Motores de Reacción y Turbinas de Gas

278 Pages·2007·75.703 MB·Spanish

by  José Luis Montañés García

ESCUELA TÉCNICA SUPERIOR DE INGENIEROS AERONÁUTICOS
- Sección de Publicaciones -
Motores de Reacción y Turbinas de Gas
,
MOTORES DE REACCION
y
TURBINAS DE GAS
Cuarto Curso
(2Q Semestre)
J.L. Montañés García
Madrid, Febrero 2007
111 1111111111111 1
* o o o o o *
1 4 2 2 1

INDICE
ESTUDIO PROPULSIVO DE LAS MISIONES DE UNA
).o>
AERONAVE 17t>4'1-il:t:H¿s .,(g- 25 .02 . i.01-;
APLICACIÓN DE LAS ECUACIONES INTEGRALES DE
).o>
CONTINUIDAD, CANTIDAD DE MOVIMIEMTO Y ENERGÍA A
LOSAERORREACTORES
SELECCIÓN DEL CICLO TERMODINÁMICO DE
).o>
AERORREACTORES
• Análisis de Ciclos Ideales: Tendencias
• Comportamiento Motor de los Aerorreactores
• Comportamiento Propulsor de los Aerorreactores
• Efecto de las Condiciones de Vuelo: Cálculo de Actuaciones
Simplificadas
TURBOHÉLICES Y SU OPTIMIZACIÓN
).o>
TURBOF ANES Y SU OPTIMIZACIÓN
).o>
TURBOFANES DE FLUJO MEZCLADO
).o>
TURBOF ANES A V ANZADOS
).o>
SISTEMAS INCREMENTADORES DE EMPUJE:
).o>
POSTCOMBUSTORES
ACTUACIONES DE COMPONENTES DE AERORREACTORES
).o>
ACTUACIONES DE AERORREACTORES I Y II
).o>
CURVAS CARACTERÍSTICAS
).o>
REGÍMENES DE FUNCIONAMIENTO DE TURBORREACTORES
).o>
APÉNDICE: Datos de Interés
).o>

ESCUELA TECNICA SUPERIOR DE INGENIEROS AERONÁUTICOS
DEPARTAMENTO DE MOTOPROPULSIÓN Y
TERMOFLUIDODINÁMICA
ESTUDIO PROPULSIVO
DE LAS MISIONES DE UNA AERONAVE
J. L. Montañés
Madrid, 11-09-92

