFERENCIA

2.1. MARCO TEÓRICO-CONCEPTUAL 2.1.1. Cámara de combustión En motores pequeños donde predominan altas velocidades en el eje, los requerimientos son especiales debido a que se necesita: una elevada eficiencia de la combustión para no producir ningún tipo de apagado, no deben existir perdidas de presión y debe entregar una potencia adecuada para accionar la turbina, estas condiciones operativas crean criterios para el diseño de una cámara de combustión donde se puede destacar los siguientes: Proceso de Ignición [10]: Proceso en el cual el combustible es llevado a su reacción química, puede ocurrir en dos fases para cámaras de tipo anular y en tres fases para cámaras tubular o anular. Debido a que la cámara de combustión es anular solo existen dos fases. La primera fase es la formación del núcleo de llama, el cual debe tener el tamaño y temperatura apropiada para su propagación. La segunda fase ocurre después de la propagación del núcleo de la llama hacia todas las partes de la zona primaria de la cámara de combustión. Además existen factores asociados para una combustión efectiva dados a continuación:

Factores de la fase 1: La proporción de calor liberado por la bujía es principalmente dominado por la relación de aire-combustible efectiva, dada estequiométricamente, y por el tamaño y temperatura del núcleo de llama determinado por la energía y duración de la chispa. La pérdida de calor de la llama es dictada por las condiciones locales de velocidad, turbulencia y la cantidad de exceso de combustible presente en la zona de ignición, además por la ubicación de la bujía a lo largo de las paredes de la cámara de combustión.

Factores de la fase 2: un punto importante es la ubicación de la bujía en esta fase, debido a que determina que si la llama esta dentro de la zona primaria de combustión. Cabe notar que los factores de la estabilidad de la llama están gobernados por: el incremento de la temperatura, por la disminución de la velocidad en la zona primaria, debido al cambio de la relación aire-combustible. Los cuales benefician la estabilidad de la llama.

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Aire utilizado para la combustión: La masa de aire para producir una combustión de 1 kilogramo de combustible dentro de la cámara de combustión, se hace necesario tomar en cuenta los requerimientos que rigen este fenómeno son:

Relación de aire-combustible estequiométrica: define la relación de la cantidad de aire teórico para quemar 1 kg de combustible en la zona primaria de la cámara. Los valores para una relación estequiométrica se encuentran en el rango de 14,7:1 a 15:1, es decir, que el cociente entre la masa de aire y los kilogramos de combustible deben guardar una proporción de 15 partes de aire por 1 parte de combustible.

Relación de aire-combustible Global: Involucra las tres zonas de la cámara de combustión, teniendo un valor aproximado de 60:1, es decir que la cantidad de aire total en la cámara de combustión debe guardar una proporción de 60 partes de aire por 1 parte de combustible, este valor puede variar entre 45:1 hasta 130:1.

Coeficiente de exceso de aire: Es la relación entre la cantidad real de aire y la teórica o estequiométrica, por kg de combustible. Este requerimiento evidencia que para sostener una combustión es necesario mantener la velocidad de propagación de la llama en el mismo orden que la velocidad de la corriente. El coeficiente de exceso de aire indica la temperatura de combustión y la velocidad de propagación de la llama y puede adquirir los siguientes valores:

-

- mezclas ricas, la temperatura disminuye debido a la combustión incompleta.

- , mezclas pobres, la temperatura disminuye debido a la dilución por el aire de los productos de la combustión.

Aire primario: Es aproximadamente el 40% del flujo de aire tomado para la zona primaria o de combustión. El 20% primario es empleado para generar la llama, el 20% de aire restante ingresa para recircular y acelerar el quemado de las pequeñas gotas de combustible y llevarlas a la temperatura de ignición. El aire restante que no ingresa a la zona primaria transita por entre las paredes del tubo de flama y la cubierta de la cámara de combustión, y transita hacia la zona de dilución. Ver figura 2

Aire secundario: El aire no utilizado para la combustión, que aproximadamente corresponde al 60% del volumen total del aire entrante al motor, es ingresado progresivamente al tubo de flama. Alrededor de la tercera parte de este aire es utilizado para reducir la

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temperatura de los gases en la zona de dilución, cerca de 2000°C presentes en la zona primaria a unos 900°C, antes ingresar a la turbina y no producir efectos de termofluencia excesivos que deformen los alabes de turbina. Ver figura 2.

Figura 2: Distribución de flujo de aire. Fuente: OÑATE, Antonio Esteban, TURBORREACTORES, teoría, sistemas

y propulsión de aviones.

Estabilidad de la combustión : Para conseguir una estabilidad en el proceso de la combustión se debe estudiar los parámetros fuera de diseño que extinguen la llama en la cámara de combustión tal como una velocidad de corriente mayor a la velocidad de propagación de la llama, o la relación aire-combustible se encuentre entre los limites de mezcla rica(cuando el flujo másico de aire es menor que el flujo de combustible),o pobre (el flujo másico de aire es mayor que el flujo de combustible)observado en la figura. Cuando la combustión inestable se presenta por mezcla pobre origina el apagado de la llama, por otro lado si se presenta la mezcla rica produce vibraciones aerodinámicas que reducen el tiempo operativo de microturbinas de gas. 2.1.2. Estabilidad de la combustión El procedimiento de introducción del aire por zonas no es suficiente para conseguir la estabilización total del proceso de combustión en una corriente de aire que se mueve con una velocidad superior a la velocidad de la llama. La configuración térmica y de dinámica de gases del flujo viene determinada por la forma y colocación de los dispositivos de admisión de aire primario y secundario en el tubo de llama de la cámara de combustión. Por ello, estos dispositivos juegan un papel muy importante en la estabilización de la llama.

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2.1.3. Inyector Un inyector es un dispositivo utilizado para bombear fluidos utilizando el efecto Venturi. Utiliza un fluido a alta presión que sale por una boquilla a alta velocidad y baja presión convirtiendo su energía potencial en energía cinética. En esta zona de baja presión se mezcla con el fluido que se quiere bombear y le imparte energía cinética. A continuación ambos fluidos mezclados entran por otra boquilla donde la energía cinética vuelve a convertirse en potencial, disminuyendo la velocidad y aumentando la presión. Dependiendo de la aplicación o efecto que se quiera conseguir, el inyector tiene diferentes clases:

Inyector centrifugo

Inyector simple

Inyector con torbellinador

Inyector de dos toberas

Inyector de dos etapas

Inyector con retorno

2.2. MARCO TEÓRICO. 2.2.1. Sistema de cogeneración

Los sistemas de cogeneración son sistemas de producción simultánea de energía eléctrica y energía térmica útil a partir de una sola fuente de energía primaria (combustible). El gas natural es el más empleado en este tipo de sistemas, por su fácil transporte y rápida respuesta, logrando un funcionamiento continuo y bajas emisiones contaminantes. Los sistemas de cogeneración son altamente eficientes ya que maximiza el uso del combustible al no dejar que el calor contenido en los gases de escape se vaya a la atmosfera sino que los aprovecha para calentar agua o generar vapor que puede ser empleado en múltiples tareas, convirtiendo esa energía térmica despreciada en energía térmica útil. Mientras que la producción de energía eléctrica se realiza mediante el aprovechamiento de la energía cinética y de presión (alta velocidad y elevada presión) de los gases de escape que permiten

http://es.wikipedia.org/wiki/Efecto_Venturi

http://es.wikipedia.org/wiki/Efecto_Venturi

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mover un eje que esta acoplado a un generador eléctrico. Con este aprovechamiento de la energía contenida en un combustible se obtiene elevados rendimientos energéticos del orden del 85%. Ya que si no se aprovechara el calor contenido en los gases el rendimiento sería del orden del 30% a 40%. 2.2.2. Microturbina de gas Es una turbomáquina, que extrae energía de los gases producto de la combustión. Esta consta, en su forma más sencilla, de un compresor acoplado a una turbina mediante un eje y una cámara de combustión entre ellos. Son llamadas microturbinas por su tamaño comparado con las empleadas en aeronaves comerciales y militares, sin que esto signifique que sean modelos a escala ya que su diseño conlleva a realizar análisis aerodinámicos de bajo número Reynolds y no simplemente a escalar planos de grandes turbinas.

Figura 3: Turbina de gas para generación de baja potencia Fuente: Autores

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Su funcionamiento se base en el aumento de la energía del fluido de trabajo en la cámara de combustión, donde el aire se mezcla con el combustible, al producirse la ignición o combustión de la mezcla. La combustión aumenta la temperatura, velocidad y volumen del gas para ser dirigidos a través de un ducto a la turbina creando un torque o giro para ser transmitido al compresor, asegurando de esta forma que se repita el proceso, ver figura 3. La energía extraída del gas, además de ser empleada para mover el compresor, es aprovechada para mover un eje que puede estar acoplado a una hélice, un generador eléctrico o simplemente un mecanismo que necesite de un torque para cumplir con una misión determinada, o por el contrario utilizar esa energía del gas disponible para producir empuje por medio de un dispositivo llamado tobera propulsiva que expande los gases, aumenta su velocidad y disminuye la presión de los mismos, con el fin de impulsar una aeronave a través del aire. Las microturbinas son ampliamente empleadas en:

Generación distribuida: generación de energía eléctrica autónomamente a pequeña escala.

