Kg - Universidad San Buenaventura

APLICACIÓN DE HIDRÓGENO LÍQUIDO EN UNA CÁMARA DE COMBUSTIÓN
DE UN MOTOR ALLISON 250
GABRIEL GERARDO RUIZ CORREA
RUBEN DARIO SALAZAR BUITRAGO
UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA
FACULTAD DE INGENIERIA
PROGRAMA AERONAUTICA
BOGOTA DC.
2006
APLICACIÓN DE HIDRÓGENO LÍQUIDO EN UNA CÁMARA DE COMBUSTIÓN
DE UN MOTOR ALLISON 250
GABRIEL GERARDO RUIZ CORREA
RUBEN DARIO SALAZAR BUITRAGO
Trabajo de Grado para optar al Titulo de
Ingeniero Aeronáutico
ASESOR
ARNOLD ESCOBAR GARZÒN
Ingeniero Aeronáutico
UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA
FACULTAD DE INGENIERIA
PROGRAMA AERONAUTICA
BOGOTA DC.
2006
Nota de aceptación:
_____________________________
_____________________________
_____________________________
_____________________________
_____________________________
_____________________________
_____________________________
Firma del presidente del jurado
_____________________________
Firma de jurado
_____________________________
Firma del jurado
Bogotá, D.C. 23 de Noviembre de 2006
DEDICATORIA
Este trabajo de grado no hubiera sido posible sin el apoyo de nuestras familias y
amigos cercanos, sin el aporte, colaboración y dedicación de personas como
nuestro Tutor, el Ingeniero Aeronáutico Arnold Escobar Garzón, docente y
representante del grupo Investigativo en la División de Motores a Reacción y
Sistemas de Propulsión de la Universidad de San Buenaventura, nuestra alma
mater y la asesoría del Ingeniero Leonel Rincón Cancino M.Sc. de Combustión
and Thermal Systems Engineering Laboratory – LabCET del departamento de
Ingeniería Mecánica de la Universidad Federal de Santa Catarina en Brasil. A
todos ellos dedicamos nuestro trabajo con nuestro más sincero sentimiento de
gratitud hacia ustedes.
AGRADECIMIENTOS
Agradecemos al Ingeniero Fernando Colmenares M.Sc. (candidato PHD) por
habernos propuesto este tema como proyecto de grado, pues es él quien gesto
esta investigación en un comienzo.
Reconocemos y agradecemos por la colaboración al Ingeniero Hugo Chapetón de
Aeroleaver y al señor Jairo Ruiz, quienes no dudaron nunca en brindarnos la
información necesaria y colaboración para realizar este proyecto.
A todos y cada uno de los que intervinieron y realizaron aportes para la ejecución
de la misma, agradecemos su colaboración.
TABLA DE CONTENIDO
Pág.
LISTA DE TABLAS
LISTA DE FIGURAS
LISTA DE ANEXOS
GLOSARIO
RESUMEN
INTRODUCCIÓN
1. PLANTEAMIENTO DEL PROBLEMA
1.1 TITULO
1.2 TEMA
1.3 ANTECEDENTES
1.4 DESCRIPCION Y FORMULACION DEL PROBLEMA
1.5 JUSTIFICACION
1.6 OBJETIVOS
1.6.1OBJETIVO GENERAL
1.6.2OBJETIVOS ESPECIFICOS
1.7 ALCANCES Y LIMITACIONES DEL PROYECTO
1.7.1ALCANCE
1.7.2LIMITACIONES
2. MARCO DE REFERENCIA
2.1 MARCO CONCEPTUAL
2.1.1ELEMENTOS DE MECÁNICA DE FLUIDOS
2.1.2ELEMENTOS DE TERMODINÁMICA
2.2 MARCO TEORICO
2.2.1CARACTERÍSTICAS DE LOS MOTORES
2.2.2PROPULSIÓN DE MOTORES
2.2.3CÁMARAS DE COMBUSTIÓN
2.2.4EL HIDRÓGENO COMO COMBUSTIBLE
3. METODOLOGÍA
3.1 ENFOQUE DE LA INVESTIGACIÓN
3.2 LÍNEA
3.3 TÉCNICAS DE RECOLECCIÓN DE INFORMACIÓN
3.4 HIPÓTESIS
4. DISEÑO INGENIERIL
4.1 FAMILIARIZACION CON EL MOTOR ALLISON 250
4.1.1CONDICIONES GENERALES DE OPERACIÓN DEL MOTOR
4.2 CALULOS TERMOGASODINAMICOS
4.2.1DIAGRAMA DE FLUJO DEL SOFTWARE
4.2.2CONSTANTES UTILIZADAS POR EL SOFTWARE
4.2.3DESARROLLO DE LOS CALCULOS
8
9
20
21
23
24
26
26
26
26
29
30
31
31
31
32
32
32
34
34
34
39
50
50
51
53
56
64
64
64
64
64
66
66
72
73
74
79
80
Pág.
4.2.4RESULTADOS OBTENIDOS CON EL SOFTWARE
4.2.5CALCULO DE CONSUMO ESPECÍFICO DE COMBUSTIBLE
USANDO UNA TERCERA METODOLOGIA
4.2.6VELOCIDAD DE REFERENCIA PARA LA COMBUSTIÓN
4.3 CACULOS ESTEQUIOMETRICOS DE HIDRÓGENO
4.3.1TEMPERATURA DE LLAMA ADIABATICA
4.4 EMISION DE CONTAMINANTES
4.4.1EMISIONES DE LA AERONAVE USANDO HIDRÓGENO
COMO COMBUSTIBLE
4.4.2EMISIONES DE LA AERONAVE USANDO KEROSEN
COMO COMBUSTIBLE
4.4.3REDUCCIÓN DE LA CONTAMINACIÓN EN EL USO DE
KEROSEN O HIDRÓGENO
4.5 MODELAMIENTO DE LA CAMARA EN 3D
4.6 SIMULACIÓN DE LA COMBUSTION EN FLUENT
4.6.1DESCRIPCIÓN DE LA SIMULACIÓN
4.6.2GENERACIÓN DEL ENMALLADO POR MEDIO DE GAMBIT
4.6.3PREPARACIÓN PARA EL CÁLCULO EN FLUENT
4.7 IMPACTO DEL HIDRÓGENO EN EL MOTOR
4.8 MATERIAL DE LA CAMARA DE COMBUSTION
5. CONCLUSIONES
6. RECOMENDACIONES
BIBLIOGRAFIA
107
121
131
133
137
139
139
142
146
151
163
163
164
189
289
290
296
301
303
LISTA DE TABLAS
Pág.
Tabla 1. Características de los combustibles
58
Tabla 2. Propiedades del Hidrógeno.
59
Tabla 3. Resultados del software de SFC y potencia especifica
para el hidrógeno a una temperatura de 1310,92 K
108
Tabla 4. Resultados del software de SFC y potencia especifica
para el hidrógeno a una temperatura de 1350 K
110
Tabla 5. Resultados del software de SFC y potencia especifica
para el kerosén a una temperatura de 1000 K
115
Tabla 6. Resultados del software de SFC y potencia especifica
para el kerosén a una temperatura de 1088.55 K
Tabla 7. Comparativo de Resultados SFC en
[ ]
Kg
KW *h
117
130
Tabla 8. Elemento, reacción y producto de la estequiometria
134
Tabla 9: Propiedades de las especies
138
Tabla 10.Niveles de Ruido
141
LISTA DE FIGURAS
Pág.
Figura 1:
Global Observer de AeroViroment
28
Figura 2:
Transformación isotérmica
41
Figura 3:
Transformación isocora
42
Figura 4:
Transformación isobara
42
Figura 5:
Transformación adiabática
43
Figura 6:
Esquema del ciclo básico de turbinas
46
Figura 7:
Ciclo termodinámico básico de las turbinas de gas.
47
Figura 8:
Diagrama de entropía vs. Temperatura
48
Figura 9
Ciclo Termodinámico ideal del turborreactor básico en
el diagrama presión- volumen específico.
52
Figura 10: Cámara de combustión tubular.
56
Figura 11: Cryoplane, ejemplo basado en un A310
61
Figura12:
Configuraron para almacenamiento del hidrógeno en el Cryoplane 62
Figura 13: Agusta A109AII
66
Figura 14: Motor seccionado
66
Figura 15: Vista frontal
67
Figura 16: Vista lateral
67
Figura 17: Secciones del motor Allison 250
68
Figura 18: Entrada de aire del Motor (Intake)
69
Figura 19: Sección de compresión
69
Figura 20: Carcasa estatora de la sección de compresión.
70
Figura 21: Ductos difusores y alojamiento de la cámara de combustión.
70
Figura 22: Cámara de Combustión
71
Figura 23: Sección de turbina del compresor, de potencia y ductos
de escape
71
Pág.
Figura 24: Ductos difusores (nozzles) de la primera etapa de turbina
y el disco rotor de la etapa de turbina No 1.
72
Figura 25: Bell Agusta 109 MKII Plus, que utiliza el motor Allison 250
73
Figura 26: Esquema Allison 250 para el software de los cálculos
termogasodinámicos
Figura 27: Diagrama de flujo para los cálculos termogasodinámicos
74
76
Figura 28: Valores estimados de presión, temperatura y velocidad
86
Figura 29: Consumo específico de combustible versus relación de
compresión para el hidrógeno
113
Figura 30: Potencia específica versus relación de compresión para
el hidrógeno.
114
Figura 31: Consumo específico de combustible versus relación
de compresión para el kerosén
120
Figura 32: Potencia específica versus relación de compresión
para el kerosén
121
Figura 33: Incremento de la temperatura de combustión
versus la relación combustible/aire
Figura 34: Resultados del programa
125
139
Figura 35: Influencia de las condiciones de funcionamiento de la
cámara de combustión sobre el índice de emisión del CO (IECO)
144
Figura 36: Influencia de las condiciones de funcionamiento de la
cámara de combustión sobre el índice de emisión de
hidrocarburos no quemados (IECH).
145
Figura 37: Influencia de las condiciones de funcionamiento de la
cámara de combustión sobre el índice de emisión del
NOx (IENOx)
145
Figura 38: Influencia de las condiciones de funcionamiento de la
cámara de combustión sobre la emisión de humos.
Figura 39: Influencia de la relación de compresión sobre la emisión de NOx
146
147
Pág
Figura 40: Mejora del sistema de inyección
149
Figura 41: Parte anterior de la cámara de combustión: Vista isométrica
151
Figura 42: Parte anterior de la cámara de combustión: Vista frontal
151
Figura 43: Parte anterior de la cámara de combustión: Vista superior
152
Figura 44: Parte anterior de la cámara de combustión: Vista inferior
152
Figura 45: Parte anterior de la cámara de combustión: Vista inferior
Isométrica.
153
Figura 46: Parte anterior de la cámara de combustión:
Detalle orificios estabilizadores de llama
153
Figura 47: Parte media de la cámara de combustión: Vista isométrica
154
Figura 48: Parte media de la cámara de combustión: Vista superior
154
Figura 49: Parte media de la cámara de combustión: Vista frontal
155
Figura 50: Parte media de la cámara de combustión: Vista inferior
155
Figura 51: Parte posterior de la cámara de combustión: Vista isométrica
156
Figura 52: Parte posterior de la cámara de combustión: Vista superior
156
Figura 53: Parte posterior de la cámara de combustión: Vista frontal
157
Figura 54: Parte posterior de la cámara de combustión: Vista lateral
157
Figura 55: Parte posterior de la cámara de combustión: Vista inferior
158
Figura 56: Fire shield de la cámara de combustión: Vista isométrica
158
Figura 57: Fire shield de la cámara de combustión: Vista superior
159
Figura 58: Fire shield de la cámara de combustión: Vista frontal
159
Figura 59: Fire shield de la cámara de combustión: Vista inferior
160
Figura 60: Conjunto completo de la cámara de combustión: Vista isométrica 160
Figura 61: Conjunto completo de la cámara de combustión: Vista frontal
161
Figura 62: Conjunto completo de la cámara de combustión: Vista lateral
161
Figura 63: Conjunto completo de la cámara de combustión: Vista superior
162
Figura 64: Conjunto completo de la cámara de combustión: Vista inferior
162
Figura 65: Descripción de la cámara de combustión
163
Pág
Figura 66: Esquema de la cámara de combustión
164
Figura 67: Exportación de la cámara de combustión
165
Figura 68: Seleccionar en botón abrir
165
Figura 69: Búsqueda del archivo
166
Figura 70: Generación de caras
167
Figura 71: Selección de caras
167
Figura 72: Creación de cara, flujo secundario
168
Figura 73: Ubicación del film cooling 1
168
Figura 74: Ubicación del film cooling 2
169
Figura 75: Ubicación de los film cooling
169
Figura 76: Accionamiento del botón Render Model
170
Figura 77: Accionamiento del botón Wireframe
170
Figura 78: Comando de zonas
171
Figura 79: Tipo de cara
172
Figura 80: Confirmación de paredes
173
Figura 81: Nombre de las líneas
174
Figura 82: Confirmación de la acción de líneas
174
Figura 83: Selección de nombre de la cámara de combustión
175
Figura 84: Selección del nombre del inyector
175
Figura 85: Selección del nombre de la salida de la cámara de combustión
176
Figura 86: Accionamiento del nombre de la cámara de combustión
176
Figura 87: Selección del nombre a la entrada de aire
177
Figura 88: Accionamiento de la entrada de aire
177
Figura 89: Accionamiento de los tipos continuos
178
Figura 90: Selección de la primera zona
179
Figura 91: Selección de la segunda zona
179
Figura 92: Selección de la tercera zona
180
Pág.
Figura 93: Confirmación de zonas
180
Figura 94: Ubicación del botón Mesh
181
Figura 95: Selección de cara a enmallar
182
Figura 96: Aplicación del enmallado
183
Figura 97: Enmallado secundario
183
Figura 98: Accionamiento del enmallado
184
Figura 99: Enmallado del film cooling 1
184
Figura 100: Accionamiento del enmallado
185
Figura 101: Selección del enmallado 2
185
Figura 102: Accionamiento del enmallado 2
186
Figura 103: Enmallado del flujo primario de la cámara
186
Figura 104: Accionamiento del enmallado del flujo primario
187
Figura 105: Exportación del mesh
188
Figura 106: Accionamiento de la exportación del mesh
188
Figura 107: Elección del modelo en FLUENT
189
Figura 108: Búsqueda del archivo .msh
189
Figura 109: Selección del archivo
190
Figura 110: Verificación del enmallado
190
Figura 111: Notificación de error
191
Figura 112: Visualización del enmallado del liner
191
Figura 113: Accionamiento del comando Gris
192
Figura 114: Visualización del enmallado en fluent
192
Figura 115: Escalación del modelo
193
Figura 116: Accionamiento de la escala
193
Figura 117: Condiciones del gas
194
Figura 118: Accionamiento de las condiciones del gas
194
Figura 119: Modelo matemático
195
Figura 120: Accionamiento del modelo matemático
195
Pág.
Figura 121: Selección de la especie
196
Figura 122: Selección del modelo de combustión premezclada
197
Figura 123: Selección de la condición no adiabático
197
Figura 124: Tipo de modelo de simulación
198
Figura 125: Interacción de la fase continúa
199
Figura 126: Inyector
199
Figura 127: Condiciones iniciales del inyector
200
Figura 128: Propiedades del inyector
201
Figura 129: Propiedades del inyector
202
Figura 130: Materiales
203
Figura 131: Definición de materiales
204
Figura 132: Tipo de material
204
Figura 133: Condiciones límites
205
Figura 134: Zonas
205
Figura 135: Velocidad de entrada
206
Figura 136: Condiciones de la velocidad de entrada
207
Figura 137: Presión de salida
207
Figura 138: Condiciones de presión de salida
208
Figura 139: Flujo másico
208
Figura 140: Condiciones de flujo másico
209
Figura 141: Condiciones del fluido
210
Figura 142: Fluido
210
Figura 143: Condiciones del aire
211
Figura 144: Aire
211
Figura 145: Cálculo del software
212
Figura 146: Inicializar
212
Figura 147: Resultados residuales
213
Pág.
Figura 148: Activación del plot
213
Figura 149: Guardar archivo
214
Figura 150: Selección del archivo
214
Figura 151: Iteración de los cálculos
215
Figura 152: Establecimiento de iteraciones deseadas
215
Figura 153: Ventana de iteración
216
Figura 154: Convergencia de resultados
216
Figura 155: Visualización de resultados
217
Figura 156: Diferentes ventanas de visualización
217
Figura 157: Presión Estática
218
Figura 158: Presión Dinámica
219
Figura 159: Presión Total
219
Figura 160: Densidad Total
220
Figura 161: Magnitud de Velocidad
220
Figura 162: Función de Corriente
221
Figura 163: Temperatura Estática
222
Figura 164: Temperatura Total
222
Figura 165: Intensidad
223
Figura 166: Vectores
224
Figura 167: Selección de vectores
224
Figura 168: Visualización de los vectores
225
Figura 169: Path Lines
225
Figura 170: Selección de Path Lines
226
Figura 171: Visualización de Path Lines
226
Figura 172: Definición del modelo prePDF
229
Figura 173: Especies químicas
230
Figura 174: Selección de especies químicas
230
Pág.
Figura 175: Número de especies
231
Figura 176: Composición del combustible y del oxidante
231
Figura 177: Fracción molar del combustible
232
Figura 178: Fracción molar del oxidante, O2
232
Figura 179: Fracción molar del oxidante, N2
233
Figura 180: Condiciones de operación
234
Figura 181: Guardar las entradas
234
Figura 182: Guardar el archivo
235
Figura 183: Tabla de operaciones 1
235
Figura 184: Tabla de operaciones 2
236
Figura 185: PDF adiabático
236
Figura 186: Guardar el archivo.pdf
237
Figura 187: Temperatura del sistema adiabático
238
Figura 188: Curvas de temperatura
238
Figura 189: Visualización de la temperatura
239
Figura 190: Sistema adiabático
239
Figura 191: Aplicación del sistema adiabático
240
Figura 192: Condiciones de operación de la temperatura
para el sistema no adiabático
241
Figura 193: Aplicación de condiciones
241
Figura 194: Parámetros de solución de mezcla rica.
242
Figura 195: Fijación de fracción estequiométrica
243
Figura 196: Composición del límite rico
243
Figura 197: Aplicación del límite rico
243
Figura 198: Guardar entradas en prePDF
244
Figura 199: Ubicación y almacenamiento del archivo
244
Figura 200: Datos termodinámicos de la base de datos.
245
Pág.
Figura 201: Tabla de base de datos
245
Figura 202: Archivo PDF no adiabático
246
Figura 203: Almacenamiento del archivo.pdf
246
Figura 204: Cálculo de prePDF
247
Figura 205: Selección de temperatura
247
Figura 206: Visualización de temperatura
248
Figura 207: Relación especies/fracción de mezcla
248
Figura 208: Selección de especies
249
Figura 209: Seleccionar los reactantes de la mezcla
249
Figura 210: Figuración de especies
249
Figura 211: Figuración de especies
250
Figura 212: Elección del modelo en fluent
251
Figura 213: Extracción del archive .msh
251
Figura 214: Búsqueda del archivo
252
Figura 215: Verificación del enmallado
252
Figura 216: Procedimiento de notificación de error
253
Figura 217: Visualización del enmallado del liner
253
Figura 218: Selección de las superficies
254
Figura 219: Visualización de las superficies
254
Figura 220: Escalamiento del modelo
255
Figura 221: Selección del tipo de unidad
255
Figura 222: Condiciones de simulación
256
Figura 223: Modelo 2D axi-simétrico
256
Figura 224: Modelo matemático predeterminado
257
Figura 225: Modelo turbulento (k-epsilon)
257
Figura 226: Modelo químico del PDF
258
Figura 227: Selección del modelo no-premezclado
258
Pág.
Figura 228: Cargar el archivo .pdf
259
Figura 229: Cargar el archivo
259
Figura 230: Fase discreta
260
Figura 231: Factor de longitud de escala
261
Figura 232: Inyector
261
Figura 233: Propiedades de inyección
262
Figura 234: Tipo de inyección
263
Figura 235: Temperatura de inyección
264
Figura 236: Activación del modelo estocástico
265
Figura 237: Definición de materiales
266
Figura 238: Selección de materiales
266
Figura 239: Selección de partícula inerte
267
Figura 240: Condiciones Limite
268
Figura 241: Zonas
268
Figura 242: Condiciones de velocidad de entrada
269
Figura 243: Establecimiento del diámetro hidráulico y
de la temperatura a la que el aire ingresa.
269
Figura 244: Parámetros de salida
270
Figura 245: Parámetros de salida
270
Figura 246: Condiciones del combustible
271
Figura 247: Parámetros del mass flow del combustible
271
Figura 248: Inicializar simulación
272
Figura 249: Panel para establecer las condiciones de simulación
273
Figura 250: Opción para habilitar el trazado de los resultados residuales
273
Figura 251: Panel de monitores residuales
274
Figura 252: Guardar los parámetros de simulación
274
Figura 253: Panel para guardar el archivo de simulación.
275
Pág.
Figura 254: Menú de Iteración
275
Figura 255: Panel de iteración
276
Figura 256: Resultados residuales
276
Figura 257: Convergencia de la solución
277
Figura 258: Menú de Contornos
277
Figura 259: Panel de opciones de contornos
278
Figura 260: Contorno de presión estática
278
Figura 261: Contorno de presión dinámica
279
Figura 262: Contorno de presión total
280
Figura 263: Contorno de densidad total
280
Figura 264: Contorno de magnitud de velocidad
281
Figura 265: Contorno de función de corriente
282
Figura 266: Contorno de temperatura estática
283
Figura 267: Contorno de presión total
283
Figura 268: Contorno de intensidad de turbulencia
284
Figura 269: Menú para visualizar vectores
285
Figura 270: Panel de opciones de vectores
285
Figura 271: Contorno de vectores de velocidad
286
Figura 272: Menú de líneas de trayectoria
286
Figura 273: Panel de opciones de líneas de trayectoria
287
Figura 274: Líneas de trayectoria
287
Figura 275: Características de Inconel 600
292
LISTA DE ANEXOS
Pág.
ANEXO A. CÓDIGO DEL SOFTWARE DE CÁLCULOS
TERMOGASODINAMICOS
306
ANEXOB. PLANOS DE LA CAMARA DE COMBUSTION
317
GLOSARIO
Th
Ph
Ma
Kaire
Kgases
λ
φ
R
Rg
lisent
ηc
ιcc
(σ cc )
ηTt
vref
υ sang
η Tt − L
M4
λT − S
υR
η M −T − L
η RED
ηp
Nred
N R −es
λR
υR
η M −T − L
η RED
π ct
T3t
ηc
Temperatura estándar a nivel del mar
Presion estándar a nivel de mar
Mach de vuelo
Constante adiabática del Aire
Constante adiabática de los gases
Coeficiente de pérdida en el estator
Coeficiente de salto de temperatura
Constante universal de los gases
Constante universal de los gases
Trabajo isentrópico
Rendimiento del compresor
Rendimiento de combustión
Coeficiente global de recua. total en la
cámara de combustión.
Rendimiento mecánico de la turbina del comp.
Gasto de aire relativo de refrigeración
Gasto relativo de sangrado
Rendimiento de turbina libre
Mach en la turbina
Coeficiente de perdida de velocidad
Gasto másico relativo
Rendimiento mecánico de la turbina libre
Rendimiento de reducción
Rendimiento de propulsivo
Potencia reducida
Potencia al eje
Trabajo del rotor
Gasto másico relativo
Rendimiento mecánico de la turbina libre
Rendimiento de reducción y equivale a 0.98
Relación de compresión real del motor
Temperatura de entrada a la turbina
Rendimiento isentrópico del motor
ηt
ηm
ηb
ΔPb
ΔPs
CFD
SFC
PDF
FLUENT
GAMBIT
SOLID EDGE
K EPSILON
Rendimiento isentrópico de cada turbina
Rendimiento mecánico de cada eje
Rendimiento de la combustión
Perdida de presión de la cámara de combustión
Perdida de presión de la salida de los gases
Computational Fluid Dynamics
Consumo especifico de combustible
Probability Density Function
Es uno de los programas más importantes del software de la
dinámica de fluidos computacional (CFD). Este software se
utiliza para la simulación, la visualización, y el análisis del flujo
fluido, del calor y de la transferencia total, y de reacciones
químicas.
Es un pre-procesador integrado para los análisis CFD. El
usuario utiliza Gambit, bien para construir la geometría y
generar una malla para ella, o para importar una geometría
creada por paquete de dibujo 3D CAD/CAE, realizarle las
modificaciones adecuadas, y generarle una malla para el
posterior análisis.
Programa para modelamiento en 2D/3D.
Para simular modelos turbulentos FLUENT utiliza el modelo de
turbulencia k - epsilon para realizar la simulación. Este es un
modelo semi-empírico; su ecuación deriva de las ecuaciones
de Reynolds-Average Navier-Stokes. Las mayores asunciones
en este modelo es que se trata de un flujo totalmente
turbulento y con efecto de la viscosidad despreciable, además
únicamente puede utilizarse para flujos totalmente turbulentos.
RESUMEN
Esta investigación consiste en analizar el comportamiento del hidrógeno líquido
como combustible en comparación con el kerosén en la cámara de combustión de
un motor Allison 250. Utilizando herramientas como FLUENT con el cual se
obtuvieron simulaciones que muestran lo que podría suceder a interior de la
cámara en el proceso combustión.
En su desarrollo se realizaron cálculos para teorizar las condiciones de operación
del motor y de esta forma poder lograr realizar las simulaciones en cada uno de
los casos para poder realizar los respectivos análisis y comparativos. Además se
analizaron factores como la estequiometria, emisiones de cada uno de los
combustibles y una alternativa para el rediseño de la cámara de combustión.
INTRODUCCIÓN
Esta es una investigación que contribuye con el desarrollo de nuevas tecnologías
para la disminución de la emisión de contaminantes que es un tema de gran
interés para el mundo por estos días, además que también podría ser una
alternativa a corto plazo para los fabricantes que asumen que la reserva mundial
de combustible fósil no durará un tiempo muy largo y que se deben empezar a
emplear nuevas alternativas de obtención de energía.
Hasta ahora ya se tienen análisis generalizados sobre como actúa el hidrógeno en
el funcionamiento de un motor y como afecta su desempeño, al igual que a la
estructura de la aeronave como tal y algunos de los términos que se evaluarán y
se pondrán en consideración como la combustión, serán explicados mas adelante
en el transcurso de este texto, abordando temas como teorías de combustión,
contaminantes, análisis estequiométrico del hidrógeno, entre otros.
El tema que se desarrolla en esta investigación es el análisis de hidrógeno líquido
en una cámara de combustión del motor Allison 250, para ello se cuenta con la
ayuda de diversos métodos de análisis como el software especializado FLUENT,
además de asesoría por parte de especializados en la materia, que ayudaron a la
obtención de resultados.
Uno de sus propósitos, fue analizar el comportamiento de este nuevo combustible
en el motor, además de analizar los procesos de combustión llevados a cabo
utilizando el hidrógeno líquido como combustible.
Para ello, se llevaron a cabo estudios de investigación usando diferentes textos
con material acerca del tema, paquetes de software especializados en el análisis
de temperatura, esfuerzos y demás variables que se involucran en el proceso de
la combustión en un motor a reacción , y sobre todo cuando se utiliza este tipo de
combustible.
Como es ya sabido, en los estudios de investigación actuales acerca del
hidrógeno líquido como combustible en la aviación, este no ha sido implementado
de una manera ni siquiera parcial ya que las modificaciones necesarias para su
total implementación requerirían de una gran inversión por parte de las empresas,
todo ello, porque entre la inversión se encuentran detalles como la completa
adquisición de flota con capacidad de almacenaje de el hidrógeno que aunque es
más ligero que el combustible utilizado hoy en día requiere tanques de almacenaje
más grandes por su volumen.
La importancia de este estudio tiene que ver con el hecho que es una
investigación hasta ahora nueva en el mundo ya que esta clase de estudio no se
ha realizado para este motor en especial. Es importante porque el hecho de
conseguir algún resultado sobre el tema puede ser el primer paso en la
implementación de un sistema que promete ser una muy buena alternativa, tanto
ambiental como un sustituto a los combustibles derivados del petróleo, así como el
hecho de dejar el nombre de Colombia y de su investigación en un
posicionamiento de vanguardia a nivel de desarrollo tecnológico.
En la investigación se utilizaran ciertas palabras en específico en el idioma ingles,
con el ánimo de conservar un lenguaje propio del medio aeronautico.
1. PLANTEAMIENTO DEL PROBLEMA
1.1 TITULO
Aplicación de Hidrógeno Líquido en una Cámara de Combustión de un Motor
Allison 250.
1.2 TEMA
Procesos de combustión en motores a reacción.
1.3 ANTECEDENTES
La utilización del hidrógeno líquido ha sido un tema que se ha venido tratando por
expertos como el profesor Andrzej Teodorczyk de la Warsaw University of
Technology quien el pasado 15 de septiembre de 2005 en el marco de el
Congreso Internacional de Ingeniería Aeronáutica realizado en la Universidad de
San Buenaventura, realizó una conferencia de la utilización de Hidrógeno Líquido
como combustible en la aviación, enfatizando en dos puntos importantes como:
Emisión de contaminantes y Seguridad.
Con respecto a la emisión de contaminantes, el profesor Teodorczyk realizó una
comparación entre el Kerosén y el hidrógeno líquido y llegó a la conclusión que el
Kerosén emite más contaminantes como CO2 y NOX, mientras el hidrógeno
emite más agua y cantidades menores de NOx, análisis que se desarrollaran en
esta investigación de aplicación del hidrógeno en un motor a reacción.
En los aspectos de seguridad, el hidrógeno no es tóxico, los productos de
combustión no son tóxicos, además posee la propiedad de tener un bajo calor de
radiación y no detona en la atmósfera libre, lo cual se convierte en una ventaja a la
hora del almacenaje en tierra, como por ejemplo los aeropuertos en los que se
espera algún día arriben y despeguen las aeronaves que operaran con este tipo
de combustible.
Dentro de las conclusiones más generales a las que han llegado algunas de las
investigaciones referentes al tema, se tiene que:
•
La utilización del hidrógeno líquido en la aviación trae consigo unas
modificaciones en los materiales, partes, componentes, y motores.
26
•
Desde el punto de vista de costos el hidrógeno líquido es poco atractivo
debido a la falta de infraestructura haciendo de esta una desventaja
frente al kerosén.
El hidrógeno se está convirtiendo en
industria del transporte. Las pilas de
sustituto del petróleo constituyen las
Estas tecnologías son susceptibles
transcurso de la próxima década.
una fuente de energía muy utilizada en la
combustible y el uso del hidrógeno como
tecnologías que despiertan mayor interés.
de conocer un auge importante en el
La empresa Québec tiene especial interés en el hidrógeno como sustituto de los
productos derivados del petróleo. Los proyectos actualmente en curso se centran
principalmente en la reducción de los costos de producción y en el desarrollo de
nuevas técnicas de almacenamiento y transporte del hidrógeno.
Desde hace más de 10 años, se están desarrollando en el ámbito internacional,
actividades de Investigación y Desarrollo y de demostración en el marco del
proyecto como el Euro-Québec y el Hydro-Hidrógeno. Los esfuerzos se han
centrado principalmente en el transporte público urbano, en el almacenamiento y
transporte del hidrógeno y en el sector de la aviación. Las actividades de mayor
interés comprenden:
•
•
•
•
•
•
Desarrollo de tecnologías de almacenamiento;
Producción de hidrógeno mediante electrólisis y refinado de gas natural;
Desarrollo de tecnologías del hitano;
Desarrollo de pilas de combustible y evaluación de su impacto;
Investigación sobre la propagación de llamas de hidrógeno;
Elaboración de normas y reglas de seguridad.
En la actualidad, los esfuerzos apuntan a acelerar las transferencias tecnológicas
para facilitar el uso de estas tecnologías desarrolladas con fines comerciales e
industriales.
El hidrógeno se produce utilizando electricidad o calor, a partir de fuentes
energéticas renovables o fósiles. No obstante, se está considerando cada vez más
el uso de energía renovable no contaminante para la producción de hidrógeno,
debido, en particular, a la preocupación creciente que en la actualidad generan el
medio ambiente y los cambios climáticos.
En este aspecto, la electrólisis constituye uno de los métodos de producción más
prometedores. Este proceso utiliza la electricidad para separar el hidrógeno y el
oxígeno de las moléculas de agua. Asimismo, el hidrógeno producido a partir de la
27
conversión térmica de la biomasa presenta ventajas considerables para el medio
ambiente.
En los Estados Unidos se diseño un avión que funciona con hidrógeno líquido que
hasta ahora ha realizado con éxito sus primeros vuelos de prueba según la
empresa norteamericana AeroVironment. Se combinan hidrógeno líquido,
almacenado a bordo, con oxígeno extraído del aire en células de combustible, y la
hélice funciona con la electricidad generada mediante este proceso.
Según la empresa AeroVironment, un tanque lleno de hidrógeno sería suficiente
para que el avión permaneciese en el cielo durante 24 horas.
El avión se llama Global Observer y funciona sin piloto. Tiene una fila de ocho
hélices en su ala que se alimentan con el hidrógeno. El hecho que el avión
transporte hidrógeno líquido a bordo significa que es imprescindible aislar el
tanque donde este está almacenado. La empresa no ha ofrecido detalles sobre el
diseño del tanque y tampoco sobre la naturaleza de las células de combustible
que combinan hidrógeno por una parte y oxígeno por otra que extrae del cielo
mientras está volando.
Figura 1: Global Observer de AeroViroment
Fuente: http://www.avinc.com/uas_dev_project_detail.php?id=113
Según la empresa, ya se han realizado dos vuelos de prueba de poco más de una
hora cada uno. Lo que más les interesaba a los científicos que han diseñado el
avión era comprobar la capacidad de manejar el hidrógeno líquido.
AeroVironment espera poder comercializar aviones como Global Observer como
una alternativa de plataformas de telecomunicaciones en vez de los satélites
actuales. Aviones que utilizan hidrógeno como fuente de energía reducirían el
impacto de la aviación sobre cambios climáticos ya que las emisiones de gases de
28
vuelos están creciendo más que las emisiones causadas por otros sectores
económicos. Nuevos avances en combustibles limpios, como el hidrógeno, podría
ayudar a corregir esta tendencia.
1.4 DESCRIPCION Y FORMULACION DEL PROBLEMA
De acuerdo al conocimiento adquirido hasta la fecha, la sección del motor con
menor avance tecnológico es la cámara de combustión en cuanto a la
preservación del medio ambiente.
Según lecturas referentes al tema, la emisión de contaminantes por los
turborreactores es de importancia únicamente a muy altas y bajas altitudes. A
bajas altitudes, por debajo de los mil metros, las emisiones en el escape pueden
afectar a la calidad del aire en las zonas próximas a los aeropuertos. En crucero, a
muy altas altitudes, las emisiones podrían afectar al medio ambiente del planeta.
Los productos principales de emisión a bajas altitudes y sus efectos en el medio
ambiente, se pueden resumir de la siguiente forma:
-
Oxido de Carbono (CO) – gas toxico
Hidrocarburos (HC) – olores y “smog” fotoquímico
Óxidos de Nitrógeno (NOx) –“smog” y gas toxico
Humos – deposición de partículas visibles.
Los aspectos principales en una cámara de combustión son: vapor de agua y
hidrocarburos, dióxido de carbono, monóxido de carbono, oxido nítrico, dióxido de
nitrógeno y humo.
El vapor de agua y el dióxido de carbono son resultados normales de la
combustión el resto de las emisiones son con contaminantes.
Con base en lo visto en el transcurso de la carrera, el estudio realizado por
conocedores de la materia acerca de la emisión de contaminantes, es que estos
dependen de los regimenes de operación del motor, como las producidas en
ralenti y en régimen de máximo empuje en el despegue y en crucero; además del
tipo de combustible entre otros.
Otro aspecto importante es la utilización de hidrógeno líquido como combustible, y
cómo éste afecta el rendimiento de la cámara de combustión y del motor en sí.
Se opta por el hidrógeno líquido como combustible debido a la versatilidad que
posee, en cuanto a su bajo peso ya que comparativamente con el kerosén es 2.8
29
veces más liviano, tiene la propiedad de distribuirse uniformemente en la cámara
de combustión., no necesita demasiada energía para la ignición, entre otros.
Para mejorar la emisión de contaminantes en cuanto al tipo de combustible, se
analizará el comportamiento del hidrógeno líquido a través de la cámara de
combustión, ya que el hidrógeno no emite dióxido de carbono y sus
concentraciones de oxido de nitrógeno son menores que en la combustión con
kerosén.
La utilización de hidrógeno líquido trae consigo una modificación de la cámara de
combustión, teniendo en cuenta los factores positivos y negativos que el hidrógeno
pueda generar en esta, debido a que actualmente se utilizan las cámaras de
combustión diseñadas para que trabajen con combustibles fósiles y al incorporar
el hidrógeno a esa lista, las cámaras cambiarán su diseño y rendimiento, esto trae
consigo un amplio análisis de la cámara de combustión, ya sea desde sus
diferentes procesos de combustión hasta diferentes variantes como el
dimensionamiento, forma, y procesos de inyección de combustible, etc.
1.5 JUSTIFICACION
Conociendo los problemas actuales en cuanto a reservas de combustible fósiles
existentes y por la preocupación mundial acerca del medio ambiente, el
hidrógeno, surge como una alternativa para suplir estas necesidades, por ello la
importancia en la investigación de este combustible ya que aportaría a la sociedad
grandes ventajas además de incentivar a la investigación tanto en Colombia a
corto plazo como en el resto del mundo a largo plazo.
Debido a que los precios del petróleo están subiendo en gran medida, surge el
hidrógeno como una alternativa para su uso como combustible, empleado en este
caso a motores de aviación, mas específicamente a un Allison 250, que serviría
como ejemplo de la aplicación el uno de tantos campos en el que es ajustable.
Debido a que el transporte, marítimo, terrestre y aéreo usan el 40% de la energía
total de la tierra, podría resultar una solución bastante viable a la escasez futura
de combustibles fósiles y a la contaminación emitida a gran escala por cientos de
vehículos que utilizan este tipo de combustibles.
En cuanto a la aviación las estadísticas muestran un crecimiento predictivo del
+4.5 % por año en el mundo, además de un crecimiento de la emisión de CO2 del
+ 2.5% por año, haciendo cada día mas necesario el planteamiento de nuevas
alternativas, que sirvan como solución a este tipo de problemas.
30
Debido a grandes ventajas como la relación de peso que existe entre el hidrógeno
líquido y el kerosén, que es de 1:2.8, vemos una gran disminución en este,
haciendo de esta propiedad una ventaja que en la aviación es primordial, aunque
también existe la limitante del almacenamiento, pues en cuanto al volumen vemos
que el hidrógeno líquido es cuatro veces de mayor volumen que el kerosén
teniendo que plantear nuevas alternativas de almacenamiento en las aeronaves
también.
1.6 OBJETIVOS
1.6.1 OBJETIVO GENERAL
Analizar el comportamiento del hidrógeno líquido como combustible en una
cámara de combustión de un motor Allison A – 250
1.6.2 OBJETIVOS ESPECIFICOS
•
Conocer los contaminantes emitidos por el hidrógeno líquido y el impacto
que estos puedan tener en el medio ambiente.
•
Analizar el impacto del hidrógeno líquido en el motor
•
Realizar los cálculos termogasodinámicos en un motor Allison A-250
utilizando Hidrógeno Líquido.
•
Modelar en 3D la geometría de la cámara de combustión.
•
Estudiar la cámara de combustión original con su respectivo combustible.
•
Comparar la cámara de combustión original con la cámara de combustión
utilizando hidrógeno líquido.
•
Estudiar la estequiometría del hidrógeno líquido.
•
Seleccionar los materiales idóneos para la cámara de combustión.
31
1.7 ALCANCES Y LIMITACIONES DEL PROYECTO
1.7.1 ALCANCE
Durante el desarrollo del proyecto se lograron los objetivos propuestos en su
periodo de aceptación, entre el que se encuentra la realización satisfactoria de el
análisis del proceso de combustión que se lleva acabo en la cámara de
combustión del Allison 250 cuando utiliza el combustible con el que opera
normalmente, y cuando usa hidrógeno, realizando simulaciones en FLUENT, las
cuales arrojaron resultados de los cuales se sacaron las conclusiones de la
investigación
Para esto se hizo una teorización matemática de los parámetros de
funcionamiento de motor por medio de los cálculos termogasodinámicos, en los
cuales se implementaron conocimientos adquiridos durante el transcurso de las
asignaturas del programa de Ingeniería Aeronáutica, habiendo hecho relación a
una gran variedad de temas relacionados con los motores a reacción,
consideraciones de diseño de los mismos y concepto básicos de su
funcionamiento como complemento de este análisis se realizo un programa que
facilito el poder variar algunos datos para así establecer valores que fuesen mas
cercanos a los reales con los que trabaja del motor.
A su vez se logro desarrollar la geometría de la cámara de combustión en 3D con
la ayuda de Solid Edge. Modelo que se utilizo como medio de familiarización con
la geometría del modelo real, para así poder establecer un modelo en dos
dimensiones con el que se podría realizar la simulación en FLUENT.
Con base en los resultados obtenidos se pudo llegar a proponer alternativas en
cuanto al diseño como son por ejemplo la fabricación de la cámara con un nuevo
material, o analizar la posibilidad de poder mejorar los sistemas de inyección y
mezcla de aire.
Basados en el proceso de aprendizaje que se adquirió con FLUENT, se ha
realizado un paso a paso detallado del proceso utilizado para realizar las
simulaciones, sirviendo este como guía a manera de ejemplo para futuros
proyectos que quieran implementar este tipo de simulaciones
1.7.2 LIMITACIONES
Durante el desarrollo del proyecto, se presentaron algunas limitaciones,
principalmente de información teórica con respecto a parámetros de diseño y de
funcionamiento del motor, además de no contar por mucho tiempo con el software
necesario para las simulaciones y su respectiva guía de información para su
32
utilización e implementación de modelos de combustión como el que se llevo a
cabo en esta investigación.
La poca información bibliográfica acerca de teoría de modelos de simulación de
procesos de combustión utilizando herramientas de análisis como programas de
CFD, fue uno de los principales problemas que hizo que se retrasara el proyecto,
no alcanzando así a llegar a realizar una simulación en 3D, que aunque no se
encontraba dentro de los objetivos de la investigación, hubiese sido ideal para
poder comparar los resultados obtenidos en las simulaciones realizadas en 2D.
También al ser la primera vez que se manejan modelos de simulación como este
en la universidad, se tuvieron algunas dificultades, pues se tuvo que realizar un
proceso de aprendizaje que tomo un largo tiempo, retrasando así el cronograma
establecido en un comienzo para llevar a cabo las simulaciones
33
2. MARCO DE REFERENCIA
2.1 MARCO CONCEPTUAL
Para el perfecto entendimiento del proyecto de grado se deben entender primero
ciertos parámetros esenciales que intervienen en el desarrollo del mismo y que a
su vez dan los fundamentos o principios iniciales que esta clase de análisis
requiere, además se explicaran diferentes aspectos que dará al lector una idea de
la posible aplicabilidad que esta investigación puede abarcar en un futuro.
2.1.1 ELEMENTOS DE MECÁNICA DE FLUIDOS
•
Viscosidad y compresibilidad
Los fluidos, o medios continuos homogéneos de materia, poseen viscosidad y son
compresibles. La viscosidad es la resistencia o fricción interna que opone un fluido
para evitar deformarse bajo esfuerzos tangenciales, que tienden a deslizar unas
capas de fluido sobre otras. Se dice que los fluidos son compresibles ya que al
aumentar su presión al mismo tiempo aumentara su densidad. En la práctica se
dice que los líquidos son incompresibles ya que serán necesarias grandes
presiones para lograr pequeños cambios de densidad.
Al tratar los fluidos podremos encontrar diferentes tipos de movimientos
característicos como:
•
Trayectorias y líneas de corriente
Una trayectoria es la traza de una partícula fluida en relación del espacio tiempo.
Las líneas de corriente respetan la línea de movimiento de muchas partículas en
un instante determinado.
•
Movimiento estacionario y no estacionario
El movimiento de un fluido alrededor de un cuerpo es estacionario si la velocidad
del fluido en cada punto del movimiento (modulo y dirección) permanece
constante. Si varia el modulo o dirección de la velocidad el movimiento es no
estacionario. En el movimiento estacionario coinciden trayectorias y líneas de
corriente.
•
Movimiento unidimensional
34
Se dice que el movimiento unidimensional ocurre cuando su velocidad varía
únicamente en función de una dirección particular. La presión, densidad,
temperatura y demás factores del fluido son también uniformes en cada sección
recta de la dirección escogida para efectuar las observaciones del flujo.
•
Movimiento de un fluido ideal
En primera medida se debe entender que un fluido ideal es aquel que no es
viscoso y además es incompresible.
En el movimiento de un fluido ideal intervienen principalmente algunas ecuaciones
y teoremas que a través del tiempo han logrado explicar de una manera científica
el comportamiento de un fluido, a continuación se dará una breve explicación de
estos logros:
•
Ecuación de continuidad
Esta ecuación establece fundamentalmente la ley de la conservación de la masa
de un sistema. Esencialmente la ecuación dice que la masa por unidad de tiempo
que pasa por la sección A1 de un conducto es igual a la masa por unidad de
tiempo que pasa por otra sección A2, si no existen fugas de fluido y el movimiento
es estacionario.
La ley de la conservación entonces seria ρ1V1 A1 = ρ 2V2 A2 . El termino ρVA es el
gasto en peso de fluido en kilogramos por segundo, si ρ es el peso especifico de
dicho fluido (Kg. /m3).
Si se dice que el peso específico es constante entonces se podría escribir la
anterior relación de la siguiente forma:
V1 A1 = V2 A2
Ec. 2.1
A1
V1
A2
Ec. 2.2
Es decir:
V2 =
Donde V son las velocidades medias del fluido en las secciones A1 y A2
(movimiento unidimensional)
•
Teorema de Bernoulli
35
Este teorema se basa principalmente en la conservación de la energía, para ello
se considerará el movimiento de un fluido no viscoso, incompresible,
unidimensional y estacionario. Suponiendo que el movimiento del fluido es
horizontal (como por ejemplo, el flujo de aire que se aproxima a un avión en vuelo
nivelado), el teorema de bernoulli dice que la suma de las energías cinéticas y de
presión del fluido permanece constante.
Si se considera la energía del fluido por unidad de volumen, se obtiene el teorema
de bernoulli en términos de presión:
p+
ρV 2
2g
= constante = presion total
Ec. 2.3
El término ρV 2 / 2 g se llama presión dinámica.
•
Movimiento de un fluido real
En el movimiento real de un fluido ya no se contará con las condiciones optimas o
ideales con las que se trataron los anteriores tópicos, en cambio, el fluido se
valorará con unas nuevas condiciones y parámetros que serán explicados
brevemente en los siguientes párrafos tratando de ser lo mas claros y concisos
posibles para así lograr el entendimiento del lector.
•
Movimiento laminar y turbulento
El movimiento de un fluido real puede ser laminar o turbulento. El flujo laminar
consiste en laminas o capas delgadas de fluido que se mueven uniformemente.
No es necesario que el movimiento se realice en una superficie completamente
plana es decir sin curvatura.
En el movimiento turbulento no existe este flujo en forma de láminas, en este caso
existe un intercambio de fluido entre zonas adyacentes (intercambio de cantidad
de movimiento entre partículas).
El movimiento turbulento aparece unas veces de forma natural, como en la
columna de humo de un cigarrillo en aire en calma que pasa de un régimen
laminar a turbulento; otras veces, una pequeña perturbación en el movimiento
produce la transición de laminar a turbulento.1
•
Gradiente de presión
1
OÑATE, Antonio Esteban. Turborreactores: Movimiento de un fluido real. Primera edición. Salamanca:
Editorial Aeronáutica Sumaas, 1981. p. 22.
