Ciclo de Propulsión a Reacción PDF

Preview

Summary

Warning: TT: undefined function: 32Termodinámica de Gases y VaporesProducto Integrador de Aprendizaje (PIA)“Ciclo de Propulsión por Reacción”Alumno: Leonardo Cortez GonzálezMatricula: 1847362Carrera: IAEMaestro: Dr. Francisco Aurelio PérezHora: MSemestre: Enero – Junio 2020San Nicolás de los Garza a...

Description

Universidad Autónoma de Nuevo León Facultad de Ingeniería Mecánica y Eléctrica

Termodinámica de Gases y Vapores Producto Integrador de Aprendizaje (PIA) “Ciclo de Propulsión por Reacción”

Alumno: Leonardo Cortez González Matricula: 1847362 Carrera: IAE Maestro: Dr. Francisco Aurelio Pérez Hora: M2 Semestre: Enero – Junio 2020

San Nicolás de los Garza al 05 de junio del 2020

ÍNDICE

INTRODUCCIÓN ............................................................................................ 3 MARCO TEÓRICO ........................................................................................ 4 1. Ciclo de propulsión por reacción. ......................................................... 4 1.1. Empuje, potencia y eficiencia de propulsión. ................................ 4 2. Componentes básicos de un motor de propulsión por reacción. ........ 5 3. Análisis termodinámico del ciclo y sus variaciones. ............................ 5 4. Modificaciones comunes del motor de reacción. ................................. 7 4.1. Turbofan. ........................................................................................... 7 4.2. Motor postquemador........................................................................ 7 4.3. Turboeje. ........................................................................................... 7 5. ¿Cómo aumentar la eficiencia del ciclo de propulsión? ...................... 8 5.1. Materiales. ......................................................................................... 8 5.2. Combustibles. .................................................................................... 8 6. Ejemplo de un problema del ciclo de propulsión a reacción. ............. 9 REFERENCIAS .......................................................................................... 12

2

INTRODUCCIÓN En 1903 los hermanos Wrigth, considerados como los primeros pioneros de la aviación, lograron que su Flyer I tomará vuelo convirtiéndose así en el primer vuelo exitoso impulsado por avión, este avión fue hecho de madera, tela, un motor simple de combustión interna y otros componentes para los controles de vuelo. Más de 100 años después, los aviones que conocemos hoy en día son mucho más grandes en todos los aspectos, el gran avance tecnológico del hombre nos ha permitido evolucionar todos los componentes de aquel Flyer I, uno de sus más notables avances ha sido en la sección de los motores. Los motores de los grandes aviones comerciales deben de ser capaces de impulsar tal cantidad de masa como lo es un avión, su funcionamiento se basa en el ciclo de propulsión a reacción, el cual básicamente consiste en que el motor succione una cantidad de aire y a través de varios procesos eleve la velocidad de la salida de los gases obteniendo así el empuje que es la fuerza que hace que el avión avance. La evolución de los motores no ha sido fácil, ha habido muy pocas variaciones pero sin duda cada una ha impresionado debido a su arreglo de componentes, los primeros motores consistían en un arreglo de cilindros de forma circular que funcionaban bajo el ciclo Otto, después empezaron los motores a hélice que ya utilizaban el principio de acelerar una masa de aire para generar la fuerza de empuje del avión y por último llegaron los turborreactores y sus respectivas modificaciones como el turbofan, el turborreactor postquemador, el scramjet o ramjet, etcétera, Hoy en día los ingenieros tienen el reto de aumentar la eficiencia de estos motores, por ejemplo, una limitación de estos motores es la temperatura, los materiales de la turbina deben soportar altas temperaturas e ingenieros trabajan en desarrollar nuevos materiales o técnicas de recubrimiento para aumentar la resistencia a ellas y así aumentar la eficiencia del motor. Inclusive, hay empresas como Airbus que están trabajando en los aviones híbridos, el E-Fan X es el avión hibrido de esta empresa el cual tiene tres motores turbofan y un motor completamente eléctrico, los cuales sabemos poseen mejores eficiencias que los motores de combustión, pero están limitados por la baja capacidad de las pilas, el tiempo de carga de estas y otros factores. Se espera que en para los próximos 20 – 30 años, estos aviones híbridos sean los que dominen el aire.

