determinación de la presión crítica en la cámara de combustión en

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COMANDO DE EDUCACIÓN Y DOCTRINA DEL EJÉRCITO
ARTÍCULO CIENTÍFICO
DETERMINACIÓN DE LA PRESIÓN CRÍTICA EN LA CÁMARA DE
COMBUSTIÓN EN UN MOTOR DE TURBINA A GAS
DETERMINATION OF CRITICAL PRESSURE IN CHAMBER COMBUSTION
IN A GAS TURBINE ENGINE
GREGORIO ATAU QUINTERO
PROFESOR TÉCNICO MECÁNICO AERONÁUTICO
2014
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DETERMINACIÓN DE LA PRESIÓN CRÍTICA EN LA CÁMARA DE
COMBUSTIÓN EN UN MOTOR DE TURBINA A GAS
DETERMINATION OF CRITICAL PRESSURE IN CHAMBER COMBUSTION
IN A GAS TURBINE ENGINE
PROFESOR GREGORIO ATAU QUINTERO
RESUMEN
Objetivo: Comprobar y demostrar el trabajo en una metodología para hallar la
presión crítica a la que puede ser sometida la cámara de combustión en un
motor de turbina a gas. Método: Para ello se recurre a la formulación analítica
que se emplea en resistencia de materiales para recipientes a presión.
Resultados: La cámara de combustión sometida a altas temperaturas con una
estructura de un material seleccionado y con un esfuerzo de fluencia se ve
cómo realiza la combustión en forma óptima al quemarse todo el combustible
interno. Conclusiones: La distribución de esfuerzos sobre la pared es obtenida
analíticamente y numéricamente por elementos finitos, cuando la cámara está
sometida a las condiciones críticas establecidas.
Palabras clave: Cámara de combustión, esfuerzo de fluencia, motor a turbina
a gas, recipientes a presión.
ABSTRACT
Objective: To verify and demonstrate the work on a methodology to find the
pressure criticism that can be submitted in the combustion chamber rocket
motor. Method: We evaluated the analytical formulation is used that strength of
materials used in pressure vessel. Results: Immediately appears as the
temperature affects the yield stress of the material selected. Conclusions: The
stress distribution on the wall is obtained analytically and numerically by finite
elements, when the camera is subjected to critical conditions established.
Keywords: Combustion chamber, yield stress, a gas turbine engine, pressure
vessels.
”
INTRODUCCIÓN
El proceso de combustión se lleva a cabo dentro de un motor a turbina a gas
generando en su interior una carga de presión a alta temperatura en la
cámara, lo que induce esfuerzos en el material que la conforma. Si dichos
esfuerzos sobrepasan el denominado límite de elástico o esfuerzo de fluencia,
al retirarse la carga, el material presentará deformaciones plásticas de carácter
permanente lo que afectará su desempeño en el siguiente ciclo de uso. Si
sigue incrementando la presión indefinidamente, la pieza termina por colapsar,
en el caso de un recipiente sometido a presión, el colapso implica la explosión
del recipiente, situación que se tiene que evitar, puesto que pone en riesgo la
integridad del personal y los bienes materiales que se encuentre en las
cercanías. Para evitar estos indeseables escenarios es necesario definir la
presión critica, como la presión máxima dentro de la cámara a la cual los
esfuerzos del material inducen solamente deformaciones de tipo elástico, es
decir, se conservan las dimensiones originales una vez termina la combustión.
En el caso de materiales dúctiles, como el aluminio, el criterio de falla por
fluencia, deformación plástica, que se ha ajustado de mejor manera a la
evidencia experimental es la denominada Hipótesis de la Energía de
Deformación, la cual predice que este tipo de falla ocurrirá cuando la energía
de deformación total en un volumen unitario alcanza o excede la energía de
deformación en el mismo volumen correspondiente a la resistencia de fluencia
en tensión o compresión. Esta hipótesis evalúa el factor de seguridad como el
cociente entre la resistencia de fluencia y el Esfuerzo de Von Misses. Como ya
se mencionó, la presión crítica corresponderá a un factor de seguridad 1. Es
decir, que esfuerzo de Von Misses inducido por la presión interna alcanza le
resistencia de fluencia o limite elástico. Los datos de entrada para el caso de
estudio, aquí analizado, corresponden a las dimensiones y materiales
seleccionados para el Proyecto. Esos datos se consignan en la Tabla 1.
