Diapositiva 1 - Propulsion Aeroespacial
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INTRODUCCIÓN A LA PROPULSIÓN Principios básicos : Requisitos para generar fuerzas propulsivas. Empuje. Energía necesaria. Rendimiento motor, propulsor y motopropulsor. Clasificación de los motopropulsores. Historia de los aerorreactores Evolución de los aerorreactores y tendencias Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM ljuste@aero.upm.es; http://labprop.dmt.upm.es Principios básicos Propulsarse significa moverse por uno mismo Los sistemas se encuentran inmersos en medios “resistivos”, que generan fuerzas de resistencia “ resistencia aerodinámica” proporcionales a la velocidad D(V) o fuerzas gravitatorias que se oponen al movimiento La propulsión requiere la aparición de una fuerza “E” en el vehículo para acelerarlo, o para oponerse a las fuerzas de resistencia y mantener su estado de movimiento ” . Segunda Ley de Newton E = D(V) +d(MV)/dt Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM ljuste@aero.upm.es; http://labprop.dmt.upm.es Las fuerzas aparecen siempre como pares iguales y opuestos, así pues, la existencia de una fuerza E lleva consigo la existencia de otra que se denomina de reacción R, igual y contraria a E. Tercera Ley de Newton Esta reacción no puede estar aplicada en el vehículo que se pretende propulsar, de lo contrario, sólo se produciría una deformación y no un cambio de movimiento La reacción R se aplica en otros cuerpos Aparecen dos estados de movimiento. Primer aspecto relevante de la propulsión : para propulsar un vehículo se necesita uno o mas cuerpos además del propio vehículo El uso del principio de acción reacción para producir empuje se conoce desde hace mucho tiempo: Archytas (400BC), paloma Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM voladora ljuste@aero.upm.es; http://labprop.dmt.upm.es Estados de movimiento de los cuerpos involucrados: Supongamos el Universo compuesto por n cuerpos d mV i i n m v Cte F 0 n ext i i dt n Partiendo del reposo la Cte sería 0 Segundo aspecto relevante : Es imposible que partiendo de esta condición un único cuerpo adquiera una velocidad v. Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM ljuste@aero.upm.es; http://labprop.dmt.upm.es No obstante, una masa M puede adquirir una velocidad V siempre y cuando se cumpla: MV mi vi n 1 En el caso que sólo intervenga un cuerpo, además del que se quiere mover, en la producción de la propulsión, ese cuerpo adquirirá un estado de movimiento MV v m Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM ljuste@aero.upm.es; http://labprop.dmt.upm.es Aportes energéticos mínimos necesarios para la propulsión E Energía de más Otro aspecto de la propulsión es la energía que se necesita. Para obtener los estados de movimiento, citados anteriormente, se requiere un incremento de energía, al menos, igual a la cinética Emin Ecin Coste del Sistema Propulsivo ½ MV2 v/V 1 v 2 MV 1 2 V Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM ljuste@aero.upm.es; http://labprop.dmt.upm.es Los incrementos de cantidad de movimiento llevan aparejados incrementos de energía cinética, esta energía tendrá que ser aportada por los sistemas motopropulsores Tercer aspecto relevante y ecuación más importante desde el punto de vista tecnológico de la propulsión Exceso energía ¿Propulsión eficiente? Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM ljuste@aero.upm.es; http://labprop.dmt.upm.es CONCLUSION La propulsión es simplemente una aplicación práctica de las leyes de Newton ALGO APARANTEMETE TAN SIMPLE PERMITE VALORAR LA EFICIENCIA PROPULSIVA DE UN SISTEMA DE PROPULSION ALGO APARENTEMENTE TAN SIMPLE, PERO QUE SUPUSO UNA REVOLUCIÓN CIENTÍFICA “Isaac Newton´s equation for the thrust of a jet is therefore one of the most important equations in history. “ «One day in 17th centruy a man saw an apple fall and wondered why. This man was the great English scientist Sir Isaac Newton (16421727)» Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM ljuste@aero.upm.es; http://labprop.dmt.upm.es Newton summarized his understanding of physical motion into three scientific laws (Philosophiæ naturalis principia mathematica, Isaac Newton, 1687) : 1.A body in motion tends to remain in motion at a constant speed and in a straight line unless acted upon by some external force. 