36
Si la presión estática de un fluido aumenta en la dirección del movimiento se dice
que existe un gradiente de presión positivo. En estos casos se observa que
pequeñas perturbaciones, que se pueden producir en el movimiento laminar,
darán lugar a un régimen turbulento. Inversamente, existe tendencia de
amortiguación de la perturbación si la presión estática disminuye en la dirección
del movimiento (gradiente de presión negativo) por ello los gradientes de presión
positivo y negativo se califican en ocasiones como favorables y desfavorables,
respectivamente.1
•
Capa límite y resistencia de fricción
Para este tema se debe considerar una placa plana, delgada, paralela a la
dirección de movimiento de un fluido. Si el fluido es ideal, las partículas se
deslizarán sobre la placa con velocidad uniforme e igual a la que posee el fluido
lejos de la placa, en la corriente libre. En sentido normal a la placa no habría
diferencias de velocidad y tampoco resistencia de la placa al movimiento.
En un fluido real existe una película de fluido que se adhiere a la placa. En un
sentido normal a la placa se observaría una velocidad de las partículas cada vez
mayor, hasta que a una distancia determinada de la placa la velocidad del fluido
será igual a la del movimiento no perturbado. Se llama capa límite la zona donde
el fluido pasa de una velocidad nula, en la pared de la placa, hasta el valor
constante de la corriente no perturbada. Dentro de la capa limite se desarrollan las
fuerzas de rozamiento interno del fluido. Los efectos acumulados de estas fuerzas
de fricción producen una fuerza sobre la placa que se llama resistencia de fricción.
A medida que progresa el movimiento del fluido sobre la placa, la acción de la
viscosidad se manifiesta en un engrosamiento de la capa limite; ocasionalmente
se alcanza un punto sobre la placa donde se produce la transición de la capa
limite laminar a turbulenta. Una diferencia notable de la capa limite turbulenta es
que existe un intercambio de energía entre las partículas de fluido, de manera que
la velocidad dentro de la capa (en sentido normal a la placa) crece mas
rápidamente.
El espesor típico de la capa limite sobre un ala de avión es generalmente menor a
un centímetro. En la capa, la velocidad debe variar desde cero en la superficie del
ala hasta varios cientos de metros por segundo en el borde exterior de la capa.
Esto explica las notables fuerzas tangenciales que actúan dentro de la región.
1
OÑATE, Antonio Esteban. Turborreactores: Movimiento de un fluido real. Primera edición. Salamanca:
Editorial Aeronáutica Sumaas, 1981.p . 23
37
El parámetro fundamental que afecta al crecimiento, estabilidad y transición de la
capa limite laminar a turbulenta es el numero de Reynolds, que esta referido a una
longitud característica del sólido sumergido en el fluido. Desde un punto de vista
físico, el número de Reynolds es proporcional a la relación entre las fuerzas de
inercia y viscosidad. Las fuerzas de inercia representan la resistencia natural del
fluido a la aceleración. Si el valor del número de Reynolds de un movimiento es
bajo las fuerzas de inercia, son despreciables respecto a las de viscosidad, e
inversamente cuando alcanza un valor muy elevado.
Para cualquier numero de Reynolds la capa limite turbulenta ocasiona mayor
resistencia de fricción que la laminar. Para los números de reynolds típicos de un
avión de transporte en vuelo de crucero, entre 20 y 70 millones, se ha estimado
que se obtendría una reducción del 30% en la resistencia de fricción manteniendo
por procedimientos especiales la capa limite laminar sobre el 75% de las
superficies del ala y grupo de cola.1
•
Resistencia de presión
Si se considera la acción de un sólido, por ejemplo la de un cilindro sumergido en
el movimiento de un fluido ideal. En este campo elegimos una partícula de fluido,
afectada por la perturbación que supone la presencia del sólido. Cuando la
partícula se acerca al sólido su velocidad va disminuyendo, pues las sucesivas
láminas de fluido se ensanchan para así rodear el sólido. Por tanto, la presión
estática va aumentando según el teorema de bernoulli. Si la trayectoria de la
partícula escogida coincide exactamente con el eje de simetría del cilindro,
paralelo al movimiento, la partícula llegaría a detenerse en un punto extremo del
sólido (punto de remanso). Después esta partícula seguiría rodeando el sólido,
pero la presión estática en el punto de remanso seria igual a la presión total o de
remanso. Cuando esta partícula alcanza el punto de mayor espesor de la sección,
la velocidad ha alcanzado el valor máximo y la presión estática el menor. Cuando
se mueve más allá del punto de espesor máximo la velocidad va disminuyendo
mientras que la presión estática aumentando. Justo en el punto o borde de salida
de la sección, la partícula volvería al reposo y la presión estática será de nuevo la
de remanso. Mas allá la velocidad iría aumentando hasta alcanzar la velocidad de
la corriente libre.
Así pues hasta la sección de espesor máximo del sólido se encontrara un
gradiente de presión negativo mientras que al seguir avanzando o en otras
palabras al ir aguas abajo se encontrará un gradiente de presión positivo.
1
OÑATE, Antonio Esteban. Turborreactores: Movimiento de un fluido real. Primera edición. Salamanca:
Editorial Aeronáutica Sumaas, 1981. p. 23.
38
Si se hubiera dibujado la distribución de presión del ejemplo antes mencionado se
llegaría a la conclusión que la presión estática que actúa en la superficie anterior
del sólido, es igual a la presión que se presenta en la superficie posterior del
mismo sólido, es por ello que las fuerzas que actúan en sentido del movimiento se
anulan y no existe una resistencia al movimiento, a esto se le llama la paradoja de
D’Alembert. En este caso también seria inexistente una fuerza en dirección normal
al movimiento (sustentación) pues se trata de la sección de un cilindro. Pero
bastaría simplemente con colocar una sección no simétrica (o una simétrica no de
revolución inclinada respecto al movimiento) para obtener una fuerza de
sustentación. La resistencia seria también nula en estos casos.
Obviamente la representación del movimiento cambiaria al tratar un fluido real. En
un movimiento de este tipo el espesor de la capa limite iría en aumento desde el
punto de ataque del solio expuesta al fluido. Cuando se llega al punto de máximo
espesor de la sección la velocidad del fluido cercana a la pared es menor que en
el caso de fluido ideal. Más allá de este punto las partículas tienen que moverse
no solo frente al gradiente de presión desfavorable sino contra las fuerzas de
viscosidad. La capa limite pasa en algún punto a turbulenta y sigue su
engrosamiento, hasta que las partículas cerca de la pared no poseen la suficiente
inercia para moverse frente a zonas de mayor presión y terminan por separarse de
la superficie y seguir una trayectoria libre. El punto de despegue de la capa limite
es llamado punto de separación o punto de perdida.
Aunque en la sección anterior del sólido la distribución de presión es muy parecida
tanto para el fluido ideal como para el fluido real. Las diferencias son notables más
allá del punto de espesor máximo. La fuerza de presión que actúa sobre la sección
anterior del sólido será ahora mayor que la que actúa sobre la parte posterior. Esta
fuerza en el sentido de movimiento se llama resistencia de presión, la modificación
de la distribución de presión estática también produce una disminución de la
fuerza de sustentación, en comparación con el movimiento de un fluido ideal.1
2.1.2 ELEMENTOS DE TERMODINÁMICA
Antes de profundizar en el tema se deben considerar ciertas definiciones básicas
para el buen entendimiento del tema, en estos principios solo se tratarán
conceptos básicos y breves con el propósito de no extenderse en ellos:
Como primera medida se debe saber que la termodinámica es aquella parte de la
ciencia que se aplica al diseño y análisis de dispositivos y sistemas para la
conversión de energía Para esta investigación, la termodinámica esta en el núcleo
de cualquier aspecto del diseño de un motor de propulsión a chorro para aviones.
1
OÑATE, Antonio Esteban. Turborreactores: Movimiento de un fluido real. Primera edición. Salamanca:
Editorial Aeronáutica Sumaas, 1981. p. 22.
39
Para producir una fuerza capaz de mover un avión, el motor de propulsión a
chorro debe producir un chorro de gas de alta velocidad. Hace esto tomando aire
atmosférico, comprimiéndolo, quemando combustible en este, expandiéndolo a
través de la turbina para impulsar al compresor, y luego expandiéndolo aun más a
través de una tobera.1
•
Sistema termodinámico
Se llama sistema termodinámico a una cantidad de materia definida, limitada por
alguna superficie. Las propiedades del sistema son aquellas características
observables en el; su determinación permite definir el estado termodinámico del
sistema como por ejemplo la presión o la temperatura esto para que cambie de un
estado al otro. Si hablamos de estos parámetros (presión o temperatura por
ejemplo) de un sistema, debemos admitir que se encuentra en equilibrio
termodinámico y es homogéneo, de manera que estas propiedades sean iguales
en todo momento.2
Si un sistema se define como una cantidad particular de materia, entonces el
sistema siempre contiene la misma materia, no hay materia que cruce la frontera
del sistema, y la masa del sistema es constante, este sistema es llamado sistema
cerrado.
El sistema abierto se define como una región en el espacio, dentro de una frontera
especifica, que la materia puede cruzar.3
•
Transformaciones
Se llama transformación o proceso termodinámico a la variación de las
propiedades del sistema, la mayoría de los procesos termodinámicos consisten en
intercambios de energía entre un sistema dado y otros sistemas. Estos sistemas
se conocen como medio ambiente o medio exterior del sistema dado. El
intercambio de energía con el medio ambiente puede consistir en la producción de
trabajo mecánico o flujo de calor.4
Si durante un proceso un sistema pasa a través de una serie de estados que están
únicamente en equilibrio, de forma que el sistema en cualquier instante este en
equilibrio o infinitesimalmente cercano al equilibrio, el proceso se conoce como
proceso de cuasi equilibrio.
1
JONES, J.B. , DUGAN, R.E. Ingeniería Termodinamica,Prentice- Hall, p. 1
OÑATE, Antonio Esteban. Turborreactores: Movimiento de un fluido real. Primera edición. Salamanca:
Editorial Aeronáutica Sumaas, 1981. p. 22.
3
JONES, J.B. , DUGAN, R.E. Ingeniería Termodinamica,Prentice- Hall, p. 12 -13
4
OÑATE, Antonio Esteban. Turborreactores: Elementos de Termodinámica. Primera edición. Salamanca:
Editorial Aeronáutica Sumaas, 1981. p. 27.
2
40
Para cualquier sistema cerrado, el cuasi equilibrio requiere que no haya efectos de
fricción, y que las propiedades sean uniformes en todo el sistema en cualquier
instante. Para un sistema abierto, el cuasi equilibrio requiere que no haya fricción,
pero que las propiedades varíen de un punto a otro en el sistema en cualquier
instante.
Si un sistema pasa por una serie de procesos y vuelve a su estado original, se
dice que sufre un ciclo o proceso cíclico. Las propiedades del sistema varían de un
ciclo, pero al terminarse un ciclo todas las propiedades son restauradas a sus
valores iniciales. En otras palabras, el cambio neto en cualquier propiedad es cero
para cualquier ciclo.1
•
Transformación de los gases perfectos
No es simple ni importante para este proyecto el estudiar todos los posibles
procesos termodinámicos existentes o posibles, en cambio si es importante citar
algunos de ellos de hecho los mas importantes que podrán proporcionar un marco
de comparación o de referencia y a su vez una aproximación respecto a lo que
procesos reales se refiere.
Las transformaciones mas importantes que al proyecto refieren son:
•
Transformación isotérmica
Se realiza a temperatura constante; su ecuación se deriva de la de estado:
Figura 2: Transformación isotérmica
pv = R ' T = cons tan te
Fuente: http://www.geocities.com/athens/acropolis/6914/termod1e.htm
1
JONES, J.B. , DUGAN, R.E. Ingeniería Termodinamica,Prentice- Hall, p. 16-17
41
El calor específico de la transformación es infinito pues el salto térmico de la
transformación es cero.
•
Transformación isocora
Se realiza a volumen constante; su ecuación se define como:
Figura 3: Transformación isocora
p / T = cons tan te
calor especifico: C = Cv
Fuente: http://www.geocities.com/athens/acropolis/6914/termod1e.htm
•
Transformación isobara
Se realiza a presión constante; su ecuación se define como:
Figura 4: Transformación isobara
v
= constante
T
calor especifico: C = Cp
Fuente: http://www.geocities.com/athens/acropolis/6914/termod1e.htm
•
Transformación adiabática
Es la transformación que realiza un sistema sin la existencia de intercambio de
calor con el medio exterior. Como q=0, el calor especifico de la transformación es
cero. Su ecuación es:
42
Figura 5: Transformación adiabática
pvk = constante
Fuente: http://www.geocities.com/athens/acropolis/6914/termod1e.htm
•
Variables intensivas y extensivas
Pueden haber dos tipos de propiedades en la termodinámica, primero se
encuentran las que son independientes a la masa, a estas propiedades se les
llama intensivas, mientras que las que son dependientes de la masa son
conocidas como propiedades extensivas. La presión, temperatura y densidad son
consideradas como propiedades intensivas, mientras que el volumen y energía
son propiedades consideradas como extensivas.1
•
Ecuación de estado de los gases perfectos
Se ha comprobado experimentalmente en los gases a bajas presiones que la
relación pv / T , que representan la presión, volumen especifico y temperatura
absoluta respectivamente, tienen el mismo valor R’ para todos ellos.
Ha sido conveniente postular un gas perfecto para el cual, por definición, la
relación pv / T sea igual a R’ para cualquier presión y temperatura. R’ es la
constante universal de los gases; en el sistema internacional SI de unidades es
R’=8,3143 kJ/kmol °K. Para el aire, que contiene 21% de Oxigeno y 79% de
Nitrógeno en volumen, y cuyo peso molecular medio es de 28.97 g, el valor de la
constante en el ST (sistema técnico) de unidades es:2
1
OÑATE, Antonio Esteban. Turborreactores: Elementos de Termodinámica. Primera edición. Salamanca:
Editorial Aeronáutica Sumaas, 1981. p. 27.
2
Ibid., p. 27
43
R=
•
8.3142 * 0.102 *1000kgm
= 29.27kgm / kg ° K
28.97kg ° K
Ec. 2.4
Primer principio de la termodinámica
Las experiencias de Joule y Helmholtz permitieron establecer el primer principio de
la termodinámica, según el cual el calor es una forma de la energía que debe
considerarse en cuanto en un proceso existan manifestaciones caloríficas.
Analíticamente, el primer principio se expresa de la siguiente manera:
Q = U 2 − U1 + W
Ec. 2.5
Esta ecuación quiere decir que el calor tomado por un sistema (Q) se invierte para
aumentar su energía interna (cambio de U1 a U2) y en producir un trabajo exterior
W. la energía interna de un sistema incluye su energía térmica, química, elástica y
atómica, es decir, todas menos la mecánica (cinética mas debida a la posición
respecto a un nivel de referencia) y electromagnética.1
•
Segundo principio de la termodinámica
La segunda ley de la termodinámica se define según dos postulados que son
expresados en el texto2 de la siguiente manera:
Postulado de Kelvin Planck: es imposible construir un aparato que opere en un
ciclo y no produzca otro efecto que la elevación de su peso y el intercambio de
calor con un depósito simple.
Enlazado con la maquina térmica, establece que es imposible construir una
maquina térmica que opere en un ciclo y que reciba una cantidad de calor de
cuerpo de alta temperatura y que ejecute una igual cantidad de trabajo.
Postulado de Clausius : es imposible construir un aparato que opere en un ciclo y
no produzca otro efecto que la transmisión de calor de un cuerpo frío a un cuerpo
caliente
•
Tercer principio de la Termodinámica
1
OÑATE, Antonio Esteban. Turborreactores: Movimiento de un fluido real. Primera edición. Salamanca:
Editorial Aeronáutica Sumaas, 1981, p. 27-28.
2
WYLEN, Gordon y SONNTAG, Richard. Fundamentos de Termodinámica,
44
La tercera ley de la termodinámica tiene el siguiente planteamiento: conforme la
temperatura de una sustancia pura se aproxima a cero en la escala de Kelvin, la
entropía de la sustancia se aproxima a cero.1 El resultado hace posible la
determinación de entropías absolutas basadas en S= 0 a T= 0.
•
Caloría
En este parágrafo se tratara el equivalente mecánico de la caloría, en el sistema
técnico de unidades ST se emplea como unidad de calor la caloría; se trata de una
unidad no sistematizada pues el sistema técnico solo comprende mediciones
geométricas y mecánicas.
La caloría se define como la centésima parte del calor que hay que comunicar a
un gramo de agua para elevar su temperatura de 0°C a 100°C, como múltiplo se
emplea la kilocaloría (kcal) que equivale a 1000 calorías.2
Las medidas realizadas llegaron a la conclusión que una caloría equivale a
0.426999 kilográmetros. En ingeniería se suele medir el calor Q en calorías o en
su defecto en kilocalorías; por tanto, cuando el calor esta ligado con unidades
mecánicas, es necesario escribir en las ecuaciones JQ, donde J es la equivalencia
mecánica del calor J=427 kgm/kcal. Nótese que el termino JQ hace referencia a
una dimensión mecánica y significa kilográmetro.
•
Calores específicos
En una transformación determinada, se llama calor específico de un fluido la
relación entre el calor comunicado por kilogramo de fluido y la variación de
temperatura obtenida.
C=
q
; (kcal / kg * ° K )
T2 − T1
Ec. 2.6
En las maquinas térmicas tiene gran importancia los calores específicos del fluido
en transformación a presión constante (Cp) y a volumen constante (Cv). También
la relación k = Cp / Cv , llamada coeficiente o índice adiabático.
Los calores específicos a presión constante y volumen constante de los gases
varían con la temperatura, y por consiguiente también el índice k; para los cálculos
termodinámicos que se realizan a las maquinas térmicas debe admitirse esta
variación, tomando valores medios de Cp y Cv según el margen de temperatura
del gas. Para temperatura ambiente al nivel del mar, el valor de Cp para el aire es
1
JONES, J.B. , DUGAN, R.E. Ingeniería Termodinamica,Prentice- Hall, p 605
Ibid., p. 28
2
45
de 0.24 kcal/kg°K y k=1.4; este valor de Cp disminuye un 5% a 650°C y un 15% a
1900°C. Por supuesto el valor del índice k también disminuye.1
•
Ciclos
Cuando un sistema en un estado inicial dado, pasa por varios cambios o procesos
y finalmente vuelve a su estado inicial, el sistema ha experimentado un ciclo. Por
lo tanto, al concluir el ciclo, todas las propiedades tienen el mismo valor que al
principio.
Existen dos ciclos, el de Brayton y el de Carnot, los cuales son los más
importantes. A continuación se explicara el ciclo Brayton que es el que modelo
termodinámico en el cual se fundamenta las turbinas de gas.
La turbina de gas es otro sistema mecánico que produce potencia. Este puede
operar en un ciclo abierto como una turbina de gas o un ciclo cerrado cuando es
usado en una planta nuclear.
En operación del ciclo abierto, el aire entra al compresor, pasa a través de una
cámara de combustión a presión constante, pasa a través de una turbina y los
productos de combustión salen a la atmósfera. En operación del ciclo cerrado, la
cámara de combustión es reemplazada por un intercambiador de calor, en el cual
la energía entre cambiador de calor adicional transfiere calor desde el ciclo así que
el aire es retornado a su estado inicial.
Figura 6: Esquema del ciclo básico de turbinas
Fuente: www.uamerica.edu.co
1
JONES, J.B. , DUGAN, R.E. Ingeniería Termodinamica,Prentice- Hall, p. 28
46
En esta investigación se centrará en el ciclo Brayton ya que en este se
fundamenta el modelo termodinámico de las turbinas de gas.
El ciclo Brayton en el ciclo termodinámico en condiciones ideales esta compuesto
por cuatro procesos:
1-2 Compresión en un compresor
2-3 Adición de calor al fluido en una cámara de combustión
3-4 Expansión en una turbina
4-5 Liberación de calor del fluido en la atmósfera.
Figura 7: Ciclo termodinámico básico de las turbinas de gas.
Fuente: www.uamerica.edu.co
Los procesos de comprensión y expansión son isentrópicos y la adición y
liberación de calor ocurren en procesos reversibles de presión constante.
La eficiencia de este ciclo dependerá de la relación de compresión, si esta
aumenta será necesario suministrar mas calor al sistema debido a que las líneas
de presión constante divergen hacia arriba y a la derecha del diagrama T-s
47
Figura 8: Diagrama de entropía vs. Temperatura
Fuente: www.uamerica.edu.co
•
Ecuación de bernoulli para fluidos compresibles
Se considera un movimiento unidimensional estacionario de un fluido compresible
sin viscosidad hasta números de Mach del orden de 0.5 el aire puede considerarse
incompresible, pero no más allá donde influyen los cambios de densidad.
En las condiciones de movimiento indicadas anteriormente, ahora se considera
una partícula de aire cuya trayectoria la lleva hasta el punto de remanso de un
sólido sumergido en la corriente. Hasta su parada en el punto de remanso del
sólido la partícula irá cediendo energía cinética y recuperando energía de presión.
Ahora bien se debe analizar que condiciones requiere la partícula para convertir
toda la energía cinética en energía de presión en el punto de remanso. Para ello
primero se debe asegurar que la partícula no intercambiara calor con las partículas
contiguas a ella durante la trayectoria hasta el punto de remanso del sólido. Al no
existir este intercambio de calor se refiere a un proceso adiabático, pero además
de la condición inicial se debe anular toda fuerza de fricción ya que esto conllevara
a una degradación de la fuerza mecánica en forma de calor debido a las fuerzas
de rozamiento interno. Bajo estas condiciones, toda la presión dinámica de la
corriente se habrá transformado en presión estática en el punto de remanso. La
presión total seria la suma de la debida a la recuperación de presión por efecto
dinámico, más la propia presión estática que posee la partícula en el movimiento
considerado.
48
Estas observaciones ponen en manifiesto que, a efectos prácticos, la presión total
de un movimiento corresponde a la energía total que posee; en consecuencia, los
rozamientos internos que se originan con las paredes del conducto por el que
circula el fluido, la transmisión de calor, las ondas de choque entre otras,
consumen parte de la energía disponible del movimiento y ocurre en el una
perdida o caída de presión total. En termodinámica se dice que estos procesos
son irreversibles por la degradación de energía que ocurre en ellos. En fin, el
concepto de presión total sirve como marco de comparación de la eficacia con que
un dispositivo sumergido en un fluido efectúa un proceso.
La ecuación de bernoulli, que proporciona la presión total del movimiento de un
fluido compresible sin viscosidad, sin recibir calor o trabajo del exterior, se deriva
de los textos especializados en aerodinámica pero como para el proyecto no es de
gran importancia el demostrar todas estas ecuaciones, el resultado final de todo
este análisis se resume en la siguiente formula:
k
⎛ k − 1 2 ⎞ k −1
Pt = Po ⎜1 +
M ⎟
2
⎝
⎠
Ec. 2.7
Siendo de esta manera Pt la presión total o de remanso, Po la presión estática de
la corriente libre y M el numero de Mach del movimiento.
Asociado al estado termodinámico total o de remanso se define la temperatura
total de la siguiente manera:
⎛ k −1 2 ⎞
Tt = To⎜1 +
M ⎟
2
⎝
⎠
Ec. 2.8
Donde Tt se refiere a la temperatura total, To la temperatura estática de la
corriente libre y M el numero de Mach del movimiento.
Antes de continuar con el desarrollo de este marco teórico se debe hacer una
aclaración importante al lector, y es que como el ideal de este proyecto es
principalmente el análisis de hidrógeno líquido en una cámara de combustión esto
refiere que los análisis que se van a implementar al movimiento de un gas en los
conductos internos de un motor de reacción determinado llamado turboshaft.
Es por ello que es oportuno plantear desde este punto del proyecto que el tipo de
transformación que se empleará durante el mismo será adiabático ya que este es
un modelo valido para el análisis de turborreactores esto incluyendo al ya
nombrado turboshaft que es el que compete a este proyecto.
49
Permítase por ello anticipar que el ciclo termodinámico teórico de un turborreactor
comprende las fases de aspiración, compresión, combustión y expansión, además
nótese que existen ciertas diferencias entre el ciclo teórico de un turborreactor con
el ciclo teórico de un motor alternativo en el sentido de que el primero es realizado
con un flujo constante y además con una presión constante, mientras que el
segundo es realizado con un volumen constante. Pero, independientemente de
este hecho podemos asumir el análisis en el turborreactor como adiabático en
primera aproximación ya que la cantidad de transmisión de calor del motor al
exterior es casi nula o despreciable comparada con la cantidad de el que pasa por
el interior de la maquina, como resultado de las transformaciones termodinámicas
a las que es sometido el gas. No es posible sin embargo asumir la hipótesis de
fluido sin fricción, pero sus efectos podrán contabilizarse en la caída de presión
total de la corriente, entre el final y principio de cada uno de los procesos del ciclo,
permitiendo comparar el nivel de eficacia obtenido con una maquina real respecto
a la ideal.
2.2 MARCO TEORICO
2.2.1 CARACTERÍSTICAS DE LOS MOTORES
Antes que nada se tocaran ciertas características esenciales de los motores en
general, que brindaran mas adelante una referencia breve pero clara de lo que se
tratará en este proyecto ya que en este corto parágrafo se trataran temas
relacionados como la termodinámica de los motores actuales, además de otras
características enfocadas a los temas tratados anteriormente en este mismo texto,
y por ultimo se dará una pequeña inducción a las cámaras de combustión en
general que proporcionará al lector una referencia de los diferentes procesos que
son llevados a cabo en ellas, además de conocer las múltiples propiedades que
estas ofrecen.
Primero se consideró de importancia el hecho de conocer algunas cuestiones
relacionadas con la alimentación de motores ya que gracias al buen suministro
hacia el motor de aire o flujo masico es que se puede llegar a un buen desempeño
del mismo, y por ello su buen funcionamiento. Esta pequeña introducción a este
tema puede tener grandes repercusiones en los objetivos del proyecto porque al
utilizar el combustible sugerido por el grupo de investigación, se puede asumir un
cambio de dimensiones en partes esenciales del motor y se tiene que asegurar un
buen desempeño del mismo para poder así obtener una respuesta satisfactoria
hacia este nuevo combustible.
50
•
Alimentación de motores
En las instalaciones que utilizan fluidos compresibles, las cantidades de energía
utilizadas y, por tanto, las dimensiones de las máquinas, son proporcionales al
flujo másico; para reducir las dimensiones conservando la potencia o para
aumentar la potencia manteniendo las dimensiones, se puede:
-
Aumentar las velocidades de circulación, que para secciones de paso
iguales, implica un aumento del flujo másico, lo que supone un aumento de
las pérdidas de carga, y una reducción del rendimiento.
-
Aumentar la presión de funcionamiento y, por tanto, el peso específico de los
gases y el flujo másico, sin cambiar las velocidades de circulación, posibilidad
que constituye una de las principales ventajas de la turbina de gas en circuito
cerrado.
La combustión se realiza bajo presión, 1 a 2 atm, las velocidades de circulación de
los gases son muy elevadas, del orden de 200 m/seg., en lugar de 15 m/seg. En
los generadores ordinarios, con lo que resultan flujos de calor muy elevados, del
orden de 300.000 Kcal./h.m2 en lugar de los 32.000 Kcal./h.m2 en las calderas
clásicas.
2.2.2 PROPULSIÓN DE MOTORES
•
Turborreactores
Es en el terreno de la propulsión aeronáutica donde la turbina de gas ha
encontrado su utilización más espectacular. Utilizada inicialmente en aparatos
militares rápidos, pero con radio de acción reducido, se extiende en la actualidad a
recorridos de largo alcance dentro del campo de la aviación civil.
En este trabajo se investigara la cámara de combustión del motor Allison 250, este
es un motor turboshaft o turboeje los cuales propulsan a los helicópteros.
Este motor cuenta con seis etapas de compresión axiales y una etapa centrifuga,
una cámara de combustión tubular, dos etapas de turbina de compresión y dos de
potencia.
Gran parte de la energía producida por la unidad generadora de gases es
empleada para mover el rotor de un helicóptero a través de un sistema de
transmisión o para generación auxiliar de potencia eléctrica o neumática algunas
aeronaves en sistemas conocidos como unidades de potencia auxiliar (APU).
51
El recorrido del fluido a lo largo de un turborreactor, sufre una serie de cambios
termodinámicos. La secuencia de las transformaciones que experimenta el fluido
se puede ver más claramente en el Ciclo Brayton, donde la combustión se realiza
a presión constante, como se muestra en la Figura 9.
Figura 9: Ciclo Termodinámico ideal del turborreactor básico en el diagrama
presión- volumen específico.
1-2: compresión. 2-3: introducción de calor (a presión máxima del ciclo constante).
3-4: expansión. 4-1 evacuación de calor (a presión mínima del ciclo constante).
Fuente: Oñate, Antonio. Turborreactores
El fluido evoluciona en los distintos componentes del motor sufriendo ciertas
pérdidas, y en la práctica no es posible alcanzar un ciclo ideal. La fricción del gas
en los conductos de paso del motor, las fugas, rozamientos, etc., consumen parte
de la energía potencial que puede obtenerse del proceso.1
El empuje viene determinado por la cantidad de aire o gasto que ingresa al motor,
la velocidad de salida de los gases; por tanto se produce un empuje E= G*Vs, pero
como el fluido interactúa con el combustible en la cámara de combustible, por lo
tanto la ecuación del empuje es:
E=
G+C
G
VS − VO
g
g
Ec. 2.9
Donde
G es el gasto de aire en peso (Kg/s)
1
OÑATE, Antonio Esteban. Turborreactores: Ciclo termodinámico de las turbinas de gas. Primera edición.
Salamanca: Editorial Aeronáutica Sumaas, 1981. p. 44.
52
Vs la velocidad de salida de los gases (m/s)
Vo la velocidad de entrada del aire (m/s)
C es el es el gasto de combustible (kg/s)
E la fuerza de empuje (kg)
Ya que el gasto másico es reducido, el empuje es:
E=
G
(Vs − Vo )
g
Ec. 2.10
Despreciando en primera aproximación el gasto másico, la energía transmitida al
fluido por el reactor es:
N =G
V 21 − V02
2g
Ec. 2.11
Para aumentar el empuje se pueden utilizar los siguientes métodos:
-
Inyectar agua a la entrada del compresor, resultando una relación de
compresión más elevada, y por lo tanto, un aumento del gasto másico y del
empuje, siendo necesario aumentar la cantidad de combustible inyectado. Es
interesante sobre todo para el despegue del avión en tiempo cálido,
pudiéndose alcanzar un empuje suplementario de hasta un 20%.
-
Inyectar agua a la entrada de la turbina, por lo que se superpone al ciclo del
gas un ciclo de vapor de agua, sin condensación. Si la sección de los
distribuidores de la turbina permanece constante, un aumento del gasto
másico de la turbina exige una elevación de la presión a la salida del
compresor y el punto de funcionamiento se acerca al mínimo de bombeo
2.2.3 CÁMARAS DE COMBUSTIÓN
Una cámara de combustión de turbina de gas consta de:
-
Un armazón exterior que resiste las presiones de los gases y que puede ser
de acero ferritico.
-
Un armazón interior sometido a temperaturas elevadas que, al menos en su
parte superior en las verticales, o donde van los quemadores en las
horizontales, se debe construir de acero austenítico o de material refractario.
La sustentación del armazón interior debe permitir la libertad de las
dilataciones.
53
Los principales factores a tener en cuenta en el diseño de la cámara de
combustión de una turbina de gas, dependen de sus condiciones operativas, de
entre las que podemos destacar las siguientes:
La combustión tiene que ser estable, para permitir las fuertes variaciones de la
relación aire-combustible que para los ciclos regenerativos está entre 60/1 y 120/1,
y para los no regenerativos entre 100/1 y 200/1.
La velocidad del fluido oscila, en la mayor parte de los casos, entre 30 y 60 m/seg.
En las turbinas de gas usadas en aviación, el problema de la estabilidad de la
llama es aún más complejo, a causa de la variación de las presiones de
combustión debido a la altura, a la velocidad de vuelo, y al grado de carga
(despegue, ascensión, aproximación).
•
Análisis del proceso de combustión
El proceso de combustión se lleva a cabo dentro de la cámara de combustión,
donde el combustible es atomizado por un inyector en un lugar donde la
estabilización de la llama y la ignición están aseguradas por el flujo recirculatorio
que mezcla el aire con el combustible continuamente.
Las características operativas deseables de una cámara de combustión son los
siguientes:
-
Rendimiento de combustión: definido como la relación entre la temperatura
real que se alcanza en la cámara y la que se obtendría de quemarse todo el
combustible inyectado.
-
Pérdida de presión total en la cámara: pérdida mínima a través de las
paredes y por combustión incompleta.
-
Reencendido en vuelo: esto debe pasar cuando hay pérdida de compresión,
extinción de la combustión, mala alimentación del motor, etc.
-
Perfil térmico de salida: esto es importante ya que la vida de la turbina viene
determinada por como lleguen los gases a esta, el primer estator de la turbina
esta constantemente sometido a zonas calientes que afectara probablemente
su vida útil.
-
Durabilidad: el servicio de la cámara, se debe en gran parte al sistema de
refrigeración que envuelve la llama. El forro de combustión debe poseer de
gran número de orificios y lumbreras, que admiten el aire proveniente del
compresor.
54
-
Volumen reducido.
-
Bajo nivel de emisión de contaminantes: la cantidad de contaminantes es
importante ya que puede ser peligroso tanto para la salud como para la
operación del motor en si.
El proceso de mezcla se debe llevar con adecuadas relaciones estequiometricas a
fin de evitar que los alabes de turbina puedan presentar corrosión, fatiga y así
mantener las deformaciones dentro de los limites permitidos; por eso debe haber
una adecuada selección del combustible ya que este debe estar libre de
impurezas sólidas y de partículas.
Los combustibles utilizados para las turbinas de gas son:
-
Gaseosos, gas natural, propano.
-
Líquidos, gasóleo, gasolinas y en algunos casos fuel de bajo contenido en
azufre.
Los combustibles líquidos presentan, frente a los gaseosos, otras desventajas
como el sistema de filtrado que es más complicado; además es necesario
atomizar el combustible a una presión elevada, resultando una menor calidad en la
formación de la mezcla, por lo que el rendimiento de la turbina es algo inferior.
En el caso del gas natural, al tratarse de un suministro por canalización y aunque
también se necesitan unos requisitos de presión de suministro que son función de
la turbina a instalar, la elevación de presión solamente se debe realizar desde la
presión de suministro hasta la presión de utilización en el aparato.
•
Cámara de combustión tubular
En esta introducción al proyecto como tal, solo se mencionara la cámara de
combustión tubular ya que es la que corresponde al motor que será analizado.
Van situadas alrededor del eje que une el compresor y la turbina; constan cada
una de ellas de su propio inyector procedente de una línea de suministro común,
de una doble pared o tubo, de los cuales el interior se denomina tubo de llama por
estar en contacto directo con la combustión y de una envolvente exterior, figura
10. Dos de las cámaras de combustión van dotadas de bujía de encendido; la
razón de llevar dos bujías es exclusivamente por seguridad, pues con una sola
sería suficiente.
55
El motor de reacción, no necesita encendido continuo una vez que el motor ha
arrancado, dado que al haber un foco encendido e inyectar permanentemente
combustible, la combustión se mantiene sin necesidad de llevar conectado el
sistema.
Figura 10 Cámara de combustión tubular.
Fuente: http://personales.ya.com/universal/TermoWeb/Turbinas/Gas/PDFs/8Turbinasgas.pdf
Para que la combustión alcance todas las cámaras de combustión independientes,
estas van unidas por unos tubos de propagación de la llama denominados
interconectores de llama.
El aire de descarga del compresor al entrar en la cámara se divide en dos; el aire
primario, 25% del total, entra por el centro de la cámara para realizar la
combustión y el 75% restante, aire secundario, pasa entre el tubo de llama y la
carga exterior de la cámara.
2.2.4 EL HIDRÓGENO COMO COMBUSTIBLE
En lo desarrollado anteriormente se hizo referencia a motores con combustible
fósil o convencional como principio de funcionamiento, pero como es sabido el
combustible de este proyecto es el Hidrógeno Líquido y por ende se sabe que las
características que este combustible ofrece son diferentes a las que el combustible
usado hoy en día por las aeronaves tienen, es por ello que a partir de este
momento en el desarrollo de este marco conceptual se hará inferencia en el
Hidrógeno Líquido como el combustible a tratar, tocando temas primordiales para
la investigación para así poder establecer las diferencias que hay entre uno y otro
de los combustibles para mas adelante proporcionar al lector un cuadro
comparativo de las características principales de estos dos combustibles y así
cumplir un objetivo especifico de este proyecto.
•
Porque utilizar el hidrógeno líquido como combustible
56
Los dos motivos fundamentales que pueden justificar el empleo de hidrógeno
líquido en la propulsión de aviones son:
-
Su mayor poder calorífico, relativo a los combustibles convencionales.
-
Su capacidad para actuar como sumideros de calor, en la refrigeración de los
componentes calientes de la aeronave y motor.
Estas posibilidades se ven mermadas ya que existen complicaciones de
almacenaje de este combustible a temperaturas bajas y a su baja densidad. Estas
complicaciones llevan a usar un mayor volumen de almacenamiento, que además
debe estar convenientemente aislado de las condiciones ambiente para impedir la
ebullición del líquido.
Científicamente se ha comprobado que el poder calorífico y la temperatura limite
de empleo (estabilidad térmica) aumentan con la relación hidrógeno/carbono.
Inversamente, la temperatura de evaporación y el peso específico disminuyen con
este índice. Debe observarse que el hidrógeno es un combustible muy reactivo,
como indica su limite inferior de inflamabilidad.
Si se tiene en cuenta todo lo anterior, la manipulación y el almacenamiento de
estos combustibles en tierra harán necesario un nuevo planteamiento de los
aeropuertos y zonas terminales. El consumo masivo de estos líquidos y sus
problemas de transporte, requerirá probablemente la instalación de plantas de
licuefacción en las zonas terminales o áreas próximas.
Es conocido por todos que el costo y la disponibilidad del petróleo crudo
últimamente para convertirlo en combustible de aviación se ha vuelto poco
atractivo para los productores del mismo, las reservas mundiales del material
están en agotamiento y la mejor respuesta al creciente problema es la producción
de combustibles alternativos que puedan suplir las necesidades del mercado
actual.
Las elecciones prácticas logradas hasta el momento como un buen reemplazo
para el combustible actual de las aeronaves se encuentra entre:
-
El synjet
El metano líquido
Hidrógeno líquido
Las propiedades características de cada uno de estos combustibles se encuentran
en la tabla 1 que proporcionan valores determinados para su implementación
como futuro combustible de aviación.
57
Tabla 1. Características de los combustibles
Composición.
Nominal
Peso Molecular
HIDRÓGENO
METANO
JET A
H2
CH4
CH1.93
2.016
16.04
Calor de combustión
120
50
kJ/g
51.590
21500
(BTU/lb)
Densidad liquida
0.071
0.423
g/cm3 a 283 ºK
3
4.43
26.4
(lb/ft )
Calor especifico
9.69
3.50
J/g-K
2.32
0.84
(BTU/lb-ºF)
Punto de ebullición a 1 atm
20.27
112
ºK
-423
-258
ºF
Punto de congelamiento
14.4
91
ºK
-434
-296
ºF
Calor de vaporización a 1 atm
446
510
J/g
192
219
(BTU/lb)
168
42.8
18400
0.811
50.6
1.98
0.47
440-539
332-510
223
-41
360
155
Fuente: BREWER DANIEL, Hydrogen Aircraft Technology
El Jet A es la denominación en la aeronáutica de kerosén el cual es usado
normalmente en la aviación comercial actual en todo el mundo. El jet A sintético
referenciado como ‘’synjet’’ puede ser refinado del crudo sintético sacado de la
hulla, este puede ser una de las alternativas que se podrían implementar pero con
el problema de tener inconvenientes a la hora de cambiarlo por el jet A debido a su
almacenamiento y los procesos logísticos de cambio que ello requiere en los
aeropuertos alrededor del mundo. Por años el jet A he sido destilado para las
aeronaves ofreciendo gran rendimiento a mantenimiento razonable, entonces, al
ser implementado el synjet que posee la gran mayoría de las virtudes que ofrece
el jet A, se convertiría en una buena opción al saber que el jet A no este
disponible.
Otro de los candidatos citados anteriormente es el metano líquido, tiene una
energía de 15% mas que el jet A pero en comparación con el hidrógeno líquido
solo posee el 41% de la energía que este ultimo ofrece, su calor especifico es 1.71
veces mas grande que el del Jet A pero apenas un tercio de el que ofrece el
hidrógeno. LCH4 es denominado como cryogen blando. Al poseer carbono en su
58
conformación química, este combustible emitirá productos con hidrocarbono tales
como CO y CO2 además de hidrocarbonos no presentes en la combustión como lo
son los óxidos de nitrógeno, pero con la diferencia de emitir menos NOx que el
kerosén.
El hidrógeno es el otro candidato y este será el principal tópico a desarrollar
durante todo este proyecto, ofrece el mayor calor de combustión además del
mayor calor especifico en comparación con los anteriores candidatos, además de
producir la combustión mas limpia que los otros en cuanto a emisión de
contaminantes se refiere ya que tan solo el vapor de agua se presenta después de
su combustión como producto principal, pero tiene los principales problemas que
debido a su naturaleza presenta entre sus propiedades también una baja
temperatura y su densidad.
En la tabla 2 se muestran cuatro propiedades del hidrógeno en la columna de la
izquierda, y como se espera el efecto en el diseño de la aeronave en la columna
de la derecha, de acuerdo con lo diseñado inicialmente para el combustible
convencional
Tabla 2. Propiedades del Hidrógeno.
PROPIEDAD
EFECTO (relativo al combustible jet)
Mayor calor de
combustión
Peso del combustible reducido en un factor
de 2.8 con la aeronave en reposo
El combustible refrigera el motor y las partes
móviles en la sección caliente
Mayor calor específico
Mayor TIT y OPR
Reducción de SFC
El hecho de que sea menos pesado el
combustible, representa cerca de 4.15 veces
Menor densidad
mas volumen esto representa un menor L/D y
por ello una menor carga alar en take off
Requiere:
- Sistema de aislamiento hermético
Tanque mas pesado y sistema de
Criogénico
combustible Llenado especial de tanque y
procedimientos de ventilación
-Presión de tanque constante
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
En adición las aeronaves supersónicas e hipersónicas que están sujetas a gran
calentamiento aerodinámico estructuralmente hablando, pueden ser refrigeradas
con el hidrógeno criogénico, aquí otra vez el calor que es añadido al combustible
incrementa su contenido energético. Este proceso regenerativo hace que se
59
disminuya el SFC del hidrógeno y resulta un incremento adicional en el ciclo de
eficiencia del motor.
Otra característica importante que proporciona el hidrógeno líquido que se
probado científicamente es el hecho que este combustible proporciona
incremento de la vida útil del motor aproximadamente de un 25% además
proporcionar también una menor necesidad de mantenimiento esto
comparación con motores idénticos que utilizan combustible convencional.
ha
un
de
en
La siguiente propiedad citada en la tabla nombra la baja densidad del combustible,
que representa una desventaja ya que el diseñador deberá acomodarse a las
nuevas circunstancias del hidrógeno, ya que este utilizara cuatro veces más
volumen que lo requerido por el combustible convencional.
La ultima propiedad citada en la tabla tiene una ventaja y una desventaja, la
ventaja es que al tener que almacenarse a temperaturas muy bajas (-423ºF) y al
mismo tiempo tener un alto poder calorífico, es ideal para refrigerar las partes que
implican altas temperaturas en el motor, la desventaja es que se deben adecuar
los tanques adecuadamente aislándolos con accesorios adecuados teniendo en
cuenta que primero no halla contacto con el aire circundante en las partes súper
enfriadas, ya que este aire automáticamente podría entrar en estado de
congelación y esto conllevaría problemas, y segundo, para evitar fugas de calor en
los tanques, el diseño de estas estructuras para los tanques tienden a ser
complejas y de difícil manejo, además se debe tener en consideración los
coeficientes de expansión y contracción térmica y en su defecto todas las fuerzas
que actúan cuando los tanques están tanto llenos como vacíos.
Un problema evidente acerca del uso del hidrógeno líquido como combustible de
aviación es el de la presión, esta es una de las principales licientes de el
combustible ya que como es bien sabido en la aviación actual, los tanques de
combustible poseen unos respiraderos que permiten que él mismo se adecue a las
condiciones que trascienden en su entorno es decir que el tanque permite la
entrada y salida libre de aire con el fin de proporcionar al mismo una similitud con
la presión atmosférica que trasciende en ese instante de tiempo y así lograr una
disminución en el peso estructural de los tanques. Esto por supuesto no puede ser
permitido a la hora de emplear el hidrógeno líquido principalmente por dos
razones:
-
La primera razón ya fue mencionada anteriormente y es que al permitir la
entrada de aire, este llegaría a congelarse y provocar serios daños al
funcionamiento del motor y por ende de la aeronave.
-
La segunda razón hace referencia a que el hecho de que la presión del
hidrógeno líquido fluctué da pie a perdidas del combustible. Para lograr un
buen entendimiento de esta razón se puede citar el siguiente ejemplo: si se
60
tiene que un tanque es llenado con hidrógeno líquido LH2 como un líquido
saturado, a presión atmosférica y a nivel del mar, entonces teniendo estas
condiciones si una aeronave comienza el ascenso hasta su altura de crucero,
la presión dentro de los tanques deberá disminuir para igualarse a las
condiciones atmosféricas en ese lapso de tiempo, y entonces es ahí cuando
el hidrógeno sufre un sobrecalentamiento y empezará a sufrir una especie de
evaporación hasta que la temperatura y presión de todo el contenido del
tanque se vuelva equilibrar, en este proceso de equilibrio se experimentaran
unas perdidas de combustible. Ahora por el otro lado si se ven las mismas
condiciones iniciales pero con la aeronave en descenso la presión del tanque
ahora va a aumentar para así conseguir la similitud con las condiciones
exteriores, y es ahí donde el combustible sufrirá un sobreenfriamiento y por
ello habrá un cesamiento de la ebullición del combustible hasta que la fuga
de calor dentro del tanque haga crecer la temperatura del líquido hasta el
punto donde el equilibrio pueda otra vez alcanzarse en este nuevo nivel de
presión. Como ya se vio, en ambos casos hay una perdida de hidrógeno
líquido, en el ascenso para evitar una sobre presión del tanque, y en el
descenso se debe gasificar el LH2 para evitar la evacuación parcial del
tanque.
•
Estudios tempranos del uso del hidrógeno líquido en aviones subsónicos de
transporte
Dos tempranos estudios han sido analizados para la NASA donde se ha revisado
el potencial del hidrógeno como combustible, en estos análisis se evaluaron varias
configuraciones y rangos de operación tanto para aviones comerciales como de
carga, a manera de ejemplo en esta sección se citará un determinado avión a el
cual se le darán las principales características y a su vez las principales
diferencias con los aviones comerciales actuales.
Figura 11: Cryoplane, ejemplo basado en un A310
Fuente: www.hydrogencommerce.com
61
Es la ilustración de una aeronave alimentada con hidrógeno líquido, capacitado
para transportar 400 pasajeros en una distancia de 5500 millas náuticas, y con
una velocidad de crucero de 0.85, el dimensionamiento inicial se muestra en la
figura 11, a simple vista, exteriormente la aeronave alimentada con hidrógeno
líquido aparenta ser muy similar a las aeronaves actuales alimentadas con
combustible convencional, pero internamente, la aeronave presenta una
configuración diferente en cuanto a lo que pasajeros se refiere, ya que se sitúan
en la parte central del fuselaje con los tanques de almacenaje de hidrógeno en la
parte delantera y trasera a ellos suprimiendo el contacto con la cabina de pilotos.
Figura12: Configuraron para almacenamiento del hidrógeno en el Cryoplane
Fuente: www.hydrogencommerce.com
El fuselaje para esta condición subsónica es circular con un pequeño
compartimiento inferior para carga, se dispone esta conformación ya que en la
condición supersónica este mismo modelo puede ser empleado pero con
diferentes cambios en su conformación inicial, en un principio se estipulo la
distribución para los pasajeros como 2-3-2 por fila con 2 pisos principales para un
total de 200 pasajeros por fila incluyendo los dos pisos, y con una capacidad de
peso adicional de 10% por pasajero en la zona de carga, la capacidad de carga
paga de la aeronave es de 88.000 lb.