Tabla 1. Propiedades del material seleccionado para la cámara de combustión


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Densidad
Módulo de Young
Razón de Poisson
Coeficiente de expansión térmica
Conductividad Térmica a
Radio Externo,
Espesor,
2770 kg/m3
71 GPa
0.334
2,3 x 10-5 K-1
100 C 165 W/(m K)
r0 1.5”
t 0,035”
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MATERIAL Y METODO
Para el desarrollo del artículo científico “DETERMINACIÓN DE LA PRESIÓN
CRÍTICA EN LA CÁMARA DE COMBUSTIÓN EN UN MOTOR DE TURBINA A
GAS” se utilizó los siguientes materiales: grasa, aceite, turbo, trapo de limpieza
y las herramientas de aviación (llaves, alicates, torquímetro). Antes de sugerir
los métodos para la prueba de la presión crítica en la cámara de combustión,
se tuvo que tomar en cuenta las medidas de seguridad aeronáuticas
establecidas en las guías para pruebas de alto riesgo, que son normas y
reglamentos emitidas por la Dirección General de Aviación Civil (DGAC), así
como la gestión en la Aviación del Ejército para solicitar el taller de pruebas de
motor a turbina a gas.
Procedimiento
1. Breve instrucción sobre el funcionamiento del motor a turbina a gas:
Los motores a turbina a gas se encuentran en aviones comerciales de todo
el mundo y revolucionó la forma en la que viajamos. Las funciones del
motor a turbina a gas por medio de un ciclo termodinámico, donde el aire
se ingiere, comprimido, quemado, expandido y finalmente expulsado por la
tobera donde se genera el empuje del motor originando la propulsión de la
aeronave. Estos cinco pasos son llevados a cabo por cinco componentes
principales: motor del ventilador, compresor (presión baja y alta), cámara
de combustión, la turbina (alto y bajo presión), y la tobera de escape.
Fig. 1
”
2. En la Figura2 observamos un esquema de una sección transversal del
motor de turbina a gas. En esta vista lateral, los componentes o
estaciones han sido numerados para tener una mejor orientación de los
procesos. El aire viaja a través del motor de izquierda a derecha,
empezando por el ventilador (número 1 en la figura) y avanzar hacia la
tobera de escape (número 5 en la figura). Las componentes y lo que
sucede en cada estación se describen en detalle a continuación.
Fig. 2
INGESTIÓN
El ventilador es responsable de producir la mayoría del empuje generado
por un motor turboventilador y es fácilmente visible cuando se mira en la
parte delantera del motor, como se ve en la Figura. El aire ambiental
entra en el motor mediante el paso a
través del ventilador. La mayor parte del
aire que pasa a través del ventilador viaja
alrededor el núcleo del motor (el centro
del motor a la que el compresor,
cámara de combustión, turbina y
tobera de escape se ubican). Este aire
que viaja alrededor del núcleo que se
conoce como el aire de bypass (que no
pasa por el núcleo).El aire de bypass es
acelerado por la parte trasera del motor
por el ventilador creando así empuje.
”
COMPRESIÓN
El propósito de la compresión es preparar el
aire para la combustión mediante la adición
de energía en la forma de presión y calor. El
compresor se divide en dos porciones:
compresor de baja presión, mencionado
anteriormente, y el compresor de alta
presión. Ambos compresores funcionan de
una manera similar, sin embargo, que
interactúan con diferentes partes del motor
de turboventilador.
COMBUSTIÓN
La combustión se produce dentro de la cámara de combustión, es una
cámara estacionaria dentro del núcleo del motor. El propósito de la
cámara de combustión es añadir aún más energía para el flujo de aire
por medio de adición de calor. Dentro de la cámara de combustión, el
combustible se inyecta y se mezcla con el aire. Esta mezcla de
combustible-aire se enciende, creando un aumento brusco de
temperatura y energizar el flujo, impulsándola hacia atrás hacia la turbina
de alta presión.
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EXPANSIÓN
La expansión se produce dentro de la alta presión y turbinas de baja
presión. Las turbinas tienen filas de cuchillas que giran (como se ve en la
Figura). El propósito de las turbinas es extraer energía del flujo que
luego se utiliza para hacer girar los compresores y el ventilador. El
ventilador cuando gira atrae más aire a través el núcleo del motor que
sigue la totalidad proceso, y empuja el aire con más derivación alrededor
del motor, generando empuje continuo.
