master de ensayos en vuelo curso...

Máster deEnsayos en Vuelo

(ETSIA-UPM)

ETSIA-UPM29.04.0804/12/2008 1Propulsión

Master de ENSAYOS EN VUELOMaster de ENSAYOS EN VUELO

Curso 2008/2009Curso 2008/2009


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José L. Montañés

1 de Octubre de 2008


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F4 PropulsiF4 PropulsióónnF4.1 IntroducciF4.1 Introduccióón a la Propulsin a la Propulsióónn


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F1.1 Introducción a la Propulsión

ÍNDICE

Definición de Propulsión. Requisitos

Coste Energético de la Propulsión

Necesidades Propulsivas

Aviación Militar

Aviación Civil

Exceso de Potencia


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Definición de Propulsión. Requisitos

Propulsarse es moverse por uno mismo.

Esta tarea requiere el concurso de al menos dos móviles.

El que queremos mover: móvil 1

En el que nos apoyamos: móvil 2

Propulsión apoyada en tierra: transporte terrestre.

Propulsión apoyada en agua: transporte marítimo.

Propulsión apoyada en aire: transporte aéreo.

Propulsión autónoma (no apoyada??): transporte espacial.

Todas las formas de propulsión necesitan un aporte energético.


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Coste Energético

La propulsión requiere al menos dos móviles.

Para obtener los estados de movimiento, citados anteriormente, se requiere

un incremento de energía, al menos, igual a la cinética.

Sea M y V la masa y velocidad del móvil 1

Sea m y v la masa y velocidad del móvil 2

2 2 2min

1 1 1 12 2 2cin

vE E MV mv MVV

⎛ ⎞Δ = = + = +⎜ ⎟⎝ ⎠ Energía de Más

Coste del Sistema Propulsivo

v/V

ΔE

½ MV2

Ecuación más importante desde el punto de vista tecnológico de la propulsión.


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Sir George Cayley (1773 Sir George Cayley (1773 -- 1857)1857)


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Resistencia Resistencia AerodinAerodináámica mica (D)(D)

TracciTraccióón o n o Empuje (T)Empuje (T)

SustentaciSustentacióón (L)n (L)

Peso (W)Peso (W)1T D

T W L DW L= ⎫

⇒ =⎬= ⎭


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Empuje 1SustentacionPeso Resistencia

=

Se ahorra MOTOR (bajo E) si:Se ahorra MOTOR (bajo E) si:

La La ““Eficiencia AerodinEficiencia Aerodináámicamica”” es altaes alta

El El ““PesoPeso”” es pequees pequeññoo

El Empuje lo proporciona el MotorEl Empuje lo proporciona el Motor

La AerodinLa Aerodináámica se encarga de la Sustentacimica se encarga de la Sustentacióón y la Resistencia. En n y la Resistencia. En particular, la eficiencia aerodinparticular, la eficiencia aerodináámica es la Sustentacimica es la Sustentacióón/Resistencian/Resistencia


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LL

DD


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Valores

Actu

ales

Valores

Actu

ales

4,76 C

V/

4,76 C

V/kgkg= 3

57,24

m/s

= 357

,24 m

/s

Motor de los Hermanos Wright para el Motor de los Hermanos Wright para el FlyerFlyer

16 CV con 67,2 16 CV con 67,2 kgkg de peso; o sea, su relacide peso; o sea, su relacióón potencia / peso n potencia / peso era: P/W = 0,24 CV/era: P/W = 0,24 CV/kgkg = 17,86 m/s= 17,86 m/s


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Polar del Avión: CD = K1CL2+ K2CL + CD0 (función de condición de vuelo M0, h)K1 = 0,175 ; K2 = -0,012 ; CD0 = 0,015CL,min ~ 0,3; CL,max ~ 2Valores típicos: CL ~ 0,5 ; CD ~ 0,025 (fundamental L/D ~ 20)

Valores aproximados; (válidos para la realización del ejercicio didáctico)Peso al despegue: 550 tonPeso de Combustible: 200 tonFracción de Combustible Consumido: 0,3 Altura de Crucero: 11000 mVelocidad de Crucero: 0,82 MachTarea: Dimensionar su motor (empuje instalado, T)

VUELO EQUILIBRADO: Actuaciones del Motor. En particular su T/Tsl = α

(función de condición de vuelo M0,h)Selección Aerod. / Estructural: Carga Alar ~ 7 kPa



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Para un caso general, el empuje necesario será

TW

D RW V

ddt

h Vg

sl

to to

=+

+ +FHG

IKJ

LNM

OQP

βα β

12

2

,

donde T = αTsl , W = βWto .

Desde el punto de vista de la propulsión, el nivel de vuelo es2

2eVz h

g= +


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Usando las relaciones aerodinámicas para la sustentación y

resistencia

donde n es el factor de carga, q es la presión dinámica, CL y CD

son los coeficientes de sustentación y de resistencia

respectivamente, y S es la superficie alar.

En términos de la polar parabólica

L nW qC S CnWqS

nq

WS

D qC S

L Lto

D

= = ⇒ = =⎛⎝⎜

⎞⎠⎟

=

,

,

β

C K C K C CD L L D= + +12

2 0 ,


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queda el (Tsl/Wto) necesario

TW

qSW

Knq

WS

Knq

WS

CRqS V

ddt

hV

gsl

to to

to toD=

⎛⎝⎜

⎞⎠⎟ +

⎛⎝⎜

⎞⎠⎟ + +

⎡

⎣⎢⎢

⎤

⎦⎥⎥+ +

⎛⎝⎜

⎞⎠⎟

⎧⎨⎪

⎩⎪

⎫⎬⎪

⎭⎪

βα β

β β1

2

2 0

212

.

Misión de Combate (Interdicción) Misión de Transporte Civil


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lb/ft2 ↔ 47,88 Pa


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F1.2 Motopropulsores

ÍNDICE

Concepto de Motopropulsor: Fuerza de Empuje

Efecto del Peso en la Velocidad de Vuelo

Ciclos Motores

Características del Ciclo Brayton

Necesidades Energéticas: Rendimientos


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Fuerza Propulsiva: Empuje, TracciónLa fuerza que propulsa a un avión se debe al cambio de la cantidad de movimiento que experimenta el aire (móvil 2) al atravesar el motor.

Fuerza = Cambio en la Cantidad de Movimiento

Cuando tratamos con fluidos, lo importante es el flujo de cantidad (GV)demovimiento que atraviesa un volumen de control y la expresión se transforma en

Siendo G el gasto (masa que atraviesa la superficie en la unidad de tiempo

( ) ( )12

12

ttmVmVF

−−

=

( ) ( )2 0F mV mV= −& &

m VAρ=&


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En el caso de que la Pe ≠ P0, existe, además de la fuerza debida al cambio

de la cantidad de movimiento una fuerza debido al desequilibrio de presiones

a las que esta sometido el motor

La fuerza “de empuje, E” se manifiesta de la forma explicada, pero ¿a qué es

debida esta fuerza?.