Aerodinámicamente hablando la aeronave posee aparatos de hipersustentación
que incluyen entre otros los slats en el leading edge, que ocupan un 15%, y flaps
tipo fowler doble ranura que abarcan un 35% estos últimos además de los
alerones convencionales. Los spoilers son usados en vuelo directamente para el
control de la sustentación, y para la desaceleración a la hora del aterrizaje, pero
esto es común tanto para las aeronaves que emplean hidrógeno como para las
que usan combustible convencional.
Excepto por algunos detalles, el diseño de los tanques de hidrógeno para las
aeronaves es el mismo tanto para régimen supersónico como para subsónico
62
sobretodo en la parte del aislamiento de los mismos hacia el resto de la aeronave,
se recuerda que lo hasta ahora mostrado en este parágrafo se refiere solo a
estudios preliminares.
En estos primeros estudios se ha llegado a la conclusión que para lograr un
correcto aislamiento de los tanques con el medio se debe emplear como mínimo
una capa rígida de 6 pulgadas alrededor de los tanque de aluminio, esto para
limitar el punto en que el hidrógeno hierve hasta su desaparición, y no como su
similar supersónico que solo necesita una capa de 5 pulgadas, esto se debe a que
la operación de las aeronaves subsónicas será mas larga que las de las
supersónicas, en todo caso además de la capa rígida de FOAM instalado en los
tanques, se empleará también una capa de Kevlar que se sobrepondrá a la
inmediatamente anterior nombrada para servirle de barrera de vapor y así prevenir
un bombeo criogénico de aire, esta medida es tomada ya que la capa de FOAM
puede desarrollar problemas de rigidez y formar pequeños crack en vuelo. El
posible crecimiento de escarchado o congelado de estas capas de aislamiento
cuando la aeronave se encuentra en tierra no serán un problema ya que los
cálculos logrados hasta el momento establecen que con una capa de 6 pulgadas
se llegara a una temperatura mínima de 46 °F en un día estándar.
63
3. METODOLOGÍA
3.1 ENFOQUE DE LA INVESTIGACIÓN
Esta investigación es de tipo empírico-analítica, debido a que se realiza la
teorización de un motor que ya existe, pero del cual se desconocen algunos
parámetros de su funcionamiento y es necesario aplicar en análisis basado en
conocimientos y fundamentos de la ingeniería para así poder determinar estas
condiciones de su operación necesarias para su total entendimiento y así, de
forma empírica, por medio de herramientas de simulación como FLUENT, realizar
una validación de los datos, y de esta forma poder retomar estos resultados para
ser analizados y poder establecer las conclusiones de la investigación.
3.2 LÍNEA
Tecnologías Actuales y Sociedad / Intrumentos y Control de Procesos / Diseño y
Construcción de Motores.
3.3 TÉCNICAS DE RECOLECCIÓN DE INFORMACIÓN
Al tratarse de un proyecto de esta índole, donde el principal objetivo no es llegar a
una construcción final de una cámara de combustión, ni tampoco del análisis de
todos los tipos de motores de aviación existentes a la fecha, sino solo un motor en
especifico, las principales técnicas de recolección de información necesarias para
la investigación, son los datos proporcionados por los mismos cálculos necesarios
para el desarrollo de la misma y limitados por los alcances del proyecto, además
de la información recolectada en los textos que proporcionan bases y fundamentos
sobre el tema además de la información proporcionada por los resultados de
simulación obtenidos en FLUENT, que sirven como base de comparación para
sacar las respectivas conclusiones.
3.4 HIPÓTESIS
•
El hidrógeno líquido puede ser usado como combustible en un motor Allison
250 ya que cumple con los ciclos de combustión necesarios para cumplir un
buen desempeño en la cámara de combustión.
64
•
Al hacer el análisis con CFD en la cámara de combustión de un motor Allison
250 se llegó a la conclusión que los esfuerzos y temperaturas
experimentados por la pieza a evaluar no sobrepasan los límites permisibles
por el material del cual esta fabricada.
•
Se comprobó que la emisión de contaminantes de este motor disminuyó en
un buen porcentaje y por ello es una buena alternativa para la preservación
del medio ambiente.
•
Los costos del hidrógeno líquido como combustible en cuanto a producción y
almacenamiento son mayores, pero con una mayor investigación y un mayor
empleo del mismo en el campo de la aviación será una gran alternativa en el
futuro.
•
Este sistema será implementado a corto plazo solo si se crea una regulación
de emisión de contaminantes a nivel mundial donde se estipule un límite de
emisión, y se vean las nuevas alternativas vigentes en el mundo para el
cumplimiento de esta ley.
65
4. DISEÑO INGENIERIL
4.1 FAMILIARIZACION CON EL MOTOR ALLISON 250
El Allison 250 es un motor de tipo turbo shaft, que normalmente es usado en
helicópteros, como por ejemplo Agusta A109AII:
Figura 13: Agusta A109AII
Fuente: http://www.memo-media.de/profil/haas-helikopter/
Es un motor que consta de 6 etapas de compresor axial y una de compresor
centrífugo, que es como se le denomina motor de compresor mixto.
Figura 14: Motor seccionado
Fuente: http://members.cox.net/turbineyates/Allison250.htm
66
Figura 15: Vista frontal
Fuente: http://members.cox.net/turbineyates/Allison250.htm
Figura 16: Vista lateral
Fuente: http://members.cox.net/turbineyates/Allison250.htm
El aire ingresa al motor a través de de la entrada del compresor (Compressor Inlet)
y es comprimido por medio de las seis etapas axiales y la única etapa centrifuga.
Luego el aire es descargado a través de difusores hacia dos ductos externos los
cuales trasportan el aire hacia la sección de combustión. Donde el aire entra a la
cámara de combustión, localizada en la parte trasera del motor, a través de
orificios en la carcasa del la cámara. Este aire es mezclado con el combustible que
sale atomizado por un inyector que se encuentra alojado en la cámara y que
67
mantiene la combustión de manera constante. Luego los gases de la combustión
salen de la cámara hacia la primera etapa de turbina por medio de un ducto.
La turbina, tiene cuatro etapas y esta ubicada entre la cámara de combustión, la
sección de potencia o turbina libre y la caja reductora y de accesorios. Dos de las
etapas de la turbina se encarga de transmitir el torque para mover el compresor y
los accesorios por medio de un eje. Las otras dos etapas de turbina, son las de
potencia, que son las que trasmiten el movimiento a la caja reductora. Los gases
de combustión son evacuados a través de dos ductos de escape.
La caja de reductora y de accesorios, se compone de dos engranes helicoidales
que reducen las rpm de 33290 generadas por la turbina de potencia a 6016 rpm.
Figura 17: Secciones del motor Allison 250
Fuente: http://members.cox.net/turbineyates/Allison250.htm
A continuación, se muestran en detalle cada una de las partes que componen al
motor.
68
Figura 18: Entrada de aire del Motor (Intake)
Fuente: http://members.cox.net/turbineyates/Allison250.htm
Esta sección es la que admite el aire a la entrada del motor (Intake). Esta está
soportada sobre el rodamiento No 1 del motor, y utiliza aire caliente comprimido
que ha sido sangrado de las etapas de compresión para ser usado como sistema
de anti-hielo.
Figura 19: Sección de compresión
Fuente: http://members.cox.net/turbineyates/Allison250.htm
Esta sección esta conformada por seis etapas de compresor axial con una séptima
etapa centrifuga con un impeler radial. Este compresor es el responsable de
generar la presión del aire que ingresa a una tasa de 3 lb .x segundo (gasto
másico del motor).
69
Figura 20: Carcasa estatora de la sección de compresión.
Fuente: http://members.cox.net/turbineyates/Allison250.htm
Figura 21: Ductos difusores y alojamiento de la cámara de combustión.
Fuente: http://members.cox.net/turbineyates/Allison250.htm
Esta sección se encarga de direccionar el aire que proviene del compresor hacia
la cámara de combustión que se encuentra alojada en su interior. Además tiene
los puestos de conexión del inyector y la bujía de ignición.
70
Figura 22: Cámara de Combustión
Fuente: http://members.cox.net/turbineyates/Allison250.htm
Esta es la cámara de combustión. Su principal función es brindar un ambiente
para una combustión estable. El aire comprimido ingresa y se distribuye a lo largo
de esta, por medio de los orificios y pasajes para mezclarse así con el combustible
que se inyecta. El aire también sirve para refrigerar la superficie de la cámara
generando una película protectora sobre la superficie interior del liner. La llama
que se genera en el interior de la cámara usando Kerosén como combustible es
de 1500°F (1088.50°K). El orificio central que se ve, es donde se ubica el inyector
de combustible que funciona a manera de spray, y el orificio adyacente es donde
va la bujía que genera la chispa ignitora de la mezcla, es decir la que inflama
cuando el motor se enciende.
Figura 23: Sección de turbina del compresor, de potencia y ductos de escape
Fuente: http://members.cox.net/turbineyates/Allison250.htm
71
El motor tiene cuatro etapas de turbina que se muestran en su sección transversal.
Luego de la parte de combustión, los gases se expanden a través de un ducto
difusor (nozzle), hacia la etapa de turbina No 1. Los gases salen de la etapa No 1
e ingresan a la otra tobera difusora que conduce los gases calientes hacia la etapa
No 2; estas dos primeras etapas transmiten el movimiento (torque) al compresor,
estas son conocidas como la generadora de gases, o la sección de N1 del motor.
La etapa No 3 y No 4 se conocen como la sección de potencia o N2. Las turbinas
de potencia son las que hacen operar las hélices del helicóptero.
Figura 24: Ductos difusores (nozzles) de la primera etapa de turbina y el disco
rotor de la etapa de turbina No 1.
Fuente: http://members.cox.net/turbineyates/Allison250.htm
En esta foto se puede apreciar a la izquierda los ductos difusores (nozzles) de la
primera etapa de turbina y a la derecha el disco rotor de la etapa de turbina No 1.
El objetivo de los ductos tobera es direccionar los gases a un ángulo óptimo y
eficiente y expandir los gases antes de entrar a cada sección rotora de la turbina.
Después de haber realizado todo el proceso de expansión en la sección de
turbina, los gases se dirigen a los ductos de escape de l motor.
4.1.1 CONDICIONES GENERALES DE OPERACIÓN DEL MOTOR
Según las características del helicóptero Agusta A109-MKII Plus, que utiliza el
Motor Allison 250, tenemos que sus características principales de operación son:
Velocidad máxima
= 305 [Km./h]
Velocidad de crucero
= 265 [Km/h]
Altura de vuelo
= 4,6 [Km.]
SHP = 420 [HP]
S.F.C.(Cruise@90%)
= 0,665 [Lb/h/SHP]
Fuel Flow (Cruise@90%) = 221 [Lbs/h]
72
Figura 25: Bell Agusta 109 MKII Plus, que utiliza el motor Allison 250
Fuente: http://www.fas.org/man/dod-101/sys/ac/row/a109-55p05.jpg
4.2 CALULOS TERMOGASODINAMICOS
El fin principal de los cálculos termogasodinámicos es poder establecer
parámetros de funcionamiento que son desconocidos, como presiones
temperaturas, trabajos, rendimientos y consumos específicos de combustible,
entre otros, para así poder establecer las condiciones a las que opera el motor y
poder realizar las simulaciones en FLUENT.
Este es un proceso de teorización, que busca hallar los valores teóricos más
cercanos y coherentes a las condiciones de diseño y operación del motor.
Para ello se han calculado tomando como datos iniciales la velocidad de diseño y
altura de vuelo, el empuje y gasto específico de combustible. Además de asumir
ciertas condiciones ideales que sirven de hipótesis para el desarrollo de los
cálculos:
-
Se asume que no hay intercambio calorífico desde el medio ni hacia el
mismo.
También se establece como condición que el gas cumple con la relación que
establece la ecuación del estado entre la presión, volumen y temperatura.
Se desprecia la caída de temperatura de los gases cuando se mezcla con el
aire de refrigeración.
No existe disociación térmica de los gases de combustión.
En el proceso de la teorización, se realizaron los cálculos asumiendo un rango de
relaciones de compresión y dos valores temperatura de entrada a la turbina T3t. Se
desarrollo un software entonces, que facilita el cálculo cambiando algunas de
estos parámetros, pues para el caso de análisis, es necesario poder determinar
73
los valores óptimos mas cercanos ala realidad de consumo especifico de
combustible (SFC), Potencia reducida (Nred-e) o empuje especifico a un
determinado valor de relación de compresión y una temperatura de entrada a la
turbina.
En el caso del desarrollo matemático acá planteado, se realizo el proceso
tomando como referencia los parámetros del hidrógeno líquido, debido a que es
este el tema principal de la investigación, y para el caso del análisis de kerosén los
datos son obtenidos a través del software. Haciendo así ambos procesos, a
manera de validación de datos.
También en cuanto a los valores del consumo especifico de combustible (SFC), se
realizo su estimación por medio de tres métodos, diferentes, el primero, por medio
de los cálculos termogasodinámicos, el otro con la validación que se realizo en el
software desarrollado y por ultimo siguiendo la metodología planteada por
Saravanamuttoo HIH en su libro Gas Turbine Theory, donde plantea un método
diferente al utilizado antes para hallar este parámetro en un motor turbo shaft
como este.
Figura 26: Esquema
termogasodinámicos
1
2
3
4
4-AT
5
Allison
250
para
el
software
de
los
cálculos
Entrada del motor
Salida del compresor
Salida de la cámara
Turbina del compresor
Turbina libre
Salida del motor
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa SOLID EDGE
4.2.1 DIAGRAMA DE FLUJO DEL SOFTWARE
El diagrama de flujo que aparece en la Figura 26, es programado en C++. El fin de
este, es poder verificar los datos ya calculados de forma manual y a manera de
comprobación, y a la vez poder calcular los mismos parámetros pero para el caso
del kerosén, pues los cálculos acá presentados están basados en las propiedades
74
del hidrógeno, su poder calorífico, el valor de la demanda teórica de aire que
corresponde a una relación de mezcla especifica para que el hidrógeno pueda
tener una combustión ideal, además de la temperatura a la entrada de la turbina.
El software, cuyo código de programación se encuentra en el anexo A, funciona
solicitando valor de demanda teórica de aire necesario para la mezcla de cada
combustible, dependiendo cual se vaya a analizar, enseguida el software solicitara
el poder calorífico característico de cada carburante y por ultimo solicitara dos
valores tentativos de temperatura T3t; calores con los cuales el software realiza los
cálculos y emite Figuras que relaciona el consumo especifico de combustible con
el grado de compresión, y el empuje especifico con el grado de reacción. Estos
valores de relación de compresión y reacción se han preestablecido entre un
rango de 6 a 12, debido a que se observo que es el rango efectivo en el que el
motor puede variar su parámetros.
Luego basado en las figuras obtenidas en el calculo, se debe ahora seleccionar
una relación de compresión, la mas adecuada para ambos valores de consumo
especifico de combustible y empuje especifico, así el programa emitirá un valor
exacto de consumo especifico de combustible en KWKg*h y un empuje especifico en
KW *h
.
Kg
[ ]
[ ]
75
Figura 27: Diagrama de flujo para los cálculos termogasodinámicos
START
Read: TH, PH, T3t , Ma, K, λ , ϕ l isent ,η c ,
R, ι cc , , Lt , σ cc ,
η m ,ν ref ,υ sang ,ηTt , K g , Rg , M4, η Tt − L ,
λT − S , υ R ,η M −T − L ,η RED η P
k
M 2)
k −1 a
T1t = TH (1 +
ς dif
k
⎡
k − 1 λ2
⎢1 − k + 1 * ϕ 2
1
=⎢
⎢ 1 − k − 1 * λ2
k +1 1
⎢⎣
⎤ k −1
⎥
⎥
⎥
⎥⎦
k
P1T =PHδDif(1+k2−1)Ma2)k−1
P2 = π ct * P1T
(
)
kR k−1 1
λtec= T1t πct k −1
ηc
k−1
T2t = T1t +
λtec (k − 1)
kR
1
76
1
C p = 0,9089 + 2,095 x10 −4 (T3t + 0,48T2t )
τ=
C p (T3t − T2t
ιcc H u
α=
1
(τ )( Lt )
P3t = (P2t )(σ cc )
leT =
ltec
(1 + τ ) ⋅ (1 − vref − υ sang )η m
Kg
πTt
⎡
⎤ K g −1
K g R g T3tηT ∗
=⎢
⎥
t
⎣ K g R g T3tηT − l eT ( K g − 1) ⎦
P4t =
T4t = T3t −
P3t
π Tt
LeT ( K g − 1)
K g Rg
Kg
P4t − AT
Kg − 1
= PH (1 +
* M 42 ) Kg −1
2
2
77
2
π Tt − L =
λet − L =
1− Kg
Kg * Rg ⎛⎜
T4t 1 − π T −KgL
⎜
Kg − 1
⎝
T4t − AT = T4t −
π Tt − S =
C5 = λT − S
P4t
P4t − AT
leT − L (K g − 1)
K g * Rg
P4t − AT
Ph
2 * Kg * Rg
* T4t − AT
Kg − 1
T5 = T4t − AT −
⎞ t
⎟η
⎟ T −L
⎠
1− Kg
⎞
⎛
* ⎜⎜1 − π Tt − S Kg ⎟⎟
⎠
⎝
C52 ( Kg − 1)
*
2 ( Kg * Rg )
N R −es = λR
λR = (1 − υ ref − υ san + υ R )* (1 + τ )* λet − L *η M −T − L *η RED
3
78
3
N red − E = λ R × 10 −3
mc =
N red
N red − E
SFC =
3600 * τ
N red − E
[ ]
KW *s
Kg
η p = ηR
ηT =
3600
ι cc * Hu * SFC
η 0 = η p * ηT
PRINT : SFC,
η 0 , N RED − E , mc
STOP
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
4.2.2 CONSTANTES UTILIZADAS POR EL SOFTWARE
Temperatura estándar a nivel del mar (Th)
Presion estándar a nivel de mar (Ph)
79
288.15 [K]
11013 [Pa]
Mach de vuelo (Ma)
Constante adiabática del Aire (Kaire)
Constante adiabática de los gases (Kgases)
Coeficiente de pérdida en el estator (λ)
Coeficiente de salto de temperatura (φ)
Constante universal de los gases (R)
0
1.4
1.33
0.6
0.96
287
Constante universal de los gases (Rg)
Trabajo isentrópico ( lisent )
Rendimiento del compresor (η c )
Rendimiento de combustión ( ιcc )
Coef. global de recua. total en la cámara de comb. (σ cc )
289.3
1
0.85
0.98
0.93
Rendimiento mecánico de la turbina del comp. (ηTt )
Gasto de aire relativo de refrigeración ( vref )
0.99
0.03
Gasto relativo de sangrado ( υ sang )
0.04
Rendimiento mecanico
Rendimiento de turbina libre (η Tt − L )
Mach en la turbina (M4)
Coeficiente de perdida de velocidad ( λT − S )
Gasto másico relativo ( υ R )
Rendimiento mecánico de la turbina libre (η M −T − L )
Rendimiento de reducción ( η RED )
Rendimiento de propulsivo (η p )
0,99
0.91
0.4
0.98
0.01
0.9
0.98
0.85
Potencia reducida (Nred)
313.1939[Kw]
[ ]
J
kg ° k
4.2.3 DESARROLLO DE LOS CALCULOS
Como se menciono anteriormente estos cálculos se basan en características del
hidrógeno para llevar a cabo el análisis de todos los parámetros de funcionamiento
del motor utilizando este combustible, el análisis respectivo de kerosén se realiza
en el software.
En primer lugar, se deben calcular los parámetros de la corriente de remanso a la
entrada del motor tomando en este caso que los números de Mach y Reynolds
en las diversas secciones transversales del motor en proyecto, que se aproximan
a los valores correspondientes de nuestro motor y algunos datos obtenidos
experimentalmente en algunas bibliografías de motores a reacción en las cuales
se basan para calcular dichos parámetros.
80
Los valores que se fijan para los cálculos son: el número de Mach de vuelo, la
altura de vuelo caracterizada por la presión PH y Th, la temperatura delante de
turbina T3t y el grado de compresión π ct .
1000[ m] 1[ hr ]
x
1[ Km] 3600[ s]
= 84,72[ ms ]
Vel max = 305[ Km
h ]x
Velmax
V
, donde
a
v = velocidad del helicóptero
a = la velocidad del sonido
Según la relación Ma =
84 ,72[ ms ]
340[ ms ]
Ma = 0,2491 ≈ 0,25
Μa =
Para la relación de compresión (π ct ) del compresor axial se tiene que:
π ct = 1,25 #etapash
π ct = 1,25 6
π ct = 3,81
Para compresores centrífugos, se usa comúnmente un valor de 5:
π ct = 3,81 + 5
π ct = 8,81
Basados en las tablas de la atmósfera estándar Internacional, se puede
determinar que:
Hay un coeficiente Adiabático par flujo isentrópico del aire de 1.4.
Teniendo este valor se puede hallar la temperatura de remanso de la corriente de
aire a la entrada del compresor, suponiendo que no hay intercambio de calor con
el medio exterior:
T1t = TH (1 +
k
M a2 )
k −1
81
Ec 4.1
k
M a 2 ) la
k −1
temperatura dinámica. Sabiendo que el término M a es igual a 0 debido a que la
corriente esta en remanso a nivel del mar se tiene que, y la temperatura a nivel del
mar según la tabla de atmósfera estándar es 288,15[°k]:
Donde el término TH
representa la temperatura estática y (1 +
1,4
(0))
1,4 − 1
T1t = 288,15[°k ]
T1t = 288,15[°k ](1 +
Ahora se debe establecer la presión en la entrada del compresor por medio de la
relación:
P1T = PH * δ Dif * (1 +
k − 1 2 kk−1
Ma )
2
Ec. 4.2
Para saber el coeficiente de recuperación total de la toma de aire ( δ Dif ) se recurre
a la formula:
k
k −1
⎡ k −1 λ ⎤
*
⎢1 −
⎥
k +1 ϕ 2 ⎥
⎢
ς dif =
Ec 4.3
k −1 2 ⎥
⎢
⎢ 1− k +1*λ ⎥
⎣
⎦
Como se asume a nivel del mar ya se conoce que nuestro termino M a = 0 ,
además, se debe hallar nuestro término ς dif (grado de difusión) de la siguiente
2
manera asumiendo λ = 0.6 y ϕ1 = 0.96 respectivamente
1, 4
ς dif
⎡ 1,4 − 1 0,6 2 ⎤ 1, 4−1
*
⎢1 −
⎥
+
1
,
4
1
0,96 2 ⎥
=⎢
⎢ 1 − 1,4 − 1 * 0,6 2 ⎥
⎢
⎥
1,4 + 1
⎣
⎦
ς dif = 0,9811237688
Entonces la presión P1T es:
(
P1T = 1.03x105
[ ])(0,9811237688)(1)
N
m2
82
3, 5
[ ]
P1T = 99385,43 mN2
Ahora se deben establecer unos parámetros que nos ayudaran para el desarrollo
de las siguientes etapas, estos son el trabajo técnico (λtec ) y el trabajo isentrópico
(λisent ) que será ase asume como igual a 1, y finalmente el rendimiento isentrópico
(ηc ) que se asume en el intervalo desde 0.80 a 0.85 respectivamente, para este
caso el trabajo se asumirá como 0.85. Así la relación esta dada por:
λtec =
λtec =
λisent
ηc
Ec. 4.4
1
0.85
λtec = 1.1764
Para hallar la presión del aire luego de la etapa del compresor se usa la siguiente
ecuación:
P2 = π ct P1
Ec. 4.5
Donde ( π ct ) es la relación de compresión dada por el motor y ( P1 ) la presión a la
entrada del compresor. Para los cálculos se usan valores que oscilan entre 6 y 12,
así que se evalúa en 6, 8, 10, y 12
Para π ct = 6 se tiene que:
P2 = (6)(99385,43[ mN2 ])
P2 = 596312,58[ mN2 ]
Para π ct = 8 se tiene que:
P2 = (8)(99385,43[ mN2 ])
P2 = 795083,44[ mN2 ]
Para π ct = 10 se tiene que:
P2 = (10)(99385,43[ mN2 ])
P2 = 993854,3[ mN2 ]
83
Para π ct = 12 se tiene que:
P2 = (12)(99385,43[ mN2 ])
P2 = 1192625[ mN2 ]
Ahora se deben hallar los diferentes valores de trabajo técnico para cada valor de
( π ct ) compresión, para así poder a hallar la T2, es decir la temperatura en la misma
etapa con la siguiente ecuación:
λtec =
(
)
k −1
1
kR
T1t π ct k − 1
ηc
k −1
1
Ec. 4.6
Para π ct = 6 se tiene que:
λtec =
λtec =
(
( [ ])
1,4 287
)
k −1
1
kR
T1t π ct k − 1
ηc
k −1
J
Kg ° K
288,15[°k ](6 0, 2857 − 1)
1,4 − 1
λtec = 227630,3091 KgJ
[ ]
Para π ct = 8 se tiene que:
λtec =
λtec =
(
)
k −1
1
kR
T1t π ct k − 1
ηc
k −1
( [ ])
1,4 287
J
Kg ° K
288,15[°k ](8 0, 2857 − 1)
1,4 − 1
λtec = 276300,1833 KgJ
[ ]
Para π ct = 10 se tiene que:
λtec =
λtec =
1
J
Kg ° K
1,4 − 1
(
1
0,85
)
k −1
1
kR
T1t π ct k − 1
ηc
k −1
( [ ])
1,4 287
1
0,85
288,15[°k ](10 0, 2857 − 1)
1
0,85
ESCOBAR G. ARNOLD, Metodología de diseño para Turborreactores de Bajo Flujo Masico, Pag 49
84
[ ]
λtec = 316904,6835 KgJ
Para π ct = 12 se tiene que:
λtec =
λtec =
(
( [ ])
1,4 287
)
k −1
1
kR
T1t π ct k − 1
ηc
k −1
J
Kg ° K
288,15[°k ](12 0, 2857 − 1)
1,4 − 1
λtec = 352057,33 KgJ
[ ]
1
0,85
Teniendo ya estos valores de trabajo técnico para cada valor de la relación de
compresión, se pueden ahora hallar las temperaturas en la segunda etapa
utilizando la ecuación, de la que se obtienen cuatro diferente valores:
T2t = T1t +
λtec ( k − 1)
kR
Para π ct = 6 se tiene que:
T2t = 288,15 +
[ ]
287[ ](1,4)
227630,3091 KgJ (1,4 − 1)
J
kg ° k
T2t = 514,76[°k ]
Para π ct = 8 se tiene que:
T2t = 288,15 +
[ ]
287[ ](1,4)
276300,1833 KgJ (1,4 − 1)
J
kg °k
T2t = 563,21[°k ]
Para π ct = 10 se tiene que:
T2t = 288,15 +
[ ]
287[ ](1,4)
316904,6835 KgJ (1,4 − 1)
J
kg °k
T2t = 603,63[°k ]
Para π ct = 12 se tiene que:
85
Ec. 4.7
T2t = 288,15 +
[ ]
287[ ](1,4)
352057,33 KgJ (1,4 − 1)
J
kg ° k
T2t = 638,63[°k ]
Ahora se debe hallar la temperatura T3t, la temperatura de entrada a la turbina,
esta dada por el material de la turbina, en el grafico de operación del motor el valor
esta alrededor 1900[°F] o 1310,92[°K], así que por falta de información del material
en que se construye la turbina, se asumirá que es construido de Inconel 738, que
soporta hasta una temperatura de 1361,15[°k], así que soportaría las altas
temperaturas que se presentan a la salida de la cámara de combustión.
Se asume que la temperatura T3t = 1310,92 [°K]
Figura 28: Valores estimados de presión, temperatura y velocidad
Fuente: Manual de entrenamiento del Motor Allison 250
86
A continuación se calculan los valores de calor específico a presión constante,
para cada uno de los valores de temperatura T2t, hallados anteriormente.
Como C p = 0,9089 + 2,095 x10−4 (T3t + 0,48T2t )
Ec. 4.8
Para la T2t,de la relación de compresión π ct = 6 se tiene que:
C p = 0.9089 + 2.095 x10 −4 (1310,92[°k ] + 0.48(514,76[°k ])
[ ]
C p = 1,2353020056 kgKJ°k
Para la T2t,de la relación de compresión π ct = 8 se tiene que:
C p = 0.9089 + 2.095 x10 −4 (1310,92[°k ] + 0.48(563,21[°k ])
[ ]
C p = 1,2401741376 kgKJ°k
Para la T2t,de la relación de compresión π ct = 10 se tiene que:
C p = 0.9089 + 2.095 x10 −4 (1310,92[°k ] + 0.48(603,63[°k ])
[ ]
C p = 1,2442387728 kgKJ°k
Para la T2t,de la relación de compresión π ct = 12 se tiene que:
C p = 0.9089 + 2.095 x10 −4 (1310,92[°k ] + 0.48(638,63[°k ])
[ ]
C p = 1,2477583728 kgKJ°k
Para el cálculo térmico del motor o el trazado de sus características se deben
determinar el gasto de combustible y el coeficiente de exceso de aire, así que se
ahora se realiza el cálculo de los diferentes consumos relativos de combustible
(τ ) utilizando los datos obtenidos de temperatura en la segunda y tercera etapa,
para ello se manejara la siguiente ecuación:
τ =
C p (T3t − T2t )
ι cc H u
87
Ec. 4.9
Donde (ι cc ) es el rendimiento de la combustión que, el en las turbinas actuales en
banco de pruebas y al régimen máximo oscila entre 0,95 y 0,981, así que se
asumirá como 0.98 en nuestros cálculos, además, también esta el termino
( H u ) que corresponde al poder calorífico, que para el caso del hidrógeno es de
[ ]
120000
Kj 2
Kg
Para π ct = 6 se tiene que:
τ=
[ ](1310,92 − 514,76[°k ])
0,98(120000[ ])
KJ
kg ° k
1,2353020056
KJ
kg
τ = 8,3630 x10−3
Para π ct = 8 se tiene que:
τ=
[ ](1310,92 − 563,21[°k ])
0,98(120000[ ])
1,2401741376
KJ
kg ° k
KJ
kg
τ = 7,885 x10 −3
Para π ct = 10 se tiene que:
τ=
[ ]
1,2442387728 kgKJ° k (1310,92 − 603,63[°k ])
[ ])
0,98(120000
KJ
kg
τ = 7,4833x10−3
Para π ct = 12 se tiene que:
τ=
[ ]
1,2477583728 kgKJ° k (1310,92 − 638,63[°k ])
[ ])
0,98(120000
KJ
kg
τ = 7,13312 x10−3
1
STECKIN B. C; KAZANDZAN P. K; ALESEV L. P; KONOVALOV N.; NECAEV JU. N; FEDEROV,R.
M, “Plenitud de Combustion y Perdida de Presion en las Cámaras de Combustion de las Turbinas de Gas”, en:
Teoría de los Motores a Reacción, Dossat, 1964, p.134.
2
BREWER DANIEL, Hydrogen Aircraft Technology. CRC Press, United States. , Figura:ura8.1 p. 344
88
Con la obtención de los diferentes valores de τ se puede hallar el coeficiente de
exceso de aire ( α ) con la siguiente ecuación:
α=
1
(τ )(Lt)
Ec. 4.10
Donde Lt es el valor de la demanda teórica de aire que corresponde a una
relación de:
1 ⎡ Kg air ⎤
⎢
⎥ = 0,02916
34,29 ⎣ Kg comb ⎦
1
Entonces se calcula los valores para cada valor los consumos relativos de
combustible (τ ) :
Para (τ ) = 8,3630x10 -3
α=
1
(8,3630 x10 − 3 )(34,29)
α = 3,48714830671
Para (τ ) = 7,885x10-3
α =
1
(7,885 x10-3 )(34,29)
α = 3,6985442345
Para (τ ) = 7,4833x10-3
1
(7,4833x10-3 )(34,29)
α = 3,89708033742
α=
Para (τ ) = 7,13312x10-3
α =
1
1
( 7,13312x10 - 3 )( 34 , 29 )
α = 4,0883962
BREWER DANIEL, Hydrogen Aircraft Technology, p. 259 .CRC Press, United States.
89
Ahora se hallan los valores de presión total a la entrada de la turbina ( P3t ) con la
siguiente ecuación:
P3t = (P2t )(σcc )
Ec. 4.11
En las cámaras de combustión principales de las turbinas de gas los números de
mach a la entrada de la cámara tienen valores pequeños, T3*/ T2*=2,0÷2,5,
corresponde solo a una perdida insignificante de presión total, causada por la
resistencia térmica (σter = 0,97 ÷ 0,98) . En este caso el coeficiente global de
recuperación de de la presión total (teniendo en cuenta las resistencias tanto
hidráulicas como térmicas) posee valores del orden de:1
P3*
σcc = * = 0,92 ÷ 0,96
P2
Para nuestros cálculos asumiremos el (σ cc ) como 0.93, obtendremos 4 valores
diferentes ya que P3t depende de P2t .
Para el valor de P2t que se hallo con el valor de π ct = 6
P3t = (596312,58[ mN2 ])(0,93)
P3t = 554570,6994[ mN2 ]
Para el valor de P2t que se hallo con el valor de π ct = 8
P3t = (795083,44[ mN2 ])(0,93)
P3t = 739427,5992[ mN2 ]
Para el valor de P2t que se hallo con el valor de π ct = 10
P3t = (993854,3[ mN2 ])(0,93)
P3t = 924284,499[ mN2 ]
Para el valor de P2t que se hallo con el valor de π ct = 12
1
STECKIN B. C; KAZANDZAN P. K; ALESEV L. P; KONOVALOV N.; NECAEV JU. N; FEDEROV,R.
M, “Plenitud de Combustión y Perdida de Presión en las Cámaras de Combustión de las Turbinas de Gas”, en:
Teoría de los Motores a Reacción, Dossat, 1964, p.141.
90
P3t = (1192625[ mN2 ])(0,93)
P3t = 1109141,25[ mN2 ]
Luego de hallar la presión en la entrada de la turbina se debe calcular el trabajo
que realiza la turbina con la siguiente formula:
leT =
Donde
ltec
(1 + τ ) ⋅ (1 − vref − υsang )η m
Ec. 4.12
η m = 0.98 ÷ 0.99 , v ref = 0.02 ÷ 0.04 y υ sang = 0.02 ÷ 0.05 que son valores
predeterminados.
Como el trabajo de la turbina ( leT ) depende de ( τ ) y de ( ltec ) se obtendrán los
siguientes valores, asumiendo antes las siguientes condiciones:
η m = 0.99 , v ref = 0.03 y υ sang = 0.04
[ ]
Para la el λtec = 227630,3091 KgJ y τ = 8,3630 x10 −3 se tiene que:
leT
227630,3091[ KgJ ]
=
(1 + 8,3630 x10 −3 ) ⋅ (1 − 0,03 − 0,04)0,99
leT = 245185,647006[ KgJ ]
[ ] y τ = 7,885x10
Para la el λtec = 276300,1833
leT
J
Kg
−3
se tiene que:
276300,1833[ KgJ ]
=
(1 + 7,885 x10 −3 ) ⋅ (1 − 0,03 − 0,04)0,99
leT = 297750,190546[ KgJ ]
[ ]
Para la el λtec = 316904,6835 KgJ y τ = 7,4833x10 −3 se tiene que:
leT
316904,6835[ KgJ ]
=
(1 + 7,4833 x10 −3 ) ⋅ (1 − 0,03 − 0,04)0,99
leT = 341643,103571[ KgJ ]
[ ] y τ = 7,13312 x10
Para la el λtec = 352057,33
J
Kg
91
−3
se tiene que:
leT
352057,33[ KgJ ]
=
(1 + 7,13312 x10 −3 ) ⋅ (1 − 0,03 − 0,04)0,99
leT = 379671,824825[ KgJ ]
Ahora se calculan las diferentes presiones y temperaturas en la estación 4, para
esto es necesario hallar el grado de expansión en la turbina y para esto usamos la
siguiente ecuación:
⎛
kg
k
e −1
1⎞
RTH * c
RgT3⎜1 − ⎟ηT η m (1 + τ − ν )
=
ηc * k g − 1
k −1
⎝ eT ⎠
Para simplificar la anterior ecuación se debran remplazar las ecuaciones por
variables ya calculadas anteriormente:
∗
e −1
K
RT1t c ∗ = Lc
K −1
ηc
⎛
⎞
Lc( K g − 1)
⎜1 − 1∗ ⎟ =
⎜ e ⎟ K R T tη ∗ ⋅ η (1 + τ − υ )
T ⎠
g g 3
T
m
⎝
Lc
= LT
ηm (1 + τ − υ )
⎞ L ( K − 1)
⎛
⎜1 − 1∗ ⎟ = T g
⎜ e ⎟ K R T tη t
T ⎠
g g 3
T
⎝
LT ( K g − 1)
1
1
=
−
∗
t
eT
K g R g T3tηT
∗
eT =
K g R g T3 tηT
t
K g R g T3tηT − LT ( K g − 1)
t
Kg
πT t
t
⎡
⎤ Kg −1
K g R g T3 tη T
=⎢
⎥
t
⎢⎣ K g R g T3 tη T − LT ( Kg − 1) ⎥⎦
92
Ec. 4.13
Donde η Tt es el rendimiento de la turbina, determinado por los parámetros de
remanso y oscila entre 0.9 y 0.92 los demás valores son predeterminados y
escogidos entre los que se han realizado hasta ahora.
Kg
πT t
⎡
⎤ K g −1
K g R g T3tη Tt
=⎢
⎥
t
⎢⎣ K g R g T3tη T − l eT ( K g − 1) ⎥⎦
Para los gases se tiene que las constantes de cociente de calor específico de los
gases (kg) es igual 1.33 y la constante universal de los gases es 289,3[ KgJ° K ] . En
cuanto al rendimiento de la turbina, esta determinado por parámetros de remanso,
cuyo valor en las turbinas de los turborreactores con números de Mach en la
salida entre 0,55÷0,65 alcanza valores de 0,9÷0,921. Así que se tomara 0,91 para
continuar con los cálculos.
Para leT = 245185.647006[ KgJ ]
1.33
πTt
⎡
⎤ 1.33−1
(1.33)(289[ KgJ° K ])(1310.92[°K](0.91)
=⎢
⎥
J
J
⎣ (1.33)(289[ Kg ° K ])(1310.92[°K](0.91) − (245185.647006[ Kg ])(1.33 − 1) ⎦
π T t = 2,18681706519
Para leT = 297750.190546[ KgJ ]
1.33
πTt
⎡
⎤ 1.33−1
(1.33)(289[ KgJ° K ])(1310.92[°K](0.91)
=⎢
⎥
J
J
⎣ (1.33)(289[ Kg ° K ])(1310.92[°K](0.91) − (297750.190546[ Kg ])(1.33 − 1) ⎦
π T t = 2.6431472821
Para leT = 341643.103571[ KgJ ]
1
STECKIN B. C; KAZANDZAN P. K; ALESEV L. P; KONOVALOV N.; NECAEV JU. N; FEDEROV,R.
M, “Plenitud de Combustión y Perdida de Presión en las Cámaras de Combustión de las Turbinas de Gas”, en:
Teoría de los Motores a Reacción, Dossat, 1964, p.210.
93
1.33
πTt
⎡
⎤1.33−1
(1.33)(289[ KgJ° K ])(1310.92[°K](0.91)
=⎢
⎥
J
J
⎣ (1.33)(289[ Kg ° K ])(1310.92[°K](0.91) − (341643.103571[ Kg ])(1.33 − 1) ⎦
π T t = 3.11851089375
Para leT = 379671,824825[ KgJ ]
1, 33
πTt
⎡
⎤1.33−1
(1.33)(289[ KgJ° K ])(1310.92[°K](0.91)
=⎢
⎥
J
J
⎣ (1.33)(289[ Kg ° K ])(1310.92[°K](0.91) − (379671.824825[ Kg ])(1.33 − 1) ⎦
π T t = 3.61953538186
Hallado el grado de expansión en la turbina se calculara ahora las diferentes
presiones a la salida de la misma:
P4t =
P3t
π Tt
P4t para π T = 2,18681706519
t
P4t =
554570,6994[ mN2 ]
2,186881706519
P4t = 253597,1387[ mN2 ]
P4t para π T = 2,6431472821
t
P4t =
739427,5992[ mN2 ]
2,6431472821
P4t = 279752,703986[ mN2 ]
P4t para π T = 3,11851089375
t
P4t =
924284,499[ mN2 ]
3,11851089375
P4t = 296386,490377[ mN2 ]
P4t para π T t =3,61953538186
94
Ec. 4.14
P4t =
1109141,25[ mN2 ]
3,61953538186
P4t = 306431,940287[ mN2 ]
La temperatura detrás de la turbina se determina por la siguiente ecuación:
⎡ ⎛
1 ⎞
⎟ηT
T4 * = T3 * ⎢1 − ⎜1 −
⎣ ⎝ eT * ⎠
⎤
*⎥
⎦
La anterior formula ya remplazada por ecuaciones preliminares queda de la
siguiente manera:
⎡
⎤
LeT ( K g − 1)
∗
T4t = T3t ⎢1 − (
)
η
T ⎥
∗
K g R g T3 tη T
⎢⎣
⎥⎦
T4t = T3t −
donde el término
LeT ( K g − 1)
K g Rg
λect −c ( Kg − 1)
se convertirá en trabajo.
Kg * Rg
Así que Para leT = 245185.647006[ KgJ ] :
T4t = 1310,92[° K ] −
(245185,647006[ KgJ° K ])(1,33 − 1)
(1,33)(289[ KgJ° K ])
T4t = 1100,63470282[° K ]
Para leT = 297750.190546[ KgJ ]
T4t = 1310,92[° K ] −
(297750,190546[ KgJ° K ])(1,33 − 1)
(1,33)(289[ KgJ° K ])
T4t = 1055,55233036[° K ]
Para leT = 341643.103571[ KgJ ]
95
Ec. 4.15
T4t = 1310,92[° K ] −
(341643,103571[ KgJ° K ])(1,33 − 1)
(1,33)(289[ KgJ° K ])
T4t = 1017,90724643[° K ]
Para leT = 379671,824825[ KgJ ]
T4t = 1310,92[° K ] −
(379671,824825[ KgJ° K ])(1,33 − 1)
(1,33)(289[ KgJ° K ])
T4t = 984,281630272[° K ]
Ahora se calculan los valores de la etapa 4; primero hallaremos la presión a la
salida de la turbina libre:
Kg
P4t − AT
Kg − 1
* M 42 ) Kg −1
= PH (1 +
2
Ec. 4.16
Teniendo en cuenta que M 4 = 0.28 − 0.42 se asumirá un M 4 = 0.4 , y con la presión
a la altura que es la misma presión al ambiente se tiene que la presión a la salida
de la turbina libre es:
P4t − AT
⎛ (1.33 − 1)
(0.4)2 ⎞⎟
= 1.013 *10 [ ]⎜1 +
2
⎠
⎝
5
N
m2
1,.33
(1,.33−1)
P4t − AT = 112517.208094[ mN2 ]
Conociendo el valor de la presión se pueden calcular los diferentes valores
relación de expansión en la turbina libre con la siguiente formula:
π Tt − L =
P4t
P4t − AT
Para P4t = 253597,138709[ mN2 ]
π
t
T −L
=
253597,138709[ mN2 ]
112517,208094[ mN2 ]
96
Ec. 4.17
π Tt − L = 2,25385203743
Para P4t = 279752,703986[ mN2 ]
π
t
T −L
=
279752,703986[ mN2 ]
112517,208094[ mN2 ]
π Tt − L = 2,48631036158
Para P4t = 296386,490377[ mN2 ]
π
t
T −L
=
296386,490377[ mN2 ]
112517,208094[ mN2 ]
π Tt − L = 2,63414366031
Para P4t = 306431,9402[ mN2 ]
π
t
T −L
=
306431,9402[ mN2 ]
112517,208094[ mN2 ]
π Tt − L = 2,7234228914
Para el cálculo del trabajo en la turbina libre se toma en cuenta la siguiente
formula:
λet − L
1− Kg
Kg * Rg ⎛⎜
=
T4t 1 − π T −KgL
⎜
Kg − 1
⎝
⎞ t
⎟η
⎟ T −L
⎠
Ec. 4.18
Teniendo en cuenta que el rendimiento en la turbina libre lo asumimos de 0.90
Para la T4t = 1100,63470282[° K ] y π Tt − L = 2,253852037
λet − L =
(
)
1,33 * 289,3
1110,63470282[° K ] * 1 − 2,253852037431−1,33 / 1,33 * 0,90
1,33 − 1
λet − L = 212819.90421[ KgJ ]
Para la T4t = 1055,55233036[° K ] y π Tt − L = 2,48631036158
97
λet − L =
1,33 * 289,3
1055,55233036[°K ] * (1 − 2,486310361581−1,33 / 1,33 ) * 0,90
1,33 − 1
λet − L = 224049,901216[ KgJ ]
Para la T4t = 1017,90724643[° K ] y π Tt − L = 2,63414366031
λet − L =
1,33 * 289,3
1017,90724643[°K ] * (1 − 2,634143660311−1,33 / 1,33 ) * 0,90
1,33 − 1
λet − L = 228183,810273[ KgJ ]
Para la T4t = 984,281630272[° K ] y π Tt − L = 2,7234228914
λet − L =
(
)
1,33 * 289,3
984,281630272[° K ] * 1 − 2,72342289141−1,33 / 1,33 * 0,90
1,33 − 1
λet − L = 227335,562391[ KgJ ]
La temperatura a la salida de la turbina libre se calcula de la siguiente manera
para cada uno de los valores de λet − L y T4t :
T4t − AT = T4 −
l eT − L (K g − 1)
K g * Rg
Así que para T4t = 1100,63470282[° K ] y λet − L = 212819.90421[ KgJ ]
T4t − AT = 1100,63470282[° K ] −
T4t − AT
212819.90421[ KgJ ](1,33 − 1)
1,33 * 289,3
= 918,108126131[° K ]
para T4t = 1055,55233036[° K ] y λet − L = 224049,901216[ KgJ ]
T4t − AT = 1055,55233036[° K ] −
T4t − AT
224049,901216[ KgJ ](1,33 − 1)
1,33 * 289,3
= 863,394263049[° K ]
98
Ec. 4.19
para T4t = 1017,90724643[° K ] y λet − L = 228183,810273[ KgJ ]
T4t − AT = 1017,90724643[° K ] −
228183,810273[ KgJ ](1,33 − 1)
1,33 * 289,3
= 822,203701212[° K ]
T4t − AT
para T4t = 984,281630272[° K ] y λet − L = 227335,562391[ KgJ ]
T4t − AT = 984,281630272[° K ] −
227335,562391[ KgJ ](1,33 − 1)
1,33 * 289,3
= 790,115520587[° K ]
T4t − AT
Se debe hallar ahora el grado de expansión de la tobera de salida con la siguiente
ecuación:
π Tt − S =
π Tt − S =
P4t − AT
Ph
112517.208094[ mN2 ]
1.013 * 10 5 [ mN2 ]
Ec. 4.20
π Tt − S = 1.110732558
Para el cálculo de la potencia reducida se utilizara la siguiente ecuación:
N red = N eje +
Donde el término
E * Co
ηH − R
E * Co
ηH −R
Ec. 4.21
es igual a cero ya que este motor no genera mucho
empuje debido a la expulsión de gases a chorro, sino que por el contrario, el
mayor empuje lo suministra la potencia que entrega la turbina libre a la hélice.
Entonces:
99
N red = 420[ HP] = 313.1939[Kw]
Conociendo los parámetros del gas detrás de la turbina, se pueden hallar las
condiciones o parámetros de la etapa 5, determinado los parámetros a la salida de
la tobera.
Cuando la expansión de gas en la tobera es completa, la presión en la sección de
salida de la tobera es igual a la atmosférica, y a velocidad de salida de los gases
se calcula por la formula:1
C 5 = λT − S
2 * Kg * Rg
* T4t − AT
Kg − 1
1− Kg
⎛
* ⎜⎜1 − π Tt − S Kg
⎝
⎞2
⎟⎟
⎠
Ec. 4.22
donde λT − S hace alusión a el coeficiente de perdida de velocidad para el caso de
estos cálculos corresponderá a 0.98, el cual es el valor mas critico para aproximar
mas los cálculos de un sistema ideal al el real, asumiendo el mayor de valores que
oscilan entre 0,96÷0,98.
