Es un tipo de motor el cual es usado para producir un chorro de gases con propósitos de propulsión.
El aire entra por la parte delantera, luego se comprime con la ayuda de los compresores, luego el aire comprimido pasa a la cámara de combustión y este se combina con el combustible ya pulverizado para lograr una mezcla de aire-combustible. Luego, se expulsa a gran velocidad por la tobera y ésto es lo que produce el empuje.
3. Cámara de combustión:
Es donde se quema el aire comprimido con la ayuda del combustible, por lo general Kerosene.
4. Turbina:
Es el corazón del motor, es el que mueve todo el eje de éste, es decir, lo que hace girar al compresor y demás mecanismos, ya que los gases que salen de la cámara de combustión mueven la turbina.
TURBINAS DE GAS
La Postcombustión tiene una influencia significativa en ciclo de motor elección. Descenso del ventilador relación de presión disminuye orientación específica (seco y mojado postcombustión), pero los resultados en una temperatura más baja en el afterburner. Desde la postcombustión temperatura de salida se fijó de manera efectiva, el aumento de la temperatura en toda la unidad aumenta, aumentando el flujo de combustible afterburner. El caudal total de combustible tiende a aumentar más rápido que el empuje neta, lo que da como resultado una mayor consumo específico de combustible (SFC).
Partes de un compresor Axial
1. Fan de admisión: Es el encargado de succionar el aire suficiente para los compresores.
2. Compresores:
El compresor lo forman un grupo de alambres móviles y fijos, llamados rotor y estator, a cuyo conjunto se le llama etapa, el rotor gira, es estator es estático como su nombre lo indica, éstos se encargan de comprimir el aire para llevarlo a la cámara de combustión.
1. Fan de admisión: Es el encargado de succionar el aire suficiente para los compresores.
2. Compresores:
El compresor lo forman un grupo de alambres móviles y fijos, llamados rotor y estator, a cuyo conjunto se le llama etapa, el rotor gira, es estator es estático como su nombre lo indica, éstos se encargan de comprimir el aire para llevarlo a la cámara de combustión.
3. Cámara de combustión:
Es donde se quema el aire comprimido con la ayuda del combustible, por lo general Kerosene.
4. Turbina:
Es el corazón del motor, es el que mueve todo el eje de éste, es decir, lo que hace girar al compresor y demás mecanismos, ya que los gases que salen de la cámara de combustión mueven la turbina.
5. Tobera de escape:
Es por donde salen los gases del motor, lo que da el empuje necesario para desplazarse.
EL KEROSENE
Es obtenido por destilación del petróleo, se usa como combustible, como disolvente y para calefacción doméstica. Inclusive para lavar ropa muy sucia o percudida.
Además es bueno para los dolores reumáticos, repelente contra insectos, desinfectante y tantos usos que se le ha venido dando.
El consumo de kerosene, comparado con otras fracciones del petróleo es menor en países desarrollados que en países subdesarrollados o en vías de desarrollo. Puesto que es muy usual el uso del mismo como desinfectante y repelente de insectos.
El queroseno, parafina, querosene, querosén, keroseno, kerosene o como se le llame en los diferentes países, proviene del griego keros, es un líquido transparente (o con ligera coloración amarillenta o verduzca) obtenido por destilación del petróleo. De densidad intermedia entre la gasolina y el gasóleo o diesel.
Es por donde salen los gases del motor, lo que da el empuje necesario para desplazarse.
EL KEROSENE
Es obtenido por destilación del petróleo, se usa como combustible, como disolvente y para calefacción doméstica. Inclusive para lavar ropa muy sucia o percudida.
Además es bueno para los dolores reumáticos, repelente contra insectos, desinfectante y tantos usos que se le ha venido dando.
El consumo de kerosene, comparado con otras fracciones del petróleo es menor en países desarrollados que en países subdesarrollados o en vías de desarrollo. Puesto que es muy usual el uso del mismo como desinfectante y repelente de insectos.
El queroseno, parafina, querosene, querosén, keroseno, kerosene o como se le llame en los diferentes países, proviene del griego keros, es un líquido transparente (o con ligera coloración amarillenta o verduzca) obtenido por destilación del petróleo. De densidad intermedia entre la gasolina y el gasóleo o diesel.
Propiedades del kerosene
Siendo el kerosene, un hidrocarburo derivado del petróleo, es un líquido oleaginoso inflamable, de color variado, incoloro, amarillento, rojo o verduzco.
Es una mezcla compleja de cientos de compuestos diferentes, en su mayoría son los hidrocarburos compuestos los que contienen átomos de carbono e hidrógeno, formando moléculas de hasta 50 átomos de carbono las que muestran cantidades mínimas de azufre, nitrógeno, oxígeno y metales pesados, que no se hallan en estado libre sino formando parte de las moléculas de los hidrocarburos.
Sus propiedades varían de acuerdo a la zona fundamentalmente por sus componentes como sulfuro, ciclo parafinas, y contenidos aromáticos. De esa manera, el kerosene utilizado para la iluminación es un destilado proveniente de crudos parafinados o mezclados y destilados tratados con solventes de los crudos aromáticos.
Es una mezcla compleja de cientos de compuestos diferentes, en su mayoría son los hidrocarburos compuestos los que contienen átomos de carbono e hidrógeno, formando moléculas de hasta 50 átomos de carbono las que muestran cantidades mínimas de azufre, nitrógeno, oxígeno y metales pesados, que no se hallan en estado libre sino formando parte de las moléculas de los hidrocarburos.
Sus propiedades varían de acuerdo a la zona fundamentalmente por sus componentes como sulfuro, ciclo parafinas, y contenidos aromáticos. De esa manera, el kerosene utilizado para la iluminación es un destilado proveniente de crudos parafinados o mezclados y destilados tratados con solventes de los crudos aromáticos.
Características del kerosene
El kerosene tiene características genéricas tanto físicas como químicas y son las siguientes:
El kerosene tiene características genéricas tanto físicas como químicas y son las siguientes:
A.- Presenta un olor característico.