3

MARCO TEÓRICO 1. Ciclo de propulsión por reacción. Las turbinas de gas para aviones operan en un ciclo abierto llamado ciclo de propulsión por reacción, el ciclo ideal difiere del ciclo Brayton ideal en que los gases no se expanden hasta que la presión ambiente en la turbina. En cambio, se expanden hasta una presión tal que la potencia producida por la turbina suficiente para accionar tanto el compresor como los demás componentes. Los aviones son impulsador por la aceleración de un fluido, en este caso aire, en la dirección opuesta al movimiento del avión. Esto se logra al acelerar ligeramente una gran masa de fluido (motor accionado por una hélice) o una pequeña masa de fluido (turborreactor), o ambos procedimientos (motor de turbohélice). En el caso ideal del ciclo, el trabajo de la turbina se supone igual al trabajo del compresor, además, los procesos en los demás componentes se consideran como isoentrópicos, En el caso del ciclo real, se deben considerar las irreversibilidades asociadas con estos componentes, el efecto de estas es la reducción del empuje. 1.1.

Empuje, potencia y eficiencia de propulsión.

El empuje desarrollado por un motor a reacción es la fuerza no balanceada que se origina por la diferencia en la cantidad de movimiento con que el aire a baja velocidad entra al motor y con que los gases de escape a alta velocidad salen de él, esto se determina por la segunda Ley de Newton, las presiones en la entrada y salida del motor son iguales ya que el aire sale a la atmosfera (presión ambiente), por lo tanto el empuje neto desarrollado viene dado por la ecuación. 𝐹 = (𝑚󰇗𝑉) − (𝑚󰇗𝑉)

La potencia por otro lado es la desarrollado por la fuerza de empuje multiplicado por la velocidad del avión, de donde concluimos la siguiente ecuación. 𝑊󰇗 = ((𝑚󰇗𝑉) − (𝑚󰇗𝑉) )𝑉Ó

El trabajo neto en el ciclo de propulsión idealizado es igual a cero ya que el trabajo de la turbina es igual al del compresor por lo tanto no podemos definir la eficiencia térmica del modo que lo hacemos con, por ejemplo, el ciclo Otto o ciclo Diesel.

4

Entonces debemos usar la definición general de la eficiencia, que nos dice que la eficiencia es la relación entre la salida deseada y la entrada requerida, La salida deseada en este caso es la potencia producida para impulsar el avión y la entrada requerida es el calor liberado por el combustible, la relación se llama eficiencia de propulsión y está dada por. 𝜂Ó =

𝑊󰇗 𝑄󰇗

2. Componentes básicos de un motor de propulsión por reacción. Difusor. La primera parte del motor es la sección por la cual el aire ingresa al motor, el difusor es un dispositivo que ayuda a la reducción de la velocidad y el aumento de la presión. Compresor. Esta conformado por unos álabes rotatorios accionados por la turbina. Se encarga de elevar la presión del aire considerablemente mediante el perfil aerodinámico de los álabes, también aumenta la temperatura a una ideal para que el aire se queme en la cámara de combustión. Cámara de combustión. El alma del motor, en esta sección el aire se mezcla con el combustible y se enciende incrementando la temperatura de manera considerable, la explosión de la mezcla incrementa en gran medida la velocidad de los gases quemados y son disparados a la turbina. En el ciclo ideal se considera una combustión a presión constante. Turbina. Este componente absorbe una parte de la energía cinética de la velocidad de los gases y la convierte en energía mecánica gracias a sus álabes aerodinámicos, esta energía mecánica se usa para accionar a todos los componentes mediante un eje que los une. El resto de la energía cinética es la encargada de crear la fuerza de empuje para que el avión avance. Tobera. Última sección del motor, aquí la velocidad se incrementa aún más para que la fuerza de empuje sea mayor, esto se consigue reduciendo el área de salida. 3. Análisis termodinámico del ciclo y sus variaciones. Para poder hacer un estudio termodinámico del ciclo se analizará cada componente parte por parte, es decir que se tendrán 6 estados en el turborreactor convencional empezando en la entrada del difusor y terminando en la salida de la tobera como lo muestra la siguiente imagen.