Así que la velocidad de la tobera podría oscilar dependiendo de los valores de
temperatura:
Así que, para una T4t − AT = 918,108126131[° K ] se obtendrán los siguientes valores:
C 5 = (0.98)
[ ] * 918,108126131[°K ] * ⎛⎜1 − 1.110732558
2 * 1,33 * 289.3 KgJ° K
1,33 − 1
⎜
⎝
1−1, 33
1, 33
⎞
⎟
⎟
⎠
C 5 = 237,367478678[ms ]
Para una T4t − AT = 863,394263049[° K ] se tiene que:
1
STECKIN B. C; KAZANDZAN P. K; ALESEV L. P; KONOVALOV N.; NECAEV JU. N; FEDEROV,R.
M, “Plenitud de Combustión y Perdida de Presión en las Cámaras de Combustión de las Turbinas de Gas”, en:
Teoría de los Motores a Reacción, Dossat, 1964, p.211.
2
ESCOBAR G. ARNOLD, Metodología de diseño para Turborreactores de Bajo Flujo Masico, Pag 51
100
C 5 = (0.98)
[ ] * 863,394263049[°K ] * ⎛⎜1 − 1.110732558
2 * 1,33 * 289.3 KgJ° K
1,33 − 1
⎜
⎝
1−1, 33
1, 33
⎞
⎟
⎟
⎠
1−1, 33
1, 33
⎞
⎟
⎟
⎠
1−1, 33
1, 33
⎞
⎟
⎟
⎠
C 5 = 223,014120774[ ms ]
Para una T4t − AT = 822,203701212[° K ] se tiene que:
C 5 = (0.98)
[ ] * 822,203701212[°K ] * ⎛⎜1 − 1.110732558
2 *1,33 * 289.3 KgJ° K
1,33 − 1
⎜
⎝
C 5 = 217,629366036[ ms ]
Para una T4t − AT = 790,115520587[° K ] se tiene que:
C 5 = (0.98)
[ ] * 790,115520587[°K ] * ⎛⎜1 − 1.110732558
2 * 1,33 * 289.3 KgJ° K
1,33 − 1
⎜
⎝
C 5 = 213,340387542[ ms ]
La temperatura a la salida de la tobera será:
T5 = T4t − AT −
C 52 ( Kg − 1)
*
2 ( Kg * Rg )
Ec 4.23
Para una T4t − AT = 918,108126131[° K ] y una velocidad C 5 = 237,367478678[ms ] se
tiene que:
T5 = 918,108126131[° K ] −
(237,367478678[ms ])2
2
T5 = 893,946492036[°k ]
101
*
(1,33 − 1)
1,33 * 289.3 KgJ° K
(
[ ])
Para una T4t − AT = 863,394263049[° K ] y una velocidad C 5 = 223,014120774[ ms ] se
tiene que:
T5 = 863,394263049[°K ] −
(223,014120774[ ms ])2
2
*
(1,33 − 1)
1,33 * 289.3 KgJ° K
(
[ ])
T5 = 842,066338552[°k ]
Para una T4t − AT = 822,203701212[° K ] y una velocidad C 5 = 217,629366036[ ms ] se
tiene que:
T5 = 822,203701212[° K ] −
(217,629366036[ms ])2
2
*
(1,33 − 1)
1,33 * 289.3 KgJ° K
(
[ ])
T5 = 801,893283121[°k ]
Para una T4t − AT = 790,115520587[° K ] y una velocidad C 5 = 213,340387542[ ms ] se
tiene que:
T5 = 790,115520587[°K ] −
(213,340387542[ ms ])2
2
*
(1,33 − 1)
1,33 * 289.3 KgJ° K
(
[ ])
T5 = 770,597758091[°k ]
Para hallar la potencia al rotor especifica o potencia al eje tenemos que:
(
)
N R − es = λ R = 1 − υ ref − υ san + υ R * (1 + τ ) * λet − L * η M −T − L * η RED
donde:
N R −es es la potencia al eje
λ R es el trabajo del rotor
υ R es el gasto másico relativo y equivale a 0.01
η M −T − L es el rendimiento mecánico de la turbina libre y equivale a 0.9
η RED es el rendimiento de reducción y equivale a 0.98
Se calcula un valor para cada valor del trabajo de la turbina ( leT )
102
Ec. 4.24
Para λet − L = 212819.90421[ KgJ ] y τ = 8,3630 x10−3
) (
(
)
N R −es = λ R = (1 − 0,03 − 0,04 + 0,01) * 1 + 8,3630 x10 −3 * 212819.9042[ KgJ ] * (0,9 ) * (0,98)
[ ]
N R −es = λ R = 177920.333419
J
Kg
Para λet − L = 224049,901216[ KgJ ] y τ = 7,885 x10−3
) (
(
)
N R −es = λ R = (1 − 0,03 − 0,04 + 0,01) * 1 + 7,885 x10 −3 * 224049,901216[ KgJ ] * (0,9 ) * (0,98)
[ ]
N R −es = λ R = 187219,972579
J
Kg
Para λet − L = 228183,810273[ KgJ ] y τ = 7,4833x10−3
) (
(
)
N R −es = λ R = (1 − 0,03 − 0,04 + 0,01) * 1 + 7,4833x10 −3 * 228183,810273[ KgJ ] * (0,9) * (0,98)
[ ]
N R −es = λ R = 190598,343822
J
Kg
Para λet − L = 227335,562391[ KgJ ] y τ = 7,13312 x10−3
) (
(
)
N R −es = λ R = (1 − 0,03 − 0,04 + 0,01) * 1 + 7,13312 x10 −3 * 227335,562391[ KgJ ] * (0,9 ) * (0,98)
[ ]
N R −es = λ R = 189823.814018
J
Kg
Se hallara la potencia reducida con la siguiente ecuación:
N red − E = λ R × 10 −3
[ ]
Ec. 4.25
KW *h
Kg
[ ] se tiene entonces que:
Para λ R = 177920.333419
J
Kg
[ ]
]
= 177.920333419[
N red − E = 177920.333419 × 10 −3
N red − E
[ ]
Para λ R = 187219,972579
J
Kg
KW *h
Kg
KW *h
Kg
se tiene entonces que:
103
[ ]
]
= 187,219972579[
N red − E = 187219,972579 × 10 −3
N red − E
KW *h
Kg
KW *h
Kg
[ ] se tiene entonces que:
Para λ R = 190598,343822
J
Kg
[ ]
]
= 190,598343822[
N red − E = 190598,343822 × 10 −3
N red − E
KW *h
Kg
KW *h
Kg
[ ] se tiene entonces que:
Para λ R = 189823,814018
J
Kg
[ ]
]
= 189,823814018[
N red − E = 189823,814018 × 10 −3
N red − E
KW *h
Kg
KW *h
Kg
Para el cálculo del flujo másico del compresor usaremos la siguiente ecuación:
mc =
N red
N red − E
Ec. 4.26
Se calcula un valor para cada valor de potencia reducida:
[ ] se tiene que:
Para N red − E = 177,920333419
KW *h
Kg
mc =
mc
313.1939[Kw]
177,920333419 KWKg*h
[ ]
= 1,76030414277[ ]
Kg
s
[ ] se tiene que:
Para N red − E = 187,219972579
KW *h
Kg
mc =
mc
313.1939[Kw]
187,219972579 KWKg*h
[ ]
= 1,67286585772[ ]
Kg
s
[ ] se tiene que:
Para N red − E = 190,598343822
KW *h
Kg
mc =
mc
313.1939[Kw]
190,598343822 KWKg*h
[ ]
= 1,64321417343[ ]
Kg
s
104
[ ] se tiene que
Para N red − E = 189,823814018
KW *h
Kg
mc =
mc
313.1939[Kw]
189,823814018 KWKg*h
[ ]
= 1.64991890833[ ]
Kg
s
El consumo especifico de combustible esta dado como:
3600 * τ
Ec. 4.27
N red − E
donde τ representa el consumo relativo de combustible, así que para cada valor
de potencia al rotor específica o potencia al eje ( N red − E ) tenemos que:
SFC =
[ ]y
τ = 8,3630 x10−3 :
SFC =
3600 * 8,3630 x10 −3
177,920333419 KWKg*h
Para N red − E = 177,920333419
KW *h
Kg
[ ]
]
SFC = 0,169215060592[
Kg
KW *h
[ ]y
Para N red − E = 187,219972579
KW *h
Kg
SFC =
τ = 7,885 x10−3 :
3600 * 7,885 x10 −3
187,219972579 KWKg*h
[ ]
]
SFC = 0,151618439042[
Kg
KW *h
[ ] y: τ = 7,4833x10
Para N red − E = 190,598343822
KW *h
Kg
SFC =
−3
3600 * 7,4833 x10 −3
190,598343822 KWKg*h
[ ]
]
SFC = 0,141343725553[
Kg
KW *h
[ ]y
τ = 7,13312 x10−3 :
SFC =
3600 * 7,13312 x10 −3
189,823814018 KWKg*h
Para N red − E = 189,823814018
KW *h
Kg
[ ]
]
SFC = 0.135279296398[
Kg
KW *h
105
Calculo de Rendimientos
En cuanto al cálculo del rendimiento propulsivo se asumirá que es igual al
rendimiento del rotor, es decir:
η p = ηR
Así que se asumirá como η p = 0,85
El rendimiento termodinámico esta dado por:
ηT =
3600
ι cc * Hu * SFC
Ec. 4.28
Así que el rendimiento dependerá de de los valores del consumo especifico de
combustible (SFC).
[ ]
Para SFC = 0,169215060592
ηT =
KW *s
Kg
3600
* 0,169215060592
[ ]
0,98 * 120000
Kj
Kg
[ ]
KW *s
Kg
η T = 0.180907330535
[ ]
Para SFC = 0,151618439042
ηT =
KW *s
Kg
3600
* 0,151618439042
[ ]
0,98 * 120000
Kj
Kg
[ ]
KW *s
Kg
η T = 0.201903179399
[ ]
Para SFC = 0,141343725553 KWKg*s
ηT =
3600
* 0,141343725553 KWKg*s
[ ]
0,98 * 120000
Kj
Kg
[ ]
η T = 0.216580147283
[ ]
Para SFC = 0.135279296398
ηT =
KW *s
Kg
3600
* 0.135279296398
[ ]
0,98 * 120000
Kj
Kg
106
[ ]
KW *s
Kg
η T = 0.226289208423
El rendimiento global se hallara de la siguiente manera:
η 0 = η p * ηT
Ec. 4.29
Para η T = 0.180907330535 se tiene que:
η 0 = 0,85 * 0.180907330535
η 0 = 0,153771230955
Para η T = 0.201903179399 se tiene que:
η 0 = 0,85 * 0.201903179399
η 0 = 0,171617702489
Para η T = 0.216580147283 se tiene que:
η 0 = 0,85 * 0.216580147283
η 0 = 0,184093125191
Para η T = 0.226289208423 se tiene que:
η 0 = 0,85 * 0.226289208423
η 0 = 0,19234582716
4.2.4 RESULTADOS OBTENIDOS CON EL SOFTWARE
Realizando los cálculos con el software se encontró bastante similitud entre los
valores resultantes de los cálculos manualmente, siendo esta una validación de
procedimientos.
El software arrojo los datos en archivos de EXCEL, de los cuales se graficaron los
resultados a continuación mostrados, esto se debe a la carencia de una interfaz
grafica del software creado para la investigación.
Resultados para el hidrógeno:
Utilizando un condición de relación de compresión de 6 a 12, que es el rango
efectivo con el que mejor se ajusta a los parámetro del Allison 250 y tomando
como referencia una temperatura de 1310,92 K y 1350 K como temperaturas
tentativas, se encuentra que los resultados son los siguientes para un poder
107
[ ]
calorífico de 120000
Kj 1
Kg
y un coeficiente de valor de la demanda teórica de aire de
34,29 2 tendremos que:
Hu = 120000.000000
Lt = 34.290000
T3t = 1310.920000
Tabla 3: Resultados del software de SFC y Potencia Especifica para el hidrógeno
a una temperatura de 1310,92 K
Relación
de Comp.
6,000
6,060
6,120
6,180
6,240
6,300
6,360
6,420
6,480
6,540
6,600
6,660
6,720
6,780
6,840
6,900
6,960
7,020
7,080
7,140
7,200
7,260
7,320
7,380
7,440
7,500
7,560
7,620
7,680
7,740
SFC
0,170589
0,169785
0,169001
0,168235
0,167488
0,166758
0,166046
0,165349
0,164669
0,164003
0,163353
0,162717
0,162095
0,161486
0,16089
0,160307
0,159736
0,159177
0,15863
0,158093
0,157568
0,157053
0,156548
0,156053
0,155568
0,155092
0,154625
0,154167
0,153718
0,153277
1
Pot.
Específica
176,485521
176,985811
177,472567
177,946134
178,406846
178,855027
179,290989
179,715033
180,127453
180,528531
180,918541
181,297747
181,666407
182,024769
182,373075
182,711558
183,040444
183,359954
183,670301
183,971691
184,264325
184,548398
184,8241
185,091613
185,351117
185,602785
185,846785
186,083282
186,312435
186,534398
BREWER DANIEL, Hydrogen Aircraft Technology. CRC Press, United States. , Figura: 8.1 p. 344
Ibid., Figura: 8.1 p. 344.
2
108
Relación
de Comp.
7,800
7,860
7,920
7,980
8,040
8,100
8,160
8,220
8,280
8,340
8,400
8,460
8,520
8,580
8,640
8,700
8,760
8,820
8,880
8,940
9,000
9,060
9,120
9,180
9,240
9,300
9,360
9,420
9,480
9,540
9,600
9,660
9,720
9,780
9,840
9,900
9,960
10,020
10,080
10,140
10,200
10,260
10,320
10,380
10,440
SFC
0,152844
0,152419
0,152002
0,151593
0,15119
0,150795
0,150407
0,150026
0,149652
0,149284
0,148922
0,148567
0,148217
0,147874
0,147536
0,147204
0,146877
0,146556
0,14624
0,145929
0,145623
0,145322
0,145026
0,144734
0,144448
0,144165
0,143887
0,143614
0,143344
0,143079
0,142818
0,142561
0,142307
0,142058
0,141812
0,14157
0,141332
0,141097
0,140865
0,140637
0,140412
0,140191
0,139973
0,139758
0,139546
109
Pot.
Específica
186,749323
186,957355
187,158638
187,353311
187,541508
187,723361
187,898999
188,068546
188,232123
188,389849
188,54184
188,688208
188,829063
188,964511
189,094657
189,219602
189,339446
189,454286
189,564215
189,669326
189,769709
189,865452
189,956641
190,043358
190,125687
190,203706
190,277493
190,347126
190,412678
190,474222
190,53183
190,58557
190,635511
190,681719
190,72426
190,763196
190,798591
190,830504
190,858996
190,884124
190,905946
190,924518
190,939893
190,952126
190,961269
Relación
de Comp.
10,500
10,560
10,620
10,680
10,740
10,800
10,860
10,920
10,980
11,040
11,100
11,160
11,220
11,280
11,340
11,400
11,460
11,520
11,580
11,640
11,700
11,760
11,820
11,880
11,940
12,000
SFC
0,139337
0,139131
0,138928
0,138728
0,13853
0,138336
0,138144
0,137955
0,137768
0,137584
0,137403
0,137224
0,137048
0,136874
0,136702
0,136533
0,136366
0,136202
0,136039
0,135879
0,135721
0,135565
0,135412
0,13526
0,13511
0,134962
Pot.
Específica
190,967373
190,970489
190,970664
190,967949
190,962389
190,954031
190,942921
190,929102
190,912618
190,893512
190,871826
190,8476
190,820875
190,791689
190,760082
190,726092
190,689755
190,651108
190,610187
190,567027
190,521661
190,474124
190,42445
190,372669
190,318815
190,262919
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Hu = 120000.000000
Lt = 34.290000
T3t = 1350.000000
Tabla 4: Resultados del software de SFC y Potencia Especifica para el hidrógeno
a una temperatura de 1350 K
Relación
de Comp.
6,000
6,060
6,120
6,180
6,240
6,300
6,360
SFC
0,169148
0,168343
0,167557
0,16679
0,166041
0,16531
0,164595
110
Pot.
Específica
187,96435
188,523644
189,068695
189,599864
190,1175
190,621941
191,113515
Relación
de Comp.
6,420
6,480
6,540
6,600
6,660
6,720
6,780
6,840
6,900
6,960
7,020
7,080
7,140
7,200
7,260
7,320
7,380
7,440
7,500
7,560
7,620
7,680
7,740
7,800
7,860
7,920
7,980
8,040
8,100
8,160
8,220
8,280
8,340
8,400
8,460
8,520
8,580
8,640
8,700
8,760
8,820
8,880
8,940
9,000
9,060
SFC
0,163897
0,163215
0,162547
0,161895
0,161256
0,160631
0,16002
0,159422
0,158836
0,158262
0,1577
0,157149
0,15661
0,156081
0,155562
0,155054
0,154555
0,154067
0,153587
0,153116
0,152655
0,152201
0,151756
0,15132
0,150891
0,15047
0,150056
0,149649
0,14925
0,148858
0,148472
0,148093
0,14772
0,147354
0,146994
0,14664
0,146291
0,145949
0,145612
0,14528
0,144954
0,144633
0,144317
0,144006
0,1437
111
Pot.
Específica
191,592535
192,059308
192,514131
192,957288
193,389057
193,809708
194,219499
194,618684
195,007506
195,386204
195,755006
196,114136
196,463811
196,80424
197,135628
197,458173
197,772067
198,077497
198,374646
198,663688
198,944797
199,218139
199,483876
199,742167
199,993164
200,237019
200,473875
200,703875
200,927157
201,143855
201,3541
201,55802
201,755738
201,947376
202,133052
202,312881
202,486976
202,655444
202,818394
202,97593
203,128153
203,275161
203,417053
203,553922
203,685861
Relación
de Comp.
9,120
9,180
9,240
9,300
9,360
9,420
9,480
9,540
9,600
9,660
9,720
9,780
9,840
9,900
9,960
10,020
10,080
10,140
10,200
10,260
10,320
10,380
10,440
10,500
10,560
10,620
10,680
10,740
10,800
10,860
10,920
10,980
11,040
11,100
11,160
11,220
11,280
11,340
11,400
11,460
11,520
11,580
11,640
11,700
11,760
SFC
0,143398
0,143101
0,142809
0,142522
0,142238
0,141959
0,141684
0,141414
0,141147
0,140884
0,140625
0,14037
0,140118
0,139871
0,139626
0,139386
0,139148
0,138914
0,138684
0,138456
0,138232
0,138011
0,137793
0,137578
0,137366
0,137156
0,13695
0,136746
0,136546
0,136347
0,136152
0,135959
0,135769
0,135581
0,135396
0,135213
0,135032
0,134854
0,134678
0,134505
0,134333
0,134164
0,133997
0,133833
0,13367
112
Pot.
Específica
203,812959
203,935305
204,052984
204,166081
204,274677
204,378853
204,478686
204,574254
204,66563
204,752889
204,836101
204,915337
204,990665
205,062152
205,129863
205,193862
205,254213
205,310975
205,36421
205,413976
205,46033
205,503329
205,543028
205,579481
205,61274
205,642858
205,669886
205,693872
205,714866
205,732916
205,748067
205,760367
205,76986
205,776589
205,780599
205,781931
205,780628
205,776729
205,770274
205,761304
205,749856
205,735968
205,719677
205,701019
205,68003
Relación
de Comp.
11,820
11,880
11,940
12,000
SFC
0,133509
0,133351
0,133194
0,133039
Pot.
Específica
205,656744
205,631197
205,603422
205,573452
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Con estos valores el software muestra las siguientes Figuras realizadas desde el
programa:
Figura 29: Consumo específico de combustible versus relación de compresión
para el hidrógeno
0,175
0,17
0,165
0,16
0,155
0,15
0,145
0,14
0,135
0,13
1310,92 K
11,76
11,28
10,80
10,32
9,84
9,36
8,88
8,40
7,92
7,44
6,96
6,48
1350 K
6,00
SFC
Consumo Especifico de Combustible Vs Relación de
Compresión
Relación de Compresión
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa EXCEL
113
Figura 30: Potencia específica versus relación de compresión para el hidrógeno
210
205
200
195
190
185
180
175
170
165
160
1310,92 K
11,88
11,46
11,04
10,62
10,20
9,78
9,36
8,94
8,52
8,10
7,68
7,26
6,84
6,42
1350 K
6,00
Potencia Específica
Potencia Específica Vs Relación de Compresión
Relación de Compresión
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa EXCEL
Ahora asumiendo una relación de compresión de 6 debido a que es el valor con la
que trabaja en realidad el motor1 y la temperatura de 1310,92 K, obteniendo lo
siguientes valores.
Resultados del Programa
π ct = 6.000000
[ ]
[ ]
SFC = 0.170589 KWKg*h
Nred-E = 176.485521 KWKg*h
Comparando los valores calculados de forma manual encontramos que se
encuentra bastante cerca de los calculados por el software
Cálculos Manuales:
π ct = 6
[ ]
[ ]
SFC = 0,169215060592 KWKg*h
N red − E = 177.920333419 KWKg*h
1
ALLISON GAS TURBINE DIVISION, Engine Training Manual for MODEL 250-C20B, p.13
114
Resultados para el kerosén:
Utilizando igualmente una condición de relación de compresión de 6 a 12, y dos
valores tentativos de temperatura de 1088,55 K y 1000 K, se encuentra que los
Kj 1
resultados son los siguientes para un poder calorífico de 43300 Kg
y un
[ ]
2
coeficiente de valor de la demanda teórica de aire de 14,7 tendremos que:
Hu = 43300.000000
Lt = 14.700000
T3t = 1000.000000
Tabla 5: Resultados del software de SFC y Potencia Especifica para el kerosén a
una temperatura de 1000 K
Relación
de Comp.
6,000
6,060
6,120
6,180
6,240
6,300
6,360
6,420
6,480
6,540
6,600
6,660
6,720
6,780
6,840
6,900
6,960
7,020
7,080
7,140
7,200
7,260
7,320
7,380
1
2
SFC
0,549131
0,547183
0,545299
0,543476
0,541712
0,540006
0,538356
0,536759
0,535215
0,533721
0,532276
0,530879
0,529527
0,528221
0,526958
0,525737
0,524558
0,523419
0,522318
0,521255
0,52023
0,51924
0,518285
0,517365
Pot.
Específica
87,720833
87,753156
87,777351
87,793645
87,802258
87,8034
87,797278
87,784087
87,76402
87,73726
87,703985
87,664368
87,618576
87,56677
87,509106
87,445735
87,376803
87,302453
87,222821
87,138041
87,04824
86,953546
86,854077
86,749953
ESCOBAR G. ARNOLD, Metodología de diseño para Turborreactores de Bajo Flujo Masico, Pag 53
Ibid, Pag 104
115
7,440
Relación
de Comp.
7,500
7,560
7,620
7,680
7,740
7,800
7,860
7,920
7,980
8,040
8,100
8,160
8,220
8,280
8,340
8,400
8,460
8,520
8,580
8,640
8,700
8,760
8,820
8,880
8,940
9,000
9,060
9,120
9,180
9,240
9,300
9,360
9,420
9,480
9,540
9,600
9,660
9,720
9,780
9,840
9,900
9,960
10,020
10,080
0,516478
SFC
0,515624
0,514802
0,51401
0,51325
0,512519
0,511817
0,511143
0,510498
0,50988
0,509289
0,508724
0,508185
0,507671
0,507182
0,506717
0,506277
0,50586
0,505466
0,505095
0,504746
0,504419
0,504114
0,503831
0,503568
0,503326
0,503105
0,502904
0,502723
0,502562
0,50242
0,502297
0,502194
0,502109
0,502042
0,501994
0,501965
0,501953
0,501959
0,501983
0,502024
0,502083
0,502159
0,502252
0,502362
116
86,641287
Pot.
Específica
86,528189
86,410767
86,289125
86,163365
86,033584
85,899879
85,762341
85,621061
85,476126
85,327621
85,17563
85,020232
84,861506
84,699528
84,534371
84,366109
84,194811
84,020544
83,843377
83,663373
83,480595
83,295105
83,106962
82,916225
82,722951
82,527194
82,329009
82,128448
81,925562
81,720402
81,513015
81,30345
81,091753
80,87797
80,662143
80,444317
80,224533
80,002832
79,779255
79,55384
79,326626
79,09765
78,866949
78,634557
10,140
Relación
de Comp.
10,200
10,260
10,320
10,380
10,440
10,500
10,560
10,620
10,680
10,740
10,800
10,860
10,920
10,980
11,040
11,100
11,160
11,220
11,280
11,340
11,400
11,460
11,520
11,580
11,640
11,700
11,760
11,820
11,880
11,940
12,000
0,502488
SFC
0,502632
0,502792
0,502968
0,503161
0,503371
0,503596
0,503838
0,504096
0,50437
0,50466
0,504965
0,505287
0,505624
0,505977
0,506346
0,506731
0,507131
0,507547
0,507978
0,508426
0,508888
0,509366
0,50986
0,51037
0,510895
0,511436
0,511992
0,512564
0,513152
0,513755
0,514375
78,40051
Pot.
Específica
78,164842
77,927586
77,688774
77,448438
77,206609
76,963317
76,718592
76,472463
76,224959
75,976105
75,725931
75,474462
75,221724
74,967743
74,712544
74,45615
74,198585
73,939873
73,680036
73,419097
73,157078
72,893999
72,629882
72,364747
72,098614
71,831502
71,563432
71,294421
71,024489
70,753653
70,48193
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Hu = 43300.000000
Lt = 14.700000
T3t = 1088.550000
Tabla 6: Resultados del software de SFC y Potencia Especifica para el kerosén a
una temperatura de 1088.55 K
Relación
de Comp.
SFC
117
Pot.
Específica
6,000
Relación
de Comp.
6,060
6,120
6,180
6,240
6,300
6,360
6,420
6,480
6,540
6,600
6,660
6,720
6,780
6,840
6,900
6,960
7,020
7,080
7,140
7,200
7,260
7,320
7,380
7,440
7,500
7,560
7,620
7,680
7,740
7,800
7,860
7,920
7,980
8,040
8,100
8,160
8,220
8,280
8,340
8,400
8,460
8,520
8,580
8,640
0,505537
SFC
0,503434
0,501389
0,4994
0,497465
0,495582
0,493749
0,491965
0,490228
0,488537
0,486889
0,485284
0,483721
0,482197
0,480712
0,479265
0,477854
0,476478
0,475137
0,47383
0,472554
0,47131
0,470097
0,468913
0,467759
0,466633
0,465534
0,464462
0,463416
0,462395
0,461399
0,460428
0,45948
0,458554
0,457652
0,456771
0,455911
0,455073
0,454255
0,453456
0,452678
0,451918
0,451177
0,450455
0,44975
118
114,460574
Pot.
Específica
114,631719
114,793109
114,945007
115,087668
115,221336
115,346251
115,46264
115,570726
115,670723
115,762838
115,847272
115,924219
115,993867
116,056397
116,111987
116,160806
116,203021
116,238791
116,268272
116,291614
116,308965
116,320466
116,326254
116,326463
116,321223
116,31066
116,294895
116,274049
116,248236
116,217569
116,182156
116,142104
116,097516
116,048492
115,995129
115,937523
115,875766
115,809948
115,740155
115,666475
115,588989
115,507778
115,422921
115,334495
8,700
Relación
de Comp.
8,760
8,820
8,880
8,940
9,000
9,060
9,120
9,180
9,240
9,300
9,360
9,420
9,480
9,540
9,600
9,660
9,720
9,780
9,840
9,900
9,960
10,020
10,080
10,140
10,200
10,260
10,320
10,380
10,440
10,500
10,560
10,620
10,680
10,740
10,800
10,860
10,920
10,980
11,040
11,100
11,160
11,220
11,280
11,340
0,449062
SFC
0,448392
0,447739
0,447102
0,446481
0,445876
0,445287
0,444713
0,444153
0,443609
0,443078
0,442562
0,44206
0,441571
0,441096
0,440633
0,440184
0,439747
0,439323
0,438911
0,438511
0,438123
0,437747
0,437382
0,437029
0,436687
0,436355
0,436035
0,435725
0,435426
0,435137
0,434859
0,43459
0,434331
0,434083
0,433844
0,433614
0,433394
0,433183
0,432982
0,432789
0,432606
0,432432
0,432266
0,432109
119
115,242574
Pot.
Específica
115,147231
115,048538
114,946563
114,841373
114,733036
114,621614
114,50717
114,389766
114,269461
114,146314
114,02038
113,891715
113,760374
113,62641
113,489873
113,350814
113,209283
113,065327
112,918993
112,770328
112,619375
112,46618
112,310784
112,15323
111,993559
111,83181
111,668023
111,502235
111,334486
111,16481
110,993244
110,819823
110,644581
110,467553
110,28877
110,108264
109,926069
109,742213
109,556728
109,369643
109,180987
108,990788
108,799074
108,605872
11,400
Relación
de Comp.
11,460
11,520
11,580
11,640
11,700
11,760
11,820
11,880
11,940
12,000
0,43196
SFC
0,431821
0,431689
0,431566
0,431451
0,431344
0,431245
0,431155
0,431072
0,430997
0,43093
108,411209
Pot.
Específica
108,215111
108,017604
107,818712
107,618461
107,416874
107,213975
107,009787
106,804332
106,597634
106,389713
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Con estos valores el software muestra las siguientes Figuras:
Figura 31: Consumo específico de combustible versus relación de compresión
para el kerosén
0,58
0,53
0,48
0,43
0,38
0,33
0,28
0,23
0,18
0,13
1000 K
Relación de Compresión
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
120
11,76
11,28
10,80
10,32
9,84
9,36
8,88
8,40
7,92
7,44
6,96
6,48
1088,55 K
6,00
SFC
Consumo Especifico de Combustible Vs Relación de
Compresión
Figura 32: Potencia específica versus relación de compresión para el kerosén
Potencia Específica Vs Relación de Compresión
Potencia Específica
140
120
100
80
1000 K
60
1088,5 K
40
20
11,88
11,46
11,04
10,62
10,20
9,78
9,36
8,94
8,52
8,10
7,68
7,26
6,84
6,42
6,00
0
Relación de Compresión
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Ahora asumiendo una relación de compresión de 6 debido a que es el valor con la
que trabaja en realidad el motor1 y la temperatura de 1088.55 K, obteniendo lo
siguientes valores.
Resultados del Programa
π ct = 6.000000
[ ]
[ ]
SFC = 0,505537 KWKg*h
Nred-E =114,460574 KWKg*h
4.2.5 CALCULO DE CONSUMO ESPECÍFICO DE COMBUSTIBLE USANDO UNA
TERCERA METODOLOGIA
A continuación se calcula el consumo específico de combustible (SFC) utilizando
el método propuesto por Saravanamuttoo2 y basado en la relación de compresión
real del motor, y respaldados por los resultados del programa de los cálculos
termogasodinámicos que servirán a manera de verificación por otro sistema y así
poder establecer un factor de certeza aun mayor en los cálculos ya realizados.
1
2
ALLISON GAS TURBINE DIVISION, Engine Training Manual for MODEL 250-C20B, p.13
SARAVANAMUTTOO. Teoría de las Turbinas de Gas, Metodología Propuesta, Marcombo, 1983, p. 78
121
Calculo utilizando hidrógeno como combustible
Relación de compresión real del motor ( π ct )
Temperatura de entrada a la turbina ( T3t )
Rendimiento isentrópico del motor (η c )
Rendimiento isentrópico de cada turbina (η t )
Rendimiento mecánico de cada eje (η m )
Rendimiento de la combustión ( η b )
Perdida de presión de la cámara de combustión ( ΔPb )
Perdida de presión de la salida de los gases ( ΔPs )
6,0
310,92 [K]
0,85
0,91
0,9
0,99
6%*
0,03 [bar]
*(presión entregada por el compresor)
Condiciones ambiente:
Pa = 1[bar]
Ta = 288 [K]
La temperatura equivalente del trabajo del compresor es:
Ta ⎡⎛ P2t ⎞
T2t − T1t =
⎟
⎢⎜
η c ⎢⎣⎝ Pa ⎠
T2t − T1t =
k −1 / k
[
⎤
− 1⎥
⎥⎦
Ec. 4.30
]
288
(6)1,4−1 / 1,4 − 1
0,85
T2t − T1t = 226,50[k ]
El trabajo requerido por la turbina para mover el compresor por unidad de flujo
másico es:
Cpa (T2t − Ta )
Ec. 4.31
Wtc =
ηm
1,005(226,50)
0,9
Kj
Wtc = 252,92b Kg
Wtc =
[ ]
P2t =
P2t
( Pa − ΔPb)
Pa
122
Ec. 4.32
P2t = 6(1 − 0,006)
P2t = 5,64[bar ] Æ P2t = 564000[ Pa ]
La presión intermedia entre las dos turbinas, P4t es desconocida, pero puede ser
determinada a partir del hecho que el compresor de la turbina produce solo el
trabajo necesario para mover el compresor. La temperatura equivalente del trabajo
del compresor de la turbina esta dado por:
T3t − T4t =
Wtc
Cpg
T3t − T4t =
Ec. 4.33
252,92
1,148
T3t − T4t = 220,31[ K ]
La relación de expansión correspondiente puede ser hallada usando la ecuación:
k −1 / k
⎤
⎡ ⎛
⎞
⎥
⎢ ⎜ 1 ⎟
⎟
T3t − T4t = η t T3t ⎢1 − ⎜
⎥
⎟⎟
⎥
⎢ ⎜⎜ P3t
⎥⎦
⎢⎣ ⎝ P4t ⎠
⎡ ⎛
⎢ ⎜ 1
220,31 = (0,91)(1310,92) ⎢1 − ⎜
⎢ ⎜⎜ P3t
P4t
⎢⎣ ⎝
P3t
= 2,043
P4t
Ec. 4.34
⎞
⎟
⎟
⎟⎟
⎠
1, 4 −1 / 1, 4
⎤
⎥
⎥
⎥
⎥⎦
T4t = T3t − (T3t − T4t )
T4t = 1310,92 − (220,31)
T4t = 1090,61[ K ]
La presión a la entrada de la turbina de potencia o turbina libre es:
123
Ec. 4.35
P4t =
P2t
P3t
P4t =
Ec. 4.36
P4t
5,64
2,043
P4t = 2,76[bar ] Æ P4t = 276000[ Pa]
Y la relación de expansión para la turbina libre es:
P4t
P4t
=
P5t ( Pa − ΔPs )
Ec. 4.37
P4t
2,76
=
P5t (1 − 0,03)
P4t
= 2,84
P5t
La caída de la temperatura en la turbina de poder puede ser ahora obtenida de la
ecuación:
⎡ ⎛
⎢ ⎜ 1
T4t − T5t = η t T4t ⎢1 − ⎜
⎢ ⎜⎜ P4t
P5t
⎢⎣ ⎝
⎞
⎟
⎟
⎟⎟
⎠
k −1 / k
⎤
⎥
⎥
⎥
⎥⎦
Ec. 4.38
⎡ ⎛ 1 ⎞1, 4−1 / 1, 4 ⎤
T4t − T5t = (0,91)(1090,61) ⎢1 − ⎜
⎟
⎥
⎢⎣ ⎝ 2,84 ⎠
⎥⎦
T4t − T5t = 255,92[ K ]
Ahora el trabajo especifico a la salida esta dado por:
Wtp = Cpg (T4t − T5t )η m
Wtp = (1,148)(255,92)(0,9)
124
Ec. 4.39
[ ]
[ ]
Æ Wtp = 264,41 KWKg*s
Wtp = 264,41 KJ
Kg
La temperatura entregada por el compresor es:
Ta + T2t = 288 + 226,50 = 514,5[ K ]
Ec. 4.40
El incremento de la temperatura de combustión es:
T3t + Temp.Entr.Por.al.Comp. = 1310,92 − 514,5 = 796,42[ K ]
Ec. 4.41
Figura 33: Incremento de la temperatura de combustión versus la relación
combustible/aire
Línea roja Æ Kerosén
Línea azul Æ Hidrógeno
Fuente: Gas Turbina Theory, HIH Saravanamutto
125
Según la figura 33, la relación teórica de combustible aire es:
Fuel
= 0,022
Air
Teniendo en Cuenta al eficiencia de la combustión, tendremos que la relación
será:
f =
Fuel
Air
ratio
Ec. 4.42
ηb
f =
0,022
0,99
f = 0,02
El consumo específico de combustible (SFC) para este ciclo utilizando el
hidrógeno como combustible esta dado por:
SFC =
SFC =
f
Wtp
Ec. 4.43
3600 * 0,02
255,92
[ ]
SFC = 0,281 KWKg*h
Calculo utilizando kerosén como combustible
Relación de compresión real del motor ( π ct )
Temperatura de entrada a la turbina ( T3t )
Rendimiento isentrópico del motor (η c )
Rendimiento isentrópico de cada turbina (η t )
Rendimiento mecánico de cada eje (η m )
Rendimiento de la combustión ( η b )
Perdida de presión de la cámara de combustión ( ΔPb )
Perdida de presión de la salida de los gases ( ΔPs )
6,0
1088,55 [K]
0,85
0,91
0,9
0,99
6% *
0,03 [bar]
*(Presión entregada por el compresor)
Condiciones ambiente:
126
Pa = 1[bar]
Ta = 288 [K]
La temperatura equivalente del trabajo del compresor es:
T2t − T1t =
Ta ⎡⎛ P2t ⎞
⎟
⎢⎜
η c ⎣⎢⎝ Pa ⎠
T2t − T1t =
288
(6)1,4−1 / 1,4 − 1
0,85
k −1 / k
[
⎤
− 1⎥
⎦⎥
]
T2t − T1t = 226,50[k ]
El trabajo requerido por la turbina para mover el compresor por unidad de flujo
másico es:
Cpa (T2t − Ta )
Wtc =
ηm
1,005(226,50)
0,9
Kj
Wtc = 252,92b Kg
Wtc =
[ ]
P2t =
P2t
( Pa − ΔPb)
Pa
P2t = 6(1 − 0,006)
P2t = 5,64[bar ] Æ P2t = 564000[ Pa ]
La presión intermedia entre las dos turbinas, P4t es desconocida, pero puede ser
determinada a partir del hecho que el compresor de la turbina produce solo el
trabajo necesario para mover el compresor. La temperatura equivalente del trabajo
del compresor de la turbina esta dado por:
T3t − T4t =
T3t − T4t =
127
Wtc
Cpg
252,92
1,148
T3t − T4t = 220,31[ K ]
La relación de expansión correspondiente puede ser hallada usando la ecuación:
⎡ ⎛
⎢ ⎜ 1
T3t − T4t = η t T3t ⎢1 − ⎜
⎢ ⎜⎜ P3t
P4t
⎣⎢ ⎝
⎞
⎟
⎟
⎟⎟
⎠
k −1 / k
⎡ ⎛
⎢ ⎜ 1
220,31 = (0,91)(1088,55) ⎢1 − ⎜
⎢ ⎜⎜ P3t
⎢⎣ ⎝ P4t
P3t
= 2,411
P4t
⎞
⎟
⎟
⎟⎟
⎠
⎤
⎥
⎥
⎥
⎦⎥
1, 4 −1 / 1, 4
⎤
⎥
⎥
⎥
⎥⎦
T4t = T3t − (T3t − T4t )
T4t = 1088,55 − (220,31)
T4t = 868,24[ K ]
La presión a la entrada de la turbina de potencia o turbina libre es:
P4t =
P4t =
P2t
P3t
P4t
5,64
2,411
P4t = 2,338[bar ] Æ P4t = 233800[ Pa]
Y la relación de expansión para la turbina libre es:
P4t
P4t
=
P5t ( Pa − ΔPs )
128
P4t
2,338
=
P5t (1 − 0,03)
P4t
= 2,410
P5t
La caída de la temperatura en la turbina de poder puede ser ahora obtenida de la
ecuación:
⎡ ⎛
⎢ ⎜ 1
T4t − T5t = η t T4t ⎢1 − ⎜
⎢ ⎜⎜ P4t
P5t
⎢⎣ ⎝
⎞
⎟
⎟
⎟⎟
⎠
k −1 / k
⎤
⎥
⎥
⎥
⎥⎦
⎡ ⎛ 1 ⎞1, 4−1 / 1, 4 ⎤
T4t − T5t = (0,91)(868,24) ⎢1 − ⎜
⎟
⎥
⎥⎦
⎢⎣ ⎝ 2,410 ⎠
T4t − T5t = 175,58[ K ]
Ahora el trabajo especifico a la salida esta dado por:
Wtp = Cpg (T4t − T5t )η m
Wtp = (1,148)(175,58)(0,9)
[ ]Æ Wtp = 181,40[ ]
Wtp = 181,40
KJ
Kg
KW *s
Kg
La temperatura entregada por el compresor es:
Ta + T2t = 288 + 226,50 = 514,5[ K ]
El incremento de la temperatura de combustión es:
T3t + Temp.Entr.Por.al.Comp. = 1088,55 − 514,5 = 574,05[ K ]
Según la figura 33, la relación teórica de combustible aire es:
129
Fuel
= 0,015
Air
Teniendo en Cuenta al eficiencia de la combustión, tendremos que la relación
será:
f =
Fuel
Air
ratio
ηb
f =
0,015
0,99
f = 0,0151
El consumo específico de combustible (SFC) para este ciclo utilizando el
hidrógeno como combustible esta dado por:
f
SFC =
Wtp
SFC =
3600 * 0,0151
181,40
[ ]
SFC = 0,299
Kg
KW *h
Se puede establecer una diferencia entre los resultados obtenidos en relación a
los valores obtenidos en el software y los que se obtienen.
Tabla 7: Comparativo de Resultados SFC en
Método
Manual
Software
Saravanamuttoo
[ ]
Kg
KW *h
SFC (Kg/KW*h)
Hidrogeno
0.1621
0,1705
0,281
SFC (Kg/KW*h)
Kerosén
---0,5055
0,299
Fuente: Elaborado en el presente trabajo.
Sin embargo, a pesar de las diferencias, que principalmente se da en el valor
obtenido para el SFC del hidrógeno por el método de Saravanamuttoo, se puede
deducir que igual habrá un aumento del consumo especifico de combustible. Esta
130
diferencia de resultados pueden estar dadas debido a que en el metodo de
Saravanamuto no se tienen en cuenta explícitamente el valor de ( τ ) que
representa el consumo relativo de combustible valor que afecta directamente la
potencia al rotor específica o potencia al eje ( N red − E ), termino que se utiliza para
determinar el SFC en el metodo manual y por el software. A diferencia el metodo
de Sarvanamutto utiliza el trabajo especifico de a la salida, haciendo que haya una
variación entre los diferente métodos acá utilizados.
4.2.6 VELOCIDAD DE REFERENCIA PARA LA COMBUSTIÓN
Un valor teórico de la velocidad de la combustión se puede determinar, basados
en el gasto másico la velocidad de referencia, la densidad del aire a la entrada de
la cámara de combustión, es decir a la salida del compresor, y el área de la
sección transversal máxima de la cámara de combustión.
C ref =
Gaire
ρ2 Ω m
Ec. 4.44
La densidad será para cada valor de presión:
ρ=
P
R *T
Ec. 4.45
Para P2 = 596312,58[ mN2 ] :
ρ2 =
596312,58[ mN2 ]
[ ]
289.3 KgJ° K * (1310,92°K )
ρ 2 = 1,5723504471[m
Kg
3
]
Para P2 = 795083,44[ mN2 ] :
ρ2 =
795083,44[ mN2 ]
[ ]
289.3 KgJ° K * (1310,92°K )
ρ 2 = 2,0964672628 [m
Kg
131
3
]
Para P2 = 993854,3[ mN2 ] :
ρ2 =
993854,3[ mN2 ]
[ ]
289.3 KgJ° K * (1310,92°K )
ρ 2 = 2,6205840785[m
Kg
3
]
Para P2 = 1192625[ mN2 ] :
ρ2 =
1192625[ mN2 ]
[ ]
289.3 KgJ° K * (1310,92°K )
ρ2 = 3,1447004723 2[m
Kg
3
]
Si el área de la sección transversal máxima de la cámara de combustión ( Ωm ) del
Allison 250-C20B es 159,6 [mm] o 0,1596 [m], se calculara una velocidad de
regencia para cada valor de densidad
[ ]
Kg
Para ρ 2 = 1,5723504471 m3
C ref =
3.1[ lbs ]
(1,5723504471[ ])(0,1596[m])
Kg
m3
C ref = 12,3531995892[ ms ]
Para ρ 2 = 2,0964672628
[ ]
Kg
m3
C ref =
3.1[ lbs ]
(2,0964672628[ ])(0,1596[m])
Kg
m3
C ref = 9,26489969192[ ms ]
Para ρ 2 = 2,6205840785
[ ]
Kg
m3
132
C ref =
3.1[ lbs ]
(2,6205840785[ ])(0,1596[m])
Kg
m3
C ref = 7,41191975353[ ms ]
[ ]
Kg
Para ρ2 = 3,1447004723 2 m3
C ref =
3.1[ lbs ]
(3,14470047232[ ])(0,1596[m])
Kg
m3
C ref = 6,17660062325[ ms ]
4.3 CACULOS ESTEQUIOMETRICOS DE HIDRÓGENO
En las turbinas de gas de aviación se han empleado hasta el momento actual casi
exclusivamente combustibles de origen orgánico: compuestos de carbono C,
hidrógeno H, oxigeno O, y otros elementos en pequeña cantidad.
El proceso de combustión de estos combustibles consiste en la descomposición
de las combinaciones complejas que lo forman en moléculas elementales y grupos
de átomos, y en la oxidación del carbono y del hidrógeno, que entran en su
composición, mediante el oxigeno del aire.
El hidrógeno al combinarse con el oxigeno forma agua H2O; esta reacción va
acompañada de desprendimiento de calor mayor o menor según condiciones con
que se llevan a cabo.
En el caso del hidrógeno, la ecuación estequiometrica de la reacción fundamental
de oxidación es la siguiente:
2 H 2 + O2 = 2 H 2 O
Ec. 4.46
Ya que se trata de una mezcla con aire, se debe tener en cuenta el nitrógeno
como elemento de mezcla ya que este conforma el 79% de este compuesto,
mientras el oxigeno conforma el 21% restante. Estos valores se asemejan a la
realidad, ya que existen otros elementos que conforman el aire pero serán
despreciados en el proyecto porque poseen porcentajes muy pequeños en la
mezcla. Una vez tenido en cuenta el nitrógeno se deberá hallar su número de
moles en el aire de la siguiente manera:
133
moles de N 2 en el aire = 1 mol de O2
79% de N 2 en el aire
21% de O 2 en el aire
Ec. 4.47
moles de N 2 en el aire = 3.762 moles de N 2
Ahora se calcula el número de moles presente en el aire.
numero de moles en el aire = moles de O2 + moles de N 2
Ec. 4.48
numero de moles en el aire = 1 mol de O2 + 3.762 moles de N 2
numero de moles en el aire = 4.762 moles de aire
Ahora se balancea la reacción de la siguiente manera:
H2 + A(O2 +3,76 N2)= B(H2O) + C(N2)
Ec. 4.49
Por lo que se puede deducir que:
Tabla 8: Elemento, reacción y producto de la estequiometría
Elemento
H
O
N
Reacción
2
2A
3,76A
Producto
2B
B
2C
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Balanceando la ecuación obtendremos que:
Si B=1
Y si B=2A entonces
A=1/2
Por lo que al reemplazarlo en la ecuación 2C=3,76A tendremos que:
2C=3,76(0,5)
C=0,94
Por lo que obtendremos la ecuación balanceada:
134
H2 + 0,5(O2 +3,76 N2)= 1(H2O) + 0,94(N2)
o lo que es igual a decir que:
H2 + 0,5(O2)+0,94(N2) =H2O + 0,94(N2)
Ahora para calcular el peso de cada uno de los elementos involucrados en la
reacción, se multiplica el número de moles de cada uno por su respectivo peso
atómico.
peso del O 2 = 1 mol de O2 x 32 gr/mol
Ec. 4.50
peso del O 2 = 32 gr
peso del N 2 = 3.762 moles de N 2 x 28 gr/mol
Ec. 4.50
peso del N 2 = 105.33 gr
peso del aire = peso del O 2 + peso del N 2
Ec. 4.51
peso del aire = 32 gr + 105.33 gr
peso del aire = 137.33 gr
peso del H 2 = 2 moles de H 2 x 2 gr/mol
Ec. 4.52
peso del H 2 = 4 gr
Ahora se establece la relación estequiométrica de aire con hidrógeno de la
siguiente manera.
aire / hidrogeno =
masa de aire
masa de hidrogeno
aire / hidrogeno =
Ec. 4.53
137.33 gr
4 gr
aire / hidrogeno = 34.33
También se puede hallar una relación volumétrica con los cálculos realizados con
anterioridad usando las fracciones molares y así mostrar la equivalencia entre
ellas, es decir como se trata del mismo elemento y al solo cambiar las unidades,
se puede tomar cualquiera de los dos valores para realizar cálculos necesarios en
un futuro sin alterar su resultado.