Micro-Cogeneración: Producción simultanea de energía eléctrica y calor para su utilización industrial a pequeña escala.

Para obtener elevada eficiencia en la generación distribuida o micro-cogeneración se debe emplear un componente adicional, un regenerador, que es básicamente un intercambiador de calor (figura 4), que permite aumentar la temperatura del aire antes de la entrada a la cámara de combustión que conlleva a una serie de ventajas que serán mencionadas más adelante.

Figura 4: Turbina de gas para generación de baja potencia con recuperador

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Fuente: Tesis “Power generation x – o1”

La eficiencia de microturbinas sin este componente va de 25% a 35% mientras que al ser empleadas para micro-cogeneración y al poseer el recuperador aumenta aproximadamente a un 80% [9]. Su rango de potencia va desde menos de 1kW hasta unidades que producen cientos de kilowatts. 2.2.3. Dinámica computacional de fluidos (CFD) Es una de las ramas de mecánica de fluidos que utiliza métodos numéricos y algoritmos para resolver y analizar problemas que involucran flujo de fluidos. Las computadoras se usan para realizar los millones de cálculos necesarios para simular la interacción de líquidos y gases con superficies definidas por las condiciones de contorno. Incluso con la alta velocidad supercomputadoras sólo soluciones aproximadas se puede lograr en muchos casos. Las investigaciones en curso, sin embargo, pueden producir un software que mejora la precisión y velocidad de la simulación de escenarios complejos, como flujos transónicos o turbulentos. La validación inicial de dicho software se realiza a menudo usando un túnel de viento con la validación final viene en vuelo de prueba. La consideración más fundamental en CFD es la forma de tratar un fluido continuo de forma discretizada en un equipo. El método consiste en discretizar el dominio espacial en celdas pequeñas para formar un volumen de malla o rejilla, y luego aplicar un adecuado algoritmo para resolver las ecuaciones de movimiento (ecuaciones de Euler para no viscosos, y las ecuaciones de Navier-Stokes para flujo viscoso). Además, como una malla puede ser irregular o regular; la característica distintiva de la primera es que cada célula debe ser almacenada por separado en la memoria. En caso de choques o las discontinuidades están presentes, esquemas de alta resolución como la variación total decreciente (TVD), flujo transporte de corregido (FCT), lo esencial no oscilatorio (ENO), o MUSCL planes son necesarios para evitar las oscilaciones espurias (fenómeno de Gibbs ) en la solución.

2.2.4. CFD aplicada a gráficos

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Es muy interesante modelar fluidos de aspecto realista en multitud de aplicaciones, destacando los juegos de ordenador, el cine, o incluso la creación de texturas y efectos visuales para programas de dibujo y retoque fotográfico. En estas aplicaciones se busca un modelo que estéticamente dé buenos resultados, no siendo necesario que el comportamiento del modelo se ajuste exactamente al comportamiento de un fluido real. [10] 2.2.5. Enmallado para un análisis de la cámara de combustión en fluent Modelar un acamara de combustión para cualquier aplicación es extremadamente difícil porque gran cantidad de fenómenos físicos ocurren e interactúan simultáneamente; como, turbulencia, reacciones químicas, transferencia de calor, radiación entre otros. La combustión interna de las cámaras de combustión y la reacción química entre el aire y el combustible, genera calor, por consiguiente es turbulento, adicional a eso, el aire y el combustible no se mezclan previamente; por lo tanto, dicha combustión también se define como no premezclada. Al interior de la cámara las distribución de calor no es homogénea, las propiedades termodinámicas como el calor especifico, la conductividad térmica y viscosidad del gas de escape cambian una manera vertiginosa de un punto a otro y deben ser calculadas de una manera confiable en cada sector, de acuerdo al grado de precisión que se desee. 2.2.6. Las condiciones de contorno En la tabla 14, se observa las condiciones de contorno que se han de fijar al modelo y/o diseño, como; las entradas de los flujos, aire-combustible, a través de la distribución de agujeros que se realizará, el combustible por medio del inyector. También, una condición de eje de simetría. A la salida se utiliza una condición de salida de presión para los gases calientes, finalmente las paredes que son el tubo de llama y la carcasa. Hay diferentes tipos de condiciones de contorno que se puede utilizar:

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Flujo másico tanto del aire como del combustible, a la entrada, necesaria, ya que por medio de esta se manejará la estabilización de la llama.

A la salida, una salida de presión, esencial para generar la fuerza con la que se va a mover la turbina, ya que ésta recibe los gases calientes provenientes de la combustión.

Las paredes, encargada de mantener y dirigir el flujo, tanto del aire como del combustible.

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3. METODOLOGÍA 3.1. ENFOQUE DE LA INVESTIGACIÓN La implementación de diferentes métodos de investigación hará que este proyecto abarque una temática completa en la que se pueda encontrar resultados apropiados y afines con el objetivo del estudio. El método lógico consiste en encontrar principios desconocidos, a partir de los conocidos; mediante este se aplican los principios descubiertos en la generalidad a casos particulares, y como consecuencia toma carácter deductivo. Para la simulación de la cámara de combustión es necesario realizar ciertas suposiciones que facilitan el desarrollo del proyecto, por esta razón se encuentra útil seguir esta técnica. Además, el método empírico-analítico basa el proceso investigativo en datos obtenidos a partir de pruebas de ensayo y error, implicando la experimentación con las variables o parámetros involucrados en el proyecto, para finalmente, tras un gran número de pruebas se pueda establecer leyes universales y relaciones entre las partes que lo contienen. A través de este enfoque lógico y empírico-analítico se puede llegar a la fundamentación de una metodología que establezca unos lineamientos básicos para el desarrollo de otras investigaciones que posean el mismo campo temático y permitan retomar la capacidad industrial de Colombia. 3.2. LÍNEA DE INVESTIGACION DE USB/ SUB-LÍNEA DE FACULTAD/ CAMPO TEMÁTICO DEL PROGRAMA Estos ítems son:

Línea de investigación: Energía y vehículos.

Campo temático: Diseño y construcción.

3.3. TÉCNICAS DE RECOLECCIÓN DE LA INFORMACIÓN

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A lo largo de esta investigación se aplicará la observación y la documentación para aprovechar los datos existentes. Debido al carácter técnico del proyecto. La aplicación y justificación de por qué se desarrolla el modelamiento de una cámara de combustión se ha podido observar a través de la cantidad de proyectos previamente emprendidos por otras universidades e instituciones. Es así, como los antecedentes son la pauta inicial para encontrar los parámetros y requerimientos de la realización de la simulación de este componente. Sin embargo, el material bibliográfico ocupará en gran medida el desarrollo de la metodología del proyecto, debido a la cantidad de información útil reunida en libros afines con el diseño, construcción y programación requerida para cumplir con los propósitos. Algunos ejemplos de textos relacionados son:

SARAVANAMUTTOO, HIH; Gas Turbine Theory; London, Prentice Hall, 2001.

ESCOBAR, Arnold, 1980; Metodología de diseño para Turborreactores de bajo flujo másico; Bogotá, Editorial Bonaventuriana, 2005; 228p.

UNIVERSIDAD DE OVIEDO; Área de Mecánica de Fluidos; Prácticas de dinámica computacional de fluidos; Simulación de la combustión gaseosa en un quemador; 2006-07.

OÑATE, Antonio Esteban; Turborreactores: teoría, sistemas y propulsión de aviones; Editorial Paraninfo; 1981; 502p.

3.4. HIPÓTESIS El modelamiento de la cámara de combustión debe mejorar los parámetros de diseño para que tras su construcción, su operación y desempeño sean óptimos y cumpla con algunos exigencias tales como:

Estabilidad del proceso de la combustión

Volumen mínimo de la cámara de combustión

Plenitud de combustión y pérdidas mínimas

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Seguridad funcional

Durabilidad

Bajo consumo específico de combustible

Máximo rendimiento termodinámico

Bajo impacto ambiental

Grado de automatización

3.5. VARIABLES Las siguientes son las variables que se deben considerar para el desarrollo del proyecto, clasificadas por su relación: 3.5.1. Independientes

Peso de los componentes restantes del motor

Geometría del Combustible

Condiciones ambientales 3.5.2. Dependientes

Parámetros de desempeño: - Trabajo

- Eficiencia isentrópica del ciclo

- Consumo especifico de combustible

- Temperaturas

Geometría de la cámara de combustión

Peso de la cámara de combustión

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Tecnología de materiales

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4. DESARROLLO INGENIERIL El parámetro que se toma para hacer las debidas optimizaciones fue TET (Temperatura a la Entrada a la turbina) que es la misma T3, ya que este trabajo se centra en el cálculo, rediseño y construcción de la cámara de combustión, pues es la única variante que podemos emplear para así hacer los debidos cambios y/o mejoras al diseño construido. Por consiguiente no tocamos parámetros como es la relación de compresión, pues si se viaria, se estaría modificando el diseño y la configuración original del motor construido. En este caso la limitante es el material que se va a emplear para la construcción de los prototipos de la cámara, ya que no se debe superar la resistencia que tendría este material, sin afectar a la turbina. 4.1. CONFIGURACIÓN Las siguientes estaciones se usarán como subíndices de las variables a través de todo el texto:

1. Entrada compresor

2. Salida compresor

3. Entrada turbina

4. Salida turbina

5. Salida intercambiador de calor fluido frío /entrada cámara de combustión

6. Salida intercambiador de calor fluido caliente

Figura 5: Bosquejo de la turbina a gas. Fuente: Diseño y construcción de una turbina de gas para generación de baja potencia (TGBP) con ciclo regenerativo a partir de un turbocargador

(power generation x – o1).