5

Para el estudio, deberemos considerar un flujo másico del aire constante, aunque es cierto que el flujo de entrada y de salida no es igual, podemos considerarlo constante ya que la diferencia de estos es igual a la rapidez de combustión del combustible y ya que la relación de masa de aire y combustible es usualmente muy alta esta diferencia es muy pequeña. También necesitaremos del diagrama de temperatura contra entropía idealizado del ciclo en el cual nos ayudará a establecer algunos estados e igualdades de algunas variables como la presión o temperatura. Los procesos que suceden en los componentes del motor describen a la grafica la cual es la siguiente. Diagrama de temperatura (T) versus entropia (s). 1-2 Tobera. 2-3 Compresor. 3-4 Cámara de combustión. 4-5 Turbina 5-6 Tobera.

Si el motor a analizar es una variante del motor a reacción como veremos en la siguiente sección, realizar el análisis del ciclo en este caso es sencillo, solo se tiene que añadir o quitar los componentes que no se contemplen en este, por

6

ejemplo, si estamos analizando un motor turbohélice, este no cuenta con un difusor que comprime al aire por lo que el aire entraría directamente al compresor y nos quedaría un diagrama de 5 procesos termodinámicos, si analizamos un motor postquemador agregaríamos un proceso antes de la tobera que aumenta la temperatura aún más y así sucesivamente. 4. Modificaciones comunes del motor de reacción. El motor a reacción ha tenido varias variantes desarrolladas en los últimos años en la industria aeroespacial, los ingenieros están siempre tratando de aumentar la eficiencia de los motores y de reducir las emisiones de gases que estos liberan cuando están en funcionamiento, además de que las variaciones del motor también se han hecho en base a las aplicaciones, o podríamos utilizar un motor a reacción en un helicóptero o en un avión de combate. 4.1.

Turbofan.

Se basa en el principio de que, a la misma potencia, produce más empuje un gran volumen de aire a baja velocidad que un pequeño volumen a gran velocidad. Son los grandes motores que todos conocemos hoy en día por que son los que impulsan a los grandes colosos comerciales como el Airbus A380 o el Boeing 777X, básicamente, se remplaza el difusor del motor a reacción y se coloca un ventilador que se usa para aumentar la presión y dividir el flujo de aire en dos, el primer flujo pasa a través de los componentes en un conducto y es el encargado de producir el empuje, el segundo flujo pasa por los componentes y se encarga de suministrar energía a la turbina para que acciona al ventilador mediante un eje que los conecta. 4.2.

Motor postquemador.

Solo consiste en expandir la tobera para colocar un anillo de fuego que aumenta la temperatura de los gases de escape y, por consiguiente, aumenta la velocidad y el empuje con ella, son motores utilizados por los famosos aviones de combate, el anillo de fuego es el responsable de ver esa estela de fuego cuando vemos en vuelo a un F-14 por ejemplo. 4.3.

Turboeje.

En este motor el principal objetivo es producir la potencia del eje que moverá al rotor para que este gire, esta potencia proviene de igual forma de la turbina, pero esta aprovecha toda la energía cinética de la mezcla quemada para producir la energía mecánica que moverá al eje.

7

5. ¿Cómo aumentar la eficiencia del ciclo de propulsión? Los principales temas de enfoque para ingenieros e investigadores son en la parte de los materiales de los cuales se fabrican las piezas y también en el combustible que se utiliza en la cámara de combustión. 5.1.

Materiales.

Diferentes mejoras en los procesos de fabricación de los materiales, en los recubiertos, propiedades mecánicas, físicas, químicas, microestructura, etcétera, son capaces de aumentar la eficiencia de un motor a reacción. Esto se debe principalmente a que cada una de estas modificaciones a los materiales de los cuales son creados los componentes de un avión están enfocados en aumentar la tolerancia a altas temperaturas, lo que se traduce en aumentar la velocidad de los gases de salida que incrementan la potencia y a su vez la eficiencia. Actualmente las turbinas de baja y alta presión y la sección de cámara de combustión están hechas a partir de superaleaciones base níquel o cobalto, mientras que las secciones del compresor y ventilador están hechas de aleaciones de titanio. 5.2.