El empuje es la resultante de las fuerzas de presión y fricción

(principalmente presión) que el fluido en el interior del motor ejerce sobre las

paredes mojadas.

( ) ( ) ( )02 0 e eF mV mV A P P= − + −& &


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Conviene dar algunas aclaraciones sobre el significado de la expresión

utilizada para la fuerza de empuje.

A la fuerza de empuje (que es un efecto interno) se le debe desquitar el

efecto de presión y fricción que el aire exterior hace sobre la carena del

motor; esto es la denominada resistencia exterior, Dext.

Además, al utilizar, para su evaluación el término se está

extendiendo el motor desde su entrada hasta el infinito aguas arriba, donde

se encuentra el aire sin perturbar.

Esto sobre evalúa la fuerza del empuje calculada, ya que añade la fuerza

de presión que se ejerce en la pared interior del tubo de corriente que

proporciona aire al motor; así que hay que contabilizar la fuerza de presión

que el aire ejerce en la parte exterior del tubo de corriente; esta fuerza es la

resistencia adicional, Dadc.

( )0Vm&


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En resumen, la fuerza propulsiva, la que produce el movimiento de la

aeronave, debido al motor es

La resistencia adicional es nula o se opone siempre al empuje.

La resistencia exterior, puede (y debe) favorecer al empuje, para

compensar parte de la resistencia adicional, siempre y cuando el diseño de

la toma (entrada de las góndolas) sea el adecuado.

El efecto más beneficioso es la succión de borde de ataque, que tiene lugar

cuando el aire bordea la parte de entrada de la toma sin desprenderse.

A la fuerza propulsiva anterior se le denomina empuje instalado y suele ser

el 5 % menor del empuje.

adcextpropulsiva DDEF −−=


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0

0,05

0,1

0,15

0,2

0 0,2 0,4 0,6 0,8 1

Mach de Vuelo, M0

Dac

d/(A

eP0)

[ ]2/ 4(2,13) (101,325) (0,784) 0,504 1 1,275 64,628 .adcD kNπ= + − =

DA P

T T M MM

TT

T Tadc

ee e

e ee

00

1 2 0 00

11 1= ⋅ −FHG

IKJ+ −

LNMM

OQPP

− − −( / ) ( / )/( ) /( )γ γ γ γγ


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En el caso de un turbohélice, se tiene

Existe la “Tracción” de la hélice y el “Empuje” del chorro

( ) ( )101 VVmVVmETF ee −+−=+= &&


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Necesidades Energéticas

La energía necesaria para la propulsión se consigue del calor liberado en la combustión de combustibles.

Los sistemas que producen energía mecánica de un combustible se denominan MOTORES.

Los sistemas que generan una fuerza propulsiva de energía mecánica se denominan PROPULSORES.

Los sistemas que generan una fuerza propulsiva de un combustible se denominan Motores de Reacción o MOTOPROPULSORES.


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• Rendimiento Motor:Energía Mecánica Producida / Energía del Combustible

• Rendimiento Propulsivo (de la Propulsión):Energía Útil para Propulsión / Energía Mecánica

• Rendimiento Motopropulsivo (o Global):Energía Útil para Propulsión / Energía del Combustible

Rendimientos


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TEMPERATURA

ENTROPIA

4

32

1

PRESIÓN

VOLUMEN

4

32

1

CICLO DE CARNOTCiclo Ideal con elMayor Rendimiento Posible

Rendimiento (Energía Mecánica Producida/Calor Suministrado) = 1 - T1/T3

Valor Típico ~ 0,8

Ciclos Motores


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TEMPERATURA

ENTROPIA

4

3

2

1

PRESIÓN

VOLUMEN

4

3

2

1

CICLO DE VOLUMEN CONSTANTECiclo Ideal de los Motores Alternativos

Rendimiento (Energía Mecánica Producida/Calor Suministrado) = 1 - (P1/P2)^((γ-1)/γ)

Valor Típico ~ 0,54


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Transporte Gran Autonomía

Avión + Equipo40%

Combustible35%

Motores10%

Carga de Pago15%

Transporte Baja Autonomía

Avión + Equipo45%

Combustible20%

Motores10%

Carga de Pago25%

Efecto del Peso del Motor en la Velocidad de Vuelo


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Cazas

Avión + Equipo45%

Combustible25%

Motores20%

Carga de Pago10%

Transporte Supersónico

Avión + Equipo30%

Combustible47%

Motores15%

Carga de Pago8%


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0 0 01

Velocidad de VueloSustentacion Resistencia

TV V VT PotW L D W L D W L D

PotenciaPeso

= → = → =

→ =

0 0

Sustentacion Peso Motor PotenciaVelocidad de VueloResistencia Peso Peso Motor

motor

motor motor motor

W V VPot Pot Pot WW W W L D W W L D

= = → = →

= × ×


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Vuelo SubsVuelo Subsóónico: M0 < 1nico: M0 < 1

0

202

0,1

motor

motor motor motor

LWL Pot PotD V

W D W W WW

⎫≈ ⎪⎪⇒ = ≈⎬⎪≈⎪⎭

Vuelo SupersVuelo Supersóónico: M0 > 1nico: M0 > 1

0

40,8

0, 2

motor

motor motor motor

LWL Pot PotD V

W D W W WW

⎫≈ ⎪⎪⇒ = ≈⎬⎪≈⎪⎭


Avión + Equipo40%

Combustible35%

Motores10%

Carga de Pago15%

Cazas

Avión + Equipo45%

Combustible25%

Motores20%

Carga de Pago10%


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Velocidad Vuelo Máxima(Tropopausa, 11km)

0

50

100

150

200

250

300

350

400

450

0 1 2 3 4 5 6 7

Potencia / Peso (CV/kg)

V0

(m/s

) Vuelo Subsónico

Vuelo Supersónico

Wright

Fórmula 1(2000)


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TEMPERATURA

ENTROPIA

4

3

2

1

PRESIÓN

VOLUMEN

4

32

1

CICLO DE PRESIÓN CONSTANTECiclo Ideal de las Turbinas de Gas

Rendimiento (Energía Mecánica Producida/Calor Suministrado) = 1 - (P1/P2)^((γ-1)/γ)

Valor Típico ~ 0,67

Ciclo Brayton


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Consumo de Combustible

V0 = Velocidad de Vuelo

G, VSG, V0 c

TURBORREACTOR DE FLUJO ÚNICO


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• a) CARACTERÍSTICAS

– Rendimiento de ciclo bajo– Muy sensible a irreversibilidades– Temperatura máxima de funcionamiento baja– Muy compacto– Potencial de crecimiento grande– Componentes simples– Carece de componentes alternativos con rozamiento– Fiabilidad grande

MOTORES BASADOS EN TURBINAS DE GAS (CICLO BRAYTON)


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Tipo de Motor Máxima Presión

(bar)