ETSIA/DMT
JLMG/04/110992
4.
ESTUDIO PROPULSIVO
DE LAS MISIONES DE UNA AERONAVE
ver nA-ftt'M3f? -~c-f''1i ~ . Qe.~~
'foJ~Dfo 2.2 IS - z.~ . oz . 1"f;
ANÁLISIS DE LAS NECESIDADES PROPULSIVA S EN LAS MISIONES DE UNA AERONAVE
Una aeronave de masa M, en vuelo con una velocidad horizontal V, está sometida a un sistema
de fuerzas. Suponiendo que el vuelo se está realizando en el plano del papel, las fuerzas de dicho sistema
serán:
1-M-fitJ..
it!'n'~~~~
-Sustentación, L
t L .{
-Peso, .W T • D+R
~ i
-Resistencia, D+R w t KS. ~ ~(A,~, t~ ·-·
-Empuje, T
Si la sustentación está equilibrando el peso aparente del avión (L = n W), y el empuje y resistencia
tienen la misma dirección que la velocidad, el trabajo realizado por las fuerzas de resistencia y empuje
debe ser igual a la variación de la energía mecánica del avión (potencial+ cinética)
J·
[ T -( D + R) dr = d ( Mgh + ,Yi Affo2 (1)
)
donde Res cualquier tipo de resistencia no contemplada en la polar parabólica.
Dividiendo (1) por dt y usando el peso del avión W = Mg
(v
w 2
[T-(D+R)}V =Wdh- +-d- -0 ) (2)
o dt g dt 2
re-arreglando la expresión anterior, se llega a una forma adimensionalizada de la misma
=-1 )=-l
tsp.€e.:f
T-(D+R) ~(h+ Va2 dze é ~ ¿t/Jo d~ f"~ ~a o:a
(3)
Va
W dt 2g V dt a~~~J
0
donde ze es el nivel de energía y su derivada temporal representa el exceso de potencia específica por
unidad de peso, Ps
2
~(h
P = dze = + V"a ) =O => vuelo equilibrado
s dt dt 2g (4)
*
O => vuelo no equilibrado
Estudio Propulsivo de las Misiones de una Aeronave
ETSIA/DMT
JLMG/04/110992
En las ecuaciones anteriores los valores de las variables son los instantáneos. Referidos a sus
valores en despegue queda
--r
J] =
2 °'
T:1 = f3 [ D + R +-1 !!_(h + 'Vo Tse (5)
w;o -a /3W,o Va dt 2g
vJ
f-> =
donde
wt8
T= aTs/ W = f3Wt
0
Usando las relaciones aerodinámicas para la sustentación y resistencia CAl14
~
L = nW = qC S => C = nW = nf3 W, = 2nf3 W, = 2nf3RI'o W, = 2nf3 w;) S
0 0 0
qS q S p Tfo2 S PoV; S yóM; Po*
L L
0
1
D = qCDS = -yóMO2 CDPo• s
2
/2 ),
donde n es el factor de carga, q es la presión dinámica ( = y P*8 Mg CL y CD son los coeficientes de
0
sustentación y de resistencia respectivamente, y Ses la superficie alar.
En términos de la polar del avión
se tiene
w;)sJ W,)SJ+c ]
2
_w!!_ = wqS [K ( 2nf3 +K ( 2nf3 =
1 'fi' 8M2 ¡( 2 'fi' 8M2 p• DO
to to O O
(6)
( W,jSJ2
2 ~[K +K ( /SJ+c J
= y8M w /S 2nf3 2nf3 W,0
2 '8M2 p• '8M2 p* DO
l 'fi 2 'fi
to O O
sustituyendo la expresión ( 6) en la ( 5) queda
La ecuación (7) proporciona una relación entre el empuje específico en despegue (Tsz!Wto)
necesario en función de la carga alar (Wt 1S) para obtener, en cualquier condición, el tipo de vuelo
0
especificado. Los distintos tipos de vuelo bajo condiciones dadas a lo largo del trayecto total de la
aeronave es lo que se denomina misión. Esta se divide a su vez en fases.
Un resultado típico de este análisis se muestra en la fig. 1, donde se representan los empujes
2
específicos necesarios en función de la carga alar (1 lb/ft B 4 7 ,88 Pa) para las condiciones de despegue,
Esl:udio Propulsivo de l as Nisiones de una Aeronave 2
ETSIA/DMT
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velocidad dada, velocidad ascensional dada y aterrizaje que pueden componer una misión. En las figs. 2
y 3, se muestran los valores de empuje específico y carga alar para distintos aviones militares y de carga
respectivamente.
1.4 0.40 +---..1..- --·'-1----1..__ _..., ___ ..1. ___ ._
C·21A0
1.2
T T
H H 0.36 -
R R
\sJ 1.0 us C·20A O 7570 0AJ10 BTlaucpkojlaecvk o
T T on- 7570 o l·1011
L o.e
o L
A o C-140 O B·52H
GND1 0.6 ADN1 0.28 - C·9A0 o 7C!-o71 7 O KC·lOA 8-18 o
G 0.24 - C-1410
Tsu o.4
e.so o a.s2G
Wro
Tsd
0.20 -
0.2 Wro
KC·13SA0
o 0.16 1 1 1 1
o 20 40 60 80 100 120 40 80 120 160 200 240 16-0
WING LOADING, Wro/S (lb/ftl) WING LOADING, Wr ofS (lb/ft2)
Fíg. 1 Análisis de Restricciones Fig. 2 Empuje I Peso vs Carga Alar
Empuje I Peso vs Carga Alar Aviones de Pasajeros y de Carga
70
1.4 1 1 1 1 60
T
H
R A
us 1.2 - MIG·J 1O o rn·2l L 50
AV·8B
T F·15Co Haorr ier o T 40
L 1.0 _ f.16A Oo MIG-29 u
o f· 16l O X·29 D
Ao f.20° E 30
-
1 0.8 - JA37 (1000 ft)
GN o Vig%en f~E o o F·11oM 20
KFir·Cl F·14A MIG-25
o
f·SEO Mirage F1
10
o A·lO
04
1 1
20 40 60 80 100 120 140
500 1000 1)00 2000
WING LOADING, Wr ofS (lb/ft2) VELOCITY (ftls)
Fig. 3 Empuje/ Peso vs Carga Alar Fig. 4 Curvas de Nivel Ps y ze
Aviones de Caza Avión de Superioridad Aérea
Valores típicos que nos encontramos en aviones de transportes subsónicos para los parámetros
mencionados anteriormente son
e }
~os
L ' ~ L/D~20 (crucero)
CD~ 0,025
(~0/S) ~ 7kPa
CDO ~ 0,015; CL,min ~ 0,3; CL ,max ~2
Estudio Pro.pulsi vo de l as Misiones de una Aeronave 3
ETSIA/DMT
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Una vez seleccionado el empuje específico y carga alar, es fácil obtener el exceso en potencia
específica, Ps, para dicho avión y en vuelo rectilineo y uniforme
=V ~( T:i )-K p (W,º )-K
p p w s (8)
s 1 q 2
lo
Contornos de Ps constante para un avión militar de superioridad aérea están representados en la fig. 4.
La figura 4 se puede usar para obtener de un modo gráfico el camino para mínimo tiempo de
subida desde una energía inferior a otra superior. La ecuación (4 ) reescrita de forma apropiada se puede
poner como
r2 Jz"2 dz
!!,.t =Ji dt = _e (9)
1 Ze¡ ~
La expresión (9) muestra que el camino para ir de un nivel energético ze a otro superior ze en el
1 2
mínimo tiempo posible se corresponde con aquel en donde el exceso en potencia específica es máximo
para cada nivel de energía. En la figura 4 ese máximo se produce en los puntos de tangencia entre las
línea de nivel de energía constante con las líneas Ps constante. El camino para mínimo tiempo de subida
aparece en la fig. 5
80k ft 90k ft z, =1 00k ft
60
A 50
L
T
1
T 40
u
D
E 30----..1.
(1000 ft)
o 500 1000 1500 2000
VELOCITY {ftfs)
Fig. 5 Camino para Tiempo Mfnimo de Subida
Estudio Propulsivo de las Misiones ele una Aeronave 4