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4.2. MODELO MATEMÁTICO DE HIH SARAVANAMUTTOO

A través de este modelo matemático calcularon parámetros termodinámicos del fluido de trabajo en cada una de las estaciones con el que se pudo obtener el diseño de los componentes del motor requeridos. Aclarando que en algunos casos se asume valores de eficiencias como: la eficiencia mecánica, eficiencia de combustión y la eficiencia del intercambiador de calor, basándonos en algunos libros de investigación, que se pueden aproximar bastante a la realidad.

DATOS DE ENTRADA

Relación de Compresión

Temperatura de Entrada a la turbina

Eficiencia isentrópica del compresor

Eficiencia isentrópica de la turbina

Eficiencia mecánico de la transmisión

Eficiencia de la Combustión

Efectividad del intercambiador de calor

Poder Calorífico Inferior del combustible (ACPM)

Trabajo Neto Requerido Pérdidas de Carga

Cámara de combustión

Circuito de aire del intercambiador de calor Circuito de gas del intercambiador de calor

Constantes

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Relación entre calores específicos del aire Relación entre calores específicos del gas

Calor especifico a presión constante del aire

Calor especifico a presión constante del gas

“Condiciones ambientales ISA + 18,19 @ 2600 MSNM (metros sobre el nivel del mar)

Temperatura

Presión

Densidad

DATOS DE SALIDA

Salto de Temperatura en el Compresor

Aumento de temperatura en el Compresor (Equivalente de temperatura del trabajo del compresor):

Temperatura Salida Compresor – Entrada Circuito de Aire del

Intercambiador de Calor

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Presión Salida del Compresor – Entrada Circuito de Aire del Intercambiador de Calor

Trabajo por Unidad de Gasto Másico del Compresor

Trabajo por unidad de gasto másico consumido por el compresor:

Temperatura Salida Cámara de Combustión – Entrada Turbina

Presión Salida Cámara de Combustión – Entrada Turbina

Presión Salida Turbina – Entrada Circuito de Gas Intercambiador de Calor

Relación de Expansión Turbina

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Salto de Temperaturas en la Turbina

Equivalente de temperatura del trabajo total de la turbina:

Temperatura Salida Turbina – Entrada Circuito de Gas

Intercambiador de Calor

Trabajo de la Turbina por unidad de Gasto Másico

Trabajo Específico Disponible para Producción de Potencia

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Flujo Másico de Aire Requerido para producir mínimo 18hp o 13,42kW

Temperatura Salida Circuito de Aire Intercambiador – Entrada Cámara de Combustión

De la fórmula para hallar la efectividad del intercambiador de calor

Salto de Temperatura Cámara de Combustión

Salto de temperatura que debe realizar la cámara de combustión para hallar el combustible a inyectar:

Temperatura Salida Intercambiador de Calor – Circuito de Aire Caliente [T06]

Relación Combustible/Aire Teórica

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Variación del incremento de temperatura de la combustión con la relación combustible/aire

Figura 6: Relación combustible-aire teórica. Fuente: COHEN, H.; ROGERS, G; SARAVANAMUTTOO, H.; Teoría

de las turbinas de gas.

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Relación Combustible/Aire Real

Consumo Específico de Combustible

Kg/hN

Eficiencia del Ciclo

Figura 7: Diagrama del ciclo Fuente: COHEN, H.; ROGERS, G; SARAVANAMUTTOO, H.; Teoría

de las turbinas de gas

48

4.2.1. Cámara de combustión y Sistema de inyección de combustible

DATOS DE ENTRADA

Velocidad salida intercambiador de calor

Radio tubería salida intercambiador

Angulo de divergencia

DATOS DE SALIDA

Velocidad requerida salida difusor

Área salida difusor

Diámetro salida difusor

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Longitud axial difusor

DETERMINACIÓN DEL FLUJO MÁSICO DE COMBUSTIBLE

DATOS DE ENTRADA

Calor específico calculado

Salto de temperatura en la C.C.

Eficiencia de combustión


Flujo másico de aire

Densidad combustible

DATOS DE SALIDA

Flujo másico de combustible

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Donde: : Densidad del combustible

Por lo tanto:

DETERMINACIÓN DEL VOLUMEN DE LA CÁMARA DE COMBUSTIÓN – CASING O CARCASA EXTERNA

DATOS DE ENTRADA

Eficiencia de combustión Flujo másico de combustible


Intensidad térmica

Presión entrada cámara de combustión

Radio salida difusor

DATOS DE SALIDA

Volumen cámara de combustión

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Longitud cámara de combustión

DETERMINACIÓN RELACIÓN AIRE/COMBUSTIBLE ESTEQUIOMÉTRICA

Figura 8: Modelo termodinámico a seguir para la relación aire/combustible Fuente: DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UNA TURBINA DE GAS PARA

GENERACIÓN DE BAJA POTENCIA (TGBP) CON CICLO REGENERATIVO A PARTIR DE UN TURBOCARGADOR (POWER GENERATION X – o1).

Tesis

Con base a la masa del Diesel (Dodecano C12H26), se calcula la estequiometria de la relación entre aire/combustible. Asumiendo que es completo el proceso de combustión eliminando, así, otros componentes en los productos que no sean dióxido de carbono, nitrógeno y vapor de agua Balanceando esta relación, se tiene.

C12H26 + O2 + 3.76N2 = CO2 + H2O + N2

En:

52

1 C12H26 + 18.5 O2 + 69.56 N2 = 12 CO2 + 13 H2O + 69,56 N2

Tabla 1: Masa molecular de los elementos utilizados para la estequiometria de la relación aire combustible

MASA MOLECULAR

Carbono 12

Hidrogeno 1

Oxigeno 16

Nitrógeno 14

1 (170) + 18.5 (32) + 69.56 (28) = 12 (44) + 13 (18) + 69,56 (28)

Este cálculo permite saber el valor del aire requerido en la zona de combustión para lograr dicha relación

Relación Aire-Combustible Global

Flujo másico

El flujo másico de aire se puede hallar multiplicando el valor anterior por el flujo de combustible

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TORBELLINADOR Como característica principal es la creación de un flujo reverso para que haya una recirculación del flujo caliente, la forma más viable es la creación de torbellinador en la cúpula alrededor del inyector de combustible. Lo puede observar a través de la siguiente figura.

Figura 9: recirculación del flujo dado por el torbellinador

Fuente: LEFEVBRE, A. Gas turbine Combustión Para la buena refrigeración de la cámara sin que haya pérdidas, ni excesos tanto de aire como de combustible se divide el flujo másico en tres zonas, zona primaria, zona secundaria y zona terciario o de disolución. Esta primera zona se le impartir el 13% del flujo másico, pues el lugar donde se obtiene la recirculación de la llama y por lo tanto la determina el torbellinador que fue lo que se haya anteriormente que es de 0.06.

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DATOS DE ENTRADA

Angulo del alabe

Densidad a la entrada

Caída de presión total

Flujo másico de entrada

Flujo másico aire

Ksw Para alabes planos

Área salida del difusor

DATOS DE SALIDA

4.3. ANÁLISIS DE RESULTADOS A continuación se muestra los resultados obtenidos de la programación hecha en matlab, en base a las ecuaciones mostradas en el numeral 4.2 modelamiento matemático de Hih Saravanamuttoo, facilitando de esta manera el proceso para el cálculo de la cámara de combustión de una microturbina. En la tabla 2, se observa los datos obtenidos de la re-calculación de la cámara construida, la cual se basa en los dos estados de operatividad del motor que se trabajó, operación ralentí y operación normal, mostrada en las columnas de T3. Tabla 2: Datos de la cámara de combustión diseñada

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T3

573,15 (K) T3

1023,15 (K)