B.- Insoluble en agua.
C.- Densidad: 0,80 g/cm3.
D.- Densidad de vapor: 4,5 g/cm3.
E.- Presión de vapor: 0,5mm de Hg a 20°C.
F.- Punto de Congelación: -18°C.
B.- Insoluble en agua.
C.- Densidad: 0,80 g/cm3.
D.- Densidad de vapor: 4,5 g/cm3.
E.- Presión de vapor: 0,5mm de Hg a 20°C.
F.- Punto de Congelación: -18°C.
TURBINAS DE GAS
Turbofan: Turbina de doble flujo, que extiende las alas de la turbina fuera de la caja del interior del motor, aspirando así aire del exterior, y aumentando ligeramente la presión de los gases de salida pero dando un gran caudal, al actuar como si fuera una hélice propulsora, proporciona un aumento del empuje de un 40% disminuye el consumo de combustible en un 15% y, lo que actualmente es muy importante, reduce el ruido del motor en el despegue y el aterrizaje.
El empuje proporcionado por el motor se deduce igualando la capacidad de movimiento de la masa (M) de gases quemados que sale a la velocidad (V) con el tiempo (T) que dura el empuje (F).
El empuje proporcionado por el motor se deduce igualando la capacidad de movimiento de la masa (M) de gases quemados que sale a la velocidad (V) con el tiempo (T) que dura el empuje (F).
COMBUSTIBLE
La gasolina de aviación tiene como característica principal el octanaje, que es la capacidad antidetonante.
ARTÍCULOS EN INGLÉS Y EN ESPAÑOL RELACIONADOS CON EL PROYECTO.
1.
CÁMARA DE COMBUSTIÓN
La sección caliente de una turbina de gas comienza con la sección de combustión e incluye la turbina y los componentes del sistema de escape. La sección caliente está sujeta a los más severos esfuerzos del motor y requiere una cuidadosa inspección y mantenimiento. Un tipo de
daño considerable son las grietas originadas por el calor extremo al cual estas piezas están expuestas.
TIPOS DE CÁMARAS DE COMBUSTIÓN
En la actualidad existen tres tipos principales de cámaras de combustión en uso para los motores de turbina de gas. Estas son la cámara múltiple, la de bote anular y la cámara anular.
La gasolina de aviación tiene como característica principal el octanaje, que es la capacidad antidetonante.
ARTÍCULOS EN INGLÉS Y EN ESPAÑOL RELACIONADOS CON EL PROYECTO.
1.
CÁMARA DE COMBUSTIÓN
La sección caliente de una turbina de gas comienza con la sección de combustión e incluye la turbina y los componentes del sistema de escape. La sección caliente está sujeta a los más severos esfuerzos del motor y requiere una cuidadosa inspección y mantenimiento. Un tipo de
daño considerable son las grietas originadas por el calor extremo al cual estas piezas están expuestas.
TIPOS DE CÁMARAS DE COMBUSTIÓN
En la actualidad existen tres tipos principales de cámaras de combustión en uso para los motores de turbina de gas. Estas son la cámara múltiple, la de bote anular y la cámara anular.
Cámara de combustión múltiple
Este tipo de cámara de combustión se usa en los motores de compresor centrífugo y en los primeros tipos de motores de compresor de flujo axial. Las cámaras están dispuestas alrededor
del motor y el aire entregado por el compresor se dirige por medio de conductos hacia el
interior de las cámaras individuales. Cada cámara tiene un tubo de llama interior alrededor del
cual hay una carcasa de aire. El aire pasa a través de la boca de entrada del tubo de llama y
también entre el tubo y la carcasa exterior como se ha descrito.
Los tubos de llama independientes están todos interconectados. Esto permite que todos los
Este tipo de cámara de combustión se usa en los motores de compresor centrífugo y en los primeros tipos de motores de compresor de flujo axial. Las cámaras están dispuestas alrededor
del motor y el aire entregado por el compresor se dirige por medio de conductos hacia el
interior de las cámaras individuales. Cada cámara tiene un tubo de llama interior alrededor del
cual hay una carcasa de aire. El aire pasa a través de la boca de entrada del tubo de llama y
también entre el tubo y la carcasa exterior como se ha descrito.
Los tubos de llama independientes están todos interconectados. Esto permite que todos los
tubos funcionen a la misma presión y también permite que la combustión se propague
alrededor de los tubos de llama durante el arranque del motor.
Cámara de combustión de bote anular
La cámara de combustión de bote anular es una combinación de los tipos múltiple y anular.
Varios tubos de llama están montados dentro de una carcasa de aire común. El flujo de aire es similar al ya descrito y esta disposición combina la facilidad para el mantenimiento y prueba del
sistema múltiple con lo conciso del sistema anular.
alrededor de los tubos de llama durante el arranque del motor.
Cámara de combustión de bote anular
La cámara de combustión de bote anular es una combinación de los tipos múltiple y anular.
Varios tubos de llama están montados dentro de una carcasa de aire común. El flujo de aire es similar al ya descrito y esta disposición combina la facilidad para el mantenimiento y prueba del
sistema múltiple con lo conciso del sistema anular.
Cámara de combustión anular o única
Este tipo de cámara de combustión consta de un solo tubo de llama, completamente de forma anular, que está contenido dentro de un cárter interior y un cárter exterior. El flujo de
aire a través del tubo de llama es similar al anteriormente descrito, estando la cámara abierta
en la parte frontal al compresor y en la parte posterior a los álabes guías de entrada en turbina.
La principal ventaja de la cámara anular es que, para el mismo rendimiento, la longitud de la
cámara es solo el 75 por ciento de la del tipo bote anular para un motor de igual diámetro, resultando en un considerable ahorro de peso y coste de producción. Otra ventaja es que
debido a que no son necesarios los interconectores, la propagación de la combustión está
mejorada.