Máxima Temperatura (K)

Dimensiones Rendimiento Térmico

Diseño

Turbina de Vapor 160 900 Grande 40 % Complejo

Turbina de Gas 30 1600 Pequeña 35 % Simple

Motor Alternativo 100 3000 Medio 40 % Complejo

b) ACTUACIONES COMPARATIVAS


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• c) CLASES

• Turbinas de gas para aviación– Emplea la energía cinética de los gases de salida– Construcción ligera– Tiempos entre revisiones corto (T.B.O. = 10000 horas)– Usa un ciclo abierto

• Turbinas de gas de uso industrial– Minimización de la energía cinética a la salida– Tiempo entre revisiones grande (T.B.O. = 100000 horas)– Ciclos complejos para aumentar el rendimiento– Pueden usar ciclos cerrados


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Pesos de Plantas de Potencia

Motor Alternativo F1: 21 kg/100 CV

Turbina de Gas (1000 – 2000 CV): 10 kg/100 CV

Turbina de Gas (4000 – 6000 CV): 7,5 kg/100 CV

Aerorreactor: 3,5 kg/100 CV

Aerorreactor con Postcombustión: 1,5 kg/100 CV


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En un aerorreactor, se consume una cantidad de combustible en la unidad de tiempo, c.

Entra una cantidad de aire en la unidad de tiempo, G, con una velocidad V0.

Salen una cantidad de productos de combustión, G + c, con una velocidad de salida Vs.

Empuje = (G + c) Vs - GVo

Potencia calorífica del combustible = cL

Potencia mecánica = [(G + c)Vs2 – GV0

2]/2

Potencia útil del empuje = EV0= [(G + c)Vs - GV0]V0

Consume: combustible, caire, G

Produce: empuje, E

Parámetros intensivos de interes:Impulso específico: E/GConsumo específico: c/E


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0

0.5

1

1.5

2

2.5

3

3.5

1 11 21 31 41 51

Relación de Compresión Total

wnq

COMPORTAMIENTO MOTOR


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eta

00.05

0.10.15

0.20.25

0.30.35

0.4

0 10 20 30 40 50

Relación de Compresión Total

COMPORTAMIENTO MOTOR


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F1.3 Aerorreactores

ÍNDICE

Relaciones entre los Rendimientos. Consumo Específico

Configuraciones de los Aerorreactores

Mejoras del Rendimiento Propulsivo: Turbofanes

Efecto de la Velocidad de Vuelo


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Se puede demostrar que dos motores con el mismo rendimiento térmico pueden presentar diferentes habilidades para propulsar un avión, y por consiguiente se necesita un nuevo rendimiento: el de propulsión. Se va a ilustrar las relaciones entre estos rendimientos y el consumo específico de combustible en un turborreactor de flujo único.

Considérense las velocidades relativas a un turborreactor dadas en la Fig. El consumo de combustible es c, así pues la potencia calorífica añadida al aire es cL, donde L es el poder calorífico del combustible. La potencia mecánica añadida al gasto de aire, G, se invierte en aumentar su velocidad, desde la velocidad de vuelo, V0, hasta la velocidad de salida, Vs. Por consiguiente, la potencia mecánica que se está suministrando al aire es:

2 20

1 12 2sGV GV−

Relaciones entre Rendimiento Térmico, ηM, Rendimiento de Propulsión, ηP, y Consumo Específico, CE


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En estos términos el ηM, se expresa como

Ahora habría que considerar cuanta de la energía cinética aportadaaparece en forma de potencia útil para propulsar el avión.El empuje neto es el Δ de la cantidad de movimiento; esto es,

La potencia útil para volar, Wu, es el E por la V0

El rendimiento de la propulsión , ηP, es la relación entre la Wudesarrollada en la propulsión y la potencia mecánica neta obtenida del sistema

2 20

1 1Potencia Mecanica Neta (obtenida) 2 2

Potencia Calorifica del Combustible (suministrada)

s

M

GV GV

cLη

−= =

( )0n sE G V V= −

( )0 0u sW G V V V= −

( )( )

0 0

2 2 0 00

Potencia Util Para Volar 2 21 1Potencia Mecanica Neta (obtenida) 1 22 2

sP

s ns

G V V VV V E GVGV GV

η−

= = = =+ +−


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Una característica importante de los motores es su CE definido como

Normalmente, esta característica se da en kilogramos de combustible gastado por hora y por kiloNewton de empuje (kg/hkN).Combinando las expresiones del ηM, ηP y CE se llega a:

Se define el rendimiento global o motopropulsivo, ηMP, como la relación entre la potencia útil para volar y la potencia calorífica del combustible.

Consumo de CombustibleConsumo Especifico = Empuje

0E

M P

VCLη η

=

0MP M P

E

VC L

η η η= =


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Por consiguiente, el CE es una medida del rendimiento global del motor a una V0 dada. Sin embargo, la poderosa influencia de las altas velocidades de vuelo en la mejora del rendimiento global no se debe pasar por alto.

Veamos el efecto de la V0 en los rendimientos. De la expresión del ηPse observa el rápido crecimiento de éste, desde cero, con la V0 para una velocidad de salida dada.

El ηM se puede considerar constante para temperatura a la entrada de la turbina a la y a la salida del compresor fijas; de esta forma la variación del ηMP es la misma que la del ηP (Ver Fig. en donde se ha supuesto que el rendimiento motor es el 47%). Pero, al mismo tiempo que el ηMP está creciendo, el CE está aumentando (deteriorándose) con la V0 . Para comparar motores el CE es un criterio muy útil, pero es evidente que todas las comparaciones se deben hacer a la misma V0 y ésta debe ser cercana a la velocidad de crucero del avión considerado.


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Variación del rendimieto y Consumo Específico con la Velocidad de Vuelo:Típico Turborreactor de Flujo Único (Vs = 954 m/s)

0

0.1

0.2

0.3

0.4

0.5

0.6

0 50 100 150 200 250 300 350

Velocidad de Vuelo, m/s

0

0.2

0.4

0.6

0.8

1

1.2

kgc /k

g/h

eta_p eta_m CE


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PRINCIPIOS BÁSICOS DEL TURBOFÁN

‘a’

‘a’



G, VSG, V0 c

TURBINAdel FAN

FAN

G, VSP


G, V0 c

ΛG, VSSΛG, V0

Núcleo Básico(Turborreactor de Flujo Único)

Núcleo Básico + Fan Trasero


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Consumo Específico:Efecto de la Relación de Derivación y de la Relación de Compresión del Fan

0,50

0,55

0,60

0,65

0,70

0,75

0,80

0,85

0,90

1 1,5 2 2,5 3 3,5 4 4,5

Relación de Compresión del Fan

kgc /k

g/h

10

2

46

815

Λ


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La necesidad de obtener mejores comportamientos a bajas velocidades (subsónicas) trajo la utilización de los aerorreactores: turbohélices y turbofanes. Estos sustituyeron a los turborreactores para bajas velocidades de vuelo, pero el rango de utilización, sobretodo el de los turbofanes, aumenta de día en día.