Variación Nomenclat

ura Rc=2 Rc=3

Presión salida compresor. Pa P2 150380 225570

Salto temperatura compresor. K T21 83,4125 140,4358

Temperatura salida compresor. K T2 372,8625 429,8858

Trabajo por unidad masa. J/kg Wc 84680 142560

Presión salida CC. Pa P3 136850 205270

Presión salida turbina. Pa P4 78190 78190

Relación de expansión Rexp 1,7502 2,6253

Salto de temperatura turbina. K T34 53,5083 156,8692

Temperatura salida turbina. K T4 519,6417 866,2668

Trabajo de turbina. J/kg Wt 61370 179950

Trabajo especifico disponible. J/kg Wesp -2330,2 37381

Flujo másico requerido. Kg/s m -0,576 0,3591

Temperatura entrada CC. K T5 475,608 735,3525

Salto de temperatura CC. K T35 97,542 287,7975

Temperatura salida intercambiador. K, T6 416,8963 560,8001

Relación aire-combustible real Freal 0,0086 0,0086

Consumo específico de combustible. Kg/hN SFC -0,0013 0,0008313

Eficiencia del ciclo n -0,06 0,0962

ANÁLISIS CAMARA DE COMBUSTIÓN

Velocidad requerida salida difusor. m/s V2D 21,184 21,184

Área salida difusor. m2 A2D 0,0205 0,0205

Diámetro salida difusor. m D2D 0,1614 0,1614

Longitud axial difusor. m L 0,1623 0,1623

Factor de difusión FD 5 5

Flujo másico de combustible. Kg/s mf 0,0042 0,0042

Galones por minutos V 4,99E-08 4,99E-08

Volumen CC. m3 Vcc 0,0094 0,0094

Longitud CC. M Lcc 0,4582 0,4582

DETERMINACIÓN DEL AIRE EN LA

COMBUSTIÓN

Relación aire-combustible masa ACm 14,94 14,94

Relación aire-combustible global ACg 110,8697 110,8697

Flujo másico aire. Kg/s mai 0,0621 0,0621

Área torbellinador. m2 Asw 0,0018 0,0018

Flujo másico secundario 25%. m m2 0,0776 0,0776

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Flujo másico 35%. m mf1 0,1613 0,1613

Flujo másico 61%. m mf2 0,2811 0,2811

VALORES VERDADEROS DEL

CÁLCULO

Flujo másico de combustible. Kg/s Mf 0,001 0,0033

Galones por minutos VMf 0,000001335 0,000003939

Volumen CC. m3 VccMf 0,0025 0,0074

Longitud CC. M LccMf 0,1225 0,3615

Relación aire-combustible global ACgMf 414,599 140,5184

Flujo másico aire. Kg/s MaiMf 0,0166 0,049

En la tabla 3, se comparan los resultados de la programación que se realizó, la cámara construida a diferencia de los dos prototipos diseñados se encuentra en la parte central para su fácil entendimiento, esto con el propósito de situar los resultados obtenidos de los diseños en los extremos de la tabla, se puede evidenciar de esta forma las distintas temperaturas en las que se trabaja, temperatura de la cámara de combustión T3=1220 K un primer prototipo, T3=1023.15 K cámara construida y T3=1160K segundo prototipo. También se diferencian cuatro secciones, la primera sección, son los resultados del cálculo en las etapas de difusión, compresión, turbina y tobera, la segunda sección, análisis cámara de combustión donde se puede ver los resultados del cálculo de la cámara de combustión, la tercera sección, determinación del aire en la combustión evidenciando los resultados de la distribución del flujo másico y de los agujeros para una buena estabilización de la llama, finalmente, encontramos la cuarta y última sección que es; valores verdaderos del cálculo demostrando los resultado del análisis minucioso que se llevo a cabo y la corrección de parámetros que se realizó. Ya en la tabla 4, solo vemos la comparación de los resultados de los dos prototipos diseñados a temperaturas; T3=1220 K y T3=1160K, dando a conocer este fenómeno con diferentes relaciones de compresión.

57

Tabla 3: Datos de un posible rediseño de la cámara de combustión

T3

1220 (K) T3=1023,15 (K)

T3 1160 (K)


ura Rc=3 Rc=3,5 Rc=4 Rc=4,5 Rc=4,5

Presión salida compresor. Pa P2 225570 263170 300760 338360 338360

Salto temperatura compresor. K T21 140,4358 163,9082 185,0935 204,463 204,463

Temperatura salida compresor. K T2 429,8858 453,3582 474,5435 493,913 493,913

Trabajo por unidad masa. J/kg Wc 142560 166390 187900 207560 207560

Presión salida CC. Pa P3 205270 239480 273690 307900 307900

Presión salida turbina. Pa P4 78190 78190 78190 78190 78190

Relación de expansión Rexp 2,6253 3,0628 3,5003 3,9379 3,9379

Salto de temperatura turbina. K T34 187,0669 178,64 196,8256 212,3738 240,7796

Temperatura salida turbina. K T4 1032,9 844,51 826,3244 810,7762 919,2204

Trabajo de turbina. J/kg Wt 214570 204900 225760 243590 276170

Trabajo especifico disponible. J/kg Wesp 72002 38508 37861 36032 68613

Flujo másico requerido. Kg/s m 0,1864 0,3486 0,3545 0,3725 0,1956

Temperatura entrada CC. K T5 852,0189 727,1645 720,7901 715,7172 791,6282

Salto de temperatura CC. K T35 367,9811 295,9855 302,3599 307,4328 368,3718

Temperatura salida intercambiador. K T6 610,8 570,7037 580,0778 588,972 621,5052

Relación aire-combustible real Freal 0,0086 0,0086 0,0086 0,0086 0,0086

Consumo especifico de combustible. Kg/hN SFC

0,0004316 0,0008069 0,0008207 0,0008624 0,0004529

58

Eficiencia del ciclo n 0,1854 0,0991 0,0975 0,0928 0,1766

ANÁLISIS CÁMARA DE COMBUSTIÓN

Velocidad requerida salida difusor. m/s V2D 21,184 21,184 21,184 21,184 21,184

Área salida difusor. m2 A2D 0,0205 0,0205 0,0205 0,0205 0,0205

Diámetro salida difusor. m D2D 0,1614 0,1614 0,1614 0,1614 0,1614

Longitud axial difusor. m L 0,1623 0,1623 0,1623 0,1623 0,1623

Factor de difusión FD 5 5 5 5 5

Flujo másico de combustible. Kg/s mf 0,0042 0,0042 0,0042 0,0042 0,0042

Galones por minutos V 4,99E-08 4,99E-08 4,99E-08 4,99E-08 4,99E-08

Volumen CC. m3 Vcc 0,0094 0,0094 0,0094 0,0094 0,0094

Longitud CC. m Lcc 0,4582 0,4582 0,4582 0,4582 0,4582

DETERMINACIÓN DEL AIRE EN LA COMBUSTIÓN

Relación aire-combustible masa ACm 14,94 14,94 14,94 14,94 14,94

Relación aire-combustible global ACg 110,8697 110,8697 110,8697 110,8697 110,8697

Flujo másico aire. Kg/s mai 0,0621 0,0621 0,0621 0,0621 0,0621

Área torbellinador. m2 Asw 0,0018 0,0018 0,0018 0,0018 0,0018

Flujo másico secundario 25%. m m2 0,0776 0,0776 0,0776 0,0776 0,0776

Flujo másico 35%. m mf1 0,1613 0,1613 0,1613 0,1613 0,1613

Flujo másico 61%. m mf2 0,2811 0,2811 0,2811 0,2811 0,2811

VALORES VERDADEROS DEL CÁLCULO

Flujo másico de combustible. Kg/s Mf 0,0042 0,0034 0,0034 0,0035 0,0042

Galones por minutos VMf 5,037E-06 0,000004051 0,000004138 0,000004208 0,000005042

Volumen CC. m3 VccMf 0,0095 0,0076 0,0078 0,0079 0,0095

Longitud CC. m LccMf 0,4622 0,3718 0,3798 0,3862 0,4627

Relación aire-combustible global ACgMf 109,8992 136,6311 133,7506 131,5436 109,7826

Flujo másico aire. Kg/s maiMf 0,0626 0,0504 0,0515 0,0523 0,0627

59

Tabla 4: Datos obtenidos con diferentes temperaturas en la cámara

Temperatura constante T3=1220 (K) Temperatura constante T3=1160 (K)

Variación

Nomenclatu

ra Rc=3 Rc=3,5 Rc=4 Rc=4,5 Rc=3 Rc=3,5 Rc=4 Rc=4,5

Salto de temperatura turbina. K T34 187,0669 213,0096 234,6941 253,2337 177,8669 202,5338 223,1517 240,7796

Temperatura salida turbina. K T4 1032,9 1007 985,3 966,8 982,1331 957,4662 936,8483 919,2204

Trabajo de turbina. J/kg Wt 214570 244320 269190 290460 204010 232310 255960 276170

Trabajo especifico disponible. J/kg Wesp 72002 77930 81296 82898 61450 65915 68057 68613

Flujo másico requerido. Kg/s m 0,1864 0,1722 0,1651 0,1619 0,2184 0,2036 0,1972 0,1956

Temperatura entrada CC. K T5 852,0189 840,9007 832,0772 824,9103 816,4589 806,2338 798,1561 791,6282

Salto de temperatura CC. K T35 367,9811 379,0993 387,9228 395,0897 343,5411 353,7662 361,8432 368,3718

Temperatura salida intercambiador. K T6 610,8 619,4478 627,7722 635,769 595,56 604,5906 613,2349 621,5052