En comparación con un sistema de cámara de combustión de bote anular, la superficie de la pared de una cámara anular comparable es mucho menor; consecuentemente, la cantidad de aire de refrigeración requerido para evitar que se queme la pared del tubo de llama es menor, en aproximadamente el 15 por ciento. Esta reducción en el aire de refrigeración eleva el rendimiento de la combustión, para eliminar virtualmente el combustible sin quemar, y oxida al
monóxido de carbono al no tóxico dióxido de carbono, reduciendo así la polución.
en la parte frontal al compresor y en la parte posterior a los álabes guías de entrada en turbina.
La principal ventaja de la cámara anular es que, para el mismo rendimiento, la longitud de la
cámara es solo el 75 por ciento de la del tipo bote anular para un motor de igual diámetro, resultando en un considerable ahorro de peso y coste de producción. Otra ventaja es que
debido a que no son necesarios los interconectores, la propagación de la combustión está
mejorada.
En comparación con un sistema de cámara de combustión de bote anular, la superficie de la pared de una cámara anular comparable es mucho menor; consecuentemente, la cantidad de aire de refrigeración requerido para evitar que se queme la pared del tubo de llama es menor, en aproximadamente el 15 por ciento. Esta reducción en el aire de refrigeración eleva el rendimiento de la combustión, para eliminar virtualmente el combustible sin quemar, y oxida al
monóxido de carbono al no tóxico dióxido de carbono, reduciendo así la polución.
La introducción del inyector tipo pulverizador de aire a este tipo de cámara de combustión también mejoró bastante la preparación del combustible para la combustión aireando las enriquecidas bolsas de vapor de combustible próximas al inyector; esto resulta en una gran
reducción en la formación del carbono inicial.
El motor de gran relación de paso también reducirá la contaminación del aire, ya que para un determinado empuje el motor quema menos combustible.
reducción en la formación del carbono inicial.
El motor de gran relación de paso también reducirá la contaminación del aire, ya que para un determinado empuje el motor quema menos combustible.
Cámaras de Flujo Reversible
La mayor parte de las cámaras de combustión son de flujo directo, y se llaman así, porque el aire fluye en el mismo sentido a ambos lados del tubo de llama exterior e interiormente. Esto, a
veces no es posible por la configuración del motor, pero la mayor parte de las veces es así.
En motores donde la longitud total es crítica, algunos fabricantes han optado por usar cámaras
de combustión de flujo inverso. Estas cámaras también se llaman de alta densidad de combustión, pues permiten velocidades de combustión altas, superiores a los 30 m/s, lo que
permite la ventaja de que pueden ser de reducidas dimensiones.
La mayor parte de las cámaras de combustión son de flujo directo, y se llaman así, porque el aire fluye en el mismo sentido a ambos lados del tubo de llama exterior e interiormente. Esto, a
veces no es posible por la configuración del motor, pero la mayor parte de las veces es así.
En motores donde la longitud total es crítica, algunos fabricantes han optado por usar cámaras
de combustión de flujo inverso. Estas cámaras también se llaman de alta densidad de combustión, pues permiten velocidades de combustión altas, superiores a los 30 m/s, lo que
permite la ventaja de que pueden ser de reducidas dimensiones.
Actuación de la Cámara de Combustión
Una cámara de combustión debe ser capaz de permitir que el combustible se queme eficazmente sobre una amplia gama de condiciones operacionales sin incurrir en una gran pérdida de presión. Además, si ocurriese un apagado de llama, debe tener la posibilidad de volverse a encender. En la realización de estas funciones, el tubo de llama y los componentes del inyector atomizador deben ser mecánicamente fiables.
Debido a que el motor de turbina de gas funciona en un ciclo de presión constante, cualquier pérdida de presión durante el proceso de combustión debe mantenerse al mínimo. En la consecución de una adecuada turbulencia y mezcla, es donde se incurre en una pérdida de la presión del aire que entra a la cámara que varía entre el 5 y el 10 por ciento en total.
Una cámara de combustión debe ser capaz de permitir que el combustible se queme eficazmente sobre una amplia gama de condiciones operacionales sin incurrir en una gran pérdida de presión. Además, si ocurriese un apagado de llama, debe tener la posibilidad de volverse a encender. En la realización de estas funciones, el tubo de llama y los componentes del inyector atomizador deben ser mecánicamente fiables.
Debido a que el motor de turbina de gas funciona en un ciclo de presión constante, cualquier pérdida de presión durante el proceso de combustión debe mantenerse al mínimo. En la consecución de una adecuada turbulencia y mezcla, es donde se incurre en una pérdida de la presión del aire que entra a la cámara que varía entre el 5 y el 10 por ciento en total.
Intensidad de la Combustión
El calor liberado por una cámara de combustión o cualquier otra unidad generadora de calor depende del volumen del área de combustión. Así, para obtener la alta potencia de salida requerida, una cámara de combustión de una turbina de gas comparativamente compacta y pequeña debe liberar calor a regímenes excepcionalmente altos.
El calor liberado por una cámara de combustión o cualquier otra unidad generadora de calor depende del volumen del área de combustión. Así, para obtener la alta potencia de salida requerida, una cámara de combustión de una turbina de gas comparativamente compacta y pequeña debe liberar calor a regímenes excepcionalmente altos.
Por ejemplo, un motor Rolls-Royce Spey consumirá en sus diez tubos de llama 7.500 lbs. de
combustible por hora. El combustible tiene un valor calorífico de aproximadamente 18.550 BTU(British Thermal Unit) por libra, por lo tanto cada tubo de llama libera casi 232.000 BTU por minuto. Expresado de otra forma, esto es un gasto de energía potencial a un régimen equivalente a aproximadamente 54.690 caballos de potencia para todo el motor.
combustible por hora. El combustible tiene un valor calorífico de aproximadamente 18.550 BTU(British Thermal Unit) por libra, por lo tanto cada tubo de llama libera casi 232.000 BTU por minuto. Expresado de otra forma, esto es un gasto de energía potencial a un régimen equivalente a aproximadamente 54.690 caballos de potencia para todo el motor.