M0 < 0,5 ⇒ Vs - V0 grande ⇒ ηM buenoηP muy malo

se busca un buen propulsor -----> hélice -----> turbohélice

RANGO DE UTILIZACIÓN DE LOS AERORREACTORES


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0,5 < M0 < 0,9 ⇒ Vs - V0 grande ⇒ ηM buenoηP sigue siendo malo

hélice convencional no funciona, nueva hélice -----> propfanobtener 2º chorro propulsivo de baja velocidad ---> turbofanparámetros de diseño nuevos ---> relación de derivación, Λ,

relación de compresión del fan, πf,Λ grandes, pues hay mucha potencia disponible en el primarioπf pequeño

1,5 < M0 < 2,5 ⇒Vs-V0 no tan grande ⇒ ηM buenoηP no tan malo

Λ pequeños, no hay mucha potencia disponible en el primarioπf grandespara incrementar el empuje se utiliza el postcombustor


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2,5 < M0 < 3,5 ⇒Vs-V0 pequeño ⇒ ηM buenoηP bueno

TR de flujo único, ciclos con: Relación de compresión bajasTemperatura fin de combustión alta

para incrementar el empuje se utiliza el postcombustor

3,5 < M0 < -,- ⇒Vs-V0 pequeño ⇒ ηM buenoηP bueno

ciclos con: Relación de compresión cero -----> estatorreactoresTemperatura fin de combustión muy alta

estatorreactores de combustión subsónica (ramjet)de combustión supersónica (scramjet)


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F1.4 Actuaciones

ÍNDICE

Introducción

Efecto de las Condiciones Ambientes

Líneas de Funcionamiento

Curvas Características. Análisis Dimensional

Motores de Empuje Constante. EPR

Corrección de Datos a Atmósfera Estándar


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Introducción

Se conoce como “Actuaciones de Aerorreactores”, al conocimiento de las características de los mismos como función de las condiciones de vuelo (altitud, a, y velocidad, V0) y de su mecanismo de regulación.

Para conseguir el empuje adecuado a cada segmento de la misión, los aerorreactores llevan un mecanismo de regulación que permite su “estrangulación” con el fin de producir menor empuje que el máximo permisible.

La regulación se hace variando la cantidad de combustible inyectada en la cámara de combustión o en el postcombustor, si ello es el caso.

A cada nivel de empuje programado para llevar a cabo una condición de vuelo dada se lo denomina régimen.


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La definición y control del régimen se realiza mediante el control de alguna de las variables del funcionamiento del aerorreactor, típicamente se usan como variables de control algunas de las siguientes: revoluciones de los ejes, temperatura fin de combustión, temperatura entre turbinas o en la salida de las mismas, relación entre las presiones de remanso en la salida y en la entrada, etc.

Las características de los aerorreactores cuyo conocimiento interesa son: el empuje, E, el consumo de combustible, c, y el gasto de aire que lo atraviesa, G.

Junto a estas variables extensivas son importantes también el conocimiento de las variables intensivas asociadas como el consumo específico, CE, y el impulso específico, Isp.


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( ) ( )( ) ( )( ) ( )( ) ( )( ) ( )

( )( )( )

0 0 0 0

0 0 0 0

0 0 0 0

0 0 0 0

0 0 0 0

4

5 2

, , , , ,

, , , , ,

, , , , ,

, , , , ,

, , , , ,E E E E

sp sp sp sp

t

t t

E E a V regimen E T P V regimen

c c a V regimen c T P V regimen

G G a V regimen G T P V regimen

C C a V regimen C C T P V regimen

I I a V regimen I I T P V regimen

f N

regimen f T

f P P

= =

= =

= =

= =

= =

= segun el sistema de control

⎧ ⎫⎪ ⎪

⇒⎨ ⎬⎪ ⎪⎩ ⎭


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Las relaciones que definen las actuaciones del aerorreactor se daban antiguamente en forma de tablas o gráficas que el piloto usaba para poner el régimen deseado en función de la altura y velocidad de vuelo.

En los sistemas actuales, el fabricante del motor proporciona unprograma que permite al ordenador de a bordo obtener esa información de forma computerizada .

Para cada altitud, a, de forma estandarizada, se corresponden dos parámetros ambientales la temperatura y presión ambientes, a esa correspondencia se la denomina atmósfera estándar.

La presión siempre define la altitud de vuelo, pero a veces interesa conocer el comportamiento del aerorreactor para otras temperaturas distintas a las de la atmósfera estándar, definidas por distintas desviaciones de la temperatura ambiente, ΔTamb. Por tanto, las actuaciones, definidas anteriormente, en forma general, también, dependerán de dicha desviación.


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Los fenómenos físicos que suceden en los compresores, cámaras de combustión y turbinas de los turborreactores son tan complejos que su resolución analítica o numérica es impensable.

En este caso, el recurso del método experimental, guiado por el Análisis Dimensional ha resultado imprescindible para el cálculo y las actuaciones de los turborreactores. También estos métodos experimentales han surgido a la luz del desarrollo y del avance tecnológico de estos sistemas de propulsión.

Pero las variables que inciden en el funcionamiento son tan numerosas que sin un estudio sistemático y sin métodos que ayudasen a una reducción de los ensayos necesarios el coste hubiera sido inabordable.

De estos métodos el más destacable ha sido el Análisis Dimensional.


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Este Análisis se basa en el principio de que las relaciones funcionales entre las variables que intervienen en un fenómeno físico dado son independientes del sistema de unidades elegido.

El principio permite expresar toda la información contenida en las relaciones entre las variables físicas de un problema en términos de un número menor de variables adimensionales. Obtenidas mediante el método del Análisis Dimensional

En Aerorreactores, las únicas variables adimensionales que aparecen son:

En Mach de Vuelo, M0

El Régimen Adimensional [T4t/T0 ó ND/(RT0)^0,5 u otra]


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012

0 0

022

0 0 0

0 032

0 0

04

0 0

05

0 0

, regimen adimensional




, regimen a

E

sp

E VP D RT

cL VP D RT RT

G RT VP D RT

C L VRT RT

I VRT RT

ϕ

ϕ

ϕ

ϕ

ϕ

⎛ ⎞= ⎜ ⎟⎜ ⎟

⎝ ⎠⎛ ⎞

= ⎜ ⎟⎜ ⎟⎝ ⎠

⎛ ⎞= ⎜ ⎟⎜ ⎟

⎝ ⎠⎛ ⎞

= ⎜ ⎟⎜ ⎟⎝ ⎠

= dimensional⎛ ⎞⎜ ⎟⎜ ⎟⎝ ⎠

Curvas Características


(ETSIA-UPM)