2.The rate of change of momentum (mass x velocity) of a body is proportional to the impressed force and takes place in the direction of the force. 3.For every action there is an equal and opposite reaction. The two actions are directed along the same straight line. The first law is only a special case of the second where the force F=0. The third is obtained by applying the second law to a system of particles under no external force. It is therefore the second law that is the most valuable for the propulsion engineer (1). In mathematical terms it states that the force: d (mV ) F dt (1) AEROSPACE PROPULSION FROM INSECTS TO SPACEFLIGHT Ulf Olsson , Volvo Aero Corporation , Vice president Technology (ret) Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM ljuste@aero.upm.es; http://labprop.dmt.upm.es Besides explaining the thrust of a rocket, Newton’s equation makes it possible to design airbreathing reaction engines. The principle of such an engine is shown in Figure . Air enters the machine at the flight speed V and leaves at the jet speed leaves Vj Motor cohete Aerorreactor Si Vj =cte F m V j V This expression of Newton for the force (or thrust) produced by a jet is perhaps the most important equation in the history of science and has changed our world even more than Einstein’s famous E = mc2. It is the basis for aerospace propulsion and will be used over and over again in what follows. Modern society is inconceivable without jet engine and it is an essential part of Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM economic development ljuste@aero.upm.es; http://labprop.dmt.upm.es RESUMEN • LA NECESIDAD DEL “SEGUNDO CUERPO” • LA “PROPULSIÓN PERFECTA” NO EXISTE • EL EXCESO DE ENERGÍA • HAY SISTEMAS MOTOR Y PROPULSOR • APARECE EL CONCEPTO DE RENDIMIENTO PROPULSIVO Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM ljuste@aero.upm.es; http://labprop.dmt.upm.es Ejemplos prácticos de aplicación de las leyes de Newton Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM ljuste@aero.upm.es; http://labprop.dmt.upm.es Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM ljuste@aero.upm.es; http://labprop.dmt.upm.es Los incrementos de cantidad de movimiento llevan aparejados incrementos de energía cinética, esta energía tendrá que ser aportada por los: SISTEMA MOTOPROPULSOR La energía se consigue del calor liberado en la combustión de combustibles Los sistemas que generan una fuerza propulsiva E de un combustible se denominan Motores de Reacción o MOTOPROPULSORES. Los sistemas que producen energía mecánica a partir de un combustible se denominan MOTORES. Los sistemas que generan una fuerza propulsiva a partir de energía mecánica se denominan PROPULSORES. Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM ljuste@aero.upm.es; http://labprop.dmt.upm.es MOTOR + PROPULSOR MOTOPROPULSOR Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM ljuste@aero.upm.es; http://labprop.dmt.upm.es Definición de Rendimientos Rendimiento Motor: Energía Mecánica Producida / Energía del Combustible (½MV 2 ½mv2 ) / cL Rendimiento Propulsivo (de la Propulsión): Energía Útil para Propulsión / Energía Mecánica EV0 / (½ MV 2 ½mv2 ) Rendimiento Motopropulsivo (o Global): Energía Útil para Propulsión / Energía del Combustible EV0 / cL Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM ljuste@aero.upm.es; http://labprop.dmt.upm.es Generación de Empuje ¿Como lo hace? El empuje nace como reacción al aumento de la cantidad de movimiento que se produce en el fluido que lo atraviesa. Las paredes internas del sistema aerorreactor, en contacto con el fluido, producen fuerzas fluidodinámicas (de presión y fricción) sobre el mismo, que inducen un cambio en su cantidad de movimiento. Como consecuencia de ello, el fluido, a su vez, produce las mismas fuerzas, pero en sentido contrario, sobre las paredes mojadas. Ejemplo de generación de empuje debido a fuerzas fluidodinámicas (presión y fricción) es el producido en un globo lleno de aire (a presión mayor que la atmosférica) cuando éste se deja escapar a través de un orificio.. Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM ljuste@aero.upm.es; http://labprop.dmt.upm.es En este caso, cuando el tiempo transcurre el aire va saliendo y la presión interior en el globo va disminuyendo; hasta que la presión interior se iguala a la atmosférica, el aire deja de salir (no se produce ningún cambio en su cantidad de movimiento) y por tanto el empuje deja de existir Se podría tener una configuración estacionaria (permanente en el tiempo) si se fuera llenando el globo de aire con la misma cantidad de aire que sale. Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM ljuste@aero.upm.es; http://labprop.dmt.upm.es Esa misión de llenado, en un turborreactor, la realiza el compresor, mediante una aportación exterior de potencia mecánica. El empuje que se obtiene de esta forma es pequeño ya que la potencia exterior aportada también es pequeña. Una forma de aportar mucha potencia al sistema es mediante una combustión interna. Esa es la finalidad de la cámara de combustión de los aerorreactores. Por último, como la potencia desarrollada en la combustión es muy grande, se instala una turbina, que invierte parte de la potencia interna para mover el compresor, así se acoplan turbina compresor a través de un eje y no se necesita aporte exterior alguno de potencia mecánica. DEFINICIÓN: RESULTANTE DE FUERZAS DE PRESIÓN Y FRICCIÓN SOBRE LAS PAREDES INTERNAS Y EXTERNAS DEL MOTOR, MENOS LA DE FRICCIÓN SOBRE LAS Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM PAREDES EXTERNAS ljuste@aero.upm.es; http://labprop.dmt.upm.es Evaluación SIMPLIFICADA del Empuje Como se puede observar; en la figura aparece, la generación del empuje que se produce en la descarga de un cilindro que contiene un fluido a presión mayor que la atmosférica. G El proceso de obtención de empuje que se presenta se puede generalizar a cualquier tipo de proceso en donde se produzca generación de empuje por fuerzas fluidodinámicas. Así, cuando no hay velocidad de vuelo y la presión de salida es la presión ambiente, el empuje vale: E = G VS De forma general, el empuje será: Si Ps = Pamb E G Vs V0 As Ps P0 VS : velocidad de salida del aire relativa al vehículo (SI v0 = 0) No hay cantidad de movimiento de entrada en la dirección de Vs Definición de Empuje Definiciones de empujes Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM ljuste@aero.upm.es; http://labprop.dmt.upm.es NOTA (inciso) : SE PUEDE EVALUAR DE UNA MANERA MÁS FORMAL A PARTIR DE LA: Ecuación integral cantidad de movimiento Una forma de la segunda ley de Newton: Dos sistemas de coordenadas: a) Inercial b) Fijo al vehículo que se mueve con una velocidad relativa al inercial u0 Velocidades relativas al vehículo : u Segunda ley de Newton para un volumen de control de masa fija: o Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM ljuste@aero.upm.es; http://labprop.dmt.upm.es Fuerzas externas al volumen de control: Presión Viscosas Másicas Fuerza debida al cambio en la inercia del vehículo que se acelera = F0 Cambio en la cantidad de movimiento de la masa en el volumen de control Desarrollando y considerando solo las componentes según x ¡SE VERA EN LA ASIGNATURA DE MECÁNICA DE FLUIDOS! Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM ljuste@aero.upm.es; http://labprop.dmt.upm.es Ecuación cantidad movimiento En el caso de flujo estacionario y velocidad constante del vehículo También se puede deducir a partir de la definición utilizando la Ecuación integral de cantidad de movimiento (se vera en 4º) Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM ljuste@aero.upm.es; http://labprop.dmt.upm.es NOTA (otro inciso): Descripción lagrangiana del fluido : seguir a la partícula : x(x0,t) y F(x0,t), x0 posición inicial de la partícula Descripción Euleriana: que ocurre en un punto del fluido: F(xi,t), x punto del fluido El cambio en