Rendimiento de la Combustión
El rendimiento de la combustión de la mayoría de los motores de turbina de gas en condiciones de despegue al nivel del mar es del 100 %, lo cual se reduce al 98 % a condiciones de altitud
de crucero. Los valores varían debido a la reducción de la presión del aire, a la temperatura y a la relación aire/combustible.
El rendimiento de la combustión se define como la relación de temperaturas absolutas entre la que realmente se alcanza y la que teóricamente le correspondería si la combustión fuese completa. Este rendimiento es del orden del 0´95, si bien, como se ha dicho, puede alcanzar valores del 100% en regímenes de máximo empuje al nivel del mar.
El rendimiento de la combustión de la mayoría de los motores de turbina de gas en condiciones de despegue al nivel del mar es del 100 %, lo cual se reduce al 98 % a condiciones de altitud
de crucero. Los valores varían debido a la reducción de la presión del aire, a la temperatura y a la relación aire/combustible.
El rendimiento de la combustión se define como la relación de temperaturas absolutas entre la que realmente se alcanza y la que teóricamente le correspondería si la combustión fuese completa. Este rendimiento es del orden del 0´95, si bien, como se ha dicho, puede alcanzar valores del 100% en regímenes de máximo empuje al nivel del mar.
Estabilidad de la Combustión
La estabilidad de la combustión significa una combustión uniforme y la capacidad de la llama
de permanecer encendida en una amplia gama operativa.
Para cualquier tipo particular de cámara de combustión existe un límite rico y un límite pobre de la relación aire/combustible, mas allá del cual la llama se extingue. Una extinción de llama es
más probable que ocurra en vuelo durante un planeo o picado con los motores a ralentí,
cuando existe un gran flujo de aire y solo un pequeño flujo de combustible, es decir, una
mezcla muy pobre.
La gama entre los límites rico y pobre de la relación aire/combustible se reduce con el aumento
de la velocidad del aire, y si el flujo de la masa de aire se aumenta más allá de un cierto valor,
ocurre la extinción de llama.
1.1
La estabilidad de la combustión significa una combustión uniforme y la capacidad de la llama
de permanecer encendida en una amplia gama operativa.
Para cualquier tipo particular de cámara de combustión existe un límite rico y un límite pobre de la relación aire/combustible, mas allá del cual la llama se extingue. Una extinción de llama es
más probable que ocurra en vuelo durante un planeo o picado con los motores a ralentí,
cuando existe un gran flujo de aire y solo un pequeño flujo de combustible, es decir, una
mezcla muy pobre.
La gama entre los límites rico y pobre de la relación aire/combustible se reduce con el aumento
de la velocidad del aire, y si el flujo de la masa de aire se aumenta más allá de un cierto valor,
ocurre la extinción de llama.
1.1
COMBUSTION CHAMBER
The hot section of a gas turbine starts with the burning section, including the turbine and the components of the escape system. The hot section is subject to the most stringent efforts of the engine and it requires careful inspection and maintenance. A type of considerable damage are the cracks caused by the extreme heat to which these parts are exposed.
TYPES OF CAMERAS OF COMBUSTION
The hot section of a gas turbine starts with the burning section, including the turbine and the components of the escape system. The hot section is subject to the most stringent efforts of the engine and it requires careful inspection and maintenance. A type of considerable damage are the cracks caused by the extreme heat to which these parts are exposed.
TYPES OF CAMERAS OF COMBUSTION
At the moment, there are three main types of combustion chambers in use for gas turbine engines. These are the multi chamber, the jackpot ring, and the annular chamber.
Multiple combustion chamber.
This type of combustion chamber is used in the engines of centrifugal compressor and the first types of engines from axial flow compressor. The cameras are arranged around the engine and the air delivered by the compressor is routed through conduits to the inside of the individual cameras. Each camera has a tube of inner flame around which there is a air housing.
The independent flame tubes are all interconnected. This allows all the pipes operate at the same pressure and it also allows the combustion is spread around the tubes called during the start of the engine.
Multiple combustion chamber.
This type of combustion chamber is used in the engines of centrifugal compressor and the first types of engines from axial flow compressor. The cameras are arranged around the engine and the air delivered by the compressor is routed through conduits to the inside of the individual cameras. Each camera has a tube of inner flame around which there is a air housing.
The independent flame tubes are all interconnected. This allows all the pipes operate at the same pressure and it also allows the combustion is spread around the tubes called during the start of the engine.
Combustion Chamber annular jackpot
The combustion chamber annular jackpot is a combination of the multiple types and void. Several flame tubes are mounted within a housing of common air. The air flow is similar to the one already described and this provision combines the ease of maintenance and test multi-system with the concise nature of the ring system.
Annular combustion chamber or single
This type of combustion chamber consists of a single tube of flame, completely ring-shaped, which is contained within a housing interior and an exterior casing. The flow of air through the tube of flame is similar to the previously described, the camera still open in the front of the compressor and the back to the vanes entry guides in turbine steam pockets enriched fuel injector to the next; this is in a large reduction in the formation of the initial carbon. The engine of great relationship step also will reduce air pollution, since for a given thrust engine burning less fuel.
Annular combustion chamber or single
This type of combustion chamber consists of a single tube of flame, completely ring-shaped, which is contained within a housing interior and an exterior casing. The flow of air through the tube of flame is similar to the previously described, the camera still open in the front of the compressor and the back to the vanes entry guides in turbine steam pockets enriched fuel injector to the next; this is in a large reduction in the formation of the initial carbon. The engine of great relationship step also will reduce air pollution, since for a given thrust engine burning less fuel.
Reversible Flow Cameras
Most of the combustion chambers are direct-flow, and are so named, because the air flows in the same direction on both sides of the flame tube inside and outside. This, sometimes it is not possible by the configuration of the engine, but most of the times is as well.
Most of the combustion chambers are direct-flow, and are so named, because the air flows in the same direction on both sides of the flame tube inside and outside. This, sometimes it is not possible by the configuration of the engine, but most of the times is as well.