135
aire / hidrogeno =
volumen de aire
volumen de hidrogeno
aire / hidrogeno =
Ec. 4.54
4.762
2
aire / hidrogeno = 2.4
Hay que tener en cuenta que la reacción trabajada anteriormente se trata
simplemente de la reacción principal ocurrida en la mezcla de Hidrógeno y aire,
pero a su vez se crearán otra serie de residuos que se resumen en la siguiente
reacción.
H2 + O2 + N2 = H2O + N2 + NOx
Donde se observa la producción de óxidos de nitrógeno pero que serán analizados
con más detenimiento en el parágrafo correspondiente a la emisión de
contaminantes.
Ahora se calculara el coeficiente de exceso de aire para establecer si la naturaleza
de la mezcla es rica o pobre. El concepto será definido por la siguiente ecuación.
⎛ masa aire ⎞
⎜⎜
⎟⎟
⎝ Kg combustible ⎠ teorico
α=
⎛ masa aire ⎞
⎜⎜
⎟⎟
Kg
⎝ combustible ⎠ real
Ec. 4.55
Donde la masa del aire y los kilogramos de combustible reales, fueron
establecidos anteriormente, y tienen un valor de:
⎛ masa aire
⎜⎜
⎝ Kg combustible
⎞
⎟⎟ = 34.33
⎠ real
Para el cálculo de la relación teórica, se debe hacer el mismo procedimiento que
se realizo con anterioridad, pero esta vez teniendo en cuenta todos los productos
en la reacción. Por simplicidad del cálculo se asumirá el mismo valor que se utilizo
136
en los cálculos termogasodinámicos para la variable Lt que corresponde a la
relación teórica obtenida previamente por otro autor. 1
⎛ masa aire
⎜⎜
⎝ Kg combustible
⎞
⎟⎟
= 34.29
⎠ teorico
Una vez establecidos estos dos valores, se realiza el cálculo del coeficiente de
exceso de aire.
⎛ masa aire ⎞
⎜⎜
⎟⎟
⎝ Kg combustible ⎠ teorico 34.29
α=
=
34.33
⎛ masa aire ⎞
⎜⎜
⎟⎟
⎝ Kg combustible ⎠ real
α = 0.998
Donde:
αmax = 1, aproximadamente
-
α <
1, mezclas ricas, la temperatura disminuye debido a la combustión
incompleta.
-
α >
1,
mezcla pobre, la temperatura también disminuye debido a la
dilución por el aire de los productos de combustión.
4.3.1 TEMPERATURA DE LLAMA ADIABATICA
La temperatura máxima de combustión adiabática se define como la temperatura
que resulta de la combustión que se desarrollada la máxima capacidad posible de
combustión sin transferencia de calor y sin realizar trabajo. En algunos casos,
cuando el sistema es adiabático y la reacción es casi completa podemos utilizar la
temperatura máxima de combustión adiabática como una aproximación de la
temperatura de combustión real.
1
BREWER DANIEL, Hydrogen Aircraft Technology, p. 259 .CRC Press, United States.
137
Tabla 9: Propiedades de las especies
Especies
H2
H20
N2
Entalpía de
Calor especifico a 1200 K
formación a 298 K Hf
Cp (Kj/Kmol-K)
(Kj/Km)
-165.352
0
33.71
0
-
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
H reac − H prod − Ru ( N reacTinic − N prod Tad ) = 0
o
∑N h − ∑N h
i
reac
i
i
i
− Ru ( N reacTinic − N prod Tad ) = 0
prod
H react = (1)(0
Kj
Kj
Kj
) + 0.5(0
) + 0.94(0
)
Kmol
Kmol
Kmol
Kj
Kmol
= (1)[− 241.845 + 43.87(Tad − 514,76] + (0.96)[0 + 33.71(Tad − 514,76)]
H react = 0
H prod
N reac = N prod = 10.52 Kmol
Ru ( N reacTinic − N prod Tad ) = (8.315)(10.52 Kmol )(514,76 − Tad )
H reac − H prod − Ru ( N reacTinic − N prod Tad ) = 0
(1)[− 241.845 + 43.87(Tad − 514,76] + (0.96)[0 + 33.71(Tad − 514,76)] = 0
138
Ec. 4.56
Utilizando un software1 para el cálculo de la llama adiabática tenemos que:
Figura 34: Resultados del programa
Fuente: Software para calculo de llama adiabática. Arnold Escobar Garzón
4.4 EMISION DE CONTAMINANTES
4.4.1 EMISIONES DE
COMBUSTIBLE
LA
AERONAVE
USANDO
HIDRÓGENO
COMO
El hidrógeno es un combustible casi ideal en términos de reducción de smog
cuando entra en combustión. El hidrógeno no contiene ningún carbón o sulfuro,
así que no se produce CO, CO2, SOx u hollín durante la combustión (aunque la
combustión del aceite lubricante que pueda llegar hasta la cámara puede dar
lugar a pequeñas cantidades). El hidrógeno permite una combustión más estable,
dando por resultado bajas emisiones de NOx. El hidrógeno es no tóxico así que
las partículas que no se queman, no implica un riesgo de salud. El hidrógeno es
un combustible ideal en términos de reducción de contaminantes.
Con los combustibles actuales se observan ciertos picos de temperatura en el
perfil de la misma, debido a la irregularidad en la mezcla de aire combustible así
mismo por el diferente tamaño de gota proveniente de los inyectores, estudios
1
ESCOBAR GARZON, Arnold. Software Para Calculo De Llama Adiabática.
139
recientes corroboran que efectivamente esto contribuye a las emisiones de NOx y
que pueden reducirse disminuyendo los tiempos de detención y mejorando la
mezcla de aire combustible. Hasta el momento no hay un estudio cien por ciento
certero que estipule la cantidad exacta de emisión de NOx en un motor que utilice
LH2 pero según la teoría se dice que el nivel actual de emisión que pueden tener
estos motores puede reducirse aun mas y para ello se han discutido tres
argumentos que se enunciaran brevemente a continuación.
Los óxidos del nitrógeno son creados debido a las altas temperaturas generadas
dentro de la cámara de combustión. Esta alta temperatura causa alguna
fracciones de nitrógeno que se mezcla con el oxígeno en el aire. Las cantidades
de NOx formadas depende de:
-
La relación aire/combustible
La relación de compresión del motor
El tiempo de ignición
Dependiendo de la condición del motor y del método utilizado para la mezcla del
aire con el combustible, un motor de hidrógeno puede producir emisiones casi
nulas hasta llegar a producir cantidades de NOx altas y emisiones significativas
del monóxido de carbono. Esto dependiendo de la relación de mezcla que se
utilice.
El NOx es formado a partir de las moléculas de oxigeno que no participan en la
reacción con el combustible, y el nitrógeno del aire a altas temperaturas que
circunda la cámara en ese momento. Como el LH2 tiene un calor de combustión
2.8 veces mayor que el combustible convencional (jet A), será necesario menos
combustible y a su vez menos aire para cumplir con cierto rango de operación
necesario para el motor, generalizando, se necesitara menos empuje ya que al
haber menos combustible en la aeronave el peso obviamente disminuirá, y como
se dijo antes al haber menos aire se reducirá notablemente la emisión de NOx.
El uso del hidrógeno como combustible proporciona otra gran ventaja y es gracias
a su estado al momento de inyectarse en la cámara de combustión, al tratarse de
un gas, este ofrece una mejor uniformidad de mezcla, cosa que no pasa con los
combustibles líquidos ya que por deficiencia o incapacidad de los sistemas de
inyección a las cámaras actuales, no es posible lograr una uniformidad cien por
ciento buena y por ende no se puede tener una mezcla cien por ciento segura,
esto visto a una escala microscópica, si se ve desde un punto de vista
microscópico, las gotas que salen del inyector deben estar completamente
evaporadas antes del contacto con el aire de mezcla.
Este aspecto de la uniformidad de la mezcla usando hidrógeno líquido es de gran
importancia ya que se disminuirían aquellos bolsillos de mezclas ricas y pobres
140
comunes en los combustibles líquidos, esto produce un perfil térmico uniforme lo
cual es debido a la disminución de picos de temperatura típicos de estos
combustibles y por ello una disminución en la producción de NOx.
Finalmente, estudios recientes realizados por Pratt & Whitney, demostraron que
gracias a las propiedades del hidrógeno líquido en cuanto a difusión mezcla y
quemado, proporciona al proceso de combustión una reducción del tiempo de
reacción, además de beneficiar el tamaño y peso del motor, todo esto sin
comprometer el desempeño del motor en ningún momento ni tampoco el proceso
de combustión.
Reduciendo las emisiones de gases contaminantes como NOx, hay que tener en
cuenta que lo único que deja la oxidación del hidrógeno con es aire es agua en
forma de vapor, lo cual podría influir en la vida útil de diferentes partes de la
cámara de combustión, si se utilizan los materiales tradicionales que la presencia
de agua puede producir corrosión y desgate corrosivo.
•
Niveles de Ruido
El nivel de ruido cerca de los aeropuertos donde se han venido estableciendo
últimamente residencias familiares o lugares de trabajo ajenos al aeropuerto han
venido protestando debido a los altos niveles de ruido presente en la operación
diaria de las aeronaves y como ha venido afectando tanto sus edificaciones como
su propia salud además de afectar sus labores cotidianas.
El hidrógeno líquido ofrece unas ventajas que aunque no son muy cuantiosas
respecto al Jet A, si ofrecen cierto grado de alivio, en la siguiente tabla se pueden
observar estas diferencias.
Tabla 10. Niveles de Ruido
Niveles de ruido (EPNdB)
Área de 90
EPNdB de
Sobrevuelo Línea lateral Aproximación
contorno (mi2)
LH2
89.2 (104.9)
87.2 (106.8)
98.4 (106.8)
4.3
Jet A
94.2 (107)
87.8 (107.6)
96.7 (107.6)
4.7
Nota: es usado para Federal Aviation Regulations parte 36 que trata sobre límites.
Aeronave
Fuente: BREWER DANIEL, Hydrogen Aircraft Technology
Tres condiciones de operación son mostradas: cuando la aeronave esta en
sobrevuelo, en la línea lateral y en aproximación, estas medidas son definidas por
las regulaciones federales del aire (Federal Aviation Regulations) en su parte 36
que determina las limitaciones, la parte de sobrevuelo es calculada para
141
determinar el nivel máximo de ruido efectivo permisible (maximum effective
perceived noise level EPNL) en un punto 3.5 millas náuticas a continuación del
punto de lanzamiento de frenos en línea con el centro de la pista. El ruido de línea
lateral tiene la misma forma de calculo que el anterior pero para esta medida se
ubican varios puntos geométricos a partir del centro de la pista a 0.35 millas
náuticas. Estos dos parámetros hacen alusión solo al ruido producido por los
motores, mientras que el ruido de aproximación se mide aproximadamente a 1
milla náutica a partir de la cabecera de pista paralelamente al eje de la misma, y
considera tanto el ruido de los motores como el ruido aerodinámico. Los
paréntesis mostrados en la tabla son los limites que exige la FAR 36 pero estos a
su vez están en función del peso bruto de la aeronave es por ello que para
aeronaves que emplean hidrógeno líquido estos parámetros varían disminuyendo
un poco a comparación de los que usan combustible convencional. Según la
NASA estos limites establecidos deben estar por lo menos 20 dB por debajo de lo
estipulado en las fases de sobrevuelo y línea lateral, esto fue un requerimiento
impuesto para el diseño de los motores que fueron puestos a prueba para estas
mediciones sin importar el combustible usado. El beneficio neto producido durante
las tres condiciones de operación están estipuladas en la ultima columna la cual
provee el área necesaria que por decirlo así encerrará el contorno de los 90
EPNdB, esta condición acoge las condiciones de aproximación y despegue e
indica la el numero de millas cuadradas alrededor del aeropuerto que estarán
sujetas a un nivel de ruido mayor a los 90 EPNdB.
4.4.2 EMISIONES DE
COMBUSTIBLE
LA
AERONAVE
USANDO
KEROSEN
COMO
El control de los agentes contaminantes es un tema que hoy en día aun es de gran
preocupación para diseñadores y constructores de sistemas modernos de
combustión. Los agentes contaminantes de la actualidad contienen entre otras
cosas hollín, cenizas volantes, humos de metal, algunos tipos de aerosoles, etc.;
los ya nombrados óxidos de sulfuro SO2 y SO3; hidrocarburos quemados y
parcialmente quemados tales como los aldehídos, también se encuentran los
óxidos de nitrógeno NOx los cuales se componen de NO y NO2, monóxidos de
carbono y los denominados gases de invernadero tales como el N2O, pero
particularmente el CO2.
Estos contaminantes sobre todo los ácidos son tan poderosos que pueden hasta
corroer o perjudicar los elementos de la vida cotidiana como las pinturas, los
textiles entre otros.
En los seres humanos se tiene cierta dificultad para corroborar las investigaciones
de los agentes contaminantes ya que se manejan muchas variables que pueden
ser la causa de los problemas en la salud de las personas. En todo caso es bien
142
sabido que estos contaminantes desarrollan o fortalecen aun más las
enfermedades respiratorias en los humanos los enfisemas y la bronquitis crónica
puede ser fácilmente asociada con el exceso de SO2. Otros efectos en los seres
humanos pueden ser asociados por los agentes contaminantes secundarios que
por ejemplo en los smogs fotoquímicos producen una irritación en los ojos.
Ya hablando un poco de aeronáutica se puede hacer referencia al tema de los
vuelos supersónicos y los combustibles convencionales que al emitir los óxidos de
nitrógeno NOx maltratan la estratosfera, la respuesta del porque la preocupación
de los científicos y las autoridades sobre este tema se puede resumir fácilmente
en la siguiente reacción:
NO + O3
NO2 + O2
NO2 + O
NO + O2
Esta reacción simplemente indica que en la estratosfera los óxidos de nitrógeno ya
depositados ahí no pueden ser eliminados fácilmente ya que el flujo de aire en
esta capa de la atmósfera es muy bajo, y en vez de eso se presentaran ciertas
reacciones de este compuesto con el ozono que es el elemento que protege a la
capa terrestre de los nocivos rayos ultravioleta provenientes del sol, lo mas
preocupante del asunto es que como se demuestra en la reacción, existe una
segunda reacción de nuevo con el oxigeno que produce una nueva molécula de
oxido de nitrógeno, que repetirá el ciclo de ataque al ozono ocurrido al principio.
Sin embargo, estudios recientes evidencian que en la actualidad y gracias a las
mismas emisiones de los motores actuales sobre todo de los sulfuros complica la
destrucción del ozono por los óxidos de nitrógeno, pero casi simultáneamente
fomenta la destrucción de la misma por otros elementos como el ClO, BrO, y OH.
Ya enfatizándose en el campo aeronáutico, los turborreactores lanzan a la
atmósfera, principalmente, tres tipos de compuestos químicos:
a) Compuestos del aire ambiente: N2, O2 y Ar
b) Productos de combustión completa: CO2 y H2O
c) Contaminantes, que no son quemados: CO, CH y humos, así como NOx
La reacción química global se puede expresar en la forma general siguiente:
CmHn + N2 + O2 + Ar + CO2 + H2O Æ N2 + O2 + Ar + CO4 + H2O + CO + CxHy + NO
+ NO2
De donde los valores de las variables m, n, x, y respectivamente, corresponden a
valores dependientes del tipo de combustible usado.
143
Las concentraciones de cada contaminante emitido dependen tanto de las
condiciones de funcionamiento de la cámara de combustión, como de la
tecnología utilizada.
Los niveles de contaminación permisivos según la OACI se nombran a
continuación.
HC a 19,6 g/kN
CO a 118 g/kN
NOx a 108 g/kN
A continuación se nombrará el origen de los principales contaminantes presentes
en la reacción, y como las condiciones de operación de la cámara incide en estas
concentraciones
CO e hidrocarburos no quemados HC.
Son productos intermedios de la combustión del carburante, cuya oxidación
completa da lugar al CO2. Las reacciones de oxidación dependen de la presión,
temperaturas locales, riquezas locales de la mezcla y tiempo de permanencia.
Las curvas permiten prever, durante la fase de dimensionamiento de la cámara,
los niveles de contaminación debidos a los reactivos no quemados emitidos por el
motor en todos los regímenes de funcionamiento. Se observa que dichos
contaminantes se producen sobre todo en ralentí.
Figura 35: Influencia de las condiciones de funcionamiento de la cámara de
combustión sobre el índice de emisión del CO (IECO)
Fuente:
www.personales.ya.com/universal/TermoWeb/Turbinas/Gas/PDFs/11Turbinasgas.pdf
144
Figura 36: Influencia de las condiciones de funcionamiento de la cámara de
combustión sobre el índice de emisión de hidrocarburos no quemados (IECH)
Fuente:
www.personales.ya.com/universal/TermoWeb/Turbinas/Gas/PDFs/11Turbinasgas.pdf
Influencia de las condiciones de funcionamiento de la cámara de combustión
sobre el índice de emisión de hidrocarburos no quemados (IECH)
Óxidos de nitrógeno
Se forman esencialmente en las zonas de alta temperatura. En las condiciones de
funcionamiento de un turborreactor, dichas reacciones de oxidación son más
lentas que las de combustión del carburante por lo que las concentraciones
resultantes están lejos del equilibrio químico, siendo prácticamente proporcionales
al tiempo de permanencia.
Figura 37: Influencia de las condiciones de funcionamiento de la cámara de
combustión sobre el índice de emisión del NOx (IENOx)
Fuente:
www.personales.ya.com/universal/TermoWeb/Turbinas/Gas/PDFs/11Turbinasgas.pdf
145
Se observa que los NOx se producen sobre todo en condiciones de gran carga. En
las fases de vuelo ascendente y despegue del ciclo de aterrizaje-despegue se
emite aproximadamente 3/4 partes de la masa total de NOx.
Humos.
Los humos son elementos no quemados producidos bajo condiciones de alta
presión, en zonas de la cámara en las que la riqueza local es elevada, es decir,
principalmente en la zona primaria. Por el contrario, en la zona de dilución
(terciaria), debido a la oxigenación de los gases y a que las temperaturas son
todavía elevadas, se observa en general una combustión de las partículas de
carbono y, por lo tanto, una disminución de los humos. El nivel de humos emitidos
por un turborreactor aumenta con la presión y con la riqueza de funcionamiento de
la cámara de combustión, y disminuye con la temperatura en la zona de dilución,
en donde existe menor temperatura y aire terciario fresco. El fenómeno de
combustión de los humos en la zona de dilución supera, en general, a su
producción en la zona primaria.
Figura 38: Influencia de las condiciones de funcionamiento de la cámara de
combustión sobre la emisión de humos.
Fuente:
www.personales.ya.com/universal/TermoWeb/Turbinas/Gas/PDFs/11Turbinasgas.pdf
4.4.3 REDUCCIÓN DE LA CONTAMINACIÓN EN EL USO DE KEROSEN O
HIDRÓGENO
Las turbinas de aviación están sujetas a las normas internacionales (OACI) en las
que se definen los límites recomendados para los diferentes contaminantes;
algunos países han adoptado estas normas, (en su totalidad o en parte), como
reglamentación.
146
Los NOx son los gases de combustión que crean hoy el mayor problema ya que,
aunque los niveles de elementos no quemados, CO e hidrocarburos HC, han
disminuido de forma importante en las últimas generaciones de turbinas, no ocurre
lo mismo con los NOx. Los avances realizados en el campo de la combustión y,
sobre todo, el acortamiento de las cámaras, han permitido evitar que el aumento
de las relaciones de compresión en las turbinas, incremente la producción de NOx.
Si para una misma tecnología de la cámara, las relaciones de compresión de las
turbinas siguen aumentando en el futuro, los NOx van a aumentar también, por lo
que será más difícil cumplir las normas actuales.
Sin embargo, las emisiones del NOx producidas por el hidrógeno son muchísimo
menores que las del kerosén, siendo esta característica una ventaja definitiva
frente a muchos otros combustibles. Estas proporciones de NOx variaran
dependiendo de factores tales como el tipo de inyección y principalmente la
manera y proporción en el que el aire se mezcla.
El acortamiento de las cámaras y los avances en la combustión han evitado que el
aumento de la relación de compresión suponga un mayor aumento de NOx.
Figura 39 Influencia de la relación de compresión sobre la emisión de NOx
Fuente:
www.personales.ya.com/universal/TermoWeb/Turbinas/Gas/PDFs/11Turbinasgas.pdf
9.3.1Diferentes tecnologías utilizadas para reducir la contaminación
•
Inyección de agua o de vapor
Este método aplica únicamente en el uso de kerosén como combustible ya que, el
hidrógeno en contraste con el kerosén produce principalmente vapor de agua
como resultado de la combustión.
147
El nivel de los NOx se puede reducir disminuyendo las temperaturas locales de la
llama, por ejemplo, inyectando agua o vapor de agua en la cámara de combustión.
La experiencia de las turbinas de tipos diferentes a las de aviación, han
demostrado que, con una inyección de agua equivalente al gasto másico de
carburante, se pueden disminuir cuatro veces los niveles de NOx. Sin embargo,
esta solución es difícil de aplicar en las turbinas de aviones como se mencionó
anteriormente.
Caudal de agua
Caudal de carburante
•
Inyección de amoniaco
Otra solución consiste en intentar eliminar los NOx mediante la inyección de un
agente reductor, por ejemplo, amoníaco, en el caso del uso de kerosén como
combustible.
Esto exigiría:
a) Un dispositivo de detección del contenido de NOx en los gases de escape
b) Un sistema de regulación que dosifique el gasto másico del agente reductor
NH3 que debe ser inyectado
c) Una cámara de reacción de volumen suficiente como para permitir se
produzcan las reacciones químicas
del NOx con el NH3.
Esta solución resulta también poco adaptable a las turbinas de aviación.
•
Mejora del sistema de inyección.
La mejora de los sistemas de inyección disminuye los CH en el caso del uso de
kerosén como combustible. Sin embargo al implementar un sistema de inyección
mas adecuado para las condiciones de operación del hidrógeno, os niveles de
contaminación emitidos se verán mejorados, pues en gran proporción su emisión
depende mucho del rendimiento del sistema de inyección.
148
Figura 40: Mejora del sistema de inyección
Fuente:
www.personales.ya.com/universal/TermoWeb/Turbinas/Gas/PDFs/11Turbinasgas.pdf
•
Optimización del reparto de aire.
A su vez la calidad de la mezcla (aire-carburante) y su distribución en la zona
primaria de la cámara de combustión, condicionan las riquezas y temperaturas
locales, viéndose reflejada en la emisión de mayores proporciones de NOx que
aunque para el hidrógeno son cantidades muy pequeñas, estas porcentajes varían
dependiendo del la mezcla. Así que la mejora del sistema de inyección es, por lo
tanto, una importante vía para reducir la contaminación en la utilización de
cualquiera de los dos combustibles.
Los niveles de contaminación emitidos dependen también del reparto de aire en la
cámara de combustión; la fracción del gasto másico de aire que alimenta la zona
primaria, la difusión e incluso el gasto másico de refrigeración, se deben regular
para obtener las mejores prestaciones.
•
Acortamiento de la cámara de combustión.
El acortamiento de la cámara permite reducir el tiempo de permanencia del los
gases en la cámara, tiempo que limita la formación de los NOx.
La relación longitud/diámetro ha disminuido en un 30% en 30 años, lo cual ha sido
posible por un mejor control de la aerodinámica interna de las cámaras, sin por
ello aumentar la heterogeneidad de las temperaturas de salida, y sin aumentar los
149
elementos no quemados, permitiendo obtener en las turbinas modernas niveles de
NOx equivalentes a los de los antiguos motores, a pesar del aumento de las
relaciones de compresión.
•
Acción sobre el ciclo del motor.
El parámetro de contaminación definido en las normas internacionales es la masa
de contaminante Dp emitida durante el ciclo de aterrizaje-despegue con relación al
empuje de despegue:
Dp
F00
=
Masa de contaminante emitida durante el ciclo ¨aterrizaje - despegue¨ g
Ec. 4.57
Empuje de despegue
kN
En donde el termino
Dp
se puede expresar como
Foo
Dp
F00
= kC s ( IE )
Ec. 4.58
En la que (IE) es un índice de emisión que representa el nivel tecnológico de la
cámara de combustión, y Cs es el consumo específico ligado al ciclo del motor.
Esto indica que, para disminuir el parámetro
Dp
, el constructor tiene dos
Foo
posibilidades:
a) Mejorar la cámara de combustión.
b) Seleccionar un ciclo que dé lugar a un menor consumo específico
La consecuencia directa de la mejora del consumo específico en todas las turbinas
modernas con alta relación de dilución y en las turbinas tipo propfan es, por lo
tanto, la disminución de los niveles de contaminación.
150
4.5 MODELAMIENTO DE LA CAMARA EN 3D
Para el modelamiento de la cámara de combustión del Allison 250, se recurrió al
Software de Modelamiento Solid Edge, que presenta una gran variedad de
herramientas útiles a la hora de definir la geometría del motor.
Se comenzó por modelar la parte anterior de la cámara, donde van alojados el
inyector y la bujía de ignición.
Figura 41: Parte anterior de la cámara de combustión: Vista isométrica
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Creado desde SOLID EDGE
Figura 42: Parte anterior de la cámara de combustión: Vista frontal
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Creado desde SOLID EDGE
151
Figura 43: Parte anterior de la cámara de combustión: Vista superior
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Creado desde SOLID EDGE
Figura 44: Parte anterior de la cámara de combustión: Vista inferior
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Creado desde SOLID EDGE
152
Figura 45: Parte anterior de la cámara de combustión: Vista inferior isométrica
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Creado desde SOLID EDGE
Figura 46: Parte anterior de la cámara de combustión: Detalle orificios
estabilizadores de llama
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Creado desde SOLID EDGE
153
Luego se modelo la parte media de la cámara, donde se encuentran los orificios
de entrada de aire de dilución y los primeros orificios para la película de
refrigeración.
Figura 47: Parte media de la cámara de combustión: Vista isométrica
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Creado desde SOLID EDGE
Figura 48: Parte media de la cámara de combustión: Vista superior
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Creado desde SOLID EDGE
154
Figura 49: Parte media de la cámara de combustión: Vista frontal
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Creado desde SOLID EDGE
Figura 50: Parte media de la cámara de combustión: Vista inferior
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Creado desde SOLID EDGE
155
Luego se procedió a modelar la parte posterior la cual es la más grande, y forma
los segundos orificios para el film cooling, además tiene los orificios más grandes
para el aire de dilución de la mezcla.
Figura 51: Parte posterior de la cámara de combustión: Vista isométrica
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. . Creado desde SOLID EDGE
Figura 52: Parte posterior de la cámara de combustión: Vista superior
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. . Creado desde SOLID EDGE
156
Figura 53: Parte posterior de la cámara de combustión: Vista frontal
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. . Creado desde SOLID EDGE
Figura 54: Parte posterior de la cámara de combustión: Vista lateral
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Creado desde SOLID EDGE
157
Figura 55: Parte posterior de la cámara de combustión: Vista inferior
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Creado desde SOLID EDGE
Luego se modelo es fire shield (o pared corta fuego) que es la que sirve como
escudo para proteger de la llama directa a la turbina, además se encarga de
conducir los gases de combustión de la manera adecuada hacia el disco de
turbina.
Figura 56: Fire shield de la cámara de combustión: Vista isométrica
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Creado desde SOLID EDGE
158
Figura 57: Fire shield de la cámara de combustión: Vista superior
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Creado desde SOLID EDGE
Figura 58: Fire shield de la cámara de combustión: Vista frontal
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Creado desde SOLID EDGE
159
Figura 59: Fire shield de la cámara de combustión: Vista inferior
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Creado desde SOLID EDGE
Luego se ensamblaron todas las piezas para tener el conjunto completo de la
cámara de combustión.
Figura 60: Conjunto completo de la cámara de combustión: Vista isométrica
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Creado desde SOLID EDGE
160
Figura 61: Conjunto completo de la cámara de combustión: Vista frontal
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Creado desde SOLID EDGE
Figura 62: Conjunto completo de la cámara de combustión: Vista lateral
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Creado desde SOLID EDGE
161
Figura 63: Conjunto completo de la cámara de combustión: Vista superior
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Creado desde SOLID EDGE
Figura 64: Conjunto completo de la cámara de combustión: Vista inferior
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Creado desde SOLID EDGE
162
4.6 SIMULACIÓN DE LA COMBUSTION EN FLUENT
4.6.1 DESCRIPCIÓN DE LA SIMULACIÓN
El diagrama muestra, la entrada de aire y de combustible, que será utilizado en
ambas simulaciones, utilizando hidrógeno y kerosén como combustible. El aire
que proviene de la sección de compresión, ingresa al sistema con una presión de
596312.55 Pa, y se dirige a través del difusor para ingresar a la cámara de
combustión. Allí, el aire se mezcla con el combustible que en el caso del kerosén,
entra a 1088.55°K, y en el caso del hidrógeno entra a una temperatura de
1310,92°K y es descargado a la turbina por el ducto de salida. Según las
condiciones operacionales del motor, el aire ingresa a 91,4 m/s. El número de
Reynolds, basado en condiciones de la entrada la cual se asume como una
superficie áspera se asumirá como 100.000 y el flujo es de tipo turbulento.
Mientras que el combustible se evapora, se incorpora la fase de aire y luego
reacciona con el combustible.
Figura 65: Descripción de la cámara de combustión
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Creado desde SOLID EDGE
Se simula la combustión usando un modelo aproximado de fracción de
mezcla/PDF (mixture-fracción/PDF) para el caso del kerosén donde sus reactantes
de mezcla son C12H23, O2, CO2, H2O, y N2; y para el caso del hidrógeno se simulo
163
utilizando un modelo de no premezclado donde sus reactantes son H2, O2, OH,
H2O, H, O, HO2, H2O2 y N2. En el caso del Allison 250, el inyector es de 100
micrones y se encuentra ubicado sobre la línea o eje central; para que se inflame
se debe introducir a altas temperaturas para que haya una auto ignición, pues en
la simulación no se utiliza una bujía. El caudal total del combustible líquido es 0.03
Kg./s, valor tomado según las condiciones operacionales especificadas por el
fabricantes para un régimen de máxima potencia del motor utilizado en un
decolaje1.
4.6.2 GENERACIÓN DEL ENMALLADO POR MEDIO DE GAMBIT
•
Modelado de liner en el programa Solid Edge:
Por facilidad se generó el dimensionamiento de la cámara desde el programa
Solid Edge, es importante al final de este procedimiento recordar que se debe
guardar el archivo resultante con la extensión .igs ya que solo con esta se podrán
acceder a las aplicaciones del programa GAMBIT.
Figura 66: Esquema de la cámara de combustión
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
•
Importación del dimensionamiento de la cámara a GAMBIT:
1
ALLISON GAS TURBINE DIVISION, Engine Training Manual for MODEL 250-C20B, p.23
164
File Æ Import Æ IGES
Figura 67: Exportación de la cámara de combustión
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Se selecciona el archivo generado desde Solid Edge, haciendo clic en el botón
abrir (Browse) y seleccionando la ubicación de este, preestablecida con
anterioridad.
Figura 68: Seleccionar en botón abrir
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Se aceptan los cambios haciendo clic en el botón aceptar (Accept) ubicado en la
parte inferior de la ventana que surge al acceder a la aplicación.
165
Figura 69: Búsqueda del archivo
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
1.
Generación de caras (faces) en el liner de la cámara
Se procedió a la realización de las caras del dimensionamiento de la cámara, para
ello se accede al botón de geometría en la parte de operación ubicado al lado
superior izquierdo.
Una vez abierto el vinculo se acciona el botón de comandos de cámara (FACE
COMMAND BUTTON), y luego al botón de formado de caras (FORM FACE).
166
Figura 70: Generación de caras
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Estando en este paso se selecciona cada una de las líneas involucradas en las
caras que se desean crear, dándole el respectivo nombre que se deseé en el
espacio de etiqueta (Label). Se debe recordar que para poder seleccionar
cualquier línea en el software se debe presionar el botón shift en el teclado, y al
mismo tiempo con el botón izquierdo del Mouse, se seleccionan las líneas
deseadas. Al final de este procedimiento se confirma la creación haciendo clic en
el vinculo aplicar (Apply).
Figura 71: Selección de caras
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
167
Ahora se crea la cara correspondiente al flujo secundario los dos film coolings y el
flujo primario, utilizando el mismo procedimiento usado para crear la cara
correspondiente a la entrada de aire (air intake).
Figura 72: Creación de cara, flujo secundario
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
En el recuadro de color rojo, se denota la ubicación del film cooling 1, y el film
cooling 2 respectivamente.
Figura 73 Ubicación del film cooling 1
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
168
Figura 74 Ubicación del film cooling 2
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Figura 75 Ubicación de los film cooling
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Ahora se acciona el botón de rendición de modelo (RENDER MODEL) ubicado en
la parte inferior del menú principal del software.
169
Figura 76: Accionamiento del botón Render Model
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Haciendo clic con el botón derecho del Mouse se activa una nueva ventana, y en
esta se debe accionar el comando marco de alambre (Wireframe).
Figura 77: Accionamiento del botón Wireframe
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
170
Una vez accionado el comando, debe aparecer simplemente delineado el contorno
de la cámara de combustión.
2.
Definición de las zonas de la cámara de combustión.
En esta parte del procedimiento se definen las diferentes zonas que serán
empleadas posteriormente al ejecutar FLUENT.
Para realizar este paso primero se debe accionar el botón de comando de zonas
(ZONES COMMAND BUTTON), ubicado en la parte superior derecha en la zona
de operación del menú principal del software.
Figura 78 Comando de zonas
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Al accionar el vínculo se debe ahora accionar el botón de comando para
especificar los tipos de capas (SPECIFY BOUNDARY TYPES COMMAND
BUTTON).
171
Figura 79: Tipo de cara
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Una vez en esta parte, se debe a otorgar el nombre deseado en el vinculo nombre
(Name), y debajo de este se encuentra el vinculo tipo (Type), que al hacerle clic
proporciona las diferentes características necesarias para realizar la simulación en
FLUENT.
Primero se definieron las líneas que corresponden a paredes de la cámara. Para
ello se selecciona en el vínculo tipo (Type), el comando correspondiente a pared
(WALL), y se deben seleccionar las líneas que representan paredes en la
simulación, estas se tornaran de un color blanco lo que indica su elección. Cabe
recordar que para realizar esta selección se debe presionar el botón shift del
teclado y al mismo tiempo elegir las líneas con el botón izquierdo del Mouse.
Para confirmar la selección debe accionarse el vinculo aplicar (Apply) en la
ventana como se especifica en la siguiente Figura.
172
Figura 80 Confirmación de paredes
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Luego se realiza la elección de la línea que corresponde al eje, para ello se hace
clic de nuevo en la caja correspondiente al tipo (Type). Inmediatamente se activa
una nueva ventana de comandos como se dijo anteriormente que proporciona los
diferentes vínculos proporcionados por el software para otorgar las diferentes
características necesarias para lograr la simulación en FLUENT.
Para el siguiente paso se escoge el comando eje (AXIS) en la nueva ventana de
vínculos y luego se debe elegir la línea que corresponde a esta función. Esta se
tornará de color blanco lo que confirma su elección.
Se da nombre a la línea de eje según las necesidades. Para el caso de la
investigación esta línea recibió el nombre de eje de simetría, recordar que este
nombre se coloca en el vinculo nombre (Name).
173
Figura 81 Nombre de las líneas
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Para confirmar la selección, accionar el botón aplicar (Apply) en la ventana
principal de la aplicación.
Figura 82: Confirmación de la acción de líneas
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
174
Desde ahora el mismo procedimiento se realizará las veces necesarias para elegir
los diferentes tipos de parámetros condicionales de todas las líneas de la cámara
de combustión. Esta elección de condiciones va de acuerdo a las necesidades de
la simulación.
A continuación se muestra la elección realizada para la simulación del inyector de
la cámara que en este caso llevará el nombre de fuel.
Figura 83: Selección de nombre de la cámara de combustión
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Figura 84: Selección del nombre del inyector
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
175
Ahora el parámetro correspondiente a la salida de la cámara de combustión que
llevara el nombre de air outlet.
Figura 85: Selección del nombre de la salida de la cámara de combustión
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Figura 86: Accionamiento del nombre de la cámara de combustión
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
176
Ahora el parámetro correspondiente a la entrada de aire que en la simulación
llevará el nombre de air intake.
Figura 87: Selección del nombre a la entrada de aire
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Figura 88: Accionamiento de la entrada de aire
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
177
Ahora se deben definir dos zonas muy importantes para la simulación ya que
estas ayudaran al software a reconocer en que parte estarán los diferentes fluidos
asociados a la combustión, es decir, donde se encuentra el aire, y donde el
combustible mezclado con el aire.
Primero se debe accionar el botón para especificar los tipos continuos (SPECIFY
CONTINUUM TYPES COMMAND BUTTON), que se encuentra ubicado como se
muestra en la siguiente Figura.
Figura 89 Accionamiento de los tipos continuos
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Para crear las dos zonas nombradas anteriormente se debe hacer clic en el
vinculo mostrado en la siguiente Figura, y una vez accionado este se activará una
nueva ventana de comando, en la cual, se escogerán las caras involucradas en
las zonas donde se encontrará aire, y aquellas donde se encontrara la mezcla de
aire y combustible.
Para la simulación se estableció que las caras involucradas para la zona donde se
encuentra solo el aire, son las correspondientes al air intake, el flujo secundario y
los dos film coolings. Esta zona llevara el nombre de aire, como se muestra en la
Figura.
178
Figura 90: Selección de la primera zona
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Figura 91: Selección de la segunda zona
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Para definir la zona que llevará la combinación de aire y combustible se realiza el
mismo procedimiento definido anteriormente. Para la simulación esta llevará el
nombre fluid.
179
Figura 92: Selección de la tercera zona
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Para confirmar la elección seleccionar el botón aplicar (Apply) en la nueva
ventana.
Figura 93: Confirmación de zonas
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
180
3.
Definición del enmallado.
En este paso se definirá el enmallado que tendrá el dimensionamiento de la
cámara y que servirá posteriormente como parámetro de análisis por el FLUENT,
para ello se utilizaran las caras y zonas preestablecidas anteriormente.
Para activar las funciones de enmallado se activa el botón de enmallado (MESH
COMMAND BUTTON), ubicado en la parte superior de operación.
Una vez accionado este botón, se activa una nueva ventana en donde se escoge
el botón comando de cara (FACE COMMAND BUTTON), como se muestra en la
Figura.
En la ventana se accede a el vinculo de enmallado de caras (MESH FACES), con
el cual se debe realizar el enmallado de la cámara.
Figura 94: Ubicación del botón Mesh
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Para realizar el enmallado de la cámara, se hace en orden y solo parte por parte,
es decir se toman cada una de las diferentes caras, y respetando el orden en que
el aire entra a la cámara se ejecuta la función.
Una vez accionados los comandos nombrados para la ejecución del enmallado, se
selecciona el vínculo mostrado en la Figura continuación, en este se muestran las
diferentes caras creadas con anterioridad.
181
Respetando el orden de entrada de aire, primero se selecciona la cara
correspondiente al air intake haciendo clic en la elección, y desplazándola hacia la
derecha de la ventana emergente como se muestra en la Figura. Una vez hecho
esto se cierra la ventana haciendo clic en cerrar (Close), o también haciendo clic
en el vinculo mostrado en la Figura.
Figura 95: Selección de cara a enmallar
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Una vez seleccionada la cara a enmallar, se deberá elegir el tipo de enmallado
que se va a utilizar, además de seleccionar el distanciamiento que este tendrá.
Para seleccionar el tipo de enmallado que se utilizará, se hace clic sobre la
aplicación elementos (Elements) para así elegir cualquiera de los tipos ofrecidos
por el software. Para los fines de esta investigación, el tipo de enmallado a utilizar
será el triangular a un espaciamiento de 1 para la totalidad de la cámara.
Primero se debe a realizar el enmallado de la entrada de aire (air intake) utilizando
los condicionamientos estipulados en el paso anterior.
Para confirmar los datos accionar el vinculo aplicar (Apply) en la ventana
emergente. El enmallado se generará automáticamente por el software.
182
Figura 96: Aplicación del enmallado
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Ahora se realiza el enmallado del flujo secundario.
Figura 97: Enmallado secundario
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
183
Figura 98: Accionamiento del enmallado
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Se continua con el enmallado de los film coolings 1 y 2 respectivamente.
Figura 99: Enmallado del film cooling 1
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
184
Figura 100: Accionamiento del enmallado
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Figura 101: Selección del enmallado 2
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
185
Figura 102: Accionamiento del enmallado 2
Por ultimo se realiza el enmallado del flujo primario de la cámara, usando los
condicionamientos estipulados.
Figura 103: Enmallado del flujo primario de la cámara
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
186
Figura 104: Accionamiento del enmallado del flujo primario
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
En este punto del proceso se deben guardar los cambios realizados hasta el
momento, para ello se accede al vinculo archivo (File), y se graba el enmallado
con el nombre deseado y en una ubicación de fácil acceso ya que en el proceso
de simulación, mas adelante será necesario que el archivo sea importado en
FLUENT para su completo análisis.
File Æ Save As
Una vez realizado este procedimiento se debe realizar la exportación del
enmallado para generar un nuevo archivo que tendrá extensión .msh y que sirve
para el reconocimiento del FLUENT.
File Æ Export Æ Mesh
187
Figura 105: Exportación del mesh
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Al activar el comando, una nueva ventana emergerá y en esta antes de aceptar
(Accept), se debe activar la opción Export 2-D(X-Y) Mesh, la cual asegurará que
se mantengan las propiedades de las dos dimensiones en el posterior análisis con
FLUENT.
Figura 106: Accionamiento de la exportación del mesh
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
188
4.6.3 PREPARACIÓN PARA EL CÁLCULO EN FLUENT
Los siguientes procedimientos se basan en los documentos instructivos del
programa para la simulación de modelos de combustión de sistemas líquidos1
Simulación con hidrógeno
•
Se debe cargar FLUENT, para modelos 2ddp al inicio del software.
Figura 107: Elección del modelo en FLUENT
Fuente: Elaborado en el presente trabajo.
•
Luego se carga el archivo previamente realizado en GAMBIT de extensión
.msh, en el que se tiene la geometría de la cámara en un corte de 2D, y se han
especificado las condiciones de operación, como entradas de aire, de combustible,
salida del flujo, etc. además del enmallado, el cual es necesario para el análisis de
elementos finitos que lleva a cabo el programa.
FileÆReadÆCase
Figura 108: Búsqueda del archivo .msh
1
FLUENT Inc., Fluent User Guide 2005.
189
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Figura 109: Selección del archivo
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa FLUENT
Ahora se debe verificar el enmallado con el comando CHEK, para verificar que no
exista ningún inconveniente con la geometría de la cámara.
GridÆCheck
Figura 110: Verificación del enmallado
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
190
Figura 111: Notificación de error
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
En este procedimiento no se deben presentar ningún tipo de error o notificación de
volúmenes negativos, pues podrían generar problemas en la simulación.
Luego se visualiza el enmallado del liner para comprobar que no hallan errores en
su geometría.
DisplayÆGrid
Figura 112: Visualización del enmallado del liner
191
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Figura 113: Accionamiento del comando Grid
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Figura 114: Visualización del enmallado en fluent
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
1.
Luego se escala el modelo.
192
GridÆScale
Figura 115: Escalación del modelo
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Se selecciona el tipo de unidad en el que fue dimensionado el modelo, milímetros
en este caso.
Luego se hace clic en el botón Scale y se cierra el panel.
Figura 116: Accionamiento de la escala
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa FLUENT
193
Luego se deben establecer las condiciones de simulación de la fase continua es
decir, del gas.
DefineÆModelsÆSolver
Figura 117: Condiciones del gas
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Allí se escoge la opción de un modelo 2D axisimetrico, lo que significa que este
modelo en particular, es simétrico con respecto al eje, por lo que se presume que
lo simulado en la mitad del modelo tendrá el mismo efecto igual en la otra mitad.
Luego se hace clic en OK para cerrar el panel.
Figura 118: Accionamiento de las condiciones del gas
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
194
Luego se activan el tipo de modelo matemático predeterminado para modelos
turbulentos (k-epsilon) que maneja el software.
DefineÆModelsÆViscous
Figura 119 Modelo matemático
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Figura 120: Accionamiento del modelo matemático
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa FLUENT
195
Luego se debe activar el modelo matemático a emplear en la simulación. Para el
caso de la simulación con hidrógeno, no se empleó un PDF predeterminado como
en el caso del kerosén, ya que el software se encuentra limitado para su aplicación
y por ello carece de ciertas funciones y parámetros necesarios para la simulación.
DefineÆModelÆSpecies
Figura 121: Selección de la especie
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Se selecciona el modelo de combustión premezclada (premixed combustion), que
se usa para poder examinar la evaporación y la combustión del Hidrógeno líquido
en la cámara de combustión de Allison 250, y a la vez el modelo de fase dispersa
(Dispersed Phase Modeling) que brinda FLUENT para simular conjuntamente el
flujo de aire y el combustible líquido en spray.
196
Figura 122: Selección del modelo de combustión premezclada
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa FLUENT
Al seleccionar este modelo matemático, se amplia la ventana de selección
ofreciendo nuevas opciones de ingreso de parámetros para la simulación. En la
nueva ventana de modelo de combustión premezclado (Premixed Combustión
Model) se elige la condición de no adiabático y con ello el software
automáticamente activa la ecuación de la energía evitando así que se tenga que
activar manualmente en el respectivo menú.
Luego emerge una advertencia que notifica que algunas propiedades de
materiales o métodos han cambiado.
Figura 123: Selección de la condición no adiabático
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
197
Ahora se debe selecciona el tipo de modelo de simulación, que para este caso es
de fase discreta (Discrete Phase). Este modelo predice las trayectorias de cada
gota de combustible, cada una representando una línea de flujo (o flujo másico) de
combustible. El calor, el momento, y la transferencia de masa entre el combustible
líquido y el flujo de aire serán incluidas por medio de la iteración de la fase discreta
de las trayectorias y las ecuaciones continuas de la fase del gas.
DefineÆModelÆDiscrete Phase
Figura 124: Tipo de modelo de simulación
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
En la ventana emergente se debe activar la interacción de la fase continua
(interaction with continuous phase), esta opción habilita el acople entre la fase
discreta de las trayectorias (a lo largo de el calor y la transferencia de calor desde
y hacia las gotas), permitiendo así la interacción entre en combustible y el aire. En
este parámetro, el tutorial del software aconseja utilizar un valor de iteraciones de
5, pero se podría aumentar si el enmallado fuese demasiado grande, pero en
muchos modelos es más benéfico disminuir este valor.
Se debe establecer un valor máximo de iteraciones de las trayectorias de las
partículas en el tiempo, para este caso se asume un valor de iteración de 10000,
siendo un numero ideal según el tamaño del enmallado realizado.
Se debe establecer el factor de longitud de escala, que será automáticamente
programado si se selecciona la opción de Lenght Scale.