0

4

0

5

2

regimen adimensional segun el sistema de controlt

t

t

NDfRT

TfT

PfP

⎧ ⎫⎛ ⎞⎪ ⎪⎜ ⎟⎜ ⎟⎪ ⎪⎝ ⎠⎪ ⎪

⎛ ⎞⎪ ⎪= ⇒⎨ ⎬⎜ ⎟⎝ ⎠⎪ ⎪

⎪ ⎪⎛ ⎞⎪ ⎪⎜ ⎟⎪ ⎪⎝ ⎠⎩ ⎭


(ETSIA-UPM)


Línea de Funcionamiento

( )

( )

( )

( )

( )

120

220 0

032

0

40

50

regimen adimensional





E

sp

EP D

cLP D RT

G RTP D

C LRTIRT

φ

φ

φ

φ

φ

=

=

=

=

=


(ETSIA-UPM)


Análisis Dimensional


(ETSIA-UPM)



(ETSIA-UPM)


( )

( )0

, ,

, ,

nj

M

c j

Wf

f M

ηη

π η

⎧ ⎫Π Τ⎬⎪

⎭⎨⎪ Π =⎩

DiseñoSe fija: T0, M0, πc, T4t y ηj

Fuera de DiseñoSe fija T0, M0 y control (T4t, T4t/T2t, N...)

1 0 0

2 0 0

( , ,control)( , ,control)

c

j

f T Mf T M

πη

==

Al cálculo de las funciones anteriores y sus efectos se llama ACTUCIONES

Ecuaciones del ciclo

4

;j

t c

Ctes

T Cte Cte

η

τ

≈

= ⇒ ≈

Hipótesis de Funcionamiento


(ETSIA-UPM)


Actuaciones: Efecto de la AltitudT4t = 1650, V0 = 250 m/s, πc = 10 - 20 - 40

0

10

20

30

40

50

60

0 2000 4000 6000 8000 10000 12000 14000 16000 18000 20000

Altitud (m)

Rel

ació

n de

Com

pres

ión,

πc

Pc_10 Pc_20 Pc_40


(ETSIA-UPM)



(ETSIA-UPM)


Correlaciones


(ETSIA-UPM)


Corrección de Datos

00 4 2

0 0 3 3 0 0 0

; ; ; ; , ( )q sp q Et t

s t t

cL I C LG T E Nf M T TP P A P T T T T

η η ⎛ ⎞= ⎜ ⎟⎜ ⎟

⎝ ⎠

Las curvas características

no dependen del día en que se han obtenido,

pero los variables físicas: G, E, c, Isp y CE sí.

Así pues, en un banco de ensayos, para que los valores de las variables físicas tengan sentido hay que informar en que día se han medido. Hay que dar la P0 y T0 .

Sería interesante que de los bancos de ensayo se pudiera obtener información sobre las variable físicas de los aerorreactores que no dependiesen del día en que se ha realizado el ensayo.

Esto sería fácil si con los valores medidos se fuera capaz de obtener los valores que se tendrían en un día dado, conocido por todos. Esto es lo que se hace. El día elegido es el día tipo o estándar y se corresponde con el día que se obtiene de la atmósfera internacional ISA a altitud cero:

0 0101,325 kPa; 288,15 KP T= =


(ETSIA-UPM)


00 4 2

0 0 3 3 0 0 0

; ; ; ; , ( )q sp q Et t

s t t

cL I C LG T E Nf M T TP P A P T T T T

η η ⎛ ⎞= ⎜ ⎟⎜ ⎟

⎝ ⎠

En un ensayo realizado un día cualquiera con T0, P0, para un régimen dado N, se han obtenido los siguientes valores de las curvas características del sistema

G, E, c, Isp y CE

Se sabe que los parámetros casi-adimensionales

no dependen de las condiciones ambientales; por tanto, si en se tuviera un día tipo (T0

*, P0*) y se eligiese un régimen, N* tal que

**0*

*0 00

TN N NN NT TT δ

= ⇒ = =

se cumpliría* **

0 0* ** * * * *

0 0 0 00 0 0 0 0 0 0 0 0 0

; ; ; ; ; ; ; ;q sp q E q sp q EcL I C cL I CG T G TE N N Ef fP P P PP T T T T T P T T T

η η η η⎛ ⎞⎛ ⎞⎜ ⎟≡ = =⎜ ⎟⎜ ⎟ ⎜ ⎟⎝ ⎠ ⎝ ⎠

donde * son los valores que se hubieran obtenido en un ensayo realizado en un día tipo


(ETSIA-UPM)


* * *0 0 0* 0

* *0 0 00

*** 0

*0 0 0

* **0* 0

* *00 0 00 0

* *0*

*0 00

**0*

*0 00

q q

sp sp spsp sp

E E EE E

G T G T T P GG GP P PT

PE E EE EP P P

c L cL TP cc cPP T TP T

I I ITI I

T TT

TC C CC CT TT

θδ

δ

η ηδ θ

θ

θ

= ⇒ = =

= ⇒ = =

= ⇒ = =

= ⇒ = =

= ⇒ = =

donde δ y θ son la relaciones universalmente usadas en la atmósfera estándar

Los valores referidos (o corregidos) al día tipo son

0 0* *

0 0

; P TP T

δ θ= =


(ETSIA-UPM)


Correlaciones de las Actuaciones de Aerorreactores


(ETSIA-UPM)



(ETSIA-UPM)


Valores Límites

0,3

0,4

0,5

0,6

0,7

0,8

0,9

1

0,8 1 1,2 1,4 1,6 1,8 2

Theta0

Pi_c/Pi_c;max T4t/T4t;max

Bajo M0Alta a Alto M0; Baja a

SLS1,3/10 1,8/11


(ETSIA-UPM)


Influencia de la T0 en el Empuje de Despegue

Del estudio analítico y de los ensayos de los aerorreactores, se obtiene que el empuje corregido se comporta como una función potencial de las vueltas corregidas

E N E Nnn

* *= ⇒ ∝FHG IKJc h δ θ

Para ver el efecto de la T0, se calcula el cociente incremental de la función anterior

( ) ( )1

n NEE N Nn n

E N

θδδ δθ θ θ

− ΔΔ⎛ ⎞ ⎛ ⎞⎛ ⎞Δ ∝ Δ ⇒ =⎜ ⎟ ⎜ ⎟ ⎜ ⎟⎝ ⎠ ⎝ ⎠ ⎝ ⎠

Para P0 = cte ⇒ Δδ = 0 ⇒

12

N NE n NE

θθθ θ

θ

Δ Δ−Δ

=

Para N = cte ⇒ ΔN = 0 ⇒Δ Δ ΔEE

n n TT

= − = −2 2

0

0

θθ


(ETSIA-UPM)


Motores de Empuje Constante. Civiles

El concepto es controlar el motor de forma que se obtenga, en despegue, siempre que sea posible (hasta la temperatura ambienteque haya sido seleccionada en diseño), un empuje constante (garantizado) independientemente de la temperatura.El empuje constante (garantizado) es el empuje que tiene el motor a vueltas máximas y a la temperatura ambiente: Tdiseño. Para temperaturas ambiente por debajo de la de diseño, el empuje garantizado se obtiene con vueltas mas bajas que las máximas.Para temperatura ambiente igual a la de diseño, el empuje garantizado se obtiene con las vueltas máximas.Para temperaturas más altas que las de diseño, no es posible obtener el empuje garantizado y el motor dará el empuje correspondiente a vueltas máximas.Con este concepto de control, se consigue que, siempre que la temperatura este por debajo de la de diseño, el motor trabaje en condiciones por debajo de las de máximo funcionamiento con el consiguiente ahorro en la vida del motor.