In engines where the total length is critical, some manufacturers have opted to use combustion chambers of reverse flow. These cameras are also called high-density of combustion, since they allow burning rates high, higher than the 30 m/s, which allows the advantage that they can be of reduced dimensions
Performance of the combustion chamber
A combustion chamber must be able to allow the fuel burn effectively on a wide range of operational conditions without incurring a large loss of pressure. In addition, if you happen a flame extinguished, you must have the possibility to become to turn on. In carrying out these functions, the flame tube and the components of the injector spray must be mechanically reliable. In achieving a proper turbulence and mixing, is where you will incur a loss of the pressure of the air that enters the chamber that varies between 5 and 10 percent in total.
Intensity of Combustion
The heat released by a combustion chamber or any other heat generating unit depends on the volume of the combustion area. Thus, in order to obtain high power output required, a combustion chamber of a gas turbine comparatively compact and small you must release heat regimes to exceptionally high. For example, an engine Rolls-Royce Spey will consume in its ten flame tubes 7,500 lbs. of fuel per hour.
Performance of the combustion
Performance of combustion of the majority of gas turbine engines in a position to take off at sea level is 100 %, which is reduced to 98 per cent to conditions of cruise altitude . Values vary due to the reduction of air pressure, temperature and air/fuel ratio.
Combustion stability
Performance of the combustion chamber
A combustion chamber must be able to allow the fuel burn effectively on a wide range of operational conditions without incurring a large loss of pressure. In addition, if you happen a flame extinguished, you must have the possibility to become to turn on. In carrying out these functions, the flame tube and the components of the injector spray must be mechanically reliable. In achieving a proper turbulence and mixing, is where you will incur a loss of the pressure of the air that enters the chamber that varies between 5 and 10 percent in total.
Intensity of Combustion
The heat released by a combustion chamber or any other heat generating unit depends on the volume of the combustion area. Thus, in order to obtain high power output required, a combustion chamber of a gas turbine comparatively compact and small you must release heat regimes to exceptionally high. For example, an engine Rolls-Royce Spey will consume in its ten flame tubes 7,500 lbs. of fuel per hour.
Performance of the combustion
Performance of combustion of the majority of gas turbine engines in a position to take off at sea level is 100 %, which is reduced to 98 per cent to conditions of cruise altitude . Values vary due to the reduction of air pressure, temperature and air/fuel ratio.
Combustion stability
The combustion stability means a uniform combustion and the capacity of the flame to stay illuminated a wide operating range. For any particular type of combustion chamber there is a limit and a limit rich poor air/fuel ratio , beyond which the flame is extinguished.
2.
POST QUEMADOR.
Un dispositivo de postcombustión (o un recalentamiento) es un componente adicional presente en algunos motores a reacción, sobre todo, los militares aviones supersónicos. Su objetivo es proporcionar un aumento de empuje, generalmente para vuelo supersónico, el despegue y para situaciones de combate. Postcombustión se consigue inyectando combustible adicional en el tubo del surtidor después de (es decir, después) la turbina.
2.
POST QUEMADOR.
Un dispositivo de postcombustión (o un recalentamiento) es un componente adicional presente en algunos motores a reacción, sobre todo, los militares aviones supersónicos. Su objetivo es proporcionar un aumento de empuje, generalmente para vuelo supersónico, el despegue y para situaciones de combate. Postcombustión se consigue inyectando combustible adicional en el tubo del surtidor después de (es decir, después) la turbina.
2.2
AFTERBURNER.
An afterburner (or a reheat) is an additional component present on some jet engines, mostly military supersonic aircraft. Its purpose is to provide an increase in thrust, usually for supersonic flight, takeoff and for combat situations. Afterburning is achieved by injecting additional fuel into the jet pipe downstream of (i.e. after) the turbine. The advantage of afterburning is significantly increased thrust; the disadvantage is its very high fuel consumption and inefficiency, though this is often regarded as acceptable for the short periods during which it is usually used.Afterburning has a significant influence upon engine cycle choice.
Lowering fan pressure ratio decreases specific thrust (both dry and wet afterburning), but results in a lower temperature entering the afterburner. Since the afterburning exit temperature is effectively fixed, the temperature rise across the unit increases, raising the afterburner fuel flow. The total fuel flow tends to increase faster than the net thrust, resulting in a higher specific fuel consumption (SFC). However, the corresponding dry power SFC improves (i.e. lower specific thrust). The high temperature ratio across the afterburner results in a good thrust boost.
If the aircraft burns a large percentage of its fuel with the afterburner alight, it pays to select an engine cycle with a high specific thrust (i.e. high fan pressure ratio/low bypass ratio). The resulting engine is relatively fuel efficient with afterburning (i.e. Combat/Take-off), but thirsty in dry power. If, however, the afterburner is to be hardly used, a low specific thrust (low fan pressure ratio/high bypass ratio) cycle will be favored. Such an engine has a good dry SFC, but a poor afterburning SFC at Combat/Take-off.
Often the engine designer is faced with a compromise between these two extremes.
ACEITE DE HIGUERILLA
El AGRONEGOCIO DEL
CULTIVO DE HIGUERILLA EN
EL MUNDO
La higuerilla es una planta
posiblemente originaria de la India ò
de África que se encuentra
distribuida en diversos países del
mundo. Se adapta fácilmente a
diferentes ambientes, debido a su
gran rusticidad y resistencia a la
sequía. Pertenece a la familia de las
Euforbiáceas, la misma de la yuca.
La higuerilla es cultivado en
diversos países del mundo y los tres
mayores productores son: India,
China y Brasil (Figura 1).
El área sembrada con tártago
en el mundo esta alrededor de 1,1
millones de ha, y los tres principales
países productores son responsables
por cerca del 96% de la producción
mundial. En América del Sur,
Paraguay es un importante productor
de tártago, y es responsable por
cerca de 1 % de la producción
mundial.
Figura 1 - Área sembrada con higuerilla en los tres principales países
productores.
USOS DEL ACEITE DE HIGUERILLA
El principal producto de la higuerilla es el aceite, también llamado
aceite de ricino o castor oil en ingles. Es una importante materia prima para la
industria química. Es utilizado en la composición de numerosos productos
como pinturas, barnices, cosméticos, lubricantes, plásticos, etc. La lista de 3
productos obtenidos a partir del aceite de tártago es muy extensa, son
señalados más de 400 productos.