GASES DE COMBUSTIÓN
La tobera es el último componente donde el aire fluye antes de salir del
motor. La tobera de escape del motor es estacionaria como la cámara de
combustión. El propósito de la tobera de escape es impulsar el flujo de
gases calientes fuera del motor generándonos un empuje adicional. Esto
se logra gracias al diseño que tienes (geometría o forma). La boquilla
también ayuda regular las presiones dentro del motor para mantener los
otros componentes funcionando correctamente y eficientemente.
”
Formulación analítica
De acuerdo con Shigley, para recipientes cerrados sometidos a Presión, en su
forma más general, y considerando que la presión externa es despreciable
respecto a la interna, los esfuerzos tangencial, radial y longitudinal, que
corresponden a los esfuerzos principales, los índices denotan una variable
sobre la pared interna y externa respectivamente de la cámara de combustión.
Efecto de la temperatura en la resistencia
La información disponible de un material dado, corresponde a condiciones
normalmente ambientales, sin embargo, como se mencionó anteriormente, la
cámara de combustión de un motor de turbina a gas, se encuentra a elevadas
temperaturas, De acuerdo con información disponible en la norma usada para
diseño de recipientes a presión. Se implementa un modelo bidimensional,
empleando un corte transversal de la cámara de combustión.
RESULTADOS
En ningún caso, la diferencia entre los valores obtenidos para la razón esfuerzo
tangencial-presión critica supera el 0.02 %; demostrando concordancia entre
las dos técnicas empleadas, analítica y efecto de la temperatura en la
resistencia. En resumen, en este punto, el aire dentro del motor ha tenido
combustible añadido y ha sido quemado muy rápidamente. Este aire está a una
presión y temperatura mucho más alta en comparación a cuando entró en el
motor. Estas presiones y temperaturas elevadas son debido a la energía
añadida al flujo de compresión y combustión.
DISCUSIÓN
Se llegó a determinar que la combustión dentro de la cámara debe ser en su
totalidad, para eso se verifica los regímenes de trabajo de la turbina libre
(instrumento que está ubicado en el panel de instrumentos de la cabina de
pilotos), que no exista variación en la lectura.
Los motores a turbina a gas si son sometidos a temperaturas, esfuerzos
extremos de carga y mala combustión, la vida útil de este componente se
reducirá notablemente.
CONCLUSIONES
 Tal vez el reto más grande en el diseño de una cámara sea el de lograr la
temperatura máxima adecuada que proporcione alta eficiencia y que a la
vez no deteriore el interior de la cámara. La solución a este problema se irá
resolviendo a medida que la ciencia proporcione la forma de encontrar
nuevos materiales para la fabricación de cámaras de combustión.
 El proceso de la combustión ha de tener lugar en su totalidad, dentro de la
cámara de combustión, a fin de evitar que los álabes de la turbina estén
sometidos a las elevadas temperaturas de las llamas. Las turbinas de gas
funcionan con un elevado exceso de aire para que la temperatura de los
productos de combustión al incidir en los álabes no sea excesiva y no se
”
produzcan excesivos problemas de corrosión o fatiga en los mismos, y
mantener los efectos derivados de la deformación plástica dentro de límites
aceptables.
AGRADECIMIENTO
Quiero agradecer a Dios por haberme guiado por el camino de la felicidad; en
segundo lugar a cada uno de los que son parte de mi familia.
Finalmente un eterno agradecimiento a este prestigioso Instituto de Educación
Superior Tecnológico Público del Ejército – ETE.
Gregorio Atau Quintero
REFERENCIAS BIBLIOGRÁFICAS
Asme boiler and pressure vessel code-section II.
García a, alvares j, dos santos c. ensaios dos materiais, ltc. rio de
janeiro, 2008
Engineering data sources, ansys 13.
Manual de mantenimiento y herramientas especiales de la Fuerza Área
del Perú.- Manual de herramientas de motores y sistemas del TB.3V
Manual de mantenimiento y reparación de motores de aviación.
Manual de motores y sistemas del AI-20D
Manual de vuelo del avión – AI-20D
Manual de mantenimiento del ejército
Manual técnico de motores del TB3
Manual técnico de la Aviación del Ejército.
Cámaras de combustión de turbinas a gas. 5 de mayo de 2004. disponible
en: http://personales.ya.com/universal/termoweb/turbinas/gas/pdfs/8turbinasgas.pdf