(ETSIA-UPM)


Nmax

E

TambTdiseño

E0

N


(ETSIA-UPM)



(ETSIA-UPM)


• Notas:• (a) TET alta para campos de

gran altitud• (b) Máximos parámetros

adimen-sionales• (c) Bajada reducir el tiempo

con valores límite• (d) Exigencias específicas• (e) Requisito de libre de suelo• (f) Requisito de ascensión a

gran altitud• (g) Máximo crucero

típicamente 93% de máx. subida


(ETSIA-UPM)


En este caso, lo importante no es garantizar el empuje en condiciones de despegue independientemente de la temperatura ambiente, sino garantizar un empuje máximo durante toda la vida de funcionamiento del motor. Para ello se define el empuje garantizado, que es el que se obtendría al final de la vida del mismo.El empuje máximo garantizado en este caso es E0 que es el máximo que se obtendría al final de la vida. Por lo tanto el motor antes de llegar al final de la vida funcionará con una temperatura, T4t, más baja de la máxima cuando se le requiera el empuje máximo garantizado y al final de la vida, para tener el empuje máximo garantizado, el motor funcionará con la máxima temperatura de funcionamiento T4t. Este concepto permite saber cuando un motor ha acabado su vida: cuando para obtener el empuje máximo garantizado sea necesario poner la temperatura máxima de funcionamiento.Para ambos conceptos es imprescindible un medidor del EMPUJE.

EPR

Motores de Empuje Constante. Militares


(ETSIA-UPM)


Nmax , T4tmaxE

t

E0

Emax

T4tmaxT4t

t

ΔTtolerancia T4t para E0


(ETSIA-UPM)


EPR

Se define EPR como la relación entre las presiones de remanso en la salida y entrada del motor

Sirve como un medidor de empuje con A8 fija.

Empuje Bruto:

Tobera Bloqueada:

tt PPEPR 25 /=

( )0PPAVGE SSSSb −+=

t

teS RT

APG5

85Γ=

( )085

85 PPARTMRT

APE SsSet

tebh −+Γ= γ

⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛−+Γ= 1/

0

5

580

55

08 PP

PP

AA

PPMTT

PAE t

t

SStStSee

b γ


(ETSIA-UPM)


Para tobera convergente

80

2

8

80

52

81

08

AAEPR

PP

AAF

AA

PPf

AAf

PAE

StSe

StSee

b

−⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛=

=−⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛+Γ=

γ

γ

⎪⎪⎪

⎩

⎪⎪⎪

⎨

⎧

⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛+

=

⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛+

=

⇒=−1

2

2/1

1

8

12

12

1e

e

e

eS

f

f

AA

γγ

γ

γ

( )

( ) 1

11

21

0

2

0

21

08

−=

=−⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛+

+=−

EPRPPf

EPRPP

PAE

te

t

ee

b e

e

γ

γγ

γγ


(ETSIA-UPM)


El EPR también vale para medir el empuje en vueloE

A PE

A PRAMA P

F AA

PP

EPR AA

M TT

PP

EPRC

C g fEPR

b

eS t S

et

t pc c

pe

p cc

8 0 8 0 8 0

8

2

0 8

00

2

2

01

11 1

1

1

= − =

=FHG

IKJ − −

= −−

− + FHG

IKJ −

−

γ

γη α

α

α π

γγ

Γb g

b gb g

( )

( )( ) ( )

8 0 8 0 8 0

2

0

0 20 1

2 0

1

1 1 1 1

1

b

te

pc cte

t pe

p cc

EE RAMA P A P A P

Pf EPRP

CT PM EPRT P C g f

EPRγγ

γ

η αγ

α

α π

−

= −

= − −

−−Γ

− +⎛ ⎞

−⎜ ⎟⎜ ⎟⎝ ⎠


(ETSIA-UPM)


Y para medir el empuje en turbofanes

( ) ( )

( )

5 11

0

5

2

1

21 11

2 1 11

t t

t

A P A PP

IEP

EA A P

R

γγ

π σ

γ

π σ

γ

γγ

γγ

−

−

⎛ ⎞= + −⎜ ⎟+ +⎝ ⎠

⎛ ⎞= + −⎜ ⎟+⎝ ⎠

+


(ETSIA-UPM)



(ETSIA-UPM)


Los materiales utilizados en el avión tienen una influencia significativa en la envuelta de vuelo operativa. En la actualidad, aviones con fuselaje, alas, etc. de compositeestán restringidos a Mach de vuelos máximos de 2,0, mientras aviones de aluminio pueden volar hasta Mach 2,2. Aviones de titanio, en cambio, pueden volar por encima de Mach 2,5.

El operar con deceleraciones de entrada altas produce aumentos en temperaturas y presiones, y las consiguientes implicaciones en los comportamientos mecánicos de la célula, en las condiciones a la salida del compresor y la presión en la cámara de combustión hacen que se limite la envuelta de vuelo, a bajas altitudes, a unos 700 a 800 nudos EAS.

Las aplicaciones enfocadas a operaciones embarcadas o en un teatro de baja altitud tienden a derivar las actuaciones hacia nivel del mar mediante el no incremento de TET con la altura y así pues se acepta la penalización de actuaciones en alta altitud.

Aviones entrenadores básicos se tratan como aviones civiles, respecto a los regímenes y envuelta de vuelo.