Este aceite posee características químicas que lo califican como el
único de su naturaleza. Está compuesto casi que exclusivamente (90%) de un
único acido graso (acido ricinoleico) que contiene un radical hidroxilo que lo
hace soluble en alcohol a baja temperatura, es muy viscoso y con
propiedades físicas especiales.
Los principales consumidores del aceite de tártago son los países
desarrollados que destinan este producto como insumo de la industria química.
De allí el nombre de “ricinoquímica” a la rama de la química que destina como
materia prima al aceite de tártago.
La posibilidad de producción de biodiesel a partir del aceite de tártago
generó un nuevo mercado para este producto. Solamente este mercado seria
capaz de absorber gran parte o la mayor parte de la producción actual de los
países, particularmente el caso de Brasil, donde también lo utilizan como
materia prima para otros productos.
En todos los países productores de tártago, este cultivo tiene gran
importancia social por emplear mucha mano de obra de trabajadores rurales,
principalmente para la siembra, control de malezas y la cosecha. En promedio,
se requiere un trabajador rural por cada cuatro ha de siembra de tártago.
EL BIODIESEL
El cultivo de tártago ha llamado gran atención debido al incentivo de la
producción de biodiesel, lo que exigirá grandes áreas de siembra para atender
la demanda del mercado de combustibles.
El biodiesel es un combustible similar al diesel (gas-oil) obtenido del petróleo.
Teóricamente puede ser extraído de cualquier aceite de origen
animal o vegetal, inclusive de cebos, grasas animales, grasas de desecho,
aceites de frituras etc.
Partes de una turbina de gas
Las turbinas de gas pueden dividirse en seis grandes partes
principales:
-Compresor
-Cámara de
combustión
-Turbina de
expansión
-Carcasa
Además cuenta con una seria de sistemas auxiliares
necesarios para su funcionamiento, como son la casa de filtros, cojinetes,
sistema de lubricación, recinto acústico, bancada, virador, etc.
Compresor:
Su función consiste en comprimir el aire de admisión, hasta
la presión indicada para cada turbina, para introducirla en la cámara de
combustión. Su diseño es principalmente axial y necesita un gran número de
etapas, alrededor de 20 para una razón de compresión de 1:30, comparada con la
turbina de expansión.
Su funcionamiento consiste en empujar el aires a través de
cada etapa de alabes por un estrechamiento cada vez mayor, al trabajar en
contra presión es un proceso que consume mucha energía, llegando a significar
hasta el 60% de la energía producida por la turbina. Para disminuir la potencia
necesaría para este proceso, puede optarse por un diseño que enfríe el aire en
etapas intermedias, favoreciendo su compresión, aunque reduce la eficiencia de
la turbina por la entrada más fría del aire en la cámara de combustión.
El control de la admisión de aire en el compresor puede
realizarse según dos posibilidades.
-Turbinas
monoeje: El compresor siempre gira a la misma velocidad, que viene dada por el
generador, y por lo tanto absorbe la misma cantidad de aire. El trabajo para
comprimir ese aire es el mismo, tanto si trabajamos a carga máxima como si
trabajamos a cargas más bajas, y por lo tanto producimos menos potencia. En
este caso las primeras etapas diseñan con geometría variable, dejando pasar más
o menos aire según su posición relativa, y por lo tanto consumiendo menos
potencia.
-Turbinas
multieje: En este caso como la velocidad de giro del compresor es independiente
del generador, la velocidad de rotación del compresor puede regularse para una
admisión adecuada de aire para cada momento.
Cámara de combustión:
A pesar de los distintos tipos de cámaras de combustión
todas ellas siguen un diseño general similar.
Cuanto mayor sea la temperatura de la combustión tanto mayor
será la potencia que podamos desarrollar en nuestra turbina, es por ello que el
diseño de las cámaras de combustión esta enfocado a soportar temperaturas
máximas, superiores a los 1000 ºC, mediante recubrimientos cerámicos, pero a su
vez evitar que el calor producido dañe otras partes de la turbina que no esta
diseñadas para soportar tan altas temperaturas.
Están diseñadas mediante una doble cámara:
-Cámara
interior: Se produce la mezcla del combustible, mediante los inyectores, y el
comburente, que rodea y accede a ésta mediante distribuidores desde la cámara
exterior en 3 fases. En la primera se da la mezcla con el combustible y su
combustión mediante una llama piloto, en el paso posterior se introduce una
mayor cantidad de aire para asegurar la combustión completa, y por último y
antes de la salida de los gases a la turbina de expansión se introduce el resto
del aire comprimido para refrigerar los gases de escape y que no dañen las
estructuras y equipos posteriores.
-Cámara
exterior: Se ocupa de recoger el comburente, aire, proveniente del compresor,
hacerlo circular por el exterior de la cámara interior para refrigerar los
paneles cerámicos, y a su vez distribuir la entrada de aire a la cámara
interior de forma adecuada.
Turbina de expansión:
Esta diseñada para aprovechar la velocidad de salida de los
gases de combustión y convertir su energía cinética en energía mecánica
rotacional. Todas sus etapas son por lo tanto de reacción, y deben generar la
suficiente energía para alimentar al compresor y la producción de energía
eléctrica en el generador. Suele estar compuesta por 4 o 5 etapas, cada una de
ellas integrada por una corona de alabes con un adecuado diseño aerodinámico,
que son los encargados de hacer girar el rotor al que están unidos
solidariamente. Además de estos, hay antes de cada etapa un conjunto de alabes
fijos sujetos a la carcasa, y cuya misión es redireccionar el aire de salida de
la cámara de combustión y de cada etapa en la dirección adecuada hasta la
siguiente.
Los alabes deben estar recubiertos por material cerámico
para soportar las altas temperaturas, además, un flujo de aire refrigerador
proveniente del compresor los atraviesa internamente, saliendo al exterior por
pequeños orificios practicados a lo largo de toda su superficie.