198
Figura 125: Interacción de la fase continúa
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa FLUENT
Se debe ahora crear el inyector de la fase dispersa usado en la simulación. Para
ello el flujo de las gotas de combustible líquido es definido en las condiciones
iniciales, y describe como las gotas entrarán a la línea de flujo de aire. FLUENT,
usará estas condiciones iniciales como el punto de arranque para los cálculos de
trayectoria.
Define Æ Injections
Figura 126: Inyector
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
199
Ahora se debe hacer clic en el botón crear (Create) para darle las condiciones
iniciales al inyector para la simulación en la nueva ventana emergente preparación
para propiedades de inyección (set injections propierties).
Figura 127: Condiciones iniciales del inyector
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa FLUENT
Una vez en esta ventana, se da nombre al inyector según las necesidades en la
ventana de nombre del inyector (Injection Name), en el vínculo de tipo de inyector
(Injection Type) se selecciona el mecanismo a utilizar en la simulación. Para el
caso del proyecto se seleccionó el tipo superficie (surface), ya que este ofrece la
posibilidad de elegir la línea o superficie desde la cual será expelido el combustible
hacia la cámara.
En el espacio punto de lanzamiento desde superficies (Release From Surfaces),
se eligió el contorno fuel, que corresponde a la entrada de combustible y que fue
preestablecida desde GAMBIT con anterioridad.
En el tipo de partícula (Particle Type) se elige inerte (Inert), ya que es el único tipo
de partícula que ofrece el material requerido.
En el tipo de material (material) se elige el necesario por la simulación que en este
caso es el hidrógeno.
En el espacio de distribución de diámetro (Diameter Distribution) se elige la opción
uniforme ya que no existe variación de diámetros en el inyector (100 μm).
Ya establecidos estos parámetros, se contuinua a las propiedades del punto (point
properties) en donde se especifican las condiciones de salida que tendrá el
combustible. Para la velocidad en X y Y se asume una velocidad de 100 m/s para
X, y de 57.6 m/s para Y respectivamente. Estas velocidades se asumen,
simulando un ángulo de 30° del inyector respecto al eje longitudinal de la cámara.
200
En el espacio correspondiente al diámetro (Diameter) se incorpora el valor
correspondiente al diámetro hidráulico de la superficie, que en este caso
corresponde al diámetro hidráulico que representa la línea que simula el inyector.
En el espacio de temperatura (temperature) se proporciona la temperatura a la
cual el material sufrirá ignición. En el caso de la simulación, el hidrógeno sufrirá
ignición a los 1310.92 °K.
Después, en el espacio correspondiente a la rata de masa de flujo (Mass Flow
Rate) se incluye el valor que el inyector consumirá por segundo de operación, este
valor fue adquirido del manual del motor y corresponde a 0.03 kg/s.
Figura 128: Propiedades del inyector
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa FLUENT
Ahora se pasa al menú de dispersión turbulenta (Turbulent Dispersion).
Una vez en este, seleccione el modelo estocástico (Stochastic Model) que se basa
en modelos estadísticos para realizar una distribución del combustible líquido de
forma que se asemeje a la realidad, y no siga un patrón especifico y único, si no
por el contrario sea único para este modelo, haciendo variaciones mas realistas
según calculo de probabilidad que realiza el programa. Se establece como numero
201
predeterminado de intentos (number of tries) un valor de 10, y una escala de
tiempo (time scale) de 0.15 que se usa como el intervalo de tiempo entre una
iteración y otra.
Figura 129: Propiedades del inyector
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa FLUENT
Se debe ahora verificar los materiales usados en la simulación para ello diríjase a
la parte de materiales en el menú del software.
Define Æ Materials
Ya en este menú no es necesario ingresar ningún nuevo parámetro ya que al
realizar el procedimiento del inyector automáticamente el programa establece los
parámetros de simulación, y por ejemplo al seleccionar el tipo de material (Material
Type) como fluido (fluid) aparece el aire con las condiciones preestablecidas por el
software.
202
Figura 130: Materiales
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa FLUENT
Pero si dado el caso, se debiera cambiar este material, el procedimiento a realizar
será hacer clic en el vínculo base de datos (Database), ubicado a la derecha de la
ventana. Y una vez realizado esto aparecerá una nueva ventana en la cual se
podrá elegir el material deseado para la simulación, con sus respectivos valores
preestablecidos por el software.
Para aceptar los cambios se debe hacer clic en el vinculo copiar (Copy), en la
parte inferior de la ventana emergente, y así, el nuevo material aparecerá en el
menú principal de materiales (materials). Ya en este se debe hacer clic en el botón
cambiar/crear ubicado en la parte inferior izquierda de la ventana para aceptar los
cambios realizados. Pero como en la simulación de este proyecto no es necesario
hacer ningún tipo de cambio de material solo se muestra este paso como
referencia.
203
Figura 131: Definición de materiales
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa FLUENT
Para comprobar que el hidrógeno esta siendo utilizado como un material en la
simulación se debe volver a hacer clic en el vinculo de tipo de material (Material
Type) y allí aparecerá el tipo de partícula elegido anteriormente en el menú del
inyector. Una vez accionado este se debe verificar que los datos correspondan a
lo necesario para la simulación, es decir que por ejemplo en el espacio
correspondiente a la mezcla (Mixture), aparezca que se trata de una mezcla de
hidrógeno y aire, o que los datos de densidad viscosidad etc., correspondan al
material.
Figura 132: Tipo de material
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa FLUENT
204
Ahora se deben definir las condiciones limite (Boundary Conditions) de la
simulación.
DefineÆBoundary Conditions
Figura 133: Condiciones límites
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Una vez accionado este vínculo aparece una nueva ventana con el mismo
nombre, en donde se muestran las zonas creadas desde GAMBIT, además de
otras creadas por el software automáticamente pero que no representan diferencia
alguna para la simulación.
Figura 134: Zonas
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa FLUENT
205
Ahora se especifican las condiciones de cada una de las zonas, empezando por la
de entrada, que en este caso se ha definido como air intake. Al seleccionar esta
zona, debe aparecer velocity inlet como el tipo de zona que se ha preestablecido
en GAMBIT. Luego se hace clic en Set para establecer las condiciones.
Figura 135: Velocidad de entrada
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa FLUENT
Basado en la figura 28, se ha establecido una velocidad 91.4 m/s que deben ser
ingresados en el vínculo de velocidad axial (Axial Velocity).
Se proporciona la temperatura de entrada del aire a la cámara, que corresponde a
un valor calculado con anterioridad en los cálculos termogasodinámicos de
514.76°K.
Se debe ahora establecer el diámetro hidráulico, que para la entrada es igual a
0,14m. Para acceder a este menú se debe hacer clic en el método de
especificación de turbulencia (Turbulence Specification Method), y escoger el
comando perteneciente a intensidad y diámetro hidráulico (Intensity and Hydraulic
Diameter).
Luego se hace clic en OK y se cierra el panel.
206
Figura 136: Condiciones de la velocidad de entrada
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa FLUENT
Luego se deben establecer los parámetros para la zona de salida, que para este
caso se ha definido como air outlet. Al seleccionar esta zona, debe aparecer
pressure outlet como el tipo de zona que se ha preestablecido en GAMBIT. Luego
se hace clic en Set para establecer las condiciones.
Figura 137: Presión de salida
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa FLUENT
Se establece la presión de salida, calculada en la teorización del motor en el
análisis termogasodinámico, en el cual se encontró que la presión a la salida de la
cámara es de 554570 Pa. Este dato debe colocarse en el espacio de presión
como se muestra en la Figura.
207
Se introduce el valor de la temperatura a la salida de la cámara calculada con
anterioridad en los cálculos termogasodinámicos del motor.
También se establece el diámetro hidráulico como de 0,028 m a la salida,
haciendo el mismo procedimiento que se hizo en la entrada de aire.
Luego se hace clic en OK y se cierra el panel.
Figura 138: Condiciones de presión de salida
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa FLUENT
Luego se establecen las condiciones para la salida del combustible, en este caso
se había definido la zona como fuel y el tipo como entrada de flujo másico (Mass
Flow Inlet), entonces se debe hacer clic en Set, para establecer las condiciones
del combustible.
Figura 139: Flujo másico
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa FLUENT
208
Ahora se establece el flujo másico de entrada que corresponde a 0,03 kg/s según
las condiciones operacionales especificadas por el fabricante para un régimen de
máxima potencia del motor utilizado en un decolaje.
Se introduce la temperatura de inflamación del combustible en el espacio
determinado para tal función como se muestra en la Figura, en este caso de
1310.92°K.
También se establece el diámetro hidráulico como de 0,0249 m a la salida,
haciendo el mismo procedimiento que se hizo en la entrada de aire.
Figura 140: Condiciones de flujo másico
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa FLUENT
Se establece ahora el tipo de fase discreta (Discrete Phase BC Type), que se va a
utilizar. Como no se espera que las gotas de combustible viajen suficientemente
lejos para golpear la pared del combustor, se escoge entonces la opción de Trap,
que establece una evaporación antes de ser inyectado el combustible, y así
garantizar que salga totalmente vaporizado del inyector.
Luego se hace clic en OK y se cierra el panel.
Ahora se define una de las partes más importantes de la simulación ya que en
este paso se usan las zonas de solo aire y mezcla aire-combustible especificado
anteriormente desde GAMBIT, y que permitirán una simulación más semejante a
la realidad. Primero refiérase a la ventana condiciones de limite (boundary
conditions), y note que aparecen las zonas aire y fluid respectivamente, que
209
corresponden a las zonas mencionadas anteriormente, primero el procedimiento
se hará para fluid, que representa la zona de mezcla aire-combustible.
Note que aparezca especificado a la derecha como fluid ya que esta mezcla
tendrá esa naturaleza fluida.
Haga clic en set para introducir los cambios.
Figura 141: Condiciones del fluido
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa FLUENT
En esta ventana se ofrece la posibilidad de elegir el material que se utilizará en la
zona y para ello se acciona el comando mostrado en la Figura, y se elige el
material a usar en la zona para su posterior simulación. En el caso del proyecto se
elige como material hidrógeno-peroxido ya que es el que mas se asemeja a la
verdadera mezcla dentro de la zona.
Una vez seleccionado el material deseado se cierra la ventana haciendo clic en
OK.
Figura 142: Fluido
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa FLUENT
210
El siguiente paso es la selección del material para la zona de solo aire de la
mezcla, para ello se selecciona aire en boundary conditions y se hace clic en set
para realizar los cambios.
Figura 143: Condiciones del aire
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa FLUENT
En la ventana emergente se selecciona como material el aire y se aceptan los
cambios haciendo clic en OK.
Figura 144: Aire
Fuentes: Elaborado en el presente trabajo. Programa FLUENT
Ahora para hacer el cálculo de lo que será la simulación como tal, se debe
inicializar el sistema de cálculo del software.
Solve Æ Initialize Æ Initialize
211
Figura 145: Cálculo del software
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
En la ventana emergente debe colocarse un parámetro de inicialización en el
espacio (Compute from), que proveerá al software los parámetros ya establecidos
en la parte de condiciones de limite (Boundary Conditions). Para la simulación se
tomaron los valores de inicialización a partir de la entrada de aire (air_intake).
Cabe anotar que cada vez que se cambie algún parámetro dentro del proceso de
simulación, antes de seguirr al cálculo, se debe inicializar el cálculo, ya que de no
ser axial, el programa asumirá los valores anteriores.
Ya realizados los anteriores pasos se debe hacer clic en el vinculo inicializar (Init),
y luego cerrar la ventana en cerrar (Close).
Figura 146: Inicializar
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa FLUENT
212
Ahora se debe habilitar que se realice una impresión de los resultados residuales
durante el cálculo de la solución hasta que haya una convergencia de todos los
parámetros y llegue a una solución final.
SolveÆMonitorsÆResiduals
Figura 147: Resultados residuales
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Ahora se activar la opción de plot en la ventana emergente.
Figura 148: Activación del plot
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa FLUENT
213
Ahora se debe guardar el archivo que contiene todos los parámetros que se han
programado hasta ahora.
FileÆWriteÆCase
Figura 149: Guardar archivo
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
En la ventana emergente se debe especificar la ubicación del archivo y el nombre.
Luego se debe cerrar la ventana haciendo clic en OK.
Figura 150: Selección del archivo
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa FLUENT
214
Ahora se debe inicializar la iteración para calcular los resultados que ofrece el
software.
SolveÆIterate
Figura 151: Iteración de los cálculos
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Ahora se establece el número de iteraciones deseadas según las necesidades de
la simulación y se continua a iterar. En el caso del proyecto el número ideal de
iteraciones es de 500, ya que la simulación converge a un punto estable antes de
este numero.
Figura 152: Establecimiento de iteraciones deseadas
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa FLUENT
215
Mientras se lleva a cabo la iteración de parámetros el software muestra una
ventana con los resultados residuales en un plano cartesiano.
Figura 153: Ventana de iteración
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Cuando el software, ha encontrado una solución en la que todos los parámetros
convergen en un punto mostrara un mensaje que dice “Solution is Converged”.
Figura 154: Convergencia de resultados
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
216
Ahora se pueden visualizar los resultados de la simulación.
DisplayÆContours
Figura 155: Visualización de resultados
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Ahora se pueden seleccionar las diferentes opciones de visualización. Seleccione
la deseada, haciendo clic en el vinculo contorno de (Contours of), en donde
aparecerán parámetros como la presion, velocidad y temperatura entre otros.
Figura 156: Diferentes ventanas de visualización
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa FLUENT
217
Resultados de la Simulación
•
Contornos de presión:
Figura 157: Presión Estática
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
En la Figura se muestran los rangos correspondientes a la presion estática
resultantes de la simulación con Hidrógeno Líquido. Nótese que estos oscilan
entre 524000 Pa y 552000 Pa, donde la perdida de presion corresponde a un valor
de 5.07%, el cual se encuentra entre los limites permisibles de perdida de presion,
ya que estos deben mantenerse entre el 2% y 8% respectivamente, cabe anotar
que en estas perdidas de presion, se debe tener en cuenta que el 40% de ellas
dependen del proceso de difusión sufrido por el aire a la salida del compresor, el
otro 40% depende de la fricción, y por ultimo el 20% restante depende del
incremento de la velocidad a la salida de la cámara. En un modelo ideal, se debe
proporcionar la mayor cantidad de energía potencial a la turbina, así que estas
perdidas deben mantenerse lo mas bajas posible, ya que de no ser así el empuje
del motor se verá afectado negativamente.
218
Figura 158: Presión Dinámica
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
En la Figura se muestran los valores correspondientes a la presion dinámica en el
motor, que evidencian una aceleración del fluido, debido a la combustión, que
concuerda con la relación densidad velocidad que definen el concepto de presion
dinámica.
Figura 159: Presión Total
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
219
•
Contorno de Densidad
Figura 160: Densidad Total
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
La Figura muestra la densidad del aire contenida en la cámara de combustión. En
ella se pueden analizar dos fenómenos diferentes que influyen en la densidad
proporcionalmente; el primero es debido al aumento de área en el difusor de
entrada a la cámara ya que se trata de un conducto divergente; el segundo se
debe al aumento de velocidad a la salida de los gases de combustión. Estos dos
parámetros afectan de manera directa la densidad de la cámara de combustión.
•
Contornos de Velocidad
Figura 161: Magnitud de Velocidad
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
220
La Figura muestra el contorno correspondiente a la velocidad en donde se
evidencia claramente el aumento de esta a la salida de la cámara, lo cual
corrobora los conceptos de densidad y presión antes mencionados. Nótese que a
la entrada de la cámara el aire entra con una velocidad mayor a la mostrada en la
zona primaria de la cámara, pero por los procesos de combustión sufridos, se
produce un significativo incremento de la velocidad a la salida de los gases hacia
la turbina del motor.
Figura 162: Función de Corriente
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
La Figura muestra el comportamiento del flujo dentro de la cámara de combustión,
en la cual debido a la geometría de la misma se evidencian zonas en donde el
flujo tiene menor movilidad que en otras.
221
•
Contornos de Temperatura
Figura 163: Temperatura Estática
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Figura 164: Temperatura Total
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
222
En la figura se muestra el contorno de temperatura total que es igual al de
temperatura estática; en ellos se puede ver claramente definida la zona de mayor
temperatura que corresponde lógicamente a la de inyección de combustible, y su
decremento gradual gracias a los procesos de dilución de mezcla y de
refrigeración respectivamente hasta la salida de los productos de combustión
hacia la turbina del motor. Nótese que a partir de la llama, se generan ondas
térmicas que tendrán un valor de temperatura significativamente mas bajo.
•
Contornos de Turbulencia
Figura 165: Intensidad
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
La figura muestra la intensidad de turbulencia producida en el interior de la cámara
de combustión; esta es conveniente en procesos de combustión ya que asegura la
recirculación de aire y por ende una mayor estabilidad de la llama.
223
•
Vectores de velocidad
DisplayÆVectors
Figura 166: Vectores
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Figura 167: Selección de vectores
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa FLUENT
224
Figura 168: Visualización de los vectores
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Esta Figura muestra simplemente, otra forma de visualizacion de los vectores de
velocidad presentes en la cámara de combustión.
•
Líneas de Trayectoria (Path Lines)
DisplayÆPath Lines
Figura 169: Path Lines
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
225
Figura 170: Selección de Path Lines
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa FLUENT
Figura 171: Visualización de Path Lines
226
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
La Figura muestra las líneas de trayectoria presentes en la cámara de combustión;
en ella se pueden apreciar tanto las líneas de entrada como las de salida, y como
interactúan mutuamente en el proceso. Se muestran claramente los diferentes
puntos de estancamiento en la cámara además de la formación de recirculación
de flujo que sirve como estabilizador de la llama.
227
Simulación kerosén
La simulación de combustión del carburante pulverizado implica el modelar un
campo continuo del flujo de la fase del gas y de su interacción con una fase
discreta de las partículas del combustible. Las partículas, viajan a través del gas
para volatilizarse y experimentar así la combustión, creando una fuente de
combustible para la reacción en la fase de gas. La reacción puede realizarse
usando cualquier modelo del transporte de especies (Species Transport Model) o
el modelo no-premezclado de la combustión (Non-Premixed combustión model).
Este modelo particular de simulación pretende examinar la evaporación y la
combustión del Kerosén líquido en la cámara de combustión de Allison 250, se
realizó utilizando el modelo no-premezclado de la combustión, y el modelo de fase
dispersa (Dispersed Phase Modeling) que brinda FLUENT para simular
conjuntamente el flujo de aire y el combustible líquido en spray.
El procedimiento que se lleva a cabo para realizar esta simulación, se describe a
continuación:
•
Primero se debe preparar el archivo que contendrá la información del sistema
de combustible líquido utilizando el preprocesador prePDF.
•
Luego se definieron las entradas de FLUENT para el modelamiento de la
combustión química no-premezclada PDF.
•
Luego se definió una segunda fase discreta de evaporación del combustible.
•
Por ultimo se calcula el campo de flujo usando el solucionador (Solver), en el
cual se analiza la mezcla del combustible en su fase continua y discreta.
El prePDF es una herramienta con la que se puede predecir la combustión de
kerosén vaporizado, utilizando el modelo Mixture-fraction/PDF de equilibrio
químico, para tal fin. Se decidió utilizar este tipo herramienta debido a que su
aplicación al modelo es bastante cercana a lo que se pretende en la simulación.
En el caso del análisis con FLUENT del Hidrógeno, no se puede realizar una
simulación utilizando el mismo método, lo que seria lo ideal, debido a que el
programa limita su uso, no permitiendo posteriormente realizar la programación de
la inyección de hidrógeno como combustible, caso contrario al del kerosén, el cual
permite realizar la programación sin ningún problema.
228
Preparación del PDF
•
Iniciar el preprocesador prePDF
Cuando se utiliza el modelo de mixture-fraction/PDF, se comienza preparando el
archivo del PDF con el preprocesador prePDF. El archivo del PDF contiene las
tablas de las operaciones de búsqueda que relacionan concentraciones de las
especies, es decir, el combustible, el aire, y las temperaturas a las que la mezcla
se fraccionan. Las tablas de las operaciones de búsqueda son utilizadas por
FLUENT para obtener estos valores escalares durante el procedimiento de la
solución. Después de crear el archivo del PDF, se activa el mismo que modela la
opción en FLUENT y se definen las condiciones límite para la fracción de la
mezcla y su variación. Entonces se procede a solucionar el problema de la manera
convencional, usando el archivo del PDF para describir la química del sistema.
Se realizan los procedimientos tanto para el modelo adiabático y no adiabático,
debido a que cuando se realiza el cálculo del sistema adiabático, el software arroja
una serie de resultados que posteriormente son útiles en la modificación del
sistema para redefinirlo como no adiabático. Siendo este ultimo el que se utilizara
para la simulación.
Paso 1: Estudio preliminar del sistema adiabático en prePDF
•
Definir el tipo de modelo de prePDF
Setup-ÆCase
Figura 172: Definición del modelo prePDF
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
229
Se deben dejar los parámetros predeterminados para un sistema adiabático,
Equilibrio Químico y Beta PDF.
Luego se hace clic en Apply y luego se cierra el Panel. Estas opciones son las
más utilizadas según los tutoriales del programa, para este tipo de modelos.
•
Luego se especifican las especies químicas en el sistema.
Figura 173: Especies químicas
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
La elección de que especies se incluyen dependen del combustible y del modelo
de combustión a usar, para el caso del kerosén y el aire sabemos que sus
reactantes son: C12H23, O2, CO2, H2O, y N2.
SetupÆSpeciesÆDefine
Figura 174: Selección de especies químicas
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
230
Allí se establecerá el máximo número de especies, que en nuestro caso son
Luego se establece cada uno, realizando la búsqueda respectiva de cada uno en
la ventana de la base de especies que tiene la ventana.
Por ultimo se hace clic en el botón Apply y luego se cierra el panel.
Figura 175: Número de especies
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa prePDF
•
Enseguida se define la composición del combustible y del oxidante.
SetupÆSpeciesÆComposition
Figura 176: Composición del combustible y del oxidante
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
231
Se debe establecer la fracción molar del combustible, que para este caso será 1,
debido a que teóricamente se inyecta kerosén puro.
Figura 177: Fracción molar del combustible
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa prePDF
Luego se introduce la fracción molar del oxidante o comburente, que en este caso
es el aire, es decir O2 y N2. Se asume que hay una relación de 21% de Oxigeno y
un 79% de Nitrógeno.
Figura 178: Fracción molar del oxidante, O2
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa prePDF
232
Figura 179: Fracción molar del oxidante, N2
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa prePDF
Por ultimo se hace clic en el botón Apply y luego se cierra el panel.
Luego se deben definir las condiciones operacionales del sistema adiabático
La temperatura y la presión del flujo de entrada deben ser introducidas al sistema
para poder calcular el equilibrio químico. La temperatura de entrada del
combustible líquido debe ser la temperatura en el inicio de la vaporización, para
este caso, se asume que será igual a la temperatura de ignición del kerosén,
debido a que para la simulación se asume que el combustible no se inflamará por
una bujía de ignición, sino se inflamará desde el momento en que es inyectado,
donde debido a la alta temperatura deberá realizar una auto ignición. La
temperatura de la entrada del oxidante debe corresponder a la temperatura de la
entrada de aire. En este caso en particular, la temperatura a la entrada del
combustible líquido y la vaporización (temperatura) es 1088.55°K y la temperatura
de la entrada del oxidante es 514.76°K, valor que ha sido obtenido de la
teorización del motor a reacción en estudio por medio de los cálculos
termogasodinámicos. En cuanto a la presión se introduce la correspondiente a la
de la entrada de la cámara, también obtenida en los cálculos termogasodinámicos,
es decir 596312.58 Pa.
233
SetupÆ Operating Conditions
Figura 180: Condiciones de operación
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa prePDF
Por ultimo se hace clic en el botón Apply y luego se cierra el panel.
Luego se deben Guardar las entradas prePDF (pdf_kerosene_adiab.inp)
FileÆ WriteÆInput
Figura 181: Guardar las entradas
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
234
Se debe introducir el nombre con el que se guardara el archivo en el campo de
Input: (pdf_kerosene_adiab.inp), y estableciendo la ubicación donde se
almacenara el mismo.
Figura 182: Guardar el archivo
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa prePDF
Luego se calcula la química del sistema adiabático
CalculateÆPDF Table
Durante el cálculo, el prePDF primero recupera datos termodinámicos de la base
de datos del programa. Luego los valores instantáneos de equilibrio de
temperatura, de composición, y de densidad se calculan en los puntos discretos
de la fracción de la mezcla. Después de esto, los valores medios de temperatura,
composición y densidad son calculados integrando los valores instantáneos sobre
el PDF beta. El prePDF arroja el progreso de la construcción de la tabla de las
operaciones de búsqueda en la ventana de la consola.
Figura 183: Tabla de operaciones 1
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
235
Figura 184: Tabla de operaciones 2
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Luego se debe guardar el archivo del PDF adiabático.
FileÆ WriteÆPDF
Figura 185: PDF adiabático
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
236
Se debe introducir el nombre con el que se guardara el archivo en el campo de
Input: (pdf_kerosene_adiab.pdf), y estableciendo la ubicación donde se va a
almacenar el mismo.
Figura 186: Guardar el archivo.pdf
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa prePDF
En este momento se podrían examinar las Figuras de
relación de
temperatura/fracción de mezcla en el sistema adiabático, pero como el objetivo es
el sistema no adiabático omitiremos este procedimiento.
Paso 2: Calculo de la química del Sistema No adiabático
El cálculo adiabático simple considerado anteriormente proporciona la entrada útil
al cálculo no adiabático requerido para la simulación del combustible líquido del
caso en estudio. Las entradas actuales del prePDF ahora se deben modificar para
que sean utilizadas en el cálculo final.
Primero se debe redefinir la descripción del sistema como uno no adiabático,
luego se deberá definir la temperatura mas alta a la que trabajará el sistema,
basado en la Figura de temperatura del sistema adiabático, siguiendo los
procedimientos especificados en el tutorial del programa. También se deben
modificar los parámetros de solución para ajustarlos a la fracción de mezcla
discreta que según la Figura de temperatura del sistema adiabático que apuntan
en la dirección de la fracción estequiométrica de la mezcla de 0.1.
Luego de redefinir estos parámetros se podrá recalcular la tabla de PDF.
Primero es necesario visualizar la Figura de temperatura del sistema adiabático
DisplayÆProperty Curves
237
Figura 187: Temperatura del sistema adiabático
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Figura 188: Curvas de temperatura
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa prePDF
238
Figura 189: Visualización de la temperatura
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Se debe habilitar la opción de sistema no adiabático.
Figura 190: Sistema adiabático
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
239
Figura 191: Aplicación del sistema adiabático
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa prePDF
Luego se hace clic en Apply y luego se cierra el Panel.
1. Después se deben establecer los límites de temperatura para el cálculo del
sistema no adiabático.
Para los sistemas no adiabáticos, se debe proveer las temperaturas máximas y
mínimas del sistema. Estos límites no se deben exceder para el cálculo del
sistema, así que se requiere un cierto margen para su definición. Generalmente la
temperatura mínima debe ser algunos grados más baja que la menor temperatura
de la condición de límite, por lo que para este caso, si la temperatura es 514.76°K,
se toma 494.76°K. La temperatura máxima debe ser por lo menos 100°K más alta
que la temperatura máxima de la llama que se encontró en el cálculo adiabático
preliminar. Aquí, la temperatura máxima es tomada como 2760°K, tomado de un
valor significativo de 2660°K encontrado en la Figura.
SetupÆOperating Conditions
240
Figura 192: Condiciones de operación de la temperatura para el sistema no
adiabático
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Luego se hace clic en el botón Apply y luego se cierra el panel.
Figura 193: Aplicación de condiciones
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
241
Luego se debe modificar el límite de mezcla rica.
SetupÆSolution Parameters
Figura 194: Parámetros de solución de mezcla rica.
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Luego se ingresa el límite de mezcla rica de la flama del combustible, que permite
realizar el cálculo de un equilibrio de combustión parcial, suponiendo cálculos de
equilibrio cuando la fracción de la mezcla excede el límite rico especificado. Esto
aumenta la eficiencia del cálculo del PDF, permitiendo que los cálculos complejos
del equilibrio se realicen para una mezcla de combustible rica, y de esta forma el
calculo sea físicamente más realista que con un modelo de equilibrio completo.
Se debe seleccionar el límite rico para ser por lo menos dos veces la fracción
estequiométrica de la mezcla. Aquí, con la fracción estequiométrica de la mezcla
del sistema adiabático de 0.1, por esto se utiliza una fracción rica de la mezcla del
límite de 0.3
Se debe introducir el valor del centro del punto de distribución.
Este determina la distribución de los valores discretos de la fracción de la mezcla
en los cuales se calcula la química del sistema del PDF. El centro de distribución
se debe fijar para una mezcla rica según la fracción estequiométrica de la mezcla.
Aquí, se fija el doble de la fracción estequiométrica obtenida para el sistema
242
adiabático en la Figura de temperatura, es decir 0,2; según lo recomienda el
tutorial del programa.
Figura 195: Fijación de fracción estequiométrica
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Luego en la ventana emergente pregunta si se desea que se realice el calculo
estequiométrico de flama rica. Allí, de debe confirmar. Cuando se elige esta
opción, el prePDF determina la composición del límite rico usando el cálculo del
equilibrio. Si no se elige el cálculo automático, será necesario ingresar un valor de
estequiometria molar en el límite rico.
Figura 196: Composición del límite rico
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa prePDF
Luego se hace clic en el botón Apply y luego se cierra el panel.
Figura 197: Aplicación del límite rico
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa prePDF
243
Luego se deben guardar las entradas prePDF (pdf_kerosene_noadiab.inp)
FileÆ WriteÆInput
Figura 198: Guardar entradas en prePDF
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Se debe introducir el nombre con el que se guardara el archivo en el campo de
Input: (pdf_kerosene_noadiab.inp), y se debe establecer la ubicación donde se
almacenara el mismo.
Figura 199: Ubicación y almacenamiento del archivo
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa prePDF
Luego se debe calcula la química del sistema adiabático
244
CalculateÆPDF Table
Cuando el cálculo comienza, el prePDF tiene acceso a los datos termodinámicos
de la base de datos. Después, el campo de la entalpía se inicializa y los datos de
la entalpía se ajustan para establecer las condiciones de la entrada y parámetros
de la solución. Después, se realizan los cálculos del equilibrio se realizan para la
fracción de mezcla y los datos de la entalpía en la variación cero de la fracción de
la mezcla. El resultado es un sistema de tablas que contienen fracciones,
densidad, y temperatura del tipo de la especie en cada valor discreto de estos tres
parámetros.
Figura 200:Datos termodinámicos de la base de datos.
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Figura 201: Tabla de base de datos
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
245
Luego se debe guardar el archivo del PDF no adiabático.
FileÆ WriteÆPDF
Figura 202: Archivo PDF no adiabático
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Se debe introducir el nombre con el que se guardara el archivo en el campo de
Input: (pdf_kerosene_noadiab.pdf), y estableciendo la ubicación donde se
almacenara el mismo.
Figura 203: Almacenamiento del archivo.pdf
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa prePDF
246
Luego se pueden apreciar la Figuras que arroja como resultado el cálculo del
prePDF.
DsiplayÆNonadiabatic Table
Figura 204: Cálculo de prePDF
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Figura 205: Selección de temperatura
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa prePDF
247
Figura 206: Visualización de temperatura
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Por defecto, la Figura de temperatura corresponde a la entalpía del sistema
adiabático calculado anteriormente, la diferencia es que el valor mas alto de
temperatura, estar por encima que en el sistema adiabático; esto se debe a que el
sistema no adiabático, con un punto de centro de distribución de 0.2, incluye una
resolución mejor alrededor de la fracción estequiométrica de la mezcla
Ahora se examina la relación Especies/fracción de mezcla en el sistema no
adiabático
DisplayÆProperty Table
Figura 207: Relación especies/fracción de mezcla
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
248
Figura 208: Selección de especies
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa prePDF
Enseguida aparecerán las especies que se desean visualizar, y se seleccionan
todos los reactantes de la mezcla C12H23, O2, CO2, H2O, y N2.
Figura 209 : Seleccionar los reactantes de la mezcla
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa prePDF
Figura 210: Figuración de especies
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa prePDF
249
Figura 211: Figuración de especies
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
El cálculo parcial del equilibrio, considerado aquí, da lugar a una descripción del
sistema de equilibrio solamente hasta la fracción rica de la mezcla del límite de
0.3. Más allá de este valor de la fracción de la mezcla, el prePDF ha calculado la
composición mezclando el combustible puro con la composición del equilibrio
encontrada en el límite rico. Este tratamiento del sistema se refleja en la Figura
anterior.
Luego se debe cerrar la aplicación y luego hay que cargar FLUENT, para
comenzar a programar los parámetros de simulación.
Preparación Para el Cálculo en FLUENT
Ahora se carga el archivo creado en el prePDF, para realizar la simulación y poder
obtener los respectivos resultados.
Se debe cargar FLUENT, para modelos 2ddp.
250
Figura 212: Elección del modelo en fluent
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa FLUENT
Luego se debe cargar el archivo previamente realizado en GAMBIT de extensión
.msh, en el que se tiene la geometría de la cámara en un corte de 2D, y se han
especificado las condiciones de operación, como entradas de aire, de combustible,
salida del flujo, etc. Y además el enmallado, el cual es necesario para el análisis
de elementos finitos que lleva a cabo el programa.
FileÆReadÆCase
Figura 213: Extracción del archive .msh
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
251
Figura 214: Búsqueda del archivo
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa FLUENT
Luego se debe verificar el enmallado con el comando CHEK, para verificar que no
hubiese ningún inconveniente con la geometría de la cámara.
GridÆCheck
Figura 215: Verificación del enmallado
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
252
Figura 216: Procedimiento de notificación de error
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
En este procedimiento no se deben presentar ningún tipo de error o notificación de
volúmenes negativos, pues podrían generar problemas en la simulación.
Luego se visualiza el enmallado del liner para comprobar que no hallan errores en
su geometría.
DisplayÆGrid
Figura 217: Visualización del enmallado del liner
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
253
Figura 218: Selección de las superficies
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Figura 219: Visualización de las superficies
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Luego se escala el modelo.
254
GridÆScale
Figura 220: Escalamiento del modelo
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Se selecciona el tipo de unidad en el que fue dimensionado el modelo, que este
caso fue dimensionado en milímetros.
Luego se hace clic en el botón Scale y se cierra el panel.
Figura 221: Selección del tipo de unidad
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
255
Luego se deben establecer las condiciones de simulación de la fase continua es
decir, del gas.
DefineÆModelsÆSolver
Figura 222: Condiciones de simulación
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Allí se escoge la opción de un modelo 2D axi-simétrico, lo que significa que este
modelo en particular, es simétrico con respecto al eje, por lo que se presume lo
que se simule en la mitad del modelo tendrá el mismo efecto igual en la otra mitad.
Luego se hace clic en OK para cerrar el panel.
Figura 223: Modelo 2D axi-simétrico
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa FLUENT
256
Luego se activa el tipo de modelo matemático predeterminado para modelos
turbulentos (k-epsilon) que maneja el software.
DefineÆModelsÆViscous
Figura 224: Modelo matemático predeterminado
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Figura 225: Modelo turbulento (k-epsilon)
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa FLUENT
Luego se debe activar el modelo químico del PDF que creo anteriormente.
257
DefineÆModelÆSpecies
Figura 226: Modelo químico del PDF
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Se selecciona el modelo no-premezclado, que se usa par poder examinar la
evaporación y la combustión del Kerosén líquido en la cámara de combustión de
Allison 250, y a la vez el modelo de fase dispersa (Dispersed Phase Modeling) que
brinda FLUENT para simular conjuntamente el flujo de aire y el combustible líquido
en spray.
Figura 227: Selección del modelo no-premezclado
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa FLUENT
258
Después emergerá una ventana en la que se debe cargar el archivo .pdf que se ha
creado anteriormente que contiene las tablas de datos del sistema no adiabático
calculado anteriormente en el preprocesador prePDF.
Figura 228: Cargar el archivo .pdf
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa FLUENT
Allí el programa carga y activa todas las condiciones que fueron establecidas en
el preprocesador. Luego emerge una advertencia que notifica que algunas
propiedades de materiales o métodos han cambiado. También se activa
automáticamente la ecuación de la energía debido a que es un sistema no
adiabático, así que no es necesario entrar al respectivo menú para activarla
manualmente.
Figura 229: Cargar el archivo
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
259
Ahora se debe beberá seleccionar el tipo de modelo de simulación, que para este
caso es de fase discreta (Discrete Phase). Este modelo predice las trayectorias de
cada gota de combustible, cada una representando una línea de flujo (o flujo
másico) de combustible. El calor, el momento, y la transferencia de masa entre el
combustible líquido y el flujo de aire serán incluidas por medio de la iteración de la
fase discreta de las trayectorias y las ecuaciones continuas de la fase del gas.
DefineÆModelÆDiscrete Phase
Figura 230: Fase discreta
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
En la ventana emergente se debe activar la interacción de la fase continua, esta
opción habilita el acople entre la fase discreta de las trayectorias (a lo largo de el
calor y la transferencia de calor desde y hacia las gotas), permitiendo así la
interacción entre en combustible y el aire. En este parámetro, el tutorial del
software aconseja utilizar un valor de iteraciones de 5, pero se podría aumentar si
el enmallado es demasiado grande, pero en muchos modelos es más benéfico
disminuir este valor.
Se debe establecer un valor máximo de iteraciones de las trayectorias de las
partículas en el tiempo, para este caso se asume un valor de iteración de 10000,
siendo un numero ideal según el tamaño del enmallado realizado.
260
Luego se debe establecer el factor de longitud de escala, que será
automáticamente programado si se selecciona la opción de Lenght Scale.
Figura 231: Factor de longitud de escala
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Se debe ahora crear el inyector de la fase dispersa usado en la simulación. Para
ello el flujo de las gotas de combustible líquido es definido en las condiciones
iniciales, y describe cómo las gotas entrarán a la línea de flujo de aire. FLUENT,
usará estas condiciones iniciales como el punto de arranque para los cálculos de
trayectoria.
Define Æ Injections
Figura 232: Inyector
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
261
Ahora se debe hacer clic en el botón crear (Create) para establecer las
condiciones iniciales en el inyector para la simulación en la nueva ventana
emergente de las Propiedades del Inyección (Set Injections Propierties).
Figura 233: Propiedades de inyección
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa FLUENT
En la ventana se establece el tipo de inyección, que para este caso, es Surface,
debido a que cuando se definieron las condiciones del modelo en GAMBIT, se
estableció que una de las paredes es el inyector, y se ha denominado con el
nombre fuel.
Luego se debe establecer el tipo de combustible que se esta inyectando al
sistema, para este caso en particular se debe seleccionar el kerosén.
Después se debe establecer la distribución de diámetro (Diameter Distribution),
que para este caso se selecciona de tipo uniforme debido a que no hay variación
de diámetros en el inyector, pues es 100 micrones.
También se establece los componentes de velocidad a las que el combustible sale
del inyector. Para esto se asume una velocidad en de 100 m/s y una velocidad de
57,69 m/s, estas equivalen a un ángulo de inyección de 30 grados con respecto al
eje longitudinal del modelo.
Luego se debe establecer el diámetro del inyector, que según la geometría del
mismo es de 0,0249 m.
262
Figura 234: Tipo de inyección
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa FLUENT
Por ultimo de selecciona el flujo másico, que para el caso que se desea analizar
es 0.03 kg/s según las condiciones operacionales especificadas por el fabricantes
para un régimen de máxima potencia del motor utilizado en un decolaje.
Se debe establecer la temperatura a la que el combustible es inyectado, que para
el caso del kerosén será de 1088.55°K
También se selecciona la opción de escalar la rata de flujo según el área de la
superficie del inyector (Scale Flow By Face Area), para poder ajustar aun más los
resultados a la geometría de la cámara.
263
Figura 235: Temperatura de inyección
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa FLUENT
En la pestaña de dispersión turbulenta (Turbulent Dispersion), se debe activar el
modelo estocástico, que se basa en modelos estadísticos para realizar una
distribución del combustible líquido de forma que se asemeje a la realidad, y no
siga un patrón especifico y único, sino por el contrario sea único para este modelo,
haciendo variaciones mas realistas según cálculos de probabilidad que realiza el
programa. Se establece como numero predeterminado de intentos (Number Of
Tries) un valor de 10 y una escala de tiempo de 0.15 (Time Scale Constant), que
se usa como intervalo de tiempo entre una iteración y otra.
264
Figura 236: Activación del modelo estocástico
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa FLUENT
Lugo se debe cerrar el panel haciendo clic en OK.
Se procede entonces a definir los materiales que intervienen en las fases de
simulación. Todos los materiales termodinámicos, incluyendo la densidad, calor
específico y transformación de entalpías, son extractadas de las bases de datos
prePDF. Estas propiedades son transferidas a FLUENT como material mezcla-pdf
(pdf-mixture material), pero de igual forma la viscosidad y la conductividad térmica
deben ser definidas, pues estos dos parámetros no son calculados en el pdf.
265
DefineÆMaterials
Figura 237: Definición de materiales
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Figura 238: Selección de materiales
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa FLUENT
266
Aquí, la viscosidad y la conductividad térmica se asumen como valores constantes
para el aire, una asunción que es adecuada puesto que se espera que el modelo
turbulento domine. Por esto basado en características del aire, se establece una
conductividad térmica de 0.025 w/m*h1 y las viscosidad de 2e-05 kg/m*s.
Luego se debe hacer Clic en Change/Create
Luego en el menú de tipo de material (Material Type), se selecciona la partícula
inerte (Inert-Particle), que es donde se debe establecer que tipo de material se va
a usar, en este caso es kerosén líquido.
Figura 239: Selección de partícula inerte
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa FLUENT
Luego se debe hacer clic Change/Create y se cierra el panel.
Ahora se deben definir las condiciones limite (Boundary Conditions) de la
simulación.
DefineÆBoundary Conditions
1
Valor tomado de http://www.fisicanet.com.ar/fisica/termodinamica/tb03_conductividad.php
267
Figura 240: Condiciones Limite
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Figura 241: Zonas
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa FLUENT
Ahora se deben especificar las condiciones de cada una de las zonas,
empezando por la de entrada, que en este caso se ha definido como air intake. Al
seleccionar esta zona, debe aparecer velocity inlet como el tipo de zona que se ha
preestablecido en GAMBIT. Luego se hace clic en Set para establecer las
condiciones.
268
Figura 242: Condiciones de velocidad de entrada
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa FLUENT
Basado en la grafica 28, se ha establecido una velocidad 91.4 m/s
Se debe establecer la temperatura a la que el aire ingresa al sistema, según lo
deducido en los cálculos termogasodinámicos, se define como 514,76°K.
Se debe ahora establecer el diámetro hidráulico, que para la entrada es igual a
0,14 m.
Luego se hace clic en OK y se cierra el panel.
Figura 243 Establecimiento del diámetro hidráulico y de la temperatura a la que el
aire ingresa.
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa FLUENT
Luego se deben establecer los parámetros para la zona de salida, que para este
caso se ha definido como air outlet. Al seleccionar esta zona, debe aparecer
269
pressure outlet como el tipo de zona que se ha preestablecido en GAMBIT. Luego
se hace clic en Set para establecer las condiciones.
Figura 244: Parámetros de salida
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa FLUENT
Se establece la presión de salida, calculada en la teorización del motor en el
análisis termogasodinámico, en el cual se encontró que la presión a la salida de la
cámara es de 554570 Pa.
Además se debe definir la temperatura a la que se presume van a salir los gases
basados también en los cálculos termogasodinámicos y que es de 910°K.
También se establece el diámetro hidráulico como de 0,028 m a la salida.
Luego se hace clic en OK y se cierra el panel.
Figura 245: Parámetros de salida
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa FLUENT
270
Luego se establecen las condiciones para la salida del combustible, en este caso
se había definido la zona como fuel y el tipo como entrada de flujo másico (Mass
Flow Inlet), entonces se debe hacer clic en Set, para establecer las condiciones
del combustible.
Figura 246: Condiciones del combustible
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa FLUENT
Ahora se establece el flujo másico de entrada que corresponde a 0,03 kg/s según
las condiciones operacionales especificadas por el fabricante para un régimen de
máxima potencia del motor utilizado en un decolaje.
Se establece la temperatura a la que el combustible ingresara al sistema. Como se
había mencionado anteriormente se asume como 1088, 55°K, debido a que a esta
temperatura el kerosén, debe inflamarse por un efecto de auto ignición.
También se debe establecer el diámetro hidráulico del inyector que es de 0,0249
m.
Figura 247: Parámetros del mass flow del combustible
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa FLUENT
271
Se establece ahora el tipo de fase discreta que se va a utilizar, como no se espera
que las gotas de combustible viajen suficientemente lejos para golpear la pared
del combustor. Se escoge entonces la opción de Trap, que establece una
evaporación antes de ser inyectado el combustible, y así garantizar que salga
totalmente vaporizado del inyector.
Luego se hace clic en OK y se cierra el panel.
Ahora se debe programar el campo de solución, para inicializar la iteración.
SolveÆInitializeÆInitialize
Figura 248: Inicializar simulación
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Se debe seleccionar la zona desde la que va a realizar el análisis, para este caso
se toma desde la entrada a la cámara (Air Intake).
Se establece ahora la presión de entrada al sistema, definida anteriormente el los
cálculos termogasodinámicos como 596312 Pa.
Luego se debe hacer clic en el botón de inicializar (Init) y se cierra el panel.
272
Figura 249: Panel para establecer las condiciones de simulación
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa FLUENT
Ahora se debe habilitar que se realice un plot de los resultados residuales residuos
durante el cálculo de la solución hasta que haya una convergencia de todos los
parámetros y llegue a una solución final.
SolveÆMonitorsÆResiduals
Figura 250: Opción para habilitar el trazado de los resultados residuales
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Ahora se activar la opción de plot en la ventana emergente.
273
Figura 251: Panel de monitores residuales
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa FLUENT
Ahora se debe guardar el archivo que contiene todos los parámetros que se han
programado hasta ahora.
FileÆWriteÆCase
Figura 252: Guardar los parámetros de simulación
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
274
En la ventana emergente se debe especificar la ubicación del archivo y el nombre.
Luego se debe cerrar la ventana haciendo clic en OK.
Figura 253: Panel para guardar el archivo de simulación.
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa FLUENT
Ahora se debe inicializar la iteración para calcular los resultados.
SolveÆIterate
Figura 254: Menú de Iteración
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Se establecen 500 iteraciones y se procede a iterar
275
Figura 255: Panel de iteración
Fuente: Elaborado en el presente trabajo. Programa FLUENT
Mientras se lleva a cabo la iteración de parámetros el software muestra una
ventana con los resultados residuales en un plano cartesiano.
Figura 256: Resultados residuales
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Cuando el software, ha encontrado una solución en la que todos los parámetros
convergen en un punto mostrara un mensaje que dice “Solution is Converged”.
276
Figura 257: Convergencia de la solución
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
FLUENT ha encontrado una solución que converge a las 421 iteraciones.
Ahora se pueden visualizar los resultados.
DisplayÆContours
Figura 258: Menú de Contornos
Fuente Elaborado en el presente trabajo
277
Ahora se pueden seleccionar las diferentes opciones de visualización.
Figura 259: Panel de opciones de contornos
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Resultados de la Simulación
•
Contornos de presión:
-
Presión Estática:
Figura 260: Contorno de presión estática
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
278
En esta Figura se pueden apreciar rangos de presión que van desde 519000 Pa
hasta 552000 Pa, donde se puede diferenciar que la presión mayor es la que se
tiene en la entrada del modelo, debido a que es donde se asume el aire esta
ingresando con una alta presión estática imprimida a él por el trabajo que ha
realizado el compresor, y se puede ver una caída de presión a la salida de la
cámara de combustión; que es lógica debido a que sufre un efecto de perdida de
la misma afectando negativamente el empuje del motor, sin embargo los valores
mas comunes de perdida de presión oscilan entre un 2 y 8 por ciento, siendo para
este caso un valor de 5,97%. Esta pequeña caída de presión principalmente esta
dada en el proceso de difusión del aire, también por la fricción del fluido con las
paredes del sistema y por ultimo por el proceso de aceleración que se le imprime
al gas en la combustión
En un modelo ideal se esperaría llegar a entregar a la turbina un gas con una
energía potencial tan aproximada como sea posible a la que teóricamente puede
generar la cámara. Pero al ser un modelo que se presume como real cumple con
los valores más comunes para este tipo de pérdida de presión de la cámara de
combustión.