velocidad en un punto fijo en flujdo no estacionario tiene dos componentes, el cambio en velocidad en ese punto fijo con respecto al tiempo y la componente convectiva debida a hecho de que hay gradientes espaciales en velocidad. Para entenderlo, suponer dos casos, 1) el campo de velocidades es uniforme (no hay gradientes espaciales) pero varía con el tiempo y 2) el campo de velocidades es constante con el tiempo, pero varía de un punto a otro. Si se quiere evaluar el cambio de velocidad de una partícula fluida es necesario tener en cuenta ambas componentes Al utilizar el campo de velocidad será necesario utilizar el punto de vista lagrangiano. Al notar que x, y, z son funciones de tiempo, puede establecerse el campo de aceleraciones derivando en la siguiente forma Derivada sustancial (TOTAL): ¡SE VERA EN LA ASIGNATURA DE MECÁNICA DE FLUIDOS! Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM ljuste@aero.upm.es; http://labprop.dmt.upm.es Clasificación de los Motores de Reacción Autónomos: Son aquellos que no necesitan de ningún medio exterior para propulsarse, con lo cual parte de su masa es eyectada en sentido contrario al de su movimiento. Estos sistemas son los “Motores Cohete”. No Autónomos: Aquellos que utilizan masas exteriores para propulsarse. Utilizan el medio ambiente (tierra, agua, aire...). Si este medio es el aire atmosférico se denominan “Aerorreactores”. Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM ljuste@aero.upm.es; http://labprop.dmt.upm.es Los motores de reacción (motopropulsores) no autónomos que utilizan el aire para propulsarse se denominan, AERORREACTORES. Los aerorreactores toman el aire exterior y después de suministrarle energía lo eyectan otra vez al exterior a más velocidad con que lo han tomado produciendo un aumento de la cantidad de movimiento del aire El EMPUJE (fuerza que le hace moverse) se obtiene como reacción al aumento de la cantidad de movimiento que experimenta el aire a través del aerorreactor. Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM ljuste@aero.upm.es; http://labprop.dmt.upm.es Definiciones En un aerorreactor, se consume una cantidad de combustible en la unidad de tiempo, c. Entra una cantidad de aire en la unidad de tiempo, G, con una velocidad V0. Salen una cantidad de productos de combustión, G + c, con una velocidad de salida Vs. Empuje = (G + c) Vs - GVo Potencia calorífica del combustible = cL Potencia mecánica = [(G + c)Vs2 – GV02]/2 Potencia útil del empuje = EV0= [(G + c)Vs - GV0]V0 Consume: combustible, c aire, G Produce: empuje, E Parámetros intensivos de interés: Impulso específico: E/G Consumo específico: c/E Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM ljuste@aero.upm.es; http://labprop.dmt.upm.es Clasificación de Aerorreactores AERORREACTORES con mecanismo de compresión de aire (grupo compresor – turbina) TURBORREACTOR (Turbojet) TURBORREACTOR DE DOBLE FLUJO (Turbofán) TURBORREACTOR + POSTCOMBUSTIÓN TURBOHÉLICES (Turbopropeler) TURBINAS DE GAS (Turboshaft) sin mecanismo de compresión de aire ESTATORREAcTOR (Ramjet Mc < 1, Scramjet Mc > 1) PULSORREACTOR (Pulse jet) Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM ljuste@aero.upm.es; http://labprop.dmt.upm.es Motores Cohete Empuje (N) Impulso Empuje/pes especí-fico o (segundos) Estado Tiempo característico Aplicaciones Sólidos 0-107 < 102 280 Gases Comb. Prop. Sólidos 3000 Utilización Segundo JATO, Misiles y misiones Espacias les en general Líquidos 0-107 < 102 500 Gases Comb. Prop. Líquidos 4400 Utilización Minutos JATO, Misiles y misiones Espaciales en general Híbridos 0-106 < 102 350 Gases Comb. Prop. Sólidos y Líquidos Investigación y Desarrollo Minutos JATO, Misiles y misiones Espaciales en general H2 3000 Investigación y Desarrollo Minutos Misiones de Superficie e Interplanetarias Investigación Básica ----- Especulativas Fisión < 105 (no pequeños) 3101 1000 Fusión ----- 10-1 3000 Resisto-jet 0-.5 10-2 150-800 H2, N2H4 3000 Utilización Días Misiones de Satélites Arco eléctrico 0-1.0 10-4-10-2 280-1500 N2H4, H2, NH3 5800 Utilización Meses Misiones de Satélites