Carcasa:
La carcasa protege y aisla el interior de la turbina
pudiéndose dividir en 3 secciones longitudinales:
-Carcasa del
compresor: Está compuesta por una única capa para soporte de los alabes fijos y
para conducción del aire de refrigeración a etapas posteriores de la turbina de
gas.
-Carcasa de la
cámara de combustión: Tiene múltiples capas, para protección térmica, mecánica
y distribución de aire para las 3 fases en que se introduce el aire en la
combustión.
-Carcasa de la
turbina de expansión: Cuenta al menos con 2 capas, una interna de sujeción de
los alabes fijos y otra externa para la distribución del aire de refrigeración
por el interior de los alabes. Debe también de proveer protección térmica
frente al exterior.
Otros componentes de la turbina de gas:
-Casa de
filtros: Se encarga del filtrado del aire de admisión que se introduce al
compresor, se componen de 2 primeras fases de filtrado grosero, y una última
con filtro de luz del orden de las 5 micras. En este proceso se puede aplicar
diferentes tecnologías para aumentar la humedad y disminuir la temperatura del
aire.
-Cojinetes:
Pueden ser radiales o axiales, según sujeten el desplazamiento axial o el
provocado por el giro del eje. En ambos casos la zona de contacto esta
revestida por un material especial antifricción llamado material Babbit, el
cual se encuentra su vez lubricado. En los cojinetes axiales el contacto se
realiza en un disco anillado al eje y se montan con un sensor de desplazamiento
longitudinal, y en los radiales el contacto es directamente sobre el eje y se
utilizan 2 sensores de desplazamiento montados en angulo para detectar
vibraciones.
-Sistema de
lubricación: Puede contener hasta 10.000 litros de aceite en grandes turbinas
de generación eléctrica, su misión es tanto el refrigerar como mantener una
película de aceite entre los mecanismos en contacto. El sistema de lubricación
suele contar con una bomba mecánica unida al eje de rotación, otra eléctrica y
otra de emergencia, aunque en grandes turbinas desaparece la turbina mecánica
por una turbina eléctrica extra. Entre sus componentes principales están el
sistema de filtros, el extractor de vahos inflamables, refrigerador,
termostato, sensor de nivel, presostato, etc.
-Recinto acústico: Recubre todos los
sistemas principales de la turbina, y su función es aislarla de las
inclemencias del tiempo y a su vez aislar al exterior del ruido. Debe contar
con un sistema contraincendios y de ventilación.
-Bancada: Se
construye en cemento para soportar la estructura de la turbina, con una
cimentación propia para que no se transmitan las vibraciones propias del
funcionamiento de la turbina al resto de los equipos de la planta.
-Virador: El
sistema virador consiste en un motor eléctrico o hidráulico (normalmente el
segundo) que hace girar lentamente la turbina cuando no esta en funcionamiento.
Esto evita que el rotor se curve, debido a su propio peso o por expansión
térmica, en parada. La velocidad de este sistema es muy baja (varios minutos
para completar un giro completo de turbina), pero se vuelve esencial para
asegurar la correcta rectitud del rotor. Si por alguna razón la turbina se
detiene (avería del rotor, avería de la turbina, inspección interna con desmontaje)
es necesario asegurar que, antes de arrancar, estará girando varias horas con
el sistema virador.
MOTOR A REACCIÓN
La propulsión por
escape de gas (jet propulsion) puede definirse como la fuerza que se
genera en sentido opuesto a la de expulsión de los gases.
¿Que es un motor a reacción?
|
Tanto los motores ramjet como los
scramjet sólo funcionan a alta velocidad. Los ramjet
operan en la gamma de velocidades
de entre 3.0 y 6.0 Mach. Fuera de estas velocidades no
funcionan bien. La compresión de
estos motores es subsónica. En cambio, los motores
scramjet la compresión es supersónica. Son motores en que la combustión
es
instantánea (utiliza hidrógeno como
combustible, ya que no crea fricción). La velocidad
límite es de 20.0 Mach.
IMPELER (COMPRESOR CENTRIFUGO)
movimiento de los álabes de la turbina acciona el
eje que mueve el compresor.
TIPOS DE MOTORES
TURBOFAN
Sólo una pequeña parte del aire que sale del
fan entra en el núcleo central para promover la combustión. El resto pasa por
el conducto secundario (by-pass duct) donde se volverá a encontrar con
los gases del flujo primario después de la turbina.
Las palas del fan son muy eficientes TURBOJET
El aire se coge en la toma de aire, se comprime en el compresor, se
mezcla y quema en la cámara de combustión y se expande por la turbina y la
tobera de escape.
ü Admisión
à toma de
aire
ü
Compresión à compresor de baja y alta
(N1 y N2)
ü
Combustión
à cámara de combustión
ü
Expansión à turbina (alta y baja) y
tobera de escape.
Es el tipo de reactor más simple, y el primero
que apareció. Tiene una sección pequeña (forma tubular –de cigarro–) y es eficiente
a velocidades supersónicas. Es ineficiente a velocidades subsónicas y
es relativamente ruidoso.
Puede ser de simple eje (single spool) o de múltiple eje (multi-spool).
·
Simple eje: sólo tiene un eje. Es bastante ineficiente.
·
Múltiple eje: los ejes (spools) que mueven los compresores rotan
uno dentro del otro. Cada compresor es movido por una turbina distinta.
Con esto se pueden conseguir velocidades óptimas de rotación del compresor.
y generan una cantidad de empuje destacable
sin necesidad de combustión.
Principales
ventajas:
ü Reduce el consumo de combustible (FF).
ü
Mayor eficiencia propulsiva à se empuja una mayor masa
de aire hacia el compresor a menor velocidad (mayor presión).
ü
Menor ruido à el aire sale de la tobera a menor velocidad y genera menos fricción
con la atmósfera (menos ruido).
ü
El flujo de aire secundario refrigera el motor.