-
Presión Dinámica
Figura 261: Contorno de presión dinámica
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
279
La presión dinámica evidencia una aceleración del fluido debido a la combustión,
que concuerda con la relación de densidad y velocidad que definen el concepto de
presión dinámica.
-
Presión Total
Figura 262: Contorno de presión total
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
•
Contorno de Densidad
-
Densidad Total
Figura 263: Contorno de densidad total
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
280
La Figura muestra la densidad del en la cámara, donde si se analiza la entrada se
alcanza un valor máximo de esta debido a ser una área divergente, es decir, el
área trasversal aumenta, viéndose reflejado un aumento en la densidad. Si se
analiza desde el inyector, donde se lleva a cabo la combustión hasta la salida
donde los gases escapan hacia la turbina, hay un aumento de la densidad debido
a un incremento de la velocidad proporcionado por la combustión, igualando el
valor máximo alcanzado en la entrada al sistema.
•
Contornos de Velocidad
-
Magnitud de Velocidad
Figura 264: Contorno de magnitud de velocidad
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
El contorno de velocidad muestra la aceleración gradual del flujo desde la entrada
del sistema hasta la salida de la cámara, debido a la aceleración que se produce
en la combustión.
281
-
Función de Corriente
Figura 265: Contorno de función de corriente
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Esta Figura muestra el comportamiento del flujo dentro de la cámara de
combustión, en la cual se puede apreciar un punto de estancamiento donde el flujo
no circula, es decir hay efecto de vorticidad, debido a las altas velocidades que allí
se manejan y la geometría de ducto.
•
Contornos de Temperatura
-
Temperatura Estática
282
Figura 266: Contorno de temperatura estática
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
-
Temperatura Total
Figura 267: Contorno de presión total
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
283
Los contornos de temperatura estática y total son iguales, y se puede apreciar una
máxima temperatura donde se produce la inflamación del combustible, mas
exactamente a la salida del inyector. De allí se generan algunas ondas térmicas
que tienen valores de temperatura significativamente más bajos. A la salida de la
cámara se tiene una baja temperatura en relación con la que se evidencia en la
parte del inyector, esto se debe al efecto de refrigeración que se lleva a cabo por
el aire que ingresa proveniente del compresor. También se puede observar como
la llama se posiciona hacia el centro de la cámara debido también al efecto del
aire que ingresa a esta, evitando así el contacto directo de altas temperaturas con
las paredes de la cámara.
•
Contornos de Turbulencia
-
Intensidad
Figura 268: Contorno de intensidad de turbulencia
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
La Figura de intensidad de turbulencia muestra una zona donde hay una mayor
proporción en porcentaje de turbulencia, esto se traduce en la creación de una
recirculación que es benéfica para la estabilidad de la llama.
•
Vectores de velocidad
DisplayÆVectors
284
Figura 269: Menú para visualizar vectores
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Figura 270: Panel de opciones de vectores
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
285
Figura 271: Contorno de vectores de velocidad
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Esta Figura es otra forma de visualización de los vectores de velocidad presentes
en la cámara de combustión.
•
Líneas de Trayectoria (Path Lines)
DisplayÆPath Lines
Figura 272: Menú de líneas de trayectoria
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
286
Figura 273: Panel de opciones de líneas de trayectoria
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Figura 274: Líneas de trayectoria
287
Fuente: Elaborado en el presente trabajo
Estas figuras muestran las líneas de trayectoria presentes en la cámara de
combustión; en ella se pueden apreciar tanto las líneas de entrada como las de
salida, y como interactúan mutuamente en el proceso. Se muestran claramente los
diferentes puntos de estancamientos en la cámara, además de la formación de
recirculación de flujo, que sirve como estabilizador de la llama.
288
4.7 IMPACTO DEL HIDRÓGENO EN EL MOTOR
El normal funcionamiento del motor se ve afectado directamente en la zona de la
cámara de combustión, debido a que allí es donde suceden los principales
cambios respecto a la operación cuando se utiliza el kerosén como combustible,
pues como se ha mencionado con anterioridad el uso del hidrógeno,
principalmente lleva consigo aumentos considerables de temperatura, en los que
se puede llegar a ver comprometida la integridad de la cámara, ya que el material
con el que esta construida no esta diseñado para temperaturas tan altas.
También se consideran algunos problemas de corrosión en las superficies que
entran en contacto con los productos de la combustión con hidrógeno, como es el
vapor de agua; elemento que es altamente corrosivo.
En la sección de la turbina, se puede analizar que podría sufrir problemas
generados también por las altas temperaturas, aunque en un menor grado debido
a que la descarga de los gases calientes, tendrá temperaturas por debajo de la
temperatura que se desarrolla dentro de la cámara, ya que el sistema de
refrigeración actuara disminuyéndolas. Según los resultados de contornos de
presión que muestra la simulación, se puede decir que habrá el suficiente aire
para estabilizar la llama hacia el centro de la cámara de combustión, evitando así
el contacto directo de esta con la llama producida.
Como para la combustión del hidrógeno se necesita una cantidad de aire mayor
que con el uso del kerosén, el consumo especifico de combustible se vera
disminuido para conservar un equilibrio estequiométrico, y así llevar a cabo el
proceso de combustión, obteniendo mayores valores de potencia reducida al eje
con una menor cantidad de combustible, siendo esta una de las principales
ventajas del uso del hidrógeno.
En cuanto a la llama se puede deducir que el hidrógeno al poseer velocidades de
llama mayores que el kerosén en cuanto a relaciones estequiometricas, puede
llegar a acercarse mas a un ciclo termodinámico ideal en el motor, viéndose
reflejado en un aumento del rendimiento del motor.
En lo que respecta al sistema de inyección de combustible del motor, es necesario
reconsiderar el diseño del mismo, debido a que su configuración original no es la
mas adecuada para el uso del hidrógeno, se debe pensar entonces en un nuevo
tipo de aspersor o también readecuar las presiones, velocidades y flujo másico
que se inyectan en la cámara para así garantizar la cantidad adecuada de
combustible para llevar acabo procesos de combustión ideales, pues de no ser
así, podría llegar a alterar la mezcla, además de presentarse el caso en que habrá
mucho combustible para la cantidad de aire que esta suministrando el compresor,
haciendo la mezcla pobre, que no es lo mas adecuado para modelos de
289
combustión con hidrógeno, donde este se comporta mejor con mezclas ricas en
aire.
En cuanto a la sección de compresión, no se vera afectada de una forma directa,
pues tendrá un funcionamiento normal y totalmente comparable a cuando hay uso
de kerosén, esto si se desea conservar la configuración original del motor, pero si
se quiere no alterar notablemente la zona caliente del motor, se debe considerar
un rediseño tanto de las zonas de entrada de aire del motor como la zona de
compresión, en las que se debe garantizar un mayor flujo másico de aire, para
satisfacer el gasto de aire demandado por la cámara y así cumplir con el equilibrio
estequiométrico necesario para cumplir con la condición de mezcla pobre, para
este tipo de mezcla, el aire tendrá una mayor proporción que el combustible,
También existen problemas que no afectan directamente al motor, pero si a la
configuración de la aeronave, y es el hecho de que el hidrógeno tiene un volumen
cuatro veces mayor al del kerosén, siendo esta una limitante de su uso, pues se
requiere un rediseño de los tanques de combustible, que conlleva a alteraciones
de tipo estructural, además de tener en cuenta nuevos sistemas para el manejo
del sistema de combustible de la aeronave, como pueden ser precalentadores que
sirven para ayudar a cambiar de estado, pues en su almacenaje en los tanques
debe mantener un estado criogénico, es decir a muy bajas temperaturas, ya que
se ha comprobado que este combustible es inestable a temperaturas ambiente.
4.8 MATERIAL DE LA CAMARA DE COMBUSTION
Teniendo en cuenta los resultados obtenidos durante el proceso investigativo
llevado a cabo durante la teorización del motor, por medio de los cálculos
termogasodinámicos y de las simulaciones generadas en FLUENT, se pueden
determinar algunas características operativas en las cuales el sistema opera
normalmente, y si se quisiera implementar el hidrógeno como combustible, se
deben cumplir ciertos requerimientos en cuanto a su composición, pues las
condiciones para las que el motor fue diseñado pueden llegar a tener algunas
variaciones que podrían afectar su desempeño.
Dentro de las características que debe tener este componente del motor, se
encuentran condiciones tales como:
Resistencia del material a altas temperaturas, ya que puede llegar a alcanzar
temperaturas superiores a 1300 K, ya que solo para su ignición es necesaria esta
temperatura, y en el momento en el que el motor esta realizando su encendido,
cuando aun su funcionamiento es inestable se pueden llegar a alcanzar
temperaturas hasta de 1970 K.
290
Resistencia a la fatiga térmica, debido a que las superficies de la cámara
llegaran a tener contacto directo con las ondas térmicas generadas en el proceso
de combustión, sobre todo en el momento del encendido, cuando aun no es
estable la llama, y no esta ingresando el suficiente aire para refrigerarla. Es
importante saber que a la hora del encendido estas temperaturas alcanzan
temperaturas muy altas, y luego, una vez estabilizada la llama pueden llegar a
alcanzar temperaturas que oscilan entre 555 K y 634 K. Es de gran importancia
este factor debido a que se debe asegurar que el material resista los ciclos
térmicos a los que esta sometido y no llegue fallar por fatiga.
Resistencia a la oxidación y corrosión, pues en el proceso de combustión
llevado a cabo dentro de la cámara, en su mayoría los productos generados en
dicho proceso son vapor de agua y óxidos de nitrógeno principalmente. El vapor
de agua es un gran generador de corrosión y oxidación, especialmente en las
superficies de materiales metálicos, pues contribuyen a procesos de oxidación que
degeneran y debilitan el material de forma gradual. Además de esto los óxidos de
nitrógeno que aunque en proporción son bajos respecto a la cantidad de vapor de
agua, contribuyen igualmente a procesos de oxidación del material de la cámara.
Baja densidad, como es bien sabido en la aviación es de vital importancia
utilizar materiales de bajo peso, sin llegar a emplear materiales que posean
densidades que no puedan resistir la operación normal del motor.
En cuanto a la elección del material que se puede emplear, se deben tener en
cuenta que este debe poseer ciertas características de conductividad térmica, para
así aliviar los diferentes gradientes de temperatura que se presentan en la
operación, además de tener bajos coeficientes de dilatación térmica. Una ventaja
de las cámaras de combustión es que no tienen requerimientos en cuanto a
resistencia mecánica, es por ello que se pueden utilizar materiales de bajo calibre
para su construcción, mas aun cuando se llevan procesos de refrigeración por
convección con flujos de aire frió que circulan aliviando las altas temperaturas que
allí se presentan.
Basados en las anteriores condiciones y características, se pensó en utilizar el
Inconel 600, que ofrece las siguientes características:
291
Figura 275: Características de Inconel 600
Fuente: www.a-1wire.com/Alloys/Datasheets/Inconel600.htm
Es una aleación del níquel-cromo con una buena resistencia a la oxidación a altas
temperaturas y tiene una gran resistencia a agrietarse en condiciones de
esfuerzos generados por la corrosión. Además es resistente a la corrosión
ocasionada por el agua y elementos cáusticos. Utilizado para los componentes de
hornos, en el procesamiento de productos químicos, en ingeniería nuclear, y para
electrodos.
Limites de Composición Química %
Ni
Cr
Fe
C
Mn
S
Si
Cu
72.0
min.
14.0-17.0
6.0-10.0
0.15
max.
1.0
max.
0.015 max.
0.5
max.
0.5
max.
292
Densidad
8,47 (g/cm3)
Punto de
fusión
1413 (°C)
Coeficiente de dilatación
13,3 µ m/m °C a 21 - 93 °C
Tratamientos térmicos
Recocido de ablandamiento a 450 - 470 °C - 30-60 min.
Revenido de resorte
Límite de resistencia a la tracción
Recocido
Revenido de resorte
600 - 700 N/mm2
900 - 1150 N/mm2
Módulo de rigidez
75,6 kN/mm2
Módulo de elasticidad
206 kN/mm2
Temperaturas aproximadas de servicio
-200 °C a 340 °C
(Magnetismo ligero puede manifestarse a temperaturas inferiores a –120 °C )
Pero, a pesar de tener estas excelentes características que llegan a ajustarse a
las necesidades de operación que se tienen, la temperatura de operación en la
que puede desempeñarse, no alcanza los limites necesarios, pues las operaciones
a las que se somete este elemento del motor son bastante altas, como se expuso
anteriormente.
Así que se opto por una aleación Haynes 240 que esta compuesta por aluminio,
cromo, níquel y acero y posee excelentes características de resistencia a la
oxidación.
293
Este material esta diseñado, para brindar una optima resistencia a la oxidación en
medios en los que hay altas temperaturas, esta diseñado de tal forma que en
temperaturas elevadas, se lleve a cabo un proceso de oxidación con la aleación y
el oxigeno, en el cual se produce el elemento conocido como Alumina (Al2O3) que
actúa como protector de los demás reactantes que podrían degenerar el material;
característica que es primordial para el caso del uso de hidrógeno como
combustible. Esta diseñado para soportar temperaturas de operación superiores a
los 1750°F (1227,59 K) y muestra resistencia a la oxidación por encima que
materiales similares que también puedan trabajar a altas temperaturas.
Este puede ser utilizado para exposiciones de tipo continuo a gases de
combustión o aire a temperaturas superiores a los 2300°F (1533 K).
La composición química en porcentaje de peso de la aleación Haynes 240 es:
NI
Cr
Al
Fe
Mn
Si
Zr
C
B
Y
75
16
4.5
3
0,5
0,2
0,1
0,05
0,01
0,01
Densidad
(g/cm3)
8.05
Punto de Fusión (°C)
1400
Coeficiente de dilatación
13.3 µ m/m °C a 25-100°C
Limite de resistencia a la tracción
Annealed
950 - 1100 N/mm2
Spring Temper
1300 - 1700 N/mm2
294
Modulo de rigidez
83.8 kN/mm2
Modulo de Young
218 kN/mm2
Temperaturas de Servicio
-200 to +1100°C
295
5. CONCLUSIONES
El objeto de la investigación no es establecer cómo debe implementarse el
hidrógeno como combustible, sino dar unas pautas de operación básicas basados
en el análisis del comportamiento del combustible en el motor, que sirvan como
punto de partida en un proceso de adaptación de este combustible a futuro.
Como resultado de la investigación se concluye principalmente que este
combustible es viable para su utilización en procesos de combustión, debido a sus
excelentes características de bajo consumo para obtener grandes beneficios. Por
ejemplo, si se compara el uso del hidrógeno con respecto al kerosén, se puede ver
que para un menor consumo especifico de combustible utilizando hidrógeno, se
obtendrán valores mayores de potencia que en el caso del kerosén, que para un
consumo especifico de combustible mayor obtendrá valores menores de potencia.
Al revisar las propiedades del hidrógeno en cuanto a su reacción con el oxigeno,
se puede establecer que gracias a las propiedades del primero se necesitara mas
aire para realizar la combustión, es decir que habrá mucho mas aire y menos
combustible, justificando así la disminución del consumo del mismo, por ende una
reducción significativa de costos de operación.
Con la actual situación de los elevados precios del petróleo a nivel mundial, surge
la necesidad implementar nuevas alternativas que cumplan con las funciones
energéticas que ha venido desempeñando el petróleo hasta hoy, siendo el
hidrógeno una buena alternativa para este fin.
En cuanto al desempeño del hidrógeno dentro del sistema de combustión del
motor, se pudo observar que este posee ciertas características especiales debido
a su naturaleza, como lo puede ser el hecho de que es un elemento que
originalmente se encuentra en estado gaseoso y por ello, a la hora de aplicarlo
como combustible en su interacción molecular con el aire, la mezcla de ambos
elementos será mas sencilla debido a que ambos se encuentran en estado
gaseoso, logrando así una mezcla mas uniforme.
Otra característica a tener en cuenta en el uso del hidrógeno es que posee una
velocidad de llama
mayor que la del kerosén, a ciertas relaciones
estequiometricas, lo cual brinda cierta ventaja frente a otros combustibles, ya que
se asemeja a un ciclo termodinámico ideal.
296
La combustión del hidrógeno lleva consigo aumentos considerables de
temperatura en relación a otros combustibles, extralimitando la operación actual
del motor, creando así la necesidad de pensar en alternativas en cuanto a
materiales y procesos de refrigeración; aunque de acuerdo a la simulación, se
observa que las temperaturas una vez estabilizada la llama no serán tan altas y no
tendrán contacto directo con la superficie de la cámara, existirán momentos en los
cuales hay picos de temperatura que afectaran considerablemente al material de
la cámara, por ejemplo en el encendido del motor. Es por ello que se concluye que
es necesario realizar una selección de nuevos materiales que cumpla con los
requerimientos necesarios para así poder aplicar el hidrógeno como carburante.
Planteando la alternativa de usar una súper aleación de Níquel, que es conocida
comercialmente como HAYNES 214, que cumple con los requerimientos
establecidos como resultado de las simulaciones realizadas.
Se dedujo que el hidrógeno proporciona a la mezcla una nueva serie de elementos
residuales que influyen en gran medida en el desempeño del motor, ya que el
principal producto de esta reacción es el vapor de agua (H2O), que a largo plazo
contribuirá con la degeneración del material debido a que es un agente oxidante
generador de corrosión, siendo otro argumento para la selección de otro material
para su construcción.
Asumiendo las emisiones que puede producir esta nueva alternativa energética,
se puede considerar que el hidrógeno contribuye a un mejoramiento ambiental
debido a que en comparación al kerosén contamina en menor proporción, y
aunque a su vez produce otros elementos como óxidos de nitrógeno (NOx), estos
se producirán en menor proporción, siendo esta una gran ventaja desde el punto
de vista ambiental. El kerosén presenta ciertas propiedades en cuanto al tipo de
mezcla que se utilice, es decir, cuando se realiza un proceso de mezcla pobre, se
presenta el fenómeno de producción de hidrocarburos en mayor proporción en los
productos de la combustión, estos afectan negativamente el ambiente,
contaminándolo y debilitándolo, de igual manera se producirán estos
hidrocarburos cuando se utiliza una mezcla rica , pero serán en menor proporción
gracias a que mas moléculas del combustible reaccionaran con las del aire debido
a los procesos de recirculación de la cámara.
El hidrógeno posee otra característica que infiere en gran medida a la parte
ambiental, y es el hecho de que posee gran facilidad para diluirse en el ambiente,
pues en el caso de haber una mezcla rica en donde no se consuma en su totalidad
el combustible, los productos de combustión que contengan partículas de
hidrógeno sin reaccionar, simplemente se disolverán en el ambiente. Siendo esta
una ventaja en casos en los que existan fugas ya que las condiciones inseguras
pueden ser disminuidas. En conclusión se puede decir que el hidrógeno surge
como una excelente alternativa ante las normatividades ambiéntales vigentes, que
limitan en gran medida el uso de otros combustibles.
297
En cuanto al uso del software de simulación, se adquirió y se logro comprender
algunos parámetros de funcionamiento de FLUENT que a pesar de ser un
programa complejo en cuanto a su funcionamiento, debido a que utiliza modelos
matemáticos y funciones especializadas para el análisis de la combustión, se
obtuvieron simulaciones lógicas que nos dieron un punto de referencia para
analizar y comprender mejor el proceso que puede tener la combustión, que para
este caso, se hizo con dos tipos de combustibles, obteniendo las siguientes
conclusiones de los resultados arrojados en las simulaciones:
En comparación a los valores obtenidos a partir de las simulaciones realizadas
para la utilización de cada uno de los tipo de combustibles estudiados, se pudo
determinar que en cuanto a la presión estática no hay un cambio significativo en
los rangos de perdidas de presión, pues a la entrada de la cámara se asumió el
mismo valor de entrada de presión, que es la que se obtiene gracias al trabajo de
compresión, donde el valor teórico calculado correspondía a 596312 Pa, pero el
software asemeja a un modelo real arrojando una presión a la entrada de 552000
Pa, en ambos casos; la diferencia se evidencio a la salida de la cámara donde
para el caso del hidrógeno hubo una caída de presión de un 5,07% (524000 Pa)
en comparación al kerosén que tiene una caída de presión de 5,97% (519000 Pa).
Esta caída de presión es generada por efectos fiscos, como son el proceso de
difusión ocurrido desde la salida del compresor hasta la entrada de la cámara,
además de la fricción con las paredes del sistema y la aceleración que sufre el aire
en el proceso de combustión.
Teóricamente el hidrógeno posee una mayor velocidad de llama que el kerosén, lo
cual debería evidenciarse en una aceleración del flujo a la salida de los gases.
Pero en contraste, la simulación determino que al establecer las condiciones y
parámetros de operación normales del motor, el hidrógeno muestra una presión
dinámica menor a la salida de la cámara que el kerosén, esto se podría explicar
debido a las condiciones de mezcla a las que se ha realizado la simulación,
siendo un factor determinante en el proceso de combustión, pues en cierta medida
determina si hay una combustión completa o incompleta.
La densidad evidencia una notable diferencia entre ambos combustibles, el
hidrógeno presenta una mayor proporción de incremento solo a la salida de la
combustión, lo cual relaciona un aumento de velocidad sufrido por los gases a la
salida de la cámara, sin que esto signifique que alcance valores cuantitativos
superiores a los alcanzados por el kerosén. El contorno de densidad en la
simulación del kerosén, muestra valores de proporción mas bajos, sin embargo, se
verán igualados tanto a la entrada como a la salida, de lo que se infiere que en la
entrada hay una mayor densidad debido a la divergencia del ducto, y en la zona
de combustión el aumento se debe al incremento de la velocidad generada por la
combustión. También se puede concluir que el salto de velocidad no es
significativamente alto en relación al hidrógeno, donde se lleva un proceso mas
298
gradual, pues los valores máximos de densidad se alcanzan únicamente en la
salida de la cámara.
La velocidad desarrollada en la cámara de combustión, muestra una aceleración
gradual del fluido que concluye con el aumento final de velocidad a la salida de la
misma; aunque teóricamente al aplicar hidrógeno se esperaba un aumento mas
significativo respecto al kerosén, en encontraste la simulación evidencia el efecto
contrario, en donde el kerosén alcanzo un valor mayor de velocidad a la salida de
la cámara, mientras que el hidrógeno aunque también mostró un incremento como
se esperaba, no supero la velocidad del kerosén.
Debido a las altas velocidades que se manejan en la operación del motor, se
evidencia un punto de estancamiento en ambas simulaciones, generado por
efectos de vorticidad del flujo, además de ser la geometría un factor determinante
en la generación de este. Este estancamiento ocasiona un efecto de taponamiento
el cual obstruye el flujo normal y continuo de aire que seria ideal para así
garantizar el gasto requerido por la cámara para llevar a cabo la combustión.
Aunque para esto es deseable tener efectos turbulentos, en exceso esto puede
volverse contraproducente para el buen desempeño del motor. Si se observan las
simulaciones, se puede deducir que el hidrógeno presenta un efecto de vorticidad
menor que el del kerosén, debido a que la velocidad de combustión del hidrógeno
es mayor en teoría, que la del kerosén, es por ello que se evacua mas
rápidamente el aire cuando se utiliza hidrógeno y por ende el aire que circula
llegara de manera mas fácil y rápida a la cámara que con el uso del kerosén, no
contribuyendo a aumentar el vortice.
Las temperaturas generadas durante el proceso de combustión son
evidentemente distintas, debido a que el hidrógeno tiene un mayor poder calorífico
que el kerosén, por lo que se esperaría que teóricamente las ondas de expansión
térmica debieran ser mas extensas, hablando en términos de longitud y
temperatura, pero una vez mas se pone en manifiesto que al aplicar las
condiciones normales de operación del motor, el hidrógeno se comporta de una
manera mas conveniente, debido a que alcanza una temperatura superior a la del
kerosén, y sin embargo presenta una baja temperatura a la salida de los gases, lo
cual es benéfico para los materiales de la turbina, pues no tendrán que soportar un
choque térmico tan elevado como se presuponía. En el caso del kerosén, la
temperatura mas alta alcanzada es notablemente mas baja que la del hidrógeno,
pero las ondas térmicas generadas por este muestran unas temperaturas mas
altas además de longitudes mas extensas.
El contorno de intensidad de turbulencia pone en evidencia que para ambos tipos
de combustible, se genera un buen porcentaje de ella, garantizando así una
estabilidad adecuada de la llama, además de beneficiar el proceso de la
combustión, ya que esto indica el consumo en gran parte de aire que entra a la
cámara.
299
En conclusión, el hidrógeno es una buena alternativa energética, y aunque esta es
una de las fases iniciales en el proceso investigativo, ya se puede vislumbrar una
alta viabilidad para su implementación tanto en la aeronáutica como en otros
campos. Cabe anotar que ya antes se habían realizado investigaciones
estudiando el comportamiento, desempeño, factibilidad economica, entre otros,
que demuestran también, su gran variedad de aplicaciones energéticas a favor del
medio ambiente y como alternativa para un cambio del sistema económico
mundial actual que se basa en los hidrocarburos de tipo fósil, como el petróleo que
con los años ira escaseando ya que estadísticamente se prevé que la reserva
mundial se acabara aproximadamente en 50 años. Por ello es bueno prever este
hecho estudiando desde ya nuevos combustibles que puedan suplir la demanda
actual.
300
6. RECOMENDACIONES
Para una optima implementación del hidrógeno en la cámara de combustión del
motor Allison 250, se deben tener en cuenta ciertas consideraciones de tipo
técnico, debido a que durante el proceso que se llevo a cabo en esta
investigación, se evidenciaron ciertas falencias del diseño actual, pudiendo
atribuirse a que el modelo simulado en 2D, no es el mas adecuado, por lo que se
sugiere realizar la simulación en 3D para asimilar mejor el fenómeno de
combustión, y así poder validar los resultados acá presentados.
Según la simulación realizada en esta investigación, existe la formación de ciertos
puntos de estancamiento y vorticidad en la cámara. Los parámetros
proporcionados a la simulación están basados de la teorización del motor por
medio de los cálculos termogasodinámicos, que se asemejan a las condiciones
reales de operación del motor según el fabricante, sin embargo, seria conveniente
hacer un análisis detallado que confirmara este fenómeno, debido a que cabe la
posibilidad que hayan discrepancias con lo que sucede en realidad, pues de
comprobarse este fenómeno, se podría llegar a pensar en un rediseño del ducto
que mejoraría en gran medida el rendimiento del motor.
Seria útil analizar el sistema de inyección, pues el utilizado en las simulaciones
acá realizadas no es detallado, y seria importante poder determinar su influencia
en la combustión, tal vez variando el tipo de aspersor, velocidad de inyección,
ángulo y flujo másico, para así abarcar mas detalladamente el análisis de este
fenómeno de combustión especifico.
En cuanto al rediseño que este proyecto menciona como alternativa, se sugiere
analizar los sistemas de refrigeración utilizados actualmente en la cámara, aunque
los resultados de la investigación proporcionan información acerca de unas bajas
temperaturas a la salida de la cámara, esto no quiere decir que en ningún
momento de su funcionamiento no puedan haber altas temperaturas que afecten
el material, ya que como se puede apreciar en las animaciones generadas desde
el software, existen lapsos de tiempo en los existen picos de temperatura que
tienen contacto directo con el material, hasta que la llama se estabiliza en su
totalidad, esto se puede observar en mayor medida en el momento de encendido
del motor.
Se debe hacer un estudio detallado del fenómeno de auto ignición del hidrógeno,
que incluya el manejo adecuado del combustible para su inyección en la cámara
de combustión como los requerimientos que este necesita para una buena
301
operación, ya que según lo desarrollado en la investigación, se concluyo que para
lograr la implementación del hidrógeno en la cámara, se deben hacer
modificaciones importantes en la configuración de la aeronave como lo es por
ejemplo el uso de nuevos tanques de almacenaje de combustible debido a el
volumen que ocupa el hidrógeno en comparación al kerosén. En cuanto al aspecto
de la auto ignición, el hidrógeno debe mantenerse bajo ciertas condiciones de
presión y temperatura que influirán en su velocidad de reacción, lo que conlleva a
preigniciones y auto igniciones que se podrían presentar antes de su inyección si
no se maneja adecuadamente este proceso y por ende se reflejara en problemas
de combustión.
302
BIBLIOGRAFIA
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1964.
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http://www.aeroforo.com/forum/archive/index.php/t-78.html
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http://www.avonaero.com/allison.htm
http://fluidos.eia.edu.co/fluidos/indexmf.html
http://www.repp.org/hydrogen/index.html
http://www.avinc.com/uav_lab_project_detail.php?id=92
http://www.fisicanet.com.ar/fisica/termodinamica/tb03_conductividad.php
http://www.personales.ya.com/universal/TermoWeb/Turbinas/Gas/PDFs/8Turbinasgas.pdf
304
ANEXOS
305
ANEXO A. CÓDIGO DEL SOFTWARE DE CÁLCULOS
TERMOGASODINAMICOS
//hlíquido.cpp
#include<stdio.h>
#include<conio.h>
#include<math.h>
#include<graphics.h>
//Definicion de constantes
#define Th 288.15 //temp a SL
#define Ph 101300 //presion a SL
#define Ma 0
//mach de vuelo
#define Kaire 1.4 //cte adiabatica del aire
#define Kg 1.33
//cte adiabatica de los gases
#define lambda 0.6
#define phi 0.96
#define Rg 289.3 //cte universal de los gases ¨R=Rg?
#define lisent 1 //trabajo isentr¢pico
#define etac 0.85 //rendimiento compresor
#define R 287
//cte universal de los gases ¨R=Rg?
#define lcc 0.98 //rendimiento de combustion
//#define Lt 34.29
//valor demanda te¢rica del aire
#define sigmacc 0.93
//coef. global de recuperación total
#define etam 0.99 //rend. mecánico de la turbina del comp
#define vref 0.03 //gasto de aire relativos de refrig.
#define vsang 0.04
//gasto relativo de sangrado
#define etatt 0.91
//rendimiento de turbina
#define M4 0.4
//Mach en la turbina
#define etatlt 0.9
//rend. turbina libre
#define lts 0.98 //coef. de perdida de velocidad
#define vr 0.01
//gasto másico relativ.
#define etamtl 0.9
//rend. mecánico turbina libre
#define etared 0.98
//rend. de reducción
#define etap 0.85 //rend. propulsion
#define Nred 313.1939 //potencia reducida
int menu(long double v1, long double v2);
void grafsfc(long double x[], long double y[],int x0,int y0, int color);
void grafnrede(long double x[], long double y[],int x0,int y0, int
color);
//Funcion principal
int main(void)
{
int i=7,j;
int tarjeta, modo, error; //para modo grafico
int hm,vm;
306
int x1,y1,x2,y2,opcion=0;
long double paso,maxa=0,maxb=0,mina=1000,minb=1000;
long double k;
long double T3t,T3tuno,T3tdos,Hu,pictin[101],pict,Lt; //entradas por
usuario
long double SFCout[101], Nredeout[101];
//salidas a graficar
long double SFCoutdos[101],Nredeoutdos[101]; //salidas a graficar
long double
T1t,deltadif,P1t,ltec,P2,P2t,T2t,Cp,tau,alfa,P3t,let,pitt,P4t,T4t,P4tat,p
itlt,letl,T4tat,pitst,C5,T5,lr,Nres,Nrede,mc,SFC,etar,etat,eta0;
//calculadas
long double aux1,aux2,aux3; //auxiliares
FILE *archivo;
clrscr();
detectgraph(&tarjeta,&modo);
initgraph(&tarjeta,&modo,"");
error=graphresult( );
if (error)
{
printf("%s",grapherrormsg(error));
printf("\nEl programa no se pudo correctamente.\n");
printf("Verifique la presencia del archivo egavga.bgi en esta
carpeta.\n");
opcion=7;
getch();
return 1;
}
k=Kaire;
T3t=1310.92;
Hu=120000;
Lt=34.29;
while(opcion!=7)
{
if(opcion == 0 || opcion == 1)
{
printf("REGISTRO DE DATOS\n\n");
printf("Ingrese el valor de demanda teorica del aire 'Lt' (suele ser
34.29):\n\t");
scanf("%Lf",&Lt);
printf("Ingrese el poder calorifico del combusitble 'Hu' (suele ser
120000):\n\t");
scanf("%Lf",&Hu);
printf("Ingrese la temperatura de entrada a la turbina 'T3t' (suele
ser 1310.92):\n\t");
scanf("%Lf",&T3tuno);
printf("Ingrese un segundo valor de 'T3t':\n\t");
scanf("%Lf",&T3tdos);
307
}
if(opcion == 4)
{
printf("REGISTRO DE T3t\n\n");
printf("Demanda teorica del aire \tLt = %.2Lf\n",Lt);
printf("Poder calorifico del combusitble \tHu = %.2Lf\n",Hu);
printf("Temperatura de entrada a la turbina (valor 2) \tT3t=
%.2Lf\n",T3tdos);
printf("Ingrese primer valor de 'T3t':\n\t");
scanf("%Lf",&T3tuno);
}
if(opcion == 5)
{
printf("REGISTRO DE T3t\n\n");
printf("Demanda teorica del aire Lt = %.2Lf\n",Lt);
printf("Poder calorifico del combusitble Hu = %.2Lf\n",Hu);
printf("Temperatura de entrada a la turbina (valor 1) T3t=
%.2Lf\n",T3tuno);
printf("Ingrese segundo valor de 'T3t':\n\t");
scanf("%Lf",&T3tdos);
}
if(opcion == 6)
{
printf("REGISTRO DE RELACION DE COMPRESION\n\n");
printf("Demanda teorica del aire Lt = %.2Lf\n",Lt);
printf("Poder calorifico del combusitble Hu = %.2Lf\n",Hu);
printf("Temperatura de entrada a la turbina (valor 1) T3t=
%.2Lf\n",T3tuno);
printf("Temperatura de entrada a la turbina (valor 2) T3t=
%.2Lf\n",T3tdos);
printf("Ingrese la relacion de compresion: ");
scanf("%Lf",&pict);
printf("Ingrese la temperatura de entrada a la turbina: ");
scanf("%Lf",&T3tuno);
T3tdos=T3tuno;
}
paso=0.06;
for(i=0;i<101;i++)
{
pictin[i]=6+i*paso;
}
for(i=0;i<101;i++)
{
if(opcion != 6)
{
pict=pictin[i];
}
for(j=0;j<2;j++)
{
308
if(j==0)
{
T3t=T3tuno;
}
if(j==1)
{
T3t=T3tdos;
}
//inicio pagina 1
T1t=Th*(1+k/(k-1)*Ma*Ma);
aux1=(k-1)/(k+1)*lambda*lambda;
aux2=aux1;
aux1=1-aux1/(phi*phi);
aux2=1-aux2;
deltadif=aux1/aux2;
deltadif=pow(deltadif,k/(k-1));
aux1=(k-1)/2;
aux2=1+aux1*pow(Ma,2);
P1t=Ph*deltadif*pow(aux2,k/(k-1));
P2=pict*P1t;
P2t=P2; //Por lo que esta en informe, son iguales.
aux1=pow(pict,(k-1)/k);
aux2=(k-1)*etac;
ltec=k*R*T1t*(aux1-1);
ltec=ltec/aux2;
//inicio pagina 2 (nodo 1)
T2t=T1t+ltec*(k-1)/(k*R);
Cp=0.9089+2.095*pow(10,-4)*(T3t+0.48*T2t);
aux1=lcc*Hu;
tau=Cp*(T3t-T2t)/aux1;
alfa=1/(Lt*tau);
P3t=P2t*sigmacc;
aux1=(1+tau)*(1-vref-vsang)*etam;
let=ltec/aux1;
aux1=Kg*Rg*T3t*etatt;
aux2=aux1-let*(Kg-1);
pitt=aux1/aux2;
pitt=pow(pitt,Kg/(Kg-1));
P4t=P3t/pitt;
aux1=let*(Kg-1);
aux2=Kg*Rg;
T4t=T3t-aux1/aux2;
//inicio pagina 3 (nodo 2)
aux1=1+(Kg-1)*M4*M4/2;
aux2=Kg/(Kg-1);
P4tat=Ph*pow(aux1,aux2);
309
pitlt=P4t/P4tat;
aux1=(1-Kg)/Kg;
aux1=1-pow(pitlt,aux1);
letl=Kg*Rg*T4t*aux1*etatlt;
letl=letl/(Kg-1);
aux1=letl*(Kg-1)/(Kg*Rg);
T4tat=T4t-aux1;
pitst=P4tat/Ph;
aux1=(1-Kg)/Kg;
aux1=pow(pitst,aux1);
aux1=1-aux1;
aux2=2*Kg*Rg*T4tat*aux1/(Kg-1);
C5=lts*sqrt(aux2);
aux1=C5*C5*(Kg-1);
aux2=2*Kg*Rg;
T5=T4tat-aux1/aux2;
lr=1-vref-vsang+vr;
lr=lr*(1+tau)*letl*etamtl*etared;
Nres=lr;
Nrede=lr*pow(10,-3);
//inicio pagina 4 (nodo 3)
mc=Nred/Nrede;
SFC=3600*tau/Nrede;
etar=etap;
aux1=lcc*Hu*SFC;
etat=3600/aux1;
eta0=etap*etat;
/*printf("\nResultados:\n");
printf("Relacion de compresion \t %Lf \n",pict);
printf("Consumo especifico de combustible (SFC) \t %Lf kg/(h*N)
\n",SFC);
printf("Rendimiento global (eta_0) \t\t\t %Lf % \n" ,eta0);
printf("Potencia reducida al eje (N_RED-E) \t\t %Lf kW*s/kg\n",Nrede);
printf("Flujo m sico del compresor (m_c) \t\t %Lf kg/s \n",mc);*/
if(j==0 && opcion != 6)
{
SFCout[i]=SFC;
Nredeout[i]=Nrede;
archivo=fopen("datos1.dat","a+");
if(i==0)
{
fprintf(archivo,"Hu = %Lf \n",Hu);
fprintf(archivo,"Lt = %Lf \n",Lt);
fprintf(archivo,"T3t = %Lf \n",T3tuno);
310
fprintf(archivo,"Rel. compresion \t SFC \t Pot. reducida\n");
}
fprintf(archivo,"%Lf \t %Lf \t %Lf
\n",pictin[i],SFCout[i],Nredeout[i]);
fclose(archivo);
}
if(j==1 && opcion != 6)
{
SFCoutdos[i]=SFC;
Nredeoutdos[i]=Nrede;
archivo=fopen("datos2.dat","a+");
if(i==0)
{
fprintf(archivo,"Hu = %Lf \n",Hu);
fprintf(archivo,"Lt = %Lf \n",Lt);
fprintf(archivo,"T3t = %Lf \n",T3tdos);
fprintf(archivo,"Rel. compresion \t SFC \t Pot. reducida\n");
}
fprintf(archivo,"%Lf \t %Lf \t %Lf
\n",pictin[i],SFCoutdos[i],Nredeoutdos[i]);
fclose(archivo);
}
if(maxa<SFCout[i])
{
maxa=SFCout[i];
}
if(mina>SFCout[i])
{
mina=SFCout[i];
}
if(maxb<Nredeout[i])
{
maxb=Nredeout[i];
}
if(minb>Nredeout[i])
{
minb=Nredeout[i];
}
}
}
if(opcion == 6)
{
printf("\nLos valores encontrados fueron\n");
printf("Pict = %.2Lf\n",pict);
printf("SFC = %.2Lf\n",SFC);
printf("Nrede = %.2Lf\n",Nrede);
getch();
}
311
//--------------INICIAN GRAFICAS------------//
detectgraph(&tarjeta,&modo);
initgraph(&tarjeta,&modo,"");
error=graphresult( );
if (error)
{
printf("%s",grapherrormsg(error));
printf("\nEl programa no se pudo correctamente.\n");
printf("Verifique la presencia del archivo egavga.bgi en esta
carpeta.\n");
opcion=7;
getch();
}
else
{
hm=getmaxx();
vm=getmaxy();
//
printf("resolucion %d x %d\n",hm,vm);
//
getch( );
opcion=2;
while(opcion == 2 || opcion == 3)
{
clrscr();
cleardevice();
setbkcolor(0);
if(opcion == 2)
{
cleardevice();
setbkcolor(0);
settextstyle(0,0,1);
grafsfc(pictin,SFCout,250,20,3);
outtextxy(300,280,"T1");
grafsfc(pictin,SFCoutdos,250,20,1);
outtextxy(330,280,"T2");
//getch();
}
if(opcion == 3)
{
cleardevice();
setbkcolor(0);
grafnrede(pictin,Nredeout,250,20,3);
outtextxy(300,280,"T1");
grafnrede(pictin,Nredeoutdos,250,20,1);
outtextxy(330,280,"T2");
//getch();
}
opcion=menu(T3tuno,T3tdos);
if(opcion == 7)
printf("Acaba de SALIR del programa\n");
}
closegraph( );
312
restorecrtmode( );
}
}
printf("Finaliza modo grafico.\n");
// getch();
return 0;
}
int menu(long double v1, long double v2)
{
int opcion;
printf("T1: %.2Lf øK\n",v1);
printf("T2: %.2Lf øK\n",v2);
printf("-----\n");
printf("Menu de acciones\n");
printf("1- Ingresar nuevos datos\n");
printf("2- Graficar SFC vs Pi_c^t\n");
printf("3- Graficar NredE vs Pi_c^t\n");
printf("4- Modificar T3t valor 1\n");
printf("5- Modificar T3t valor 2\n");
printf("6- Escoger valor de Pi_c^t\n");
printf("7- Salir del programa\n");
scanf("%d",&opcion);
return opcion;
}
void grafsfc(long double pictin[], long double SFCout[],int x0,int y0,int
color)
{
int i,x1,x2,y1,y2;
setcolor(2);
outtextxy(85+x0,-5+y0,"SFC vs. Rel. de compresion");
line(35+x0,240+y0,350+x0,240+y0); //eje x
line(346+x0,244+y0,350+x0,240+y0);
line(346+x0,236+y0,350+x0,240+y0);
line(355+x0,235+y0,355+x0,243+y0); //para
line(360+x0,235+y0,360+x0,243+y0); //para
line(352+x0,235+y0,363+x0,235+y0); //para
line(363+x0,244+y0,363+x0,244+y0); //para
line(364+x0,243+y0,365+x0,243+y0); //para
line(364+x0,245+y0,365+x0,245+y0); //para
line(366+x0,236+y0,366+x0,233+y0); //para
line(365+x0,234+y0,367+x0,234+y0); //para
line(35+x0,240+y0,35+x0,244+y0);
outtextxy(33+x0,249+y0,"6");
line(85+x0,240+y0,85+x0,244+y0);
313
grafica SFC
pi
pi
pi
c
c
c
t
t
outtextxy(83+x0,249+y0,"7");
line(135+x0,240+y0,135+x0,244+y0);
outtextxy(133+x0,249+y0,"8");
line(185+x0,240+y0,185+x0,244+y0);
outtextxy(183+x0,249+y0,"9");
line(235+x0,240+y0,235+x0,244+y0);
outtextxy(229+x0,249+y0,"10");
line(285+x0,240+y0,285+x0,244+y0);
outtextxy(279+x0,249+y0,"11");
line(335+x0,240+y0,335+x0,244+y0);
outtextxy(329+x0,249+y0,"12");
line(35+x0,20+y0,35+x0,240+y0); //eje y grafica SFC
line(35+x0,20+y0,39+x0,24+y0);
line(35+x0,20+y0,31+x0,24+y0);
outtextxy(25+x0,12+y0,"SFC [kg/h*N]");
line(31+x0,240+y0,35+x0,240+y0);
outtextxy(3+x0,237+y0,".13");
line(31+x0,190+y0,35+x0,190+y0);
outtextxy(3+x0,187+y0,".15");
line(31+x0,140+y0,35+x0,140+y0);
outtextxy(3+x0,137+y0,".17");
line(31+x0,90+y0,35+x0,90+y0);
outtextxy(3+x0,87+y0,".19");
line(31+x0,40+y0,35+x0,40+y0);
outtextxy(3+x0,37+y0,".21");
//GRAFICA DE SFC
y2=240-(SFCout[0]*1000-130)*2.5+y0;
x2=35+x0;
setcolor(color);
for(i=1;i<101;i++)
{
y1=y2;
y2=240-(SFCout[i]*1000-130)*2.5+y0;
x1=x2;
x2=x1+3;
line(x1,y1,x2,y2);
}
}
void grafnrede(long double pictin[], long double Nredeout[],int x0,int
y0,int color)
{
int i,x1,x2,y1,y2;
setcolor(2);
outtextxy(35+x0,-5+y0,"Potencia reducida vs. Rel. de compresion");
314
line(35+x0,240+y0,350+x0,240+y0); //eje x
line(346+x0,244+y0,350+x0,240+y0);
line(346+x0,236+y0,350+x0,240+y0);
line(355+x0,235+y0,355+x0,243+y0); //para
line(360+x0,235+y0,360+x0,243+y0); //para
line(352+x0,235+y0,363+x0,235+y0); //para
line(363+x0,244+y0,363+x0,244+y0); //para
line(364+x0,243+y0,365+x0,243+y0); //para
line(364+x0,245+y0,365+x0,245+y0); //para
line(366+x0,236+y0,366+x0,233+y0); //para
line(365+x0,234+y0,367+x0,234+y0); //para
grafica Nrede
pi
pi
pi
c
c
c
t
t
line(35+x0,240+y0,35+x0,244+y0);
outtextxy(33+x0,249+y0,"6");
line(85+x0,240+y0,85+x0,244+y0);
outtextxy(83+x0,249+y0,"7");
line(135+x0,240+y0,135+x0,244+y0);
outtextxy(133+x0,249+y0,"8");
line(185+x0,240+y0,185+x0,244+y0);
outtextxy(183+x0,249+y0,"9");
line(235+x0,240+y0,235+x0,244+y0);
outtextxy(229+x0,249+y0,"10");
line(285+x0,240+y0,285+x0,244+y0);
outtextxy(279+x0,249+y0,"11");
line(335+x0,240+y0,335+x0,244+y0);
outtextxy(329+x0,249+y0,"12");
line(35+x0,20+y0,35+x0,240+y0); //eje y grafica Nrede
line(35+x0,20+y0,39+x0,24+y0);
line(35+x0,20+y0,31+x0,24+y0);
outtextxy(20+x0,12+y0,"Nred-e [kW*s/kg]");
line(31+x0,240+y0,35+x0,240+y0);
outtextxy(3+x0,237+y0,"0");
line(31+x0,190+y0,35+x0,190+y0);
outtextxy(3+x0,187+y0,"60");
line(31+x0,140+y0,35+x0,140+y0);
outtextxy(3+x0,137+y0,"120");
line(31+x0,90+y0,35+x0,90+y0);
outtextxy(3+x0,87+y0,"180");
line(31+x0,40+y0,35+x0,40+y0);
outtextxy(3+x0,37+y0,"240");
//GRAFICA DE Nrede
y2=240-(Nredeout[0]-0)*200/240+y0;
x2=35+x0;
setcolor(color);
for(i=1;i<101;i++)
{
y1=y2;
y2=240-(Nredeout[i]-0)*200/240+y0;
315
x1=x2;
x2=x1+3;
line(x1,y1,x2,y2);
}
}
316
ANEXO B. PLANOS DE LA CAMARA DE COMBUSTIÓN
317
318
319
320
321
322
FECHA
28 de Enero de 2007
NÚMERO RAE
PROGRAMA
Ingeniería Aeronáutica
AUTOR (ES)
TÍTULO
RUIZ, Correa Gabriel Gerardo y SALAZAR, Buitrago Rubén Darío
APLICACIÓN DE HIDRÓGENO LÍQUIDO EN UNA CÁMARA DE
COMBUSTIÓN DE UN MOTOR ALLISON 250
PALABRAS CLAVES
Motores a reacción
Criogénia
Combustible
Cámara de combustión
Liner
Combustión
Cálculos Termogasodinámicos
CFD
Fluent
Gambit
Hidrógeno Líquido
Allison 250
DESCRIPCIÓN
Esta investigación consistió en el análisis del comportamiento del
hidrógeno líquido como combustible en comparación con el
kerosén en la cámara de combustión de un motor Allison 250.