Relación aire-combustible real SFC 0,000431

6 0,000398

7 0,000382

2 0,000374

8 0,000505

7 0,000476

3 0,000456

6 0,000452

9

SFC. Kg/hN n 0,1854 0,2006 0,2093 0,2134 0,1582 0,168 0,1752 0,1766

VALORES VERDADEROS DEL CÁLCULO

Flujo másico de combustible. Kg/s Mf 0,0042 0,0043 0,0044 0,0045 0,0039 0,004 0,0041 0,0042

Galones por minutos VMf 5,037E-

06 5,189E-

06 5,309E-

06 5,408E-

06 4,702E-

06 4,817E-

06 4,953E-

06 5,042E-

06

Volumen CC. m3 VccMf 0,0095 0,0097 0,01 0,0102 0,0088 0,009 0,0093 0,0095

Longitud CC. m LccMf 0,4622 0,4762 0,4873 0,4963 0,4315 0,442 0,4545 0,4627

Relación aire-combustible global ACgMf 109,8992 106,6761 104,2497 102,3586 117,7176 114,9157 111,7634 109,7826

Flujo másico aire. Kg/s maiMf 0,0626 0,0645 0,066 0,0673 0,0585 0,0599 0,0616 0,0627

60

4.3.1. Análisis gráfico de los resultados Tabla 5: Comportamiento de la presión en la turbina de generación de potencia a diferentes relaciones de compresión (Pa)

T3

1220 (K) T3=1023,15 (K)

Variación Nomenclatura Rc=3 Rc=3,5 Rc=4 Rc=4,5

Presión salida compresor

P2 225570 263170 300760 338360

Presión salida CC P3 205270 239480 273690 307900

Presión salida turbina P4 78190 78190 78190 78190

Figura 10: Comportamiento de la presión en la turbina de generación de potencia a diferentes relaciones de compresión (Pa)

FUENTE: Autores A la entrada del motor el aire entra con cierta presión (presión del lugar donde se encuentra éste), el cual al pasar por el compresor (zona donde se aumenta la presión y la temperatura), se aumenta esta presión de entrada a un punto determinado, este punto determinado se da por el tipo de compresor, puede ser axial o centrifugo, es por esto que se trabaja con la relación de presión, siendo esta la relación de compresión de salida del compresor sobre la presión de entrada. Si se aumenta la relación de presión consecuentemente se aumentaría la presión que se trabajaría a lo largo del motor, entonces la figura 10, nos muestra este comportamiento.

0

50000

100000

150000

200000

250000

300000

350000

400000

P2 P3 P4

Comportamiento de la presión.

Rc=3

Rc=3,5

Rc=4

Rc=4,5

61

Tabla 6: Comportamiento de la temperatura a lo largo de la turbina de generación de potencia (K)

T3=1023,15 (K)


ura Rc=3 Rc=3,5 Rc=4 Rc=4,5

Temperatura de entrada T1 289,4

5 289,45 289,45 289,45

Temperatura salida compresor

T2 429,8

9 453,36 474,54 493,91

Temperatura a la entrada de la CC

T3 1023.

15 1023,1

5 1023,1

5 1023,1

5

Temperatura salida turbina T4 866.2

7 844,51 826,32 810,78

Temperatura entrada CC T5 852.0

2 727,16 720,79 715,72

Temperatura salida intercambiador

T6 560,8

0 570,70 580,08 588,97

Temperatura constante T3=1220

(K)



Temperatura de entrada T1 289,45 289,45 289,45 289,45


T2 429,89 453,36 474,54 493,91


T3 1220,0

0 1220,0

0 1220,0

0 1220,0

0

Temperatura salida turbina T4 1032,9

0 1007,0

0 985,30 966,80

Temperatura entrada CC T5 852,02 840,90 832,08 824,91


T6 610,80 619,45 627,77 635,77

Temperatura constante T3=1160

(K)



Temperatura de entrada T1 289,45 289,45 289,45 289,45


T2 429,89 453,36 474,54 493,91


T3 1160,0

0 1160,0

0 1160,0

0 1160,0

0

Temperatura salida turbina T4 982,13 957,47 936,85 919,22

Temperatura entrada CC T5 816,46 806,23 798,16 791,63


T6 595,56 604,59 613,23 621,51

62

Figura 11: Comportamiento de la temperatura a lo largo de la turbina de generación de potencia a diferentes temperaturas y relación de

compresión (K)

220,00

720,00

1220,00

1720,00

T1 T2 T3 T4 T5 T6

Comportamiento de la temperatura a RC=3

1023.15

1220

1160

220

420

620

820

1020

1220

1420

T1 T2 T3 T4 T5 T6

Comportamiento de la temperatura a RC=3,5

T3=1023.15 K

T3=1220 K

T3=1160 K

220

420

620

820

1020

1220

1420

T1 T2 T3 T4 T5 T6

Comportamiento de la temperatura a RC=4

T3=1023.15 K

T3=1220 K

T3=1160 K

220

420

620

820

1020

1220

1420

T1 T2 T3 T4 T5 T6

Comportamiento de la temperatura a RC=4,5

T3=1023.15 K

T3=1220 K

T3=1160 K

63

FUENTE: Autores

A mayor presión mayor será su temperatura, pues las partículas de aire son comprimidas y esta compresión provoca una fuerza de fricción mayor aumentado de esta manera la temperatura de las moléculas o partículas, por consiguiente, los cuadros de la figura 11, se observa que la temperatura se aumenta al aumentarse la relación de compresión. Tabla 7: Trabajo de la turbina (J/kg)

Wt

RC \ T3 1023,15 1220 1160

3 179950 214570 204010

3,5 204900 244320 232310

4 225760 269190 255960

4,5 243590 290460 276170

Figura 12: Trabajo de la turbina dependiendo de la relación de compresión y la temperatura a la entrada de la CC (J/kg)

FUENTE: Autores

En la turbina, es en donde la salida de los gases experimenta una primera expansión dando como resultado el trabajo de la turbina, “cuanto mayor sea la presión y temperatura que pierde el fluido en esta fase, mayor será el trabajo mecánico que se obtiene en el eje de la turbina”2, este trabajo es entregado al compresor, que de igual modo el trabajo de este depende de la relación de compresión, al aumentar la relación de compresión la expansión que sufre el gas en la turbina deberá ser mayor, esto se observa tanto en la gráfica 3 como en la gráfica 12.

2 OÑATE, Antonio Esteban, TURBORREACTORES teoría, sistemas y propulsión de aviones.

0

50000

100000

150000

200000

250000

300000

350000

3 3,5 4 4,5


Trabajo de la turbina

T3=1023.15 K

T3=1220 k

T3=1160 K

64

Tabla 8: Trabajo específico disponible en la turbina de generación de potencia (J/kg)

We

RC \ T3 1023,15 1220 1160

3 37381 72002 61450

3,5 38508 77930 65915

4 37861 81296 68057

4,5 36032 82898 68613

Figura 13: Trabajo específico disponible dependiendo de la relación

de compresión y la temperatura a la entrada de la CC (J/kg) FUENTE: Autores

El trabajo especifico varía de acuerdo a la temperatura, cuanto mayor sea esta mayor expansión deberá sufrir los gases para obtener un óptimo trabajo específico, la gráfica 13 se puede ver este fenómeno. Además de la figura 13 (diagrama temperatura vs entropía), se observa el comportamiento de la temperatura a través de la cámara de combustión en los cuatro puntos correspondientes que son: entrada (difusor) 1, compresor 2, cámara de combustión 3, turbina 4 (salida), específicamente en los puntos 2-3 hay un aumento significativo de temperatura, al mismo tiempo que hay una entrada de calor debido a la detonación de la mezcla, la salida de este calor se analiza en los puntos 4-1 que es la tobera (lugar donde salen los residuos, gases, generados por la combustión). El área entre estas dos líneas es el trabajo.

0

10000

20000

30000

40000

50000

60000

70000

80000

90000

3 3,5 4 4,5


Trabajo especifico disponible

T3=1023.15 K

T3=1220 K

T3=1160 K

65

Tabla 9: Consumo específico de combustible (Kg/hN)

SFC

RC \ T3 1023,15 1220 1160

3 0,0008313 0,0004316 0,0005057

3,5 0,0008069 0,0003987 0,0004763

4 0,0008207 0,0003822 0,0004566

4,5 0,0008624 0,0003748 0,0004529

Figura 14: Consumo específico de combustible dependiendo de la relación de compresión y la temperatura a la entrada de la CC (kg/hn)

FUENTE: Autores

Consumo específico de combustible es la relación que existe entre el combustible que se introduce a la cámara de combustión para ser quemado, suministrando una cierta unidad de potencia, en determinado tiempo. También nos Indica el rendimiento del motor, cuanto menor sea este consumo mejor es su rendimiento, esta disminución del consumo específico se debe a que la temperatura a la entrada de la cámara es mucho mayor. La figura 14, se muestra el consumo específico de combustible vs la relación de presión a temperaturas diferentes. Tabla 10: Eficiencia del ciclo

n

RC \ T3 1023,15 1220 1160

3 0,0962 0,1854 0,1582

3,5 0,0991 0,2006 0,168

0

0,0002

0,0004

0,0006

0,0008

0,001

3 3,5 4 4,5


Consumo específico de combustible

T3=1023.15 K

T3=1220 K

T3=1160 K

66

4 0,0975 0,2093 0,1752

4,5 0,0928 0,2134 0,1766

Figura 15: Eficiencia del ciclo, dependiendo de la relación de compresión y la temperatura a la entrada de la CC