ENVUELTA DE VUELO (‘Flight Envelope’)


(ETSIA-UPM)


0

2.5

5

7.5

10

12.5

15

17.5

20*10 3

Alti

tude

[m]

0 .5 1 1.5 2

Mach Number

T3P3T41NL/sqrt(T)


(ETSIA-UPM)


0

2.5

5

7.5

10

12.5

15

17.5

20*10 3

Alti

tude

[m]

0 .5 1 1.5 2

Mach Number

P3T41NL/sqrt(T)


(ETSIA-UPM)


Turbohélices

En el caso de Turbohélices, se tienen las siguientes definiciones:

Potencia Util:

Potencia de la hélice:

Potencia Equivalente:

Consumo específico:

0 0uW TV EV= +

0h

h

TVWη

=

0ueq h

h h

W EVW Wη η

= = +

Eeq

cCW

=


(ETSIA-UPM)



(ETSIA-UPM)


1

2

3

4

5

6

7

8

9

P3q

25

HP

C P

ress

ure

Rat

io

2.5 5 7.5 10 12.5 15 17.5 20 22.5

Mass Flow W25RSTD [kg/s]

Línea de Funcionamiento HPCHPC

0.5 0.6

0.7

0.75

0 .8

0.85

0.9

0.95

1

1.05

0.86

0.85

0.84

0.82

0.80

0.75

0.70

0.8/12SLS0.5/SL0.5/50.8/50.9/50.5/100.8/100.9/100.5/120.8/120.9/12


(ETSIA-UPM)


0

1

2

3

4

5

6

P24

q21

IPC

Pre

ssur

e R

atio

10 20 30 40 50 60 70

Mass Flow W21RStd [kg/s]

Línea de Funcionamiento LPCBooster

0.359

0.528

0.661

0.791

0.8

8 0.9

52

1

1.0

28 1.1

44

0.93

0.92 0.91

0.90

0.88

0.85 0.80

0.70 0.60

0.50 0.40

0.8/12SLS0.5/SL0.5/50.8/50.9/50.5/100.8/100.9/100.5/120.8/120.9/12


(ETSIA-UPM)


.8

1

1.2

1.4

1.6

1.8

2

P13

q2

LPC

Out

er P

ress

ure

Rat

io

0 100 200 300 400 500 600 700 800

Mass Flow W2RStd [kg/s]

Línea de Funcionamiento LPCLPC

0.3

0.4

0.5

0.6

0.7

0.8

0.9

0

.95

1 1.1

0.92

0.91

0.90 0.88

0.86 0.80

0.70 0.60 0.50 0.40

0.8/12SLS0.5/SL0.5/50.8/50.9/50.5/100.8/100.9/100.5/120.8/120.9/12


(ETSIA-UPM)


Típico Ensayo Tipo

Despegue

Máx. Continuo

Despegue

Ralentí Ralentí

0

10

20

30

40

0 50 100 150 200 250 300 350 400

Tiempo (min)

Rég

imen

Despegue (10)Max. Continuo (15)


(ETSIA-UPM)


Sir George Cayley (1773 Sir George Cayley (1773 -- 1857)1857)


(ETSIA-UPM)



(ETSIA-UPM)




G, VSG, V0 c

TURBORREACTOR DE FLUJO ÚNICO


(ETSIA-UPM)


• a) CARACTERÍSTICAS

– Rendimiento de ciclo bajo– Muy sensible a irreversibilidades– Temperatura máxima de funcionamiento baja– Muy compacto– Potencial de crecimiento grande– Componentes simples– Carece de componentes alternativos con rozamiento– Fiabilidad grande

MOTORES BASADOS EN TURBINAS DE GAS (CICLO BRAYTON)


(ETSIA-UPM)


Tipo de Motor Máxima Presión

(bar)

Máxima Temperatura (K)

Dimensiones Rendimiento Térmico

Diseño

Turbina de Vapor 160 900 Grande 40 % Complejo

Turbina de Gas 30 1600 Pequeña 35 % Simple

Motor Alternativo 100 3000 Medio 40 % Complejo

b) ACTUACIONES COMPARATIVAS


(ETSIA-UPM)


• c) CLASES

• Turbinas de gas para aviación– Emplea la energía cinética de los gases de salida– Construcción ligera– Tiempos entre revisiones corto (T.B.O. = 10000 horas)– Usa un ciclo abierto

• Turbinas de gas de uso industrial– Minimización de la energía cinética a la salida– Tiempo entre revisiones grande (T.B.O. = 100000 horas)– Ciclos complejos para aumentar el rendimiento– Pueden usar ciclos cerrados


(ETSIA-UPM)


• La energía se consigue del calor liberado en la combustión de combustibles.• Los sistemas que producen energía mecánica de un combustible se denominan

MOTORES.• Los sistemas que generan una fuerza propulsiva de energía mecánica se

denominan PROPULSORES.• Los sistemas que generan una fuerza propulsiva de un combustible se

denominan Motores de Reacción o MOTOPROPULSORES.

TRANSFORMACIÓN DE LA ENERGÍA


(ETSIA-UPM)


DEFINICIONES DE RENDIMIENTOS

• Rendimiento Motor:Energía Mecánica Producida / Energía del Combustible

• Rendimiento Propulsivo (de la Propulsión):Energía Útil para Propulsión / Energía Mecánica

• Rendimiento Motopropulsivo (o Global):Energía Útil para Propulsión / Energía del Combustible

2 2(½ ½ ) /MV mv cL+& &

2 20 /(½ ½ )EV MV mv+& &

0 /EV cL


(ETSIA-UPM)


En un aerorreactor, se consume una cantidad de combustible en la unidad de tiempo, c.

Entra una cantidad de aire en la unidad de tiempo, G, con una velocidad V0.

Salen una cantidad de productos de combustión, G + c, con una velocidad de salida Vs.

Empuje = (G + c) Vs - GVo

Potencia calorífica del combustible = cL

Potencia mecánica = [(G + c)Vs2 – GV0

2]/2

Potencia útil del empuje = EV0= [(G + c)Vs - GV0]V0

Consume: combustible, caire, G

Produce: empuje, E

Parámetros intensivos de interes:Impulso específico: E/GConsumo específico: c/E


(ETSIA-UPM)


Se puede demostrar que dos motores con el mismo rendimiento térmico puede presentar diferentes habilidades para propulsar un avión, y por consiguiente se necesita un nuevo rendimiento el de propulsión. Se va a ilustrar las relaciones entre estos rendimientos y el consumo específico de combustible en un turborreactor de flujo único;

Considérense las velocidades relativas a un turborreactor dadas en la Fig. El consumo de combustible es c, así pues la potencia calorífica añadida al aire es cL, donde L es el poder calorífico del combustible. La potencia mecánica añadida al gasto de aire, G, se invierte en aumentar su velocidad, desde la velocidad de vuelo, V0, hasta la velocidad de salida, Vs. Por consiguiente, la potencia mecánica que se está suministrando al aire es:

2 20

1 12 2sGV GV−

Relaciones entre Rendimiento Térmico, ηM, Rendimiento de Propulsión, ηP, y Consumo Específico, CE


(ETSIA-UPM)


En estos términos el ηM, se expresa como

Ahora habría que considerar cuanta de la energía cinética aportadaaparece en forma de potencia útil para propulsar el avión.El empuje neto es el Δ de la cantidad de movimiento; esto es,

La potencia útil para volar, Wu, es el E por la V0

El rendimiento de la propulsión , ηP, es la relación entre la Wu desarrollada en la propulsión y la potencia mecánica neta obtenida del sistema

2 20

1 1Potencia Mecanica Neta (obtenida) 2 2

Potencia Calorifica del Combustible (suministrada)

s

M

GV GV

cLη

−= =

( )0n sE G V V= −

( )0 0u sW G V V V= −

( )( )

0 0

2 2 0 00

Potencia Util Para Volar 2 21 1Potencia Mecanica Neta (obtenida) 1 22 2

sP

s ns

G V V VV V E GVGV GV

η−

= = = =+ +−


(ETSIA-UPM)


Una característica importante de los motores es su CE definido como

Normalmente, esta característica se da en kilogramos de combustible gastado por hora y por kiloNewtonde empuje (kg/hkN).Combinando las expresiones del ηM, ηP y CE se llega a:

Se define el rendimiento global o motopropulsivo, hMP, como la relación entre la potencia útil para volar y la potencia calorífica del combustible.