Electrostáticos (acelerad. iones) 0-1.0 10-6-10-4 1500-25000 Xe Utilización y Desarrollo Meses Misiones de Satélites e Interplanetarias Electromagnétic. (acelerad. plasma) 0-2 10-6-10-4 1500-15000 H2 Utilización y Desarrollo Meses Misiones de Satélites e Interplanetarias Fotónicos ----- Especulativo Años Especulativas. ¿Estelares? ----- 3.16 107 Químic os Propul sión Fluido Nuclea Dinámi ca res Eléctri cos Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM ljuste@aero.upm.es; http://labprop.dmt.upm.es Sistemas de propulsión aeroespacial en función del fluido y la fuente de energía Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM ljuste@aero.upm.es; http://labprop.dmt.upm.es Comparación de sistemas autónomos y no autónomos Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM ljuste@aero.upm.es; http://labprop.dmt.upm.es AERORREACTORES Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM ljuste@aero.upm.es; http://labprop.dmt.upm.es Diferentes configuraciones ? Un comportamiento motor y un comportamiento propulsor Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM ljuste@aero.upm.es; http://labprop.dmt.upm.es COMPORTAMIENTO MOTOR CICLO TERMODINAMICO DE LOS TURBORREACTORES En los motores, la energía mecánica se obtiene principalmente de la energía interna de los combustibles, mediante un proceso de combustión. En este proceso se produce calor, que después se transforma en energía mecánica. Esta transformación se realiza por medio de un ciclo termodinámico, en el cual una sustancia evoluciona, interaccionando con el exterior, absorbiendo y liberando calor y trabajo, según los principios de la termodinámica. Entre los ciclos más utilizados y conocidos se encuentran los utilizados por los motores, tanto diesel, como los de gasolina (ciclo Otto) que se utilizan en vehículos, barcos y aviones. Otro de los motores existentes es la “TURBINA DE GAS”. Este sistema utiliza el ciclo termodinámico Brayton. En él, un gas (aire) se comprime en un compresor, se mezcla con el combustible y se quema en una cámara de combustión, formándose productos de combustión que se expansionan en una turbina, y salen al exterior a través de una tobera de salida. Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM ljuste@aero.upm.es; http://labprop.dmt.upm.es Dos son las propiedades termodinámicas que definen el estado del gas que evoluciona según un ciclo termodinámico: Presión y Temperatura. Para poder proporcionar trabajo al exterior hay que aumentar la presión y la temperatura del gas, durante su evolución, así el ciclo queda definido por la presión máxima y la temperatura máxima alcanzada. En los ciclos tendremos una fase de compresión, otra de combustión y otra de expansión. En las turbinas de gas estas fases se realizan en distintos lugares al mismo tiempo, mientras que en los motores de gasolina y diesel se realizan en el mismo sitio pero en tiempos diferentes, de ahí que las turbinas de gas son motores de combustión continua, mientras que los diesel o gasolina son de combustión alternativa. Esto también da lugar a que en unos el ciclo sea abierto (combustión a presión constante) y en otros sea cerrado (combustión a volumen constante). Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM ljuste@aero.upm.es; http://labprop.dmt.upm.es El funcionamiento de estos sistemas está influenciado por las condiciones termodinámicas (presión y temperatura) del aire que toman así como por la velocidad de vuelo y por la presión y temperatura máxima del ciclo Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM ljuste@aero.upm.es; http://labprop.dmt.upm.es La segunda ley de la termodinámica demuestra que la máxima eficiencia posible de un sistema es la eficiencia del ciclo Carnot, escrita como: h = (T - T )/T H C H La máxima eficiencia de un ciclo cerrado puede ser determinada calculando la eficiencia del ciclo Carnot funcionando a la mismas temperaturas (alta y baja): CICLO DE CARNOT TEMPERATURA Ciclo Ideal con el Mayor Rendimiento Posible 3 2 PRESIÓN 2 1 4 3 ENTROPIA 1 4 VOLUMEN Rendimiento (Energía Mecánica Producida/Calor