Utilizando el software de simulación de la dinámica de fluidos
fluent, con el cual se obtuvieron simulaciones que muestran lo
que podría suceder al interior de la cámara en el proceso de
combustión.
FUENTES
BIBLIOGRÁFICAS
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250-C20B. United States, 1990.
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BURGOS, Esther. Simulación de una combustión de Gas Natural
en un entorno Linux mediante CFD Fluent. [Barcelona, España]:
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2006].
Disponible
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Internet:
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ESCOBAR, Arnold. Software Para Calculo De Llama Adiabática.
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[Internet]. [España]: 2002. [Citado 16 oct. 2006]. Disponible en
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fluido real. Primera edición. Madrid-España: Editorial Aeronáutica
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SARAVANAMUTTOO. Teoría de las Turbinas de Gas, Metodología
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STECKIN B. C; KAZANDZAN P. K; ALESEV L. P; KONOVALOV N.;
NECAEV JU. N; FEDEROV, R. M, “Plenitud de Combustión y Perdida
de Presión en las Cámaras de Combustión de las Turbinas de
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WYLEN, Gordon y SONNTAG, Richard. Fundamentos
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http://www.geocities.com/athens/acropolis/6914/termod1e.htm
www.uamerica.edu.co/tutorial/4turgas.htm
www.uamerica.edu.co/tutorial/4turgas_text1_1.htm.
http://personales.ya.com/universal/TermoWeb/Turbinas/Gas/PDFs
/8-Turbinasgas.pdf
www.bright.nl/upload/05/11/051122-cryoplane.jpg
www.haw/hambur.de/pers/scholz/dglr/hh/text_2001_12_06_cryop
lane.pdf
http://www.memo-media.dqe/profil/haas-helikopter-flugdienstgesmbh-18325.html?action=galery-anzeigen.
http://members.cox.net/turbineyates/Allison250.htm
http://members.cox.net/turbineyates/Allison250.htm
http://www.fas.org/man/dod-101/sys/ac/row/a109-55p05.jpg
http://personales.ya.com/universal/TermoWeb/Turbinas/Gas/PDFs
/11-Turbinasgas.pdf
www.a-1wire.com/Alloys/Datasheets/Inconel600.htm
NÚMERO RAE
PROGRAMA
Ingeniería Aeronáutica
CONTENIDOS
Objetivo general
Analizar el comportamiento del hidrógeno líquido como combustible en una cámara
de combustión de un motor Allison A – 250
Objetivos específicos
•
Identificar los contaminantes emitidos por el hidrógeno líquido y el impacto
que estos puedan tener en el medio ambiente.
•
Analizar el impacto termodinámico del hidrógeno líquido en el motor.
•
Realizar los cálculos termogasodinámicos
utilizando hidrógeno líquido.
•
Modelar en tres dimensiones (3D) la geometría de la cámara de combustión, con
el fin de lograr una familiarización con el modelo real además de establecer el
perfil en dos dimensiones (2D) necesario para realizar la simulación.
•
Estudiar la cámara de combustión original con su respectivo combustible.
•
Comparar la efectividad del diseño de la cámara de combustión original
utilizando kerosén e hidrógeno líquido como combustible en lo concerniente a sus
parámetros generales de operación.
•
Establecer la estequiometría del hidrógeno líquido.
•
Seleccionar los materiales idóneos para la cámara de combustión del motor
Allison 250.
en
un
motor
Allison
A-250
Para realizar el análisis del comportamiento del hidrógeno líquido como combustible
en comparación con el kerosén en la cámara de combustión de un motor Allison 250
se inició con la descripción del motor como medio de familiarización con el mismo
para ilustrar los resultados del modelamiento de la cámara de combustión en solid
edge los cuales se realizaron a partir del modelo original con el fin de poder
establecer el perfil geométrico necesario para la simulación. Durante este proceso se
establecieron las dimensiones de la zona de combustión del motor Allison 250 para
guardar las proporciones reales.
Se consideró relevante presentar la teorización del los parámetros de funcionamiento
del motor necesarios para conocer las condiciones en las que funciona y opera,
debido a que esta información no esta disponible en la bibliografía referente a éste
fue necesario aplicar principios termodinámicos y de mecánica de fluidos, entre otros,
para poder determinarlos. Una vez establecidos estos valores se utilizaron para simular
el fenómeno de combustión que se llevó a cabo durante su funcionamiento.
Se desarrolló una aplicación de software que permitió verificar valores obtenidos de
forma manual y a su vez facilitó el cálculo cambiando algunos de estos parámetros,
pues fue de gran importancia para poder determinar los valores óptimos mas
cercanos a la realidad de consumo especifico de combustible (SFC), potencia
reducida (Nred-e) o empuje especifico a un determinado valor de relación de
compresión y una temperatura de entrada a la turbina.
Como parte del proceso de análisis del comportamiento del hidrógeno, fue necesario
establecer una relación estequiométrica de aire y combustible para llevar a cabo la
combustión. Dando las bases necesarias para identificar los productos de
contaminación que son emitidos por este combustible en su utilización.
Dentro de la temática se analizó el impacto térmico y mecánico que puede tener el
motor si se implementa el hidrógeno líquido como combustible, teniendo en cuenta
las singulares características que posee el hidrógeno y los análisis realizados de los
resultados de la simulación.
Como resultado de este análisis se propuso el uso de un material alternativo para la
construcción de la cámara de combustión que resulta conveniente para la
implementación del hidrógeno.
NÚMERO RAE
PROGRAMA
Ingeniería Aeronáutica
METODOLOGÍA
ENFOQUE DE LA INVESTIGACIÓN
Esta investigación es de tipo descriptiva cuasi experimental, ya que analiza las
características del hidrogeno aplicado en la cámara de combustión del motor
allison 250, evaluando las relaciones de causa-efecto en el fenómeno de
combustión mediante experimentación virtual computacional pero no real en
laboratorio.
El enfoque de investigación utilizado esta enmarcado en la investigación
cuantitativa y cualitativa por las características de la recolección de información
a través de la simulación del hidrogeno y kerosén alcanzándose así los objetivos
propuestos.
Como fuentes de recolección de información se tomaron fuentes secundarias
como: manuales del programa, artículos nacionales e internacionales y textos
especializados.
LÍNEA
Tecnologías Actuales y Sociedad / Instrumentos y Control de Procesos / Diseño y
Construcción de Motores.
TÉCNICAS DE RECOLECCIÓN DE INFORMACIÓN
Para la recolección de la información se utilizaron fuentes secundarias como:
manuales del programa de simulación fluent, manual de entrenamiento del motor
allison 250, artículos nacionales e internacionales y textos especializados.
HIPÓTESIS
•
El hidrógeno líquido puede ser usado como combustible en un motor Allison
250 ya que cumple con los ciclos de combustión necesarios para lograr un
buen desempeño en la cámara de combustión.
•
Al hacer el análisis con CFD en la cámara de combustión de un motor Allison
250 se constatará que los esfuerzos y temperaturas experimentados por la
pieza a evaluar no sobrepasan los límites permisibles por el material del cual
esta fabricada.
•
El hidrogeno líquido en la cámara de combustión, disminuye la emisión de
contaminantes como el NOx y el CO2 al compararse con la combustión del
kerosén.
VARIABLES
•
Independientes
Esfuerzos y temperaturas experimentados.
Constante adiabática del aire y de los gases.
Constante universal de los gases.
Rendimiento del compresor.
Rendimiento de combustión.
Gasto másico de aire.
Velocidad del sonido.
Velocidad de vuelo del helicóptero.
•
Dependientes
Consumo especifico de combustible.
Potencia especifica al eje.
Rendimiento termodinámico.
Presion del aire después de la etapa de compresión.
Trabajo técnico del compresor.
Calor de reacción.
CONCLUSIONES
Como resultado de la investigación se concluye principalmente que este combustible
es viable para su utilización en procesos de combustión, debido a sus excelentes
características de bajo consumo para obtener grandes beneficios. Por ejemplo, si se
compara el uso del hidrógeno con respecto al kerosén, se puede ver que para un
menor consumo especifico de combustible utilizando hidrógeno, se obtendrán valores
mayores de potencia que en el caso del kerosén el cual para un consumo específico
de combustible mayor obtendrá valores menores de potencia.
Al revisar las propiedades del hidrógeno en cuanto a su reacción con el oxigeno, se
puede establecer que gracias a las propiedades del primero se necesitará más aire
para realizar la combustión, es decir que habrá mucho más aire y menos combustible,
justificando así la disminución del consumo del mismo, por ende una reducción
significativa de costos de operación.
Se pudo establecer que el hidrógeno líquido posee grandes ventajas ambientales en
contraste con el kerosén debido a que a pesar de tener cualquier condición de
operación (mezcla rica, mezcla pobre, en ralentí o en crucero), la emisión de
productos tóxicos emitidos a partir de la combustión serán siempre en menores
cantidades que con el kerosén.
En cuanto al funcionamiento general del motor, no se ve afectado al utilizar
hidrógeno líquido, de acuerdo al análisis desarrollado a partir de la simulación, donde
se establece que las temperaturas una vez estabilizada la llama no serán tan altas y
no tendrán contacto directo con la superficie de la cámara, existen momentos en los
que hay altos valores de temperatura que afectan considerablemente al material de
la cámara, por ejemplo en el encendido del motor. Por lo tanto es necesario realizar
una selección de un nuevo material que cumpla con los requisitos de resistencia
térmica y química necesarios para poder aplicar el hidrógeno como carburante. En
este trabajo se planteó la alternativa de usar una súper aleación de níquel, que es
conocida comercialmente como HAYNES 214, que cumple con los requerimientos
establecidos a partir de las simulaciones realizadas.
En lo referente a los cálculos termogasodinámicos se puede afirmar que es un método
efectivo para teorizar parámetros desconocidos en motores de este tipo, esto se
confirmó con los resultados obtenidos en la simulación ya que los resultados coinciden
con los principios aplicados en dicha teorización, validando así los resultados de
ambos.
El hidrógeno es una buena alternativa energética, y aunque ésta es una de las fases
iniciales en el proceso investigativo, ya se puede vislumbrar una alta viabilidad para su
implementación tanto en la aeronáutica como en otros campos. Cabe anotar que ya
antes se habían realizado investigaciones estudiando el comportamiento, desempeño
y factibilidad económica, entre otros, que demuestran también, su gran variedad de
aplicaciones energéticas a favor del medio ambiente y como alternativa para un
cambio del sistema económico mundial actual que se basa en los hidrocarburos de
tipo fósil, como el petróleo que con los años ira escaseando ya que estadísticamente
se pronostica que la reserva mundial se acabará aproximadamente en 50 años. Por
ello es bueno prever este hecho estudiando desde ya nuevos combustibles que
puedan suplir la demanda actual.
Basados en el proceso de aprendizaje que se adquirió con fluent, se realizó un paso a
paso detallado del proceso utilizado para efectuar las simulaciones, sirviendo este
como guía a manera de ejemplo para futuros proyectos que quieran implementar
este tipo de simulaciones.
RESUMEN
El proyecto trata del análisis preliminar requerido para encontrar la factibilidad en
la implementación de Hidrogeno liquido como combustible en la cámara de
combustión de un motor Allison 250, para ello se realizaron pruebas en
simuladores virtuales los cuales arrojaron datos concretos que pueden ser de gran
utilidad para análisis mas detallados en el futuro, entonces, para lograr esto, se
debieron seguir ciertos pasos que hicieron parte del proceso de simulación, como
lo fue la teorización del motor, el calculo de parámetros fundamentales como la
estequiometria que utiliza el Hidrogeno en un proceso de combustión, la
realización de los cálculos termogasodinámicos del motor en su totalidad
utilizando los parámetros correspondientes al Hidrogeno, entre otros, que
finalmente dieron como resultado un análisis preliminar de la posible
implementación de este nuevo combustible en el motor mencionado.
ABSTRACT
This project tries to demonstrate the feasibility to employ the Liquid Hydrogen like
fuel in an Allison 250 engine combustion chamber; for that porpoise the authors
employed different virtual tools like Fluent that is part of the CFD package and
allow the analysis of different factors that are part of a combustion process, but for
reach this objective first they had to theorize manually all the engine with different
calculations like the stoichometry of the Hydrogen in a combustion process and the
gas dynamic calculations between others that finally allows the authors to analyze
some of the principal parameters that determines if the Liquid Hydrogen could be
implemented in this engine.
INTRODUCCION
Los programas de simulación son una herramienta cada vez más extendida a la
hora de planificar proyectos de ingeniería. Estos programas son muy útiles a la
hora de disminuir costos en un proyecto de cualquier índole. Con el fin de evaluar
una de estas herramientas, se planteó el proyecto que este articulo trata de
describir.
La idea principal era la de evaluar el comportamiento del programa FLUENT en
una prueba elegida convenientemente, la de implementar hidrogeno liquido en una
cámara de combustión, puntualmente la de un motor Allison 250, y contrastar los
resultados con las expectativas creadas por el conocimiento teórico adquirido
previamente.
Se puede decir que las pruebas fueron más que satisfactorias, pero que se
evidencio una falta de corroboración de los datos, ya que no se tuvo la posibilidad
de contrastar los resultados virtuales con experimentos físicos. Esta pudiera y
debiera ser la base de un nuevo proyecto en un futuro cercano.
Durante la realización de este proyecto se adquirió experiencia en entornos de
enmallado generado desde GAMBIT, ya que este software era el idóneo para
poder utilizar el programa de simulación.
Las pruebas con el simulador dieron pie a estudiar diferentes características y
posibilidades que el elemento estudiado podría ofrecer en un futuro cercano, así
que surgió el estudio entre otros, de la formación de contaminantes como el NOx.
El paquete de simulación para la formación de NOx forma parte de un paquete
más grande de FLUENT relacionado con el medio ambiente que sería interesante
probar por las posibilidades que ofrece pero no se trató en este proyecto debido a
las limitaciones existentes en el mismo.
Uno de sus propósitos, es analizar el comportamiento de este nuevo combustible
en el motor, además de analizar los procesos de combustión llevados a cabo
utilizando el hidrógeno líquido como combustible.
Para ello, se llevaron a cabo estudios de investigación usando desde diferentes
textos con material acerca del tema hasta anteriores estudios realizados por otros
autores en diferentes campos, que sirvieron de apoyo para el análisis de la
aplicación del hidrogeno en el campo de la aviación en este proyecto en particular.
Como posiblemente es ya sabido, en los estudios de investigación actuales acerca
del hidrógeno líquido como combustible en la aviación, este no ha sido
implementado de una manera ni siquiera parcial ya que las modificaciones
necesarias para su total implementación requerirían de una gran inversión por
parte de la empresa, todo ello, porque entre la inversión se encuentran detalles
como la completa adquisición de flota con capacidad de almacenaje de el
hidrógeno que aunque es más ligero que el combustible utilizado hoy en día
requiere tanques de almacenaje más grandes por su volumen.
La importancia de este estudio tiene que ver con el hecho de que es una
investigación hasta ahora prácticamente nueva en el mundo ya que por el
momento esta clase estudio no se ha realizado para este motor en especial o por
lo menos no se han publicado ninguna clase de estudios sobre ello. Es importante
porque el hecho de conseguir algún resultado sobre el tema puede ser el primer
paso en la implementación de un sistema que promete ser una muy buena
alternativa, tanto ambiental como un sustituto a los combustibles derivados del
petróleo.
Hasta ahora ya se tienen análisis generalizados sobre como actúa el hidrógeno en
el funcionamiento de un motor y como afecta su desempeño, al igual que a la
estructura de la aeronave como tal; es por ello que tan solo algunos de los
términos evaluados en este proyecto se pondrán en consideración para la
introducción al lector hacia el tema, con la intención de generar interés en el
mismo.
OBJETIVOS DE LA INVESTIGACIÓN
Los objetivos de la investigación fueron:
Objetivo General
Analizar el comportamiento del hidrogeno liquido como combustible en una
cámara de combustión de un motor Allison A – 250
Objetivos Específicos
•
Conocer los contaminantes emitidos por el hidrógeno líquido y el impacto que
estos puedan tener en el medio ambiente.
•
Analizar el impacto del hidrógeno liquido en el motor
•
Realizar los cálculos termogasodinámicos en un motor Allison A-250 utilizando
Hidrógeno Liquido.
•
Modelar en 3D la geometría de la cámara de combustión.
•
Estudiar la cámara de combustión original con su respectivo combustible.
•
Comparar la cámara de combustión original con la cámara de combustión
utilizando hidrógeno líquido.
•
Estudiar la estequiometria del hidrógeno líquido.
•
Seleccionar los materiales idóneos para la cámara de combustión.
ALCANCES Y LIMITACIONES DEL PROYECTO
Alcances
Al tratarse de simulaciones virtuales, dichos estudios serían a muy bajo coste con
lo que se evitaría, al menos en principio, el rechazo de las empresas ya que este
estudio podría incluso mejorar sus beneficios ya sea mejorando la producción, o
también mejorando la eficiencia de sus aeronaves.
Ya en el ámbito universitario, este puede ser el primero de diversos estudios, tanto
simulados como empíricos (para demostrar la fiabilidad de los primeros).
En cuanto a lo desarrollado en el proyecto, se puede decir que principalmente los
alcances fueron:
•
Realización de cálculos gasodinámicos de una cámara de combustión de un
motor Allison A250, con obtención de datos de entrada y salida.
•
Modelamiento geométrico de la cámara de combustión utilizando solid edge o
autocad en su defecto.
•
Transporte del modelamiento y datos obtenidos a software FLUENT (CFD)
para validarlos.
•
Comparación de la cámara de combustión original con su respectivo
combustible, con la cámara de combustión utilizando Hidrógeno Líquido.
•
Según las características estudiadas durante el proceso investigativo, se
seleccionó un material apropiado para los requerimientos exigidos por el
combustible considerado.
Limitaciones
Entre las limitaciones encontradas en la realización del proyecto se pueden
nombrar las siguientes:
•
Falta de información acerca de todos los estudios realizados a la fecha acerca
del tema ya que existen algunos estudios que no han sido revelados a la luz
pública.
•
Solo se realizó un análisis de la cámara de combustión utilizando Hidrógeno
Liquido más no su aplicación como tal.
•
Inexperiencia del grupo investigativo en el manejo apropiado del software lo
que retrasó el proyecto, originando desfases de organigrama.
Requisitos
Como es evidente, no puede existir un estudio sobre un paquete de simulación sin
dicho paquete. Pero la elección de este paquete no fue aleatoria. Se seleccionó
gracias a los esfuerzos hechos por la Universidad de San Buenaventura de
Colombia quienes con la intención de ser pioneros en la investigación en varios
ámbitos de la aeronáutica implementando esta clase de software en el país logró
su cometido, y realizando la compra de las licencias y posterior capacitación de
docentes y habilitación de salas para el uso del software, hizo de la
implementación del programa para la investigación toda una realidad.
Así pues, al tratarse de un entorno de trabajo totalmente nuevo, es imprescindible
una fase de adaptación al material. Por último, toda la información bibliográfica,
tanto la teórica como la referente al comportamiento y uso adecuado de Fluent, es
requisito imprescindible para realizar la comparativa de resultados de la simulación
con los teóricos.
Descripción del software
Fluent
Es uno de los programas más importantes del software de la dinámica de fluidos
computacional (CFD). Este software se utiliza para la simulación, la visualización,
y el análisis del flujo fluido, del calor y de la transferencia total, y de reacciones
químicas.
Figura 1 Logotipo oficial FLUENT.
Fuente. Pagina oficial FLUENT.
Este software también utiliza el método de análisis por elementos finitos para el
modelado y simulación de problemas científicos y de ingeniería basados en
ecuaciones diferenciales de derivadas parciales (PDEs). Es una parte vital del
proceso de la ingeniería automatizada (CAE) para las compañías alrededor del
mundo. Este software es ampliamente utilizado en industrias que abarcan gran
cantidad de campos diversos.
Gambit
Es un pre-procesador integrado para los análisis CFD. El usuario utiliza Gambit,
bien para construir la geometría y generar una malla para ella, o para importar una
geometría creada por paquete de dibujo 3D CAD/CAE, realizarle las
modificaciones adecuadas, y generarle una malla como es el caso de este
proyecto.
Las opciones de enmallado que facilita Gambit ofrecen flexibilidad y posibilidades.
Se pueden seleccionar geometrías para estructuras de enmallado, o la opción
automática no estructural de mallado hexaédrico. También se pueden generar
mallas de gran calidad con elementos triangulares y cuadráticos, así como
mallados que contengan elementos con forma de pirámides y prismas
REALIZACIÓN DE LA SIMULACIÓN
Por motivos de limitación de espacio de este articulo, del procedimiento para la
realización de este proyecto se tocarán tan solo temas claves y puntuales pero si
se quiere hacer un chequeo detallado del proceso de generación de la simulación
debe consultar la investigación completa del mismo.
Primero hay que saber que las soluciones en CFD, en este caso realizadas con el
programa Fluent, se obtienen de solucionar balances alrededor de un gran número
de volúmenes de control o elementos. La solución numérica se obtiene por la
aplicación de las condiciones de contorno a un modelo de condiciones y la
iteración a partir de una solución inicial.
Los balances, fundamentados en el flujo de fluidos, están basados en las
ecuaciones de Navier Stokes para la conservación de masa (continuidad) y
momento. Estas ecuaciones se modifican para el caso de solucionar un problema
específico.
El control de volúmenes o elementos, se realiza mediante una geometría, o malla
del problema, realizado con un programa llamado GAMBIT, similar al dibujar por
ordenador en CAD. La densidad y precisión de estos elementos en la geometría
son determinadas por el usuario y afecta a la solución final. Una malla muy poco
densa quizá dará como resultado un flujo simplificado y posiblemente no muestre
las características esenciales del caso. Al contrario, una malla demasiado densa
produce que se incremente innecesariamente el tiempo de cálculo de iteración.
Después de imponer las condiciones de contorno en la malla realizada en
GAMBIT, se itera la malla usando los balances y las condiciones de contorno para
encontrar cuando converge la solución numérica para el caso específico a
estudiar.
Descripción de la simulación
Fig. 2 Descripción de la cámara de combustión
Fuente: Los autores
El diagrama muestra, la entrada de aire y de combustible, que será utilizado en
ambas simulaciones, utilizando hidrogeno y kerosén como combustible. El aire
que proviene de la sección de compresión, ingresa al sistema con una presión de
596312.55 Pa, y se dirige a través del difusor para ingresar a la cámara de
combustión. Allí, el aire se mezcla con el combustible que en el caso del kerosén,
entra a 1088.55°K, y en el caso del hidrogeno entra a una temperatura de
1310,92°K y es descargado a la turbina por el dúcto de salida. Según las
condiciones operacionales del motor, el aire ingresa a 91,4 m/s. El número de
Reynolds, basado en condiciones de la entrada la cual se asume como una
superficie áspera se asumirá como 100.000 y el flujo es de tipo turbulento.
Mientras que el combustible se evapora, se incorpora la fase de aire y luego
reacciona con el combustible.
Se simula la combustión usando un modelo aproximado de fracción de
mezcla/PDF (mixture-fracción/PDF), donde los reactantes para el caso del kerosén
son C12H23, O2, CO2, H2O, y N2; y para el caso del hidrógeno son H2, O2, OH, H2O,
H, O, HO2, H2O2 y N2. En el caso del Allison 250, el inyector es de 100 micrones y
se encuentra ubicado sobre la línea o eje central; para que se inflame se debe
introducir a altas temperaturas para que haya una auto ignición, pues en la
simulación no se utiliza una bujía de ignición. El caudal total del combustible
líquido es 0.03 Kg./s, valor tomado según las condiciones operacionales
especificadas por el fabricantes para un régimen de máxima potencia del motor
utilizado en un decolaje.
Generación del enmallado desde GAMBIT
Por facilidad para la generación del enmallado primero se procede a realizar el
contorno utilizado en un programa de modelamiento digital, que para el caso en
particular de este proyecto es el Solid Edge
Figura 3 Esquema de la cámara de combustión.
Fuente autores
Una vez importado y trabajado en GAMBIT, se procede a hacer el enmallado de la
pieza obteniéndose un resultado como el siguiente.
Figura 4, visualización del enmallado en FLUENT
Fuente autores
Una vez mas se recuerda al lector que el procedimiento completo para llegar a
este resultado de enmallado se encuentra contenido en el pliego completo de la
investigación.
Ya, una vez realizado el enmallado se procede a importarlo a FLUENT. Para este
paso es importante tener en cuenta que existen ciertos pasos previos para realizar
la simulación, como por ejemplo la preparación del pre PDF, que es una
herramienta con la que se puede predecir la combustión de kerosén vaporizado,
utilizando el modelo Mixture-fraction/PDF de equilibrio químico, para tal fin. Se
decidió utilizar este tipo herramienta debido a que su aplicación al modelo es
bastante cercana a lo que se pretende en la simulación. En el caso del análisis
con FLUENT del Hidrogeno, no se puede realizar una simulación utilizando el
mismo método, lo que seria lo ideal, debido a que el programa limita su uso, no
permitiendo posteriormente realizar la programación de la inyección de hidrogeno
como combustible, caso contrario al del kerosén, el cual permite realizar la
programación sin ningún problema.
En la siguiente grafica se puede observar una de las graficas que se pueden
generar desde el procesador pre PDF.
Figura 5. Entalpía principal de la mezcla
Fuente autores.
2.3 Resultados simulación con FLUENT
Ya realizados todos los procedimientos preliminares necesarios para la simulación
en FLUENT, se procedió a realizar la simulación usando los parámetros obtenidos
a partir de los cálculos termogasodinámicos, y teniendo en cuenta los diferentes
parámetros de análisis que el programa exige, las graficas de solo los resultados
correspondientes a presion y temperatura se citan a continuación.
Fig.: 6 Presión Estática para
simulación con hidrogeno y kerosén.
(a)
(b)
Fuente: los autores
En la grafica (a), se muestran los
rangos correspondientes a la presion
estática resultantes de la simulación
con Hidrogeno Liquido. Nótese que
estos oscilan entre 524000 Pa y
552000 Pa, donde la perdida de
presion corresponde a un valor de
5.07%, el cual se encuentra entre los
limites permisibles de perdida de
presion, ya que estos deben
mantenerse entre el 2% y 8%
respectivamente, cabe anotar que en
estas perdidas de presion, se debe
tener en cuenta que el 40% de ellas
dependen del proceso de difusión
sufrido por el aire a la salida del
compresor, el otro 40% depende de
la fricción, y por ultimo el 20%
restante depende del incremento de
la velocidad a la salida de la cámara.
En un modelo ideal, se debe
proporcionar la mayor cantidad de
energía potencial a la turbina, así que
estas perdidas deben mantenerse lo
mas bajas posible, ya que de no ser
así el empuje del motor se verá
afectado negativamente. En la grafica
(b), se pueden apreciar rangos de
presión que van desde 519000 Pa
hasta 552000 Pa, donde se puede
diferenciar que la presión mayor es la
que se tiene en la entrada del
modelo, debido a que es donde se
asume el aire esta ingresando con una alta presión estática imprimida a él por el
trabajo que ha realizado el compresor, y se puede ver una caída de presión a la
salida de la cámara de combustión; que es lógica debido a que sufre un efecto de
perdida de la misma afectando negativamente el empuje del motor, sin embargo
los valores mas comunes de perdida de presión oscilan entre un 2 y 8 por ciento,
siendo para este caso un valor de 5,97%. Esta pequeña caída de presión
principalmente esta dada en el proceso de difusión del aire, también por la fricción
del fluido con las paredes del sistema y por ultimo por el proceso de aceleración
que se le imprime al gas en la combustión
En un modelo ideal se esperaría llegar a entregar a la turbina un gas con una
energía potencial tan aproximada como sea posible a la que teóricamente puede
generar la cámara. Pero al ser un modelo que se presume como real cumple con
los valores más comunes para este tipo de pérdida de presión de la cámara de
combustión.
Fig.: 7 Temperatura Total para
simulación con hidrógeno y kerosén.
En la grafica (a) se muestra el
contorno
de
temperatura
total
correspondiente a la simulación con
hidrogeno; en ella se puede ver
claramente definida la zona de mayor
temperatura
que
corresponde
lógicamente a la de inyección de
combustible, y su decremento gradual
gracias a los procesos de dilución de
mezcla
y
de
refrigeración
respectivamente hasta la salida de
los productos de combustión hacia la
turbina del motor. Nótese que a partir
de la llama, se generan ondas
térmicas que tendrán un valor de
temperatura significativamente mas
bajo.
En la grafica (b) puede apreciar una
máxima temperatura donde se
produce
la
inflamación
del
combustible, mas exactamente a la
salida del inyector. De allí se generan
algunas ondas térmicas que tienen
valores
de
temperatura
significativamente más bajos.
Fuente: los autores
A la salida de la cámara se tiene una baja temperatura en relación con la que se
evidencia en la parte del inyector, esto se debe al efecto de refrigeración que se
lleva a cabo por el aire que ingresa proveniente del compresor. También se puede
observar como la llama se posiciona hacia el centro de la cámara debido también
al efecto del aire que ingresa a esta, evitando así el contacto directo de altas
temperaturas con las paredes de la cámara.
IMPACTO DEL HIDROGENO EN EL MOTOR
El normal funcionamiento del motor se ve afectado directamente en la zona de la
cámara de combustión, debido a que allí es donde suceden los principales
cambios respecto a la operación cuando se utiliza el kerosén como combustible,
pues como se ha mencionado con anterioridad el uso del hidrogeno,
principalmente lleva consigo aumentos considerables de temperatura, en los que
se puede llegar a ver comprometida la integridad de la cámara, pues el material
con el que esta construida no esta diseñado para temperaturas tan altas.
También se consideran algunos problemas de corrosión en las superficies que
entran en contacto con los productos de la combustión con hidrogeno, como es el
vapor de agua; elemento que es altamente corrosivo.
En la sección de la turbina, se puede deducir que podría sufrir problemas
generados también por las altas temperaturas, aunque en un menor grado debido
a que la descarga de los gases calientes, tendrá temperaturas por debajo de la
temperatura que se desarrolla dentro de la cámara, debido a que el sistema de
refrigeración actuara disminuyéndolas. Según los resultados de contornos de
presión que muestra la simulación, se puede deducir que habrá el suficiente aire
para estabilizar la llama hacia el centro de la cámara de combustión, evitando así
el contacto directo de esta con la llama producida.
Como para la combustión del hidrogeno se necesita una cantidad de aire mayor
que con el uso del kerosén, el consumo especifico de combustible se vera
disminuido para conservar un equilibrio estequiométrico, y así llevar a cabo el
proceso de combustión, obteniendo mayores valores de potencia reducida al eje
con una menor cantidad de combustible, siendo esta una de las principales
ventajas del uso del hidrogeno.
En cuanto a la llama se puede deducir que el hidrogeno al poseer velocidades de
llama mayores que el kerosén en cuanto a relaciones estequiometricas, puede
llegar a acercarse mas a un ciclo termodinámico ideal en el motor, viéndose
reflejado en un aumento del rendimiento del motor.
En lo que respecta al sistema de inyección de combustible del motor, es necesario
reconsiderar el diseño del mismo, debido a que su configuración original no es la
mas adecuada para el uso del hidrogeno, se debe pensar en un nuevo tipo de
aspersor o también readecuar las presiones, velocidades y flujo másico que se
inyectan en la cámara para así garantizar la cantidad adecuada de combustible
para llevar acabo procesos de combustión ideales, pues de no ser así, podría
llegar a alterar la mezcla, además de presentarse el caso en que habrá mucho
combustible para la cantidad de aire que esta suministrando el compresor,
haciendo la mezcla pobre, que no es lo mas adecuado para modelos de
combustión con hidrogeno, donde este se comporta mejor con mezclas ricas en
aire.
En cuanto a la sección de compresión, no se vera afectada de una forma directa,
pues tendrá un funcionamiento normal y totalmente comparable a cuando hay uso
de kerosén, esto si se desea conservar la configuración original del motor, pero si
se quiere no alterar notablemente la zona caliente del motor, se debe considerar
un rediseño tanto de las zonas de entrada de aire del motor como la zona de
compresión, en las que se debe garantizar un mayor flujo másico de aire, para
satisfacer el gasto de aire demandado por la cámara y así cumplir con el equilibrio
estequiométrico necesario para cumplir con la condición de mezcla pobre, para
este tipo de mezcla, el aire tendrá una mayor proporción que el combustible,
También existen problemas que no afectan directamente al motor, pero si a la
configuración de la aeronave, y es el hecho de que el hidrogeno tiene un volumen
cuatro veces mayor al del kerosén, siendo esta una limitante de su uso, pues se
requiere un rediseño de los tanques de combustible, que conlleva a alteraciones
de tipo estructural, además de tener en cuenta nuevos sistemas para el manejo
del sistema de combustible de la aeronave, como pueden ser precalentadores que
sirven para ayudar a cambiar de estado, pues en su almacenaje en los tanques
debe mantener un estado criogénico, es decir a muy bajas temperaturas, ya que
se ha comprobado que este combustible es inestable a temperaturas ambiente.
CONCLUSIONES
El objeto de la investigación no es establecer cómo debe implementarse el
hidrogeno como combustible, sino dar unas pautas de operación básicas basados
en el análisis del comportamiento del combustible en el motor, que sirvan como
punto de partida en un proceso de adaptación de este combustible a futuro.
Como resultado de la investigación se concluye principalmente que este
combustible es viable para su utilización en procesos de combustión, debido a sus
excelentes características de bajo consumo para obtener grandes beneficios. Por
ejemplo, si se compara el uso del hidrogeno con respecto al kerosén, se puede ver
que para un menor consumo especifico de combustible utilizando hidrogeno, se
obtendrán valores mayores de potencia que en el caso del kerosén, que para un
consumo especifico de combustible mayor obtendrá valores menores de potencia.
Al revisar las propiedades del hidrogeno en cuanto su reacción con el oxigeno, se
puede establecer que gracias a las propiedades del primero se necesitara mas
aire para realizar la combustión, es decir que habrá mucho mas aire y menos
combustible, justificando así la disminución del consumo del mismo, por ende una
reducción significativa de costos de operación.
Con la actual situación de los elevados precios del petróleo a nivel mundial, surge
la necesidad implementar nuevas alternativas que cumplan con las funciones
energéticas que ha venido desempeñando el petróleo hasta hoy, siendo el
hidrogeno una buena alternativa para este fin.
En cuanto al desempeño del hidrogeno dentro del sistema de combustión del
motor, se pudo observar que este posee ciertas características especiales debido
a su naturaleza, como lo puede ser el hecho de que es un elemento que
originalmente se encuentra en estado gaseoso y por ello, a la hora de aplicarlo
como combustible en su interacción molecular con el aire, la mezcla de ambos
elementos será mas sencilla debido a que ambos se encuentran en estado
gaseoso, logrando así una mezcla mas uniforme.
Otra característica a tener en cuenta en el uso del hidrogeno es que posee una
velocidad de llama
mayor que la del kerosén, a ciertas relaciones
estequiometricas, lo cual brinda cierta ventaja frente a otros combustibles, ya que
se asemeja a un ciclo termodinámico ideal.
La combustión del hidrogeno lleva consigo aumentos considerables de
temperatura en relación a otros combustibles, extralimitando la operación actual
del motor, creando así la necesidad de pensar en alternativas en cuanto a
materiales y procesos de refrigeración; aunque de acuerdo a la simulación, se
observa que las temperaturas una vez estabilizada la llama no serán tan altas y no
tendrán contacto directo con la superficie de la cámara, existirán momentos en los
cuales hay picos de temperatura que afectaran considerablemente al material de
la cámara, por ejemplo en el encendido del motor. Es por ello que se concluye que
es necesario realizar una selección de nuevos materiales que cumpla con los
requerimientos necesarios para así poder aplicar el hidrogeno como carburante.
Planteando la alternativa de usar una súper aleación de Níquel, que es conocida
comercialmente como HAYNES 214, que cumple con los requerimientos
establecidos como resultado de las simulaciones realizadas.
Se dedujo que el hidrogeno proporciona a la mezcla una nueva serie de elementos
residuales que influyen en gran medida en el desempeño del motor, ya que el
principal producto de esta reacción es el vapor de agua (H2O), que a largo plazo
contribuirá con la degeneración del material debido a que es un agente oxidante
generador de corrosión, siendo otro argumento para la selección de otro material
para su construcción.
Asumiendo las emisiones que puede producir esta nueva alternativa energética,
se puede considerar que el hidrogeno contribuye a un mejoramiento ambiental
debido a que en comparación al kerosén contamina en menor proporción, y
aunque a su vez produce otros elementos como óxidos de nitrógeno (NOx), estos
se producirán en menor proporción, siendo esta una gran ventaja desde el punto
de vista ambiental. El kerosén presenta ciertas propiedades en cuanto al tipo de
mezcla que se utilice, es decir, cuando se realiza un proceso de mezcla pobre, se
presenta el fenómeno de producción de hidrocarburos en mayor proporción en los
productos de la combustión, estos afectan negativamente el ambiente,
contaminándolo y debilitándolo, de igual manera se producirán estos
hidrocarburos cuando se utiliza una mezcla rica , pero serán en menor proporción
gracias a que mas moléculas del combustible reaccionaran con las del aire debido
a los procesos de recirculación de la cámara.
El hidrogeno posee otra característica que infiere en gran medida a la parte
ambiental, y es el hecho de que posee gran facilidad para diluirse en el ambiente,
pues en el caso de haber una mezcla rica en donde no se consuma en su totalidad
el combustible, los productos de combustión que contengan partículas de
hidrogeno sin reaccionar, simplemente se disolverán en el ambiente. Siendo esta
una ventaja en casos en los que existan fugas ya que las condiciones inseguras
pueden ser disminuidas. En conclusión se puede decir que el hidrogeno surge
como una excelente alternativa ante las normatividades ambiéntales vigentes, que
limitan en gran medida el uso de otros combustibles.
En cuanto al uso del software de simulación, se adquirió y se logro comprender
algunos parámetros de funcionamiento de FLUENT que a pesar de ser un
programa complejo en cuanto a su funcionamiento, debido a que utiliza modelos
matemáticos y funciones especializadas para el análisis de la combustión, se
obtuvieron simulaciones lógicas que nos dieron un punto de referencia para
analizar y comprender mejor el proceso que puede tener la combustión, que para
este caso, se hizo con dos tipos de combustibles, obteniendo las siguientes
conclusiones de los resultados arrojados en las simulaciones:
En comparación a los valores obtenidos a partir de las simulaciones realizadas
para la utilización de cada uno de los tipo de combustibles estudiados, se pudo
determinar que en cuanto a la presión estática no hay un cambio significativo en
los rangos de perdidas de presión, pues a la entrada de la cámara se asumió el
mismo valor de entrada de presión, que es la que se obtiene gracias al trabajo de
compresión, donde el valor teórico calculado correspondía a 596312 Pa, pero el
software asemeja a un modelo real arrojando una presión a la entrada de 552000
Pa, en ambos casos; la diferencia se evidencio a la salida de la cámara donde
para el caso del hidrogeno hubo una caída de presión de un 5,07% (524000 Pa)
en comparación al kerosén que tiene una caída de presión de 5,97% (519000 Pa).
Esta caída de presión es generada por efectos fiscos, como son el proceso de
difusión ocurrido desde la salida del compresor hasta la entrada de la cámara,
además de la fricción con las paredes del sistema y la aceleración que sufre el aire
en el proceso de combustión.
Teóricamente el hidrogeno posee una mayor velocidad de llama que el kerosén, lo
cual debería evidenciarse en una aceleración del flujo a la salida de los gases.
Pero en contraste, la simulación determino que al establecer las condiciones y
parámetros de operación normales del motor, el hidrogeno muestra una presión
dinámica menor a la salida de la cámara que el kerosén, esto se podría explicar
debido a las condiciones de mezcla a las que se ha realizado la simulación,
siendo un factor determinante en el proceso de combustión, pues en cierta medida
determina si hay una combustión completa o incompleta.
La densidad evidencia una notable diferencia entre ambos combustibles, el
hidrogeno presenta una mayor proporción de incremento solo a la salida de la
combustión, lo cual relaciona un aumento de velocidad sufrido por los gases a la
salida de la cámara, sin que esto signifique que alcance valores cuantitativos
superiores a los alcanzados por el kerosén. El contorno de densidad en la
simulación del kerosén, muestra valores de proporción mas bajos, sin embargo, se
verán igualados tanto a la entrada como a la salida, de lo que se infiere que en la
entrada hay una mayor densidad debido a la divergencia del dúcto, y en la zona
de combustión el aumento de debe al incremento de la velocidad generada por la
combustión. También se puede concluir que el salto de velocidad no es
significativamente alto en relación al hidrogeno, donde se lleva un proceso mas
gradual, pues los valores máximos de densidad se alcanzan únicamente en la
salida de la cámara.
La velocidad desarrollada en la cámara de combustión, muestra una aceleración
gradual del fluido que concluye con el aumento final de velocidad a la salida de la
misma; aunque teóricamente al aplicar hidrogeno se esperaba un aumento mas
significativo respecto al kerosén, en encontraste la simulación evidencia el efecto
contrario, en donde el kerosén alcanzo un valor mayor de velocidad a la salida de
la cámara, mientras que el hidrogeno aunque también mostró un incremento como
se esperaba, no supero la velocidad del kerosén.
Debido a las altas velocidades que se manejan en la operación del motor, se
evidencia un punto de estancamiento en ambas simulaciones, generado por
efectos de vorticidad del flujo, además de ser la geometría un factor determinante
en la generación de este. Este estancamiento ocasiona un efecto de taponamiento
el cual obstruye el flujo normal y continuo de aire que seria ideal para así
garantizar el gasto requerido por la cámara para llevar a cabo la combustión.
Aunque para esto es deseable tener efectos turbulentos, en exceso esto puede
volverse contraproducente para el buen desempeño del motor. Si se observan las
simulaciones, se puede deducir que el hidrogeno presenta un efecto de vorticidad
menor que el del kerosén, debido a que la velocidad de combustión del hidrogeno
es mayor en teoría, que la del kerosén, es por ello que se evacua mas
rápidamente el aire cuando se utiliza hidrogeno y por ende el aire que circula
llegara de manera mas fácil y rápida a la cámara que con el uso del kerosén, no
contribuyendo a aumentar el vortice.
Las temperaturas generadas durante el proceso de combustión son
evidentemente distintas, debido a que el hidrogeno tiene un mayor poder calorífico
que el kerosén, por lo que se esperaría que teóricamente las ondas de expansión
térmica debieran ser mas extensas, hablando en términos de longitud y
temperatura, pero una vez mas se pone en manifiesto que al aplicar las
condiciones normales de operación del motor, el hidrogeno se comporta de una
manera mas conveniente, debido a que alcanza una temperatura superior a la del
kerosén, y sin embargo presenta una baja temperatura a la salida de los gases, lo
cual es benéfico para los materiales de la turbina, pues no tendrán que soportar un
choque térmico tan elevado como se presuponía. En el caso del kerosén, la
temperatura mas alta alcanzada es notablemente mas baja que la del hidrogeno,
pero las ondas térmicas generadas por este muestran unas temperaturas mas
altas además de longitudes mas extensas.
El contorno de intensidad de turbulencia pone en evidencia que para ambos tipos
de combustible, se genera un buen porcentaje de ella, garantizando así una
estabilidad adecuada de la llama, además de beneficiar el proceso de la
combustión, ya que esto indica el consumo en gran parte de aire que entra a la
cámara.
En conclusión, el hidrogeno es una buena alternativa energética, y aunque esta es
una de las fases iniciales en el proceso investigativo, ya se puede vislumbrar una
alta viabilidad para su implementación tanto en la aeronáutica como en otros
campos. Cabe anotar que ya antes se habían realizado investigaciones
estudiando el comportamiento, desempeño, factibilidad economiza, entre otros,
que demuestran también, su gran variedad de aplicaciones energéticas a favor del
medio ambiente y como alternativa para un cambio del sistema económico
mundial actual que se basa en los hidrocarburos de tipo fósil, como el petróleo que
con los años ira escaseando ya que estadísticamente se prevé que la reserva
mundial se acabara aproximadamente en 50 años. Por ello es bueno prever este
hecho estudiando desde ya nuevos combustibles que puedan suplir la demanda
actual.
RECOMENDACIONES
Para una optima implementación del hidrogeno en la cámara de combustión del
motor Allison 250, se deben tener en cuenta ciertas consideraciones de tipo
técnico, debido a que durante el proceso que se llevo a cabo en esta
investigación, se evidenciaron ciertas falencias del diseño actual, pudiendo
atribuirse a que el modelo simulado en 2D, no es el mas adecuado, por lo que se
sugiere realizar la simulación en 3D para asimilar mejor el fenómeno de
combustión, y así poder validar los resultados acá presentados.
Según la simulación realizada en esta investigación, existe la formación de ciertos
puntos de estancamiento y vorticidad en la cámara. Los parámetros
proporcionados a la simulación están basados de la teorización del motor por
medio de los cálculos termogasodinámicos, que se asemejan a las condiciones
reales de operación del motor según el fabricante, sin embargo, seria conveniente
hacer un análisis detallado que confirmara este fenómeno, debido a que cabe la
posibilidad que hayan discrepancias con lo que sucede en realidad, pues de
comprobarse este fenómeno, se podría llegar a pensar en un rediseño del dúcto
que mejoraría en gran medida el rendimiento del motor.
Seria útil analizar el sistema de inyección, pues el utilizado en las simulaciones
acá realizadas no es detallado, y seria importante poder determinar su influencia
en la combustión, tal vez variando el tipo de aspersor, velocidad de inyección,
ángulo y flujo másico, para así abarcar mas detalladamente el análisis de este
fenómeno de combustión especifico.
En cuanto al rediseño que este proyecto menciona como alternativa, se sugiere
analizar los sistemas de refrigeración utilizados actualmente en la cámara, aunque
los resultados de la investigación proporcionan información acerca de unas bajas
temperaturas a la salida de la cámara, esto no quiere decir que en ningún
momento de su funcionamiento no puedan haber altas temperaturas que afecten
el material, ya que como se puede apreciar en las animaciones generadas desde
el software, existen lapsos de tiempo en los existen picos de temperatura que
tienen contacto directo con el material, hasta que la llama se estabiliza en su
totalidad, esto se puede observar en mayor medida en el momento de encendido
del motor.
PALABRAS CLAVE
CFD
Computational Fluid Dynamics
SFC
Consumo especifico de combustible
PDF
Probability Density Function
FLUENT
Es uno de los programas más importantes del software de la
dinámica de fluidos computacional (CFD). Este software se
utiliza para la simulación, la visualización, y el análisis del flujo
fluido, del calor y de la transferencia total, y de reacciones
químicas.
GAMBIT
Es un pre-procesador integrado para los análisis CFD. El
usuario utiliza Gambit, bien para construir la geometría y
generar una malla para ella, o para importar una geometría
creada por paquete de dibujo 3D CAD/CAE, realizarle las
modificaciones adecuadas, y generarle una malla para el
posterior análisis.
SOLID EDGE
Programa para modelamiento en 2D/3D.
K EPSILON
Para simular modelos turbulentos FLUENT utiliza el modelo de
turbulencia k - epsilon para realizar la simulación. Este es un
modelo semi-empírico; su ecuación deriva de las ecuaciones
de Reynolds-Average Navier-Stokes. Las mayores asunciones
en este modelo es que se trata de un flujo totalmente
turbulento y con efecto de la viscosidad despreciable, además
únicamente puede utilizarse para flujos totalmente turbulentos.
CAD
Computer Aided Design - Diseño asistido por ordenador
Pre PDF
Programa incluido en el paquete FLUENT que permite a este
realizar un pre analisis de los reactivos y productos obtenidos
en un proceso de combustión.
Mixture-fraction
Método de analisis incluido en el paquete de FLUENT, para
analizar las condiciones necesarias para la realización del
proyecto.
CAE
Computer Aided Education – educación asistida por ordenador