FUENTE: Autores

En la figura 15, se observa uno de los factores principales que influyen en el funcionamiento de los motores que es la temperatura de trabajo, cuanto mayor sea la temperatura (temperatura de la cámara T3), mejor será la eficiencia del ciclo, al igual que está limitada a los materiales utilizados, ya que no existe mucha tecnología en cuanto a estos, hoy por hoy se puede aumentar un poco esta temperatura gracias a los procesos de refrigeración. 4.4. SIMULACIÓN DE LA CÁMARA DE COMBUSTIÓN La simulación tanto en el pre-procesar como en el programa Fluent se realiza, aplicando en primera estancia el paso a paso de: “PRÁCTICA DE FLUIDODINÁMICA COMPUTACIONAL, PRACTICA N°9-FLUENT, SIMULACION DE LA COMBUSTION GASEOSA EN UN QUEMADOR”3 utilizado por la Universidad de San Buenaventura a través del ingeniero Rafael Mauricio cerpa, corroborando estos resultados de las simulaciones con los conocimientos adquiridos en el diplomado en CFD (Dinámica Computacional de Fluidos) dictado por el Ph.D.D.Sc. JAMUSZ RYSZARD PIECHNA. Lo primero que se hace es la camara de combustión en el pre-procesador, obtenida al desarrollar el siguiente proceso:

3 CFD Tutor, Universidad de Oviedo área de mecánica de fluidos, Curso 2006-07

0

0,05

0,1

0,15

0,2

0,25

3 3,5 4 4,5


Eficiencia del ciclo

T3=1023.15 K

T3=1220 K

T3=1160 K

67

En base al diseño especificamente, la geometría, obtenida en el calculo de la cámara, realizar una serie de puntos con el proposisto de mostrar una pequeña idea de la forma de lo que se va a obtener para la simulación. En pre-procesador, alli seleccionar el icono de CREATE VERTEX, alli mismo veras como se desplega una ventana para introducir la ubicación del punto en los tres ejes del plano. La siguiente tabla (tabla N° 5) se muestra como se van creando punto por punto de acuerdo al eje cartesiano.

Tabla 11: Ubicación de los puntos utilizados para el diseño de la camara de combustion

N° de punto x y Z

1 50 100 0

2 50 136,1 0

3 260 180,5 0

4 710 180,5 0

5 913 122 0

6 913 100 0

7 710 100 0

8 326,5 100 0

9 326,5 163,5 0

10 360,59 163,5 0

11 367,59 163,5 0

12 440,08 163,5 0

13 450,08 163,5 0

14 480,95 163,5 0

15 490,95 163,5 0

16 596,98 163,5 0

17 608,98 163,5 0

18 637,18 163,5 0

19 649,18 163,5 0

20 710 163,5 0

21 275,97 100 0

22 265 100 0

23 260,66 100 0

24 260,66 102,5 0

25 260,66 107,6 0

26 263,7 120 0

27 264,6 122,4 0

28 275,98 141,2 0

29 278,16 143,6 0

68

30 275,98 104 0

31 275,98 102 0

32 265 102,5 0

33 265 107,6 0

Figura 16: Enumeración de los puntos en el pre-procesador Fuente: Autores

Luego, seleccionar el icono línea CREATE EDGE y unir los puntos hechos anteriormente, verán cómo van apareciendo las líneas. Este paso se hace con base a la tabla N° 12.

TABLA 12: Puntos a unir para definir un correcto y ordenado diseño

N° Línea Puntos a unir

Líneas (Straight)

1 1, 2

2 2, 3

3 3, 4

69

4 4, 5

5 5, 6

6 6, 7

7 7, 8

8 8, 9

9 9, 10

10 10, 11

11 11, 12

12 12, 13

13 13, 14

14 14, 15

15 15, 16

16 16, 17

17 17, 18

18 17, 19

19 19, 20

20 20, 7

21 8, 21

22 21, 31

23 31, 30

24 30, 28

25 21, 22

26 22, 32

27 32, 33

28 33, 25

29 25, 24

30 24, 23

31 32, 24

32 23, 1

líneas (NURBS)

33 25, 26

34 26, 27

35 27, 28

36 28, 29

37 29, 9

70

Figura 17: Establecimiento de las líneas en el pre-procesador FUENTE: Autores

Paso a seguir es elegir el comando FACE COMMAND BUTTON en Geometría y en face ir a FORM FACE, donde seleccionará con shift las líneas que aparecen en la tabla número 13, para así crear las correspondientes caras.

TABLA 13: Líneas a seleccionar para así crear las correspondientes caras

N° Caras Líneas a seleccionar

1

1, 2, 3, 4, 5, 6, 9, 10, 11, 12, 13, 14, 15, 16, 17, 18, 19, 20, 29, 30, 33, 34, 35, 36, 37.

2 28, 29, 30, 31.

71

3 22, 23, 24, 25, 26, 27, 28, 33, 34, 35.

4 8, 21, 22, 23, 24, 36, 37.

5 7, 8, 9, 10, 11, 12, 13, 14, 15, 16, 17, 18, 19, 20.

CARA N° 1

CARA N° 2 CARA N° 3

CARA N°4

CARA N°5

Figura 18: Diferentes caras a realizar en el pre-procesador Fuente: Autores

Teniendo ya la geometría de la cámara a simular, proceder a enmallarla, seleccionar MESH FACE, se elige la cara y se escoge la malla más adecuada, teniendo en cuenta que el este va de acuerdo a la forma de la geometría. En la figura 13 podrán observar el enmallado que se va a emplear para la simulación.

72

CARA 1

CARAS 2 y 3 respectivamente

CARA 4

CARA 5

Figura 19: Malla empleada para las diferentes caras en el pre-procesador

FUENTE: Autores

73

después, seleccionar el icono de ZONES COMMAND BUTTON ubicado en Operation y en Zone dar clic en SPECIFY BOUNDARY TYPES COMMAND BUTTON y se eligen las condiciones de fronteras deseadas. La tabla número 8, se observa las condiciones de fronteras elegidas para la simulación.

TABLA 14: Condiciones de frontera para la geometría de la cámara de combustión

Nombre Type N° de línea

Air VELOCITY_INLET 1.

Out PRESSURE_OUTLE

T 5.

Carcasa WALL 2, 3, 4, 9, 11, 13, 15, 17, 19, 28, 30, 31, 33, 35, 37.

Spark WALL 23.

Fuel VELOCITY_INLET 26.

Agujeros INTERNAL 8, 10, 12, 14, 16, 18, 20, 22, 24, 27, 29, 34, 36.

Axis SYMMETRY 6, 7, 21, 25, 32.

Ya para finalizar ir a File, Save As y se guarda con el nombre que se desea, hay que tener en cuenta la ubicación del archivo donde el programa lo guardará, luego se elige Export, Mesh y se guarda así la malla.

Figura 20: Geometría de la cámara de combustión Fuente: Autores

74

Figura 21: Enmallado de la cámara de combustión. Fuente: Autores

4.4.1. Simulación de la cámara de combustión diseñada

Figura 22: Proceso de iteración e ignición de la mezcla aire- combustible

Fuente: Autores

75

Figura 23: Propagación de la llama durante la mezcla Fuente: Autores

En la figura 22 y figura 23, se muestra el proceso de propagación de la llama a lo largo de las tres zonas de la cámara ( zona de transición, zona de reacción, zona de dilución), la primera zona en donde el 13% de aire entra, con el objetivo de proporcionar una temperatura elevada para la buena y rápida combustión, después, llega la zona secundaria donde se completa la combustión, es necesario que la distribución de los agujeros sea estratégica y adecuada, para evitar que la llama se enfríe disminuyendo la velocidad de reacción, esto debido al hostigamiento que sufre la llama debido a la saturación al quemarse todo el combustible inyectado, por tal motivo hay que prever que el rendimiento en esta zona sea alto. Finalmente el aire sobrante, se mezcla con los residuos de la combustión en la zona de dilución. [10] Otra característica que se puede ver es la estabilidad del flujo y la llama continua.

76

Figura 24: Temperatura dentro de la cámara de combustión y estabilización de la llama

Fuente: Autores

En la figura 24 se observa la cámara de combustión diseñada, el flujo de la llama y el proceso de combustión hasta su estabilización.

Figura 25: Zona de recirculación la cual mejora la combustión Fuente: Autores

Al analizar la gráfica 25, se muestra las líneas de contorno, mostrando la recirculación y la estabilización de la llama por medio de los agujeros de la zona primaria.