Suministrado) = 1 - T1/T3 Valor Típico ~ 0,8 Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM ljuste@aero.upm.es; http://labprop.dmt.upm.es CICLO DE LAS TURBINAS DE GAS CICLO DE PRESIÓN CONSTANTE Ciclo Ideal de las Turbinas de Gas TEMPERATURA 3 PRESIÓN 2 4 1 2 3 ENTROPIA 1 4 VOLUMEN Rendimiento (Energía Mecánica Producida/Calor Suministrado) = 1 - (P1/P3)^((g-1)/g) Valor Típico ~ 0,67 Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM ljuste@aero.upm.es; http://labprop.dmt.upm.es Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM ljuste@aero.upm.es; http://labprop.dmt.upm.es Relaciones entre Rendimiento Térmico, hM, Rendimiento de Propulsión, hP, y Consumo Específico, CE Se puede demostrar que dos motores con el mismo rendimiento térmico puede presentar diferentes habilidades para propulsar un avión, y por consiguiente se necesita un nuevo rendimiento el de propulsión. Se va a ilustrar las relaciones entre estos rendimientos y el consumo específico de combustible en un turborreactor de flujo único; Considérense las velocidades relativas a un turborreactor dadas en la Fig. El consumo de combustible es c, así pues la potencia calorífica añadida al aire es cL, donde L es el poder calorífico del combustible. La potencia mecánica añadida al gasto de aire, G, se invierte en aumentar su velocidad, desde la velocidad de vuelo, V0, hasta la velocidad de salida, Vs. Por consiguiente, la potencia mecánica que se está suministrando al aire es: 1 1 2 GVs GV02 2 2 Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM ljuste@aero.upm.es; http://labprop.dmt.upm.es En estos términos el RENDIMIENTO MOTOR hM, se expresa como 1 1 GVs2 GV02 Potencia Mecanica Neta (obtenida) 2 hM 2 Potencia Calorifica del Combustible (suministrada) cL Ahora habría que considerar cuanta de la energía cinética aportada aparece en forma de potencia útil para propulsar el avión. El EMPUJE neto es el de la cantidad de movimiento; esto es, En G Vs V0 La POTENCIA ÚTIL para volar, Wu, es el E por la V0 Wu G Vs V0 V0 El RENDIMIENTO DE LA PROPULSIÓN , hP, es la relación entre la Wu desarrollada en la propulsión y la potencia mecánica neta obtenida del sistema hP G Vs V0 V0 Potencia Util Para Volar 2 2 Potencia Mecanica Neta (obtenida) 1 GV 2 1 GV 2 1 Vs V0 2 En GV0 s 0 2 2 Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM ljuste@aero.upm.es; http://labprop.dmt.upm.es Una característica importante de los motores es su CE definido como Consumo de Combustible Consumo Especifico = Empuje Normalmente, esta característica se da en kilogramos de combustible gastado por hora y por kiloNewton de empuje (kg/hkN). Combinando las expresiones del hM, hP y CE se llega a: CE V0 h Mh P L Se define el rendimiento global o motopropulsivo, hMP, como la relación entre la potencia útil para volar y la potencia calorífica del combustible. hMP V0 h Mh P CE L Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM ljuste@aero.upm.es; http://labprop.dmt.upm.es Por consiguiente, el CE es una medida del rendimiento global del motor a una V0 dada. Efecto de V0 en los rendimientos: (Expresión:) Rápido crecimiento de hP , desde cero, con la V0 para una velocidad de salida dada. hM se puede considerar en primera aproximación constante para temperatura a la entrada de la turbina y a la salida del compresor fijas; de esta forma la variación del hMP es la misma que la del hP Pero, al mismo tiempo que el hMP está creciendo, el CE está aumentando (deteriorándose) con la V0 . Para comparar motores el CE es un criterio muy útil, pero es evidente que todas las comparaciones se deben hacer a la misma V 0 y ésta debe ser cercana a la velocidad de crucero del avión considerado. Variación del rendimieto y Consumo Específico con la Velocidad de Vuelo: Típico Turborreactor de Flujo Único (Vs = 954 m/s) 0.6 1.2 CE 0.5 1 0.4 0.8 0.3 0.6 0.2 0.4 0.1 0.2 0 c eta_m kg /kg/h eta_p Cuando se comparan diferentes sistemas utilizando el CE como figura de merito, se debe hacer a la misma velocidad 0 0 50 100 150 200 Velocidad de Vuelo, m/s 250 300 350 Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM ljuste@aero.upm.es; http://labprop.dmt.upm.es Parámetros del ciclo E = GVS = 88440 N v E = GVS = 88440 N MV m Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM ljuste@aero.upm.es; http://labprop.dmt.upm.es Evolución los aerorreactores : AERONAVES CIVILES Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM ljuste@aero.upm.es; http://labprop.dmt.upm.es Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM ljuste@aero.upm.es; http://labprop.dmt.upm.es Evolución de los parámetros de los aerorreactores (relación compresión global) AERONAVES CIVILES Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM ljuste@aero.upm.es; http://labprop.dmt.upm.es Temperatura Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM ljuste@aero.upm.es; http://labprop.dmt.upm.es CONFIGURACION = RENDIMIENTO PROPULSIVO Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM ljuste@aero.upm.es; http://labprop.dmt.upm.es Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM ljuste@aero.upm.es; http://labprop.dmt.upm.es RESUMEN Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM ljuste@aero.upm.es; http://labprop.dmt.upm.es ENVUELTA DE VUELO DE AERONAVES Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM ljuste@aero.upm.es; http://labprop.dmt.upm.es APLICACIÓN DE LOS SISTEMAS EN FUNCIÓN DE LA VELOCIDAD Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM ljuste@aero.upm.es; http://labprop.dmt.upm.es Efecto de la Velocidad de Vuelo en los Rendimientos • Hasta una cierta velocidad de vuelo el rendimiento motor de los TR aumenta ligeramente, pero como todos los sistemas que ingieren aire para funcionar al aumentar la velocidad de vuelo llega un momento que la velocidad de salida, Vs, se hace igual a la de vuelo, V0, y por consiguiente el sistema no suministra ninguna energía y su rendimiento motor (así como su empuje) se anula. • Es precisamente en este momento, cuando la Vs es próxima a V0, cuando el rendimiento propulsivo es mejor. En cambio, este rendimiento es malo a bajas V0 , cuando la Vs es mucho mayor que la V0 y llega a anularse a V0 = 0. • Variando los parámetros del ciclo del TR (relación de compresión y temperatura fin de combustión) se consiguen sistemas óptimos para distintas V0. Pero dentro de los valores posibles de los anteriores parámetros, las V0 óptimas de funcionamiento se corresponden con velocidades supersónicas. Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM ljuste@aero.upm.es; http://labprop.dmt.upm.es Rango de Utilización de los Aerorreactores La necesidad de obtener mejores comportamientos a bajas velocidades (subsónicas) trajo la utilización de los aerorreactores: turbohélices y turbofanes. Estos sustituyeron a los turborreactores para bajas velocidades de vuelo, pero el rango de utilización, sobretodo el de los turbofanes, aumenta de día en día. •M0 < 0,5 (Vs - V0)turborreactor grande hM bueno, hP muy malo se busca un buen propulsor -----> hélice -----> turbohélice •0,5 < M0 < 0,9 (Vs - V0)turborreactor grande hM bueno, hP malo hélice convencional no funciona, nueva hélice -----> propfan obtener 2º chorro propulsivo de baja velocidad -----> turbofan parámetros de diseño nuevos -----> relación de derivación, L, relación de compresión del fan, pf, L grandes, pues hay mucha potencia disponible en el primario pf pequeño • 1,5 < M0 < 2,5 (Vs-V0)turborreactor no tan grande hM bueno hP no tan malo L pequeños, no hay mucha potencia disponible en el primario pf grandes para incrementar el empuje se utiliza el postcombustor Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM ljuste@aero.upm.es; http://labprop.dmt.upm.es • 2,5 < M0 < 3,5 (Vs-V0)turborreactor pequeño hM bueno hP bueno TR de flujo único, ciclos con: Relación de compresión bajas Temperatura fin de combustión alta Para incrementar el empuje se utiliza el postcombustor • 3,5 < M0 < -,- (Vs-V0)turborreactorpequeño hM bueno hP bueno ciclos con: Relación de compresión cero -----> estatorreactores Temperatura fin de combustión muy alta estatorreactores de combustión subsónica (ramjet) de combustión supersónica (scramjet) Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM ljuste@aero.upm.es; http://labprop.dmt.upm.es RESUMEN Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM ljuste@aero.upm.es; http://labprop.dmt.upm.es Ejemplo de optimización de un turbofan El empuje neto de un turborreactor de flujo único es: la potencia añadida al chorro es: En G Vs V0 1 1 GVs2 GV02 2 2 Ahora, supóngase que la corriente a la salida del generador de gas, se utiliza para mover una turbina que a su vez mueve un fan (compresor de baja relación de compresión), y este fan produce un segundo chorro utilizado para obtener empuje (esta concepción aparece en la Fig. y se conoce como fan trasero, aunque existe también y es más común, el delantero ). El empuje de este turborreactor de doble flujo, cuyo generador de gas es atravesado por un gasto, G, ahora, es: En G Vp V0 LG Vs V0 Vp y Vs son las velocidades del chorro principal (primario), y del fan (secundario). Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM ljuste@aero.upm.es; http://labprop.dmt.upm.es V0 = Velocidad de Vuelo G, V0 c „a‟ G, VS Consumo de Combustible Núcleo Básico (Turborreactor de Flujo Único) LG, V0 G, V0 c „a‟ FAN TURBINA del FAN LG, VSS G, VSP Consumo de Combustible Núcleo Básico + Fan Trasero Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM ljuste@aero.upm.es; http://labprop.dmt.upm.es Si la energía se transfiere de la corriente primaria a la secundaria con un rendimiento, htrans, la energía total disponible del generador de gas se ha dividido en dos partes de la forma siguiente: 1 1 1 EC G Vs2 V02 G Vp2 V02 LG Vs2 V02 htrans 2 2 2 La energía óptima que debe ser transferida se corresponderá con el empuje máximo, esto es cuando E V 0 n s . V En G p L 0 Vs Vs Vp L Vs para empuje máximo. La potencia cinética disponible es constante, no depende del fan que instalemos, así que V EC 1 L G 2Vp p 2 Vs 0 Vs 2 Vs htrans Vs h V trans p Vp L Vs Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM ljuste@aero.upm.es; http://labprop.dmt.upm.es Sustituyendo la expresión anterior se llega a Vs htrans Vp (ver Fig.) Así pues los motores que tienen la relación de velocidades igual al valor dado por la expresión anterior son los que se corresponden con el mínimo del consumo específico. Para casos ideales, donde el rendimiento del sistema de transferencias es el 100%, la velocidad de las dos corrientes debe ser la misma para obtener empuje máximo como era de esperar. En G 1 Lhtrans Vp 1 L V0 1 1 EC G Vs2 V02 G 1 Lhtrans Vp2 1 L htrans V02 2 2 la velocidad de salida del primario para optimizar el empuje es: Vs2 L htrans V02 Vp 1 Lhtrans 2 Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM ljuste@aero.upm.es; http://labprop.dmt.upm.es Consumo Específico: Efecto de la Relación de Derivación y de la Relación de Compresión del Fan 0,90 0,85 0,80 kgc/kg/h 0,75 0,70 0,65 0,60 0,55 0,50 1 1,5 2 2,5 3 3,5 4 4,5 Relación de Compresión del Fan Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM ljuste@aero.upm.es; http://labprop.dmt.upm.es el empuje óptimo es: opt n E G 1 Lhtrans Vs2 L htrans V02 1 L V0 12 Se puede, ahora, comparar este empuje óptimo con el del turborreactor de flujo único con el mismo generador de gas. En este caso, como el consumo de combustible es el mismo, el aumento del empuje es lo mismo que la disminución del CE 1 L htrans V02 Vs2 1 Lhtrans Empuje del Turbofan Optimo Empuje del Turborreactor 1 V0 Vs 12 V0 Vs 1 L Para un motor en banco, sin velocidad de vuelo (V0 = 0) queda Empuje del Turbofan Optimo 12 1 Lhtrans Empuje del Turborreactor banco Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM ljuste@aero.upm.es; http://labprop.dmt.upm.es Incremento Ideal de Empuje del Turbofán sobre el Turborreactor (mismo generador de gas) 5 4 ETF/ETB 3 2 1 0 0 5 10 15 20 25 30 Relación de Derivación, L Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM ljuste@aero.upm.es; http://labprop.dmt.upm.es Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM ljuste@aero.upm.es; http://labprop.dmt.upm.es Gregorio L. Juste , ETSI Aeronáuticos, UPM ljuste@aero.upm.es; http://labprop.dmt.upm.es