Combustibles.

Los combustibles usados en aviación son derivados del petróleo siendo hoy por hoy el queroseno el más usado en aviación civil y militar. El queroseno se obtiene al destilar el petróleo teniendo densidad intermedia entre la gasolina y el diésel. Sin embargo, en la actualidad están surgiendo nuevos combustibles que ofrecen una mejor y controlada quema de este con el aire lo que aumenta la eficiencia de los motores, estos además de ofrecer tales características son de origen renovable por lo que hay que considerarlos en la partida. Dentro de los combustibles de origen renovable es preciso distinguir entre los biocombustibles y el hidrógeno. Los primeros son combustibles líquidos que proceden de materiales biológicos no fosilizados, fundamentalmente plantas. Algunos ejemplos de estos combustibles son la biomasa a liquido (BTL) o el bioqueroseno.

8

6. Ejemplo de un problema del ciclo de propulsión a reacción. El siguiente problema fue tomado del libro de Termodinámica de Yinus A. Cengel.  Un avión con motor de propulsión por reacción vuela con una velocidad de 320 m/s a una altitud de 9,150 m donde las condiciones de ambiente son 32 kPa y –32 °C. La relación de presiones a través del compresor es 12, y la temperatura a la entrada de la turbina es de 1,400 K. El aire entra al compresor a razón de 60 kg/s, y el combustible de motor tiene un poder calorífico de 42,700 kJ/kg. Suponiendo operación ideal para todos los componentes y calores específicos constantes a temperatura ambiente, determine a) la velocidad de los gases de escape, b) la potencia de propulsión que se desarrolla y c) la tasa de consumo de combustible. Considere una eficiencia isoentrópica del compresor del 80% y de turbina del 85%. Proceso 1-2 (Compresión isoentrópica del aire en el difusor). La función del difusor es reducir considerablemente la velocidad, idealmente saldrá con una velocidad insignificante. 𝑉  𝑉  𝑉  𝑉  ℎ + → 𝐶 𝑇 + = 𝐶 𝑇 → 𝑇 = 𝑇 + = ℎ + 2𝐶 2 2 2 𝐾𝐽 𝑚  1 󰇡320 𝑠 󰇢 𝑘𝑔 𝑇 = 241 𝐾 +  = 292 𝐾  𝐾𝐽 𝑚 2 1.005  1000 𝑘𝑔𝐾 𝑠 .



𝑃 𝑇  292 𝐾 . = 62.65 𝑘𝑃𝑎  =  → 𝑃 = 32 𝑘𝑃𝑎  241 𝐾 𝑃 𝑇

Proceso 2-3 (Compresión isoentrópica del aire en el compresor). 𝜂 =

𝑇

𝑇 − 𝑇 ℎ − ℎ 𝐶 (𝑇 − 𝑇 ) → 𝑇 = + 𝑇 = 𝐶 (𝑇 − 𝑇 ) ℎ  − ℎ 𝜂

𝑃 =  𝑃 𝑇

𝑇 =

 

594 𝐾 − 292 𝐾 + 292 𝐾 = 669.5 𝐾 0.80

→ 𝑇 = 𝑇 (𝑟 )

 

= 292 𝐾 (12)

. .

= 594 𝐾

9

𝑃 𝑟 = 𝑃 → 𝑃 = 𝑟 𝑃 = (12)(62.65 𝑘𝑃𝑎 ) = 751.8 𝑘𝑃𝑎  Proceso 3-4 (Adición de calor a presión constante en la cámara de combustión). 𝑄󰇗 = 60

𝑘𝑔 𝑠

𝑄󰇗 = 𝑚󰇗(ℎ − ℎ ) = 𝑚󰇗𝐶 (𝑇 − 𝑇 )