77

Figura 26: Magnitud de la velocidad observándose el flujo al entrar en la zona primaria

Fuente: Autores En la anterior simulación se puede notar la cámara diseñada y el comportamiento de la llama a través de la zona primaria durante la mezcla de aire- combustible y también se observa la zona secundaria y la zona de dilución, la cual dio paso para el análisis hacia optimización y las siguientes simulaciones las cuales se hicieron dos de acuerdo a los datos obtenidos con la programación. Con la cámara diseñada y al analizar la simulación se optó por rediseñar el tubo de llama que es uno de los más importantes, para la distribución de los agujeros en las tres zonas con el cual así poder ver la recirculación de la llama, la refrigeración y así lograr tener una combustión optima y estable al permitir la entrada del porcentaje de aire exacto para la mezcla. 4.4.2. Simulación del primer prototipo de la cámara de combustión a temperatura de 1220

78

Figura 27: Ignición de la mezcla aire- combustible. Fuente: Autores

Figura 28: Propagación de la llama durante la ignición de la mezcla Fuente: Autores

79

Las gráficas 27 y 28, se ve la propagación de la llama desde el momento de la ignición de uno de los rediseños propuestos, de esta manera se logró la simulación del primer prototipo de cámara a construir pero al ser analizada no se observa lo esperado en cuanto a la optimización, aunque se mejoró la refrigeración estabilizando de un buen modo la llama. Con esta distribución agujeros en la zona de dilución la temperatura de los gases llego a 1220 K.

Figura 29: Temperatura dentro de la cámara de combustión Fuente: Autores

En la gráfica 29 se puede observar el flujo de la llama aunque no es el deseado se acerca mucho ya que la distribución de agujeros en esta cámara es distinta y se ve una propagación más estable que en la anterior. 4.4.3. Simulación del segundo prototipo de la cámara de combustión a temperatura de 1160

80

Figura 30: Iteración e ignición de la mezcla aire- combustible. Fuente: Autores

Figura 31: Propagación de la llama durante la ignición de la mezcla. Fuente: Autores.

81

Las figuras 30 y 31, se muestra el proceso de propagación de la llama desde el momento en que se produce la ignición de la mezcla, del prototipo seleccionado para la construcción.

Figura 32: Temperatura dentro de la cámara de combustión Fuente: Autores

4.4.4. Conclusión de la simulación Al mirar los datos obtenidos en la programación, se realizaron las tres simulaciones con tres distintas temperaturas, la primera de 1023.15 K, temperatura de la cámara diseñada, la segunda con 1220 K, un diseño opcional y la tercera es de 1160 K, por consiguiente se escoge la tercera de 1160K por ser el diseño más óptimo. Estas tres simulaciones; la primera, que es la cámara construida, la segunda, un prototipo calculado y la tercera, el segundo prototipo calculado, fueron debidamente comparadas unas con otras, en específico la forma en la que la mezcla se comporta a través de la cámara de combustión en sus tres zonas, que son: zona de transición, zona de reacción y zona de dilución, las figuras 23, 28 y 31, se muestra este comportamiento. Buscando la mejor estabilización de la llama, pues es importante el manejo preciso de entrada de aire, ya que se sabe que este aire juega un papel significativo dentro del tubo de llama, dando como resultado el buen manejo tanto de la mezcla, la recirculación y la refrigeración. Uno de los puntos a resaltar en estas simulaciones fueron los perfiles de temperaturas requeridas, las temperaturas adiabáticas de la llama dieron

82

los respectivos valores calculados, verificados con la programación, las temperaturas de salida de la cámara de combustión también fue la deseada para generar las potencias necesarias. Finalmente, en cuanto a la refrigeración de los gases, la redistribución de agujeros que se empleó en la zona de dilución, fue la esperada, ya que la temperatura que alcanzó la cámara de combustión fue de 1160 K, obteniendo una distribución uniforme de la temperatura de los gases, al igual que, es lo suficientemente baja a la salida de la zona de dilución evitando de esta forma daños en la turbina. 4.5. CONSTRUCIÓN DE LA CÁMARA DE COMBUSTIÓN El proceso de construcción de cámara se llevo a cabo en las instalaciones de INDUSTRIAS PLEYCO LTDA, empresa con una muy buena calidad en sus procesos y con las herramientas necesarias para la fabricación del tubo de llama de la cámara de combustión, comenzando por cúpula siguiendo del tubo central y finalizando la tapa frontal. La cúpula se realizó mediante el proceso de repujado; (en temperatura ambiente, aplicando presión localizada para deformar el material en este caso acero inoxidable de 0,06” de espesor, se coloca la lámina en el extremo de un mandril rotatorio para obtener la forma que tiene “requerida”), figuras 33. Luego de tener la forma tipo cúpula, figura 34, se procede a realizar los agujeros con una plantilla, esta plantilla se realiza con base a los planos ANEXO C.

FIGURA 33: Proceso de repujado

FUENTE: Autores

83

FIGURA 34: Cúpula después del proceso de repujado

FUENTE: Autores

El tubo central, es una lámina de acero inoxidable de 0,06” de espesor, figura 35, cortada según el plano, ANEXO C, y con otra plantilla, ver figura 36, se le realizaron los agujeros, teniendo la distribución de agujeros a lo largo del tubo de llama, procedemos a darle forma redondeada (tubular) al material, figura 37, finalmente se solda para así dejarla unida con su forma tubular.

FIGURA 35: Lamina de acero inoxidable para la fabricación del tubo

de llama y la cúpula FUENTE: Autores

84

FIGURA 36: Distribución de agujeros a lo largo del tubo de llama FUENTE: Autores

FIGURA 37: Lamina después de redondearla FUENTE: Autores

La tapa frontal, es una lámina de 0,24 pulgadas de espesor, que fue cortada de acuerdo a su forma, figura 38, seguidamente se realizó las distribución de agujeros según el plano, figura 39, ANEXO C, posteriormente se solda el fisto (pieza por la cual se atomiza el combustible dentro del tubo de llama), para dejarlo fijo a la cámara de combustión.

85

FIGURA 38: Proceso del corte de la tapa frontal FUENTE: Autores

FIGURA 39: Distribución de agujeros tapa frontal e inyector (fisto) FUENTE: Autores

Ya por último se solda las tres piezas anteriormente descritas para obtener de esta forma el tubo de llama de la cámara de combustión, finalmente se efectúan los últimos acabados “retoques” tales como pulir el material dejando de esta manera una pieza pulcra y exactamente como se quiere.

86

CONCLUSIONES

Se mejoró el componente, en cuanto a su eficiencia, corrigiendo

parámetros como; el salto de temperatura 295.9855 K a 368.3718 K, el

flujo másico de 0.0034 kg/s a 0.0042 kg/s y el trabajo especifico de 38508

kJ/kg a 68613 kJ/kg, se demuestra en las tablas 3 y 4, pues al realizar de

nuevo el cálculo los corregimos para poder rediseñar este componente

(cámara de combustión).

Al aumentar la temperatura de entrada de la turbina T3, pasando de 1023.15 K a 1160 K, se mejoró la eficiencia del ciclo de 0.0991 a 0.1766, se comprueba mirando la tabla 10 y la figura 15.

Se evidencia el análisis de la cámara de combustión de la figura 19 a la figura 32, garantizando, el comportamiento del suministro del aire, en las zonas: de transición, reacción y dilución, debido a los diferentes tipos de enmallados, las características geométricas del perfil, la buena distribución de las celdas, que se aplicaron al modelo. Ayudándonos a la disminución de los costos de diseño y de fabricación, mejorando de esta manera su rendimiento y su eficiencia. Se obtuvo un alto rendimiento en la combustión, por lo tanto se tiene una baja emisión de gases de salida, al igual que un bajo riesgo de que se apague la llama. Se rediseñó la cámara de combustión y se construyó el tubo de llama de la cámara de combustión para una turbina de generación de potencia con las características adecuadas de diseño, para la implementación del proyecto de grado de generación de baja potencia distribuida en Colombia, mejorando el diseño innovador y útil para el objetivo planteado. Se aumentó la eficiencia de la combustión por su diseño, debido al estudio paramétrico que se llevo a cabo en la relación aire-combustible, puesto que se mejoró el comportamiento de llama, asegurando de esta manera la buena ignición y la mejor estabilización de esta, ayudando a la disminución de residuos ambientales dañinos.

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BIBLIOGRAFÍA

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88

Computacionales en Ingeniería, Universidad Nacional del Litoral. Santa Fe, Argentina. [9] Lefebvre, Arthur Henry. Gas turbine combustion. Second edition.

Editorial Taylor & Francis group, 1999. Page 184, The ignition Process.

[10] CFD Tutor, Universidad de Oviedo área de mecánica de fluidos, Curso 2006-07.