Principales desventajas:
ü Gran
complejidad
ü
Motores
de mayor diámetro
ü
Palas
más pesadas
ü
Mayor
exposición a FOD (Foreign Object Damage) y hielo
ü
La
velocidad rotacional está limitada
Los motores turbofan tienen más de un eje (spool):
·
Doble eje (twin-spool):
o
La turbina de baja mueve
al compresor de baja y al fan.
o
La turbina de alta mueve
al compresor de alta.
·
Triple eje (triple-spool):
o
La turbina de baja mueve
al fan.
o La turbina intermedia mueve al compresor de baja. o La turbina de alta mueve al compresor de alta.
En los
motores turbofan introducimos el concepto de
índice de derivación (by-pass ratio). Es la relación entre el flujo de aire secundario y el flujo de
aire primario.
Así
pues, tenemos:
Ø Low
by-pass ratio à hasta
1,5
Ø
Intermediate
by-pass ratio à de
1,5 a 3,5
Ø High
by-pass ratio à más
de 3,5
Los motores de última generación (Rolls
Royce Trent) tienen índices de derivación de hasta 8,5. El GE90 (motor que
monta el B777) tiene un índice de derivación de 9:1.
TURBO-HÉLICE
La turbina se utiliza
para mover una hélice, vía un mecanismo de reducción (reduction gear).
Es muy eficiente propulsivamente hablando, ya que
mueve mucha cantidad de aire a poca velocidad.
- 90% hélice
El empuje se produce en las siguientes medidas
- 10% gases de escape
Hay dos tipos de configuraciones:
ü Direct drive à el eje que mueve al
compresor también mueve la hélice.
ü Free turbine à se trata de una turbina
que se dedica a mover exclusivamente la hélice. Tiene
ventajas:
o Reduce el esfuerzo de torsión en la
puesta en marcha.
o Permite operar la hélice
a bajas rpm durante el
rodaje, evitando el desgaste de los frenos y
la contaminación acústica.
o Se puede instalar un freno de hélice (rotor parking brake) que evita que las hélices giren en molinete en condiciones de viento intenso (con la
ACFT parada).
Ventajas
del turbo-hélice:
·
Alta eficiencia a
velocidades subsónicas
·
Bajo consumo de combustible
Desventajas
del turbo-hélice:
·
Velocidad limitada
·
Elevado ruido
·
Complejidad en la
transmisión del motor
Disminuyen las performances a mayor altitud
2. ENTRADAS DE AIRE
2.1
INTRODUCCIÓN
Los
requisitos son un adecuado suministro de aire atmosférico y una mínima
pérdida de energía (paredes lo más lisas posibles, si son rugosas la
velocidad se pierde). Tienen que cumplirse en todos los rangos de
operación del avión.
La eficiencia del compresor depende del flujo que recibe:
·
Laminar, menos turbulento
a la entrada del compresor: su diseño es vital para el rendimiento del motor.
Eficaz a todas las velocidades i ángulos de ataque para evitar la pérdida en el
compresor: compressor stall.
·
Presión mayor a la
atmosférica (Ram pressure = presión de impacto).
Objetivos de una entrada
divergente: por Bernoulli la
velocidad disminuye y la presión estática ↑. Para evitar la pérdida del
compresor à distribución del flujo uniformemente a través de la entrada del
fan/compresor.
En vuelo hay un
incremento de la presión de entrada debido al efecto dinámico (ram
effect).
2.2
TIPOS
DE ENTRADAS
Existen dos tipos de entradas:
·
Subsónicas
·
Supersónicas
SUBSÓNICAS
El conducto de entrada es divergente,
por lo que se produce el siguiente efecto à aumenta la PDinámica (principio de Bernoulli). Los labios de las entradas de aire subsónicas
son redondeados y suaves, para evitar que se genere
turbulencia en condiciones de viento cruzado y cuando se guiña la aeronave.
Este carenado está protegido contra el hielo
por sistemas anti-hielo. El aire caliente procede del compresor.
Las entradas de aire subsónicas no alteran la
dirección del flujo de aire, por lo que las pérdidas de energía son mínimas.
A velocidades supersónicas la eficiencia
disminuye drásticamente debido a la formación de ondas de
choque en la entrada de la toma de aire. Asimismo, a elevados ángulos de
ataque (baja
velocidad)
se produce turbulencia dentro de la toma de aire.
Dichas entradas de aire pueden incluir unas
compuertas secundarias de aire (secondary inlet doors) cuya
función es abrirse para dejar paso a una cantidad adicional de aire cuando
la aeronave se encuentra a alta potencia y:
·
Estacionaria
·
Volando a altos ángulos
de ataque (baja velocidad)
Las
tomas de aire subsónicas son empleadas en la mayoría de aeronaves comerciales
(ej:
B737,
A320…).
Cuando se opera en tierra (encendido, rodaje y
reversa) se debe operar a mínima potencia, pues el riesgo de FOD
es muy alto. Antes de la puesta en marcha, la tripulación de vuelo debe
asegurarse que el área alrededor de la turbina está libre de personal
de tierra, pues podría ser absorbido por el motor.
·
Cuando se proceda a la
puesta en marcha, se deberá avisar por comunicación interna piloto-personal
de tierra y mediante la luz de beacon.
3. COMPRESOR
La
función del compresor es incrementar la presión del aire antes de introducirlo
a la cámara de combustión.
Existen dos tipos de compresores:
|
|||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
Ventajas del
compresor axial:
ü Mayor gasto másico (G). Por tanto, mayor
empuje.
ü
Mayor
relación potencia/peso.
ü
Mayores
RC.
ü
Mayor eficiencia (80-90% comparado con el 75-80% de los centrífugos).
Desventajas del
compresor axial:
ü
Gran complejidad.
ü
Elevado
coste.
ü
Más susceptible a FOD, pérdida de compresor y surge.
Algunos motores –como el
PT6A-42 de la Beechcraft B200 Super King Air– utilizan ambos compresores,
centrífugos y axiales. En este caso, utiliza 3 etapas de flujo axial y 1 etapa
de flujo centrífugo.
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