𝐾𝐽  1.005 𝑘𝑔𝐾 (1400 𝐾 − 669.5 𝐾) = 44049.15 𝑘𝑊

44049.15 𝑘𝑊 𝑄󰇗 𝑘𝑔 𝑄󰇗 = 𝑚󰇗 𝐻𝑉 → 𝑚󰇗 =  = 1.031 = 𝐾𝐽 𝐻𝑉 𝑠 42700 𝑘𝑔

Proceso 4-5 (Expansión isoentrópica del aire en la turbina). Idealmente, el trabajo generado por la turbina será igual al trabajo entregado al compresor, además de que la energía cinética de la salida y entrada son despreciables. 𝑤, = 𝑤, → ℎ − ℎ = ℎ − ℎ

𝐶 (𝑇 − 𝑇 ) = 𝐶 (𝑇 − 𝑇 ) → 𝑇 = 𝑇 − 𝑇 + 𝑇 𝜂 =

𝑇 = 1400 𝐾 − 669.5 𝐾 + 292 𝐾 = 1022.5 𝐾

𝑇 − 𝑇 𝐶 (𝑇 − 𝑇 ) ℎ − ℎ → 𝑇 = − + 𝑇 =𝐶 ℎ − ℎ 𝜂  (𝑇 − 𝑇 )

𝑇 = − 

1400 𝐾 − 1022.5 𝐾 + 1400 𝐾 = 956 𝐾 0.85 .

𝑃 𝑇  956 𝐾 . =  → 𝑃 = 751.8 𝑘𝑃𝑎  = 197.8 𝑘𝑃𝑎  𝑃 𝑇 1400 𝐾

Proceso 5-6 (Expansión isoentrópica del aire en la tobera). El ciclo idealizado sugiere que la velocidad interna en los componentes sea despreciable por lo que al salir el aire de la turbina aun tendrá una velocidad igual a 0.  

𝑇 𝑃 =  𝑃 𝑇

. .

32 𝑘𝑃𝑎 → 𝑇 = 1022.5 𝐾   197.8 𝑘𝑃𝑎

= 607.6 𝐾

𝑉  𝑉  𝑉  → 𝐶 𝑇 = 𝐶 → 𝑉 = 2𝐶 (𝑇 − 𝑇 ) = ℎ + ℎ +    𝑇 + 2 2 2 10

𝑉 = 2 1.005

𝐾𝐽

 (1022.5 𝐾 − 607.6 𝐾)  𝑘𝑔𝐾 ¿Potencia de propulsión?

𝑠  𝐾𝐽𝑚 1000 1 𝑘𝑔

 = 913.2

𝑊󰇗 = 𝑚󰇗(𝑉 − 𝑉 )𝑉Ó = 𝑚󰇗(𝑉 − 𝑉 )𝑉

𝑊󰇗 = 60

𝑚 𝑠

𝑘𝑔 𝑚 𝑚 𝑚 󰇡913.2 − 320 󰇢 320 = 11389.5 𝑘𝑊 𝑠 𝑠 𝑠 𝑠

¿Eficiencia de propulsión? 𝜂 =

𝑊󰇗 11389.5 𝑘𝑊 = = 25 % 𝑄󰇗 44049.15 𝑘𝑊

Es decir, que el 25 % de la entrada de energía se usa para impulsar el avión y para superar la fuerza de arrastre ejercida por el aire atmosférico. El 75% de la energía restante se presenta como el incremento de la entalpia de los gases quemados del escape y de exceso de la energía cinética de los gases respecto a un punto.

11

REFERENCIAS  Mattingly, Jack D. (2006). Elements of propulsion: gas turbines and rockets. Virginia, EE.UU. Education Series AIAA.  Çengel, Y. (2015). Termodinámica. Madrid, España. Mc Graw Hill.  Gómez Serrano, Ginna M. (2015). Análisis termodinámico de un motor a reacción. Institución Universitaria Los Libertadores. Recuperado de: https://repository.libertadores.edu.co/bitstream/handle/11371/343/GinnaMa rcelaGomezSerrano.pdf?sequence=2&isAllowed=y.  Mathew S. [Learn engingeering]. (2015,01,11). Jet engine, how it works? Recuperado de: https://www.youtube.com/watch?v=KjiUUJdPGX0.

12...