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ANEXOS ANEXO A: Diagrama de flujo del Programa para el cálculo de la cámara de combustión

90

91

92

93

ANEXO B: Programa para el cálculo de la cámara de combustión clc disp('ROGRAMA PARA CALCULAR EL COMPORTAMIENTO DE UNA MICROTURBINA') disp('inserte 4 valores de relación de compresión') rc=zeros(1,4); for i=1:4 rc(i)=input('rc:'); end disp('inserte valor de la Temperatura a la entrada de la cámara') T3=input('T3:'); % % %CONSTANTES DE DISEÑOS rexp=2.625; % Relación de expansión AF=14.9; % Cantidad de aire teórica para quemar 1Kg de combustible nc=0.76; % Eficiencia isentrópica del compresor nt=0.72; % Eficiencia isentrópica de la turbina nm=0.99; % Eficiencia mecánica de la transmisión nb=0.95; % Eficiencia de la combustión eic=0.7; % Eficiencia del intercambiador Hv=45000000; % Poder calorífico inferior del combustible (ACPM) (J/Kg) Wn=13422.6; % Trabajo neto requerido (w) o 18Hp dPb=0.05; % Perdidas cámara de combustión dPica=0.04; % Perdida del aire del intercambiador dPicg=3000; % Perdida del gas del intercambiador (Pa)o 0,03bar Ra=287000; % Constante universal del aire(J/Kg K) Rg=289300; % constante universal del gas(J/Kg K) Ya=1.4; % Constante del aire Yg=1.33; % Constante de los gases Cpa=1005; % Calor específico del aire (J/Kg K) Cpg=1147; % Calor específico del gas (J/Kg K) Ta=289.45; % Temperatura de entrada (K) Pa=75190.0696; % Presión de entrada (kPa) da=0.9051; % Densidad (Kg/m3) Fteórica=0.0082; %variación del incremento de temperatura de la combustión con la relación combustible/aire V5=105.920; % Velocidad de salida del intercambiador de calor (m/s) r5=0.0361; % Radio de la tubería a la salida del intercambiador (m) o=24; % Angulo de divergencia AAR=5; % Factor de difusión pi=3.1416; % Constante del circulo Cpcal=1057.1; % Calor específico calculado(J/Kg K) dTcc=364.76; % Salto de temperatura en la C.C (K) ma=0.4608; % Flujo másico del aire (Kg/s) df=832.5; % Densidad del combustible (Kg/m3) qcc=9181500; % Intensidad térmica (w/m3 atm)

94

r2D=0.0807; % Radio salida difusor(m) kmolo=18.5; % Kmol de oxigeno2 kgo=32; % kg de oxigeno2 kmoln=69.56; % Kmol de nitrogeno2 kgn=28; % Kg de nitrogeno2 kgDiDod=170; % kg del diesel dodecano Sec=0.7071; % Sec? ?=45 ángulo del alabe d3=1.8; % densidad a la entrada kg/m3 dPsw=208.861; % caída de presión total 35 de la presión kPa Ksw=1.3; % constante para alabes planos A51=0.0208; % Área salida del difusor m2 P05=2.0633; %FIN CONTANTES P2=zeros(1,4); for i=1:4 P2(i)=rc(i)*Pa; end P2 T21=zeros(1,4); for i=1:4 T21(i)=((Ta/nc)*(((rc(i))^((Ya-1)/Ya))-1)); end T21 T2=zeros(1,4); for i=1:4 T2(i)=((Ta+T21(i))); end T2 Wc=zeros(1,4); for i=1:4 Wc(i)=((Cpa*(T21(i)))/nm); end Wc P3=zeros(1,4); for i=1:4 P3(i)=((P2(i))*(1-dPb-dPica)); end P3 P4=Pa+dPicg Rexp=zeros(1,4); for i=1:4 Rexp(i)=((P3(i))/(P4)); end Rexp T34=zeros(1,4); for i=1:4 T34(i)=((nt*T3)*(1-(1/((P3(i))/(P4)))^((Yg-1)/Yg))); end T34 T4=zeros(1,4);

95

for i=1:4 T4(i)=(T3-T34(i)); end T4 Wt=zeros(1,4); for i=1:4 Wt(i)=(Cpg*(T34(i))); end Wt Wesp=zeros(1,4); for i=1:4 Wesp(i)=(Wt(i)-Wc(i)); end Wesp m=zeros(1,4); for i=1:4 m(i)=(Wn/Wesp(i)); end m T5=zeros(1,4); for i=1:4 T5(i)=((eic*(T4(i)-T2(i)))+T2(i)); end T5 T35=zeros(1,4); for i=1:4 T35(i)=(T3-T5(i)); end T35 T6=zeros(1,4); for i=1:4 T6(i)=(T4(i)-(T5(i)-T2(i))); end T6 Freal=(Fteórica/nb) SFC=zeros(1,4); for i=1:4 SFC(i)=((Freal*3600)/((Wt(i))-(Wc(i)))); end SFC n=zeros(1,4); for i=1:4 n(i)=((3600)/(SFC(i)*Hv)); end n disp('ANALISIS CAMARA DE COMBUSTION') V2D=V5/AAR A2D=((V5*(pi*(r5^(2))))/(V2D)) D2D=((A2D/pi)^(0.5))*2 L=(((A2D-(2*pi*r5))/2)/tan(o/2))

96

FD=V5/V2D mf=((Cpcal*(dTcc))/(nb*Hv))*ma V=mf/df Vcc=((nb*mf*Hv)/(qcc*P05)) Lcc=Vcc/A2D disp('DETERMINACION DEL AIRE EN LA COMBUSTION') ACm=(((kmolo*kgo)+(kmoln*kgn))/(kgDiDod)) ACg=ma/mf mai=ACm*mf Asw=((Sec)/((((2*d3*dPsw)/((mai*mai)*Ksw))+(1/(A51*A51)))^0.5)) m2=mai*(1+0.25) mf1=0.035*ma mf2=0.35*ma mf3=0.61*ma disp('VALORES VERDADEROS DEL CALCULO') Mf=zeros(1,4); for i=1:4 Mf(i)=((Cpcal*(T35(i)))/(nb*Hv))*ma; end Mf VMf=zeros(1,4); for i=1:4 VMf(i)=Mf(i)/df; end VMf VccMf=zeros(1,4); for i=1:4 VccMf(i)=((nb*Mf(i)*Hv)/(qcc*P05)); end VccMf LccMf=zeros(1,4); for i=1:4 LccMf(i)=VccMf(i)/A2D; end LccMf ACgMf=zeros(1,4); for i=1:4 ACgMf(i)=ma/Mf(i); end ACgMf maiMf=zeros(1,4); for i=1:4 maiMf(i)=ACm*Mf(i); end maiMf disp('DISTRIBUCION DEL FLUJO MASICO PARA UNA BUENA ESTABILIDAD DE LLAMA') disp('Distribución agujeros Zona de transición') num1=input('num1:'); disp('Distribución agujeros Zona 1 de 3.5%')

97

df1=zeros(1,4); for i=1:4 df1(i)=(((mf1*((((dPsw*P3(i))/T3))^(-0.5)))/num1))^(0.5); end df1 n1=input('n21:'); df11=zeros(1,4); for i=1:4 df11(i)=df1(i)/n1; end df11 n12=input('n12:'); df12=zeros(1,4); for i=1:4 df12(i)=df1(i)/n12; end df12 disp('Distribución agujeros Zona de reacción') num2=input('num2:'); df2=zeros(1,4); for i=1:4 df2(i)=(((mf2*((((dPsw*P3(i))/T3))^(-0.5)))/num2))^(0.5); end df2 disp('Distribución agujeros Zona 2 de 35%') n21=input('n21:'); df21=zeros(1,4); for i=1:4 df21(i)=df2(i)/n21; end df21 n22=input('n22:'); df22=zeros(1,4); for i=1:4 df22(i)=df2(i)/n22; end df22 n23=input('n23:'); df23=zeros(1,4); for i=1:4 df23(i)=df2(i)/n23; end df23 disp('Distribución agujeros Zona de dilución') num3=input('num3:'); df3=zeros(1,4); for i=1:4 df3(i)=(((mf3*((((dPsw*P3(i))/T3))^(-0.5)))/num3))^(0.5); end df3

98

disp('Distribución agujeros Zona 3 de 61%') n31=input('n31:'); df31=zeros(1,4); for i=1:4 df31(i)=df3(i)/n31; end df31 n32=input('n32:'); df32=zeros(1,4); for i=1:4 df32(i)=df3(i)/n32; end df32

99

ANEXO C: Planos detallados del tubo de llama, de la cámara de combustión.

100

101

102

ANEXO D: Comentario acerca del desarrollo del presente trabajo. Con respecto a la adquisición y recolección de los datos o parámetros tuvimos ciertos inconvenientes tales como la obtención de la tesis en la que nos basamos, ya que por estar en proceso de sustentación no se encontraba en la base de datos de la biblioteca de la Universidad de San Buenaventura, pues tenían los derechos en otra universidad, lo que nos dejaron ver eran datos sueltos que no tenían forma ni secuencia por ejemplo la geometría de la cámara; la que diseñaron, la que simularon y la que construyeron eran geometrías diferentes, este nos genero bastantes interrogantes y por consiguiente inconvenientes. Además no se encontró el desarrollo de la distribución de agujeros, ni mucho menos el procedimiento, tan solo nos pasaron los planos que con base a ellos pudimos hacer la simulación de la respectiva cámara construida, por tal motivo, la distribución de agujeros de los prototipos diseñados en este proyecto fueron calculados, creados con base a los modelos matemáticos de los libros mencionados en esta bibliografía.

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RAE TIPO DE DOCUMENTO: AERONÁUTICO