Consumo de CombustibleConsumo Especifico = Empuje

0E

M P

VCLη η

=

0MP M P

E

VC L

η η η= =


(ETSIA-UPM)



(ETSIA-UPM)


EFICIENCIA AERODINEFICIENCIA AERODINÁÁMICAMICA


(ETSIA-UPM)


LL

DD


(ETSIA-UPM)


0 0 01

Velocidad de VueloSustentacion Resistencia

TV V VT PotW L D W L D W L D

PotenciaPeso

= → = → =

→ =

0 0

Sustentacion Peso Motor PotenciaVelocidad de VueloResistencia Peso Peso Motor

motor

motor motor motor

MP

W V VPot Pot Pot WW W W L D W W L D

η

= = → = →

= × × ×


(ETSIA-UPM)


Vuelo SubsVuelo Subsóónico: M0 < 1nico: M0 < 1

0

202

0,1

motor

motor motor motor

LWL Pot PotD V

W D W W WW

⎫≈ ⎪⎪⇒ = ≈⎬⎪≈⎪⎭


Avión + Equipo40%

Combustible35%

Motores10%

Carga de Pago15%

Transporte Baja Autonomía

Avión + Equipo45%

Combustible20%

Motores10%

Carga de Pago25%


(ETSIA-UPM)


Vuelo SupersVuelo Supersóónico: M0 > 1nico: M0 > 1

0

40,8

0, 2

motor

motor motor motor

LWL Pot PotD V

W D W W WW

⎫≈ ⎪⎪⇒ = ≈⎬⎪≈⎪⎭

Cazas

Avión + Equipo45%

Combustible25%

Motores20%

Carga de Pago10%

Transporte Supersónico

Avión + Equipo30%

Combustible47%

Motores15%

Carga de Pago8%


(ETSIA-UPM)


Velocidad Vuelo Máxima(Tropopausa, 11km)

0

50

100

150

200

250

300

350

400

450

0 1 2 3 4 5 6 7

Potencia / Peso (CV/kg)

V0

(m/s

) Vuelo Subsónico

Vuelo Supersónico

Wright

Fórmula 1(2000)


(ETSIA-UPM)


Primer encuentro: Wright-Patterson’s Bldg. 183 de Mayo de 1978


(ETSIA-UPM)


La relaciLa relacióón Empuje / Peso n Empuje / Peso ha pasado de 4 a 10.ha pasado de 4 a 10.

El consumo especEl consumo especíífico se fico se ha reducido en el 40%.ha reducido en el 40%.

Se ha pasado de 0,2 Se ha pasado de 0,2 apagadas de motor por apagadas de motor por cada 1000 h de vuelo a cada 1000 h de vuelo a 0,020,02


(ETSIA-UPM)


19411941

En esta época, las principales discusiones técnicas eran referentes a:

Alas rectas vs. Alas en flecha.

Compresores axiales vs. Centrífugos.

Turbohélices vs. Turborreactores.


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B B -- 5252

JT JT -- 33

F F -- 100100


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JT JT -- 44

B B -- 707707


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19601960

La principal discusión técnica era: Turborreactor vs. Turbofán.

El turbofán da:

Bajo consumo específico.

Bajo nivel de ruido.

Pero tiene en contra:

Mayor peso.

Mayor resistencia.

Mayor coste.


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JT JT –– 3D3D

B B -- 727727


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F F -- 100100


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1969 - Se precisa un motor para el 747:

P & W desarrolla el JT-9D (2 ejes).

GE desarrolla el CF-6 (2 ejes).

RR desarrolla el RB-211 (3 ejes).

Esto representa la tercera generación de motores; turbofanes de alta relación de compresión y alta temperatura fin de combustión.

1972 - El F-100 de P & W propulsa el F-15 y F-16 con una relación empuje/peso mayor de 8.


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Bancarrota de RRBancarrota de RR


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RR + MTU + FIAT; Turbounion (Tornado) RB-199 TF/PC

GE + SNECMA (A – 340; B - 737) CFM-56 TF

RR + IHI + Kawasaki + Mitsubishi RJ-500 TF

MTU + Tubomeca MTM- 380-385 TE

RR + Allison TF-41 TF

RR + Turbomeca (Jaguar) Adour MK TF

Idem (EH101; NH90; Apache) RTM TE

SNECMA + MTU + Turbomeca + KHD (Alpha) Larzac 04 TF

Garret + Volvo TFE-1040 TF/PC

PW + RR + MTU + FIAT + JAE (A-320; MD-90) V2500 TF

RR + MTU + FIAT + ITP (Eurojet) EJ-200 TF/PC


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1947 - Boeing construyo el B47 dando un Mach de vuelo de crucero elevado y baja resistencia. Alas en flecha y góndolas para los motores serían usados en los futuros aviones de reacción.


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1949 - El B-52 cambió los motores turbohélices por turborreactores. “Pratt & Whitney” diseñó el “JT-3” (J57), un turborreactor bi-eje de alta relación de compresión.

1952 - El B-52 voló y demostró una gran autonomía. El JT-3 demostró tener un reducido consumo específico. Desde entonces los turbohélices no se han considerado más para la propulsión de bombarderos y aviones de transporte de gran radio de acción. El JT-3 fue equipado con un postcombustor y propulsó el primer avión supersónico de caza, el “F-100”.

El JT-3 también demostró un tiempo entre revisiones mucho más largo que los motores alternativos, e hizo que las aerolíneas compraran motores de reacción para los aviones de transporte.


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1956 - “General Electric” era una de los fabricantes más importantes de motores de reacción. Los ingleses no podían competir con los EE.UU. por falta de medios económicos. “General Electric” diseñó el G.E. J-79, usando estátores variables y una relación de compresión muy grande en un monoeje (16:1). Resultó ser un motor muy ligero y de altas prestaciones que propulsó muchos aviones, de los cuales el caza “F-4”fue el de mayor éxito, convirtiéndose en el caza “standard” americano durante 20 años.

En la misma época aparece el motor de “Pratt & Withney” JT-4 (J-75), de diseño similar al J-57, pero con un 50% más de empuje. Este motor hizo del 707 un auténtico avión trans-atlántico, y dio un gran empuje a la aviación civil.


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F F -- 44

J J -- 7979


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Mach = 3Mach = 3

+ 20 + 20 kmkm

PW J58PW J58


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C C -- 55

TF TF -- 3939


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