Análisis Termodinámico De Un Motor Cf-700 Ge, Aplicando Lean Manufacturing

INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONAL

Escuela Superior de Ingeniería Mecánica Y Eléctrica Unidad Culhuacán

“ANÁLISIS TERMODINÁMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING”

TESIS

PARA OBTENER EL TÍTULO

DE INGENIERO MECÁNICO

PRESENTA

DAVID FLORES CASTILLO

ASESORES

M. EN C. JUAN CARLOS PAREDES ROJAS

M. EN C. FERNANDO ELÍ ORTIZ HERNÁNDEZ

México DF. A 20 DE OCTUBRE DEL 2015

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I N D I C E

CAPITULO I ESTADO DEL ARTE.

1.1.- Turbina………………………………………………………………………………10 1.2.- Turbina Hidráulica……………………………………………………………….…11 1.3.-Turbina de Vapor …………………………………………………………………..19 1.4.- Historia y antecedentes de la Turbina de Gas………………………………….25 1.5.- Historia y antecedentes de Turborreactores…………....……...... 29

CAPITULO II MARCO TEORICO

2.1.-Conceptos Básicos………………………………………………………………....42 2.2.- Generalidades de una T.G………………………………………………………..43 2.2.1.-Ciclo termodinámico de las T.G………………………….……………………..46 2.2.2.- Componentes básicos de una T.G………………………….…………………53 2.3.- Ciclos ideales de propulsión por reacción…………………………….………..56 2.4.- Modificaciones para motores de turborreactor…………………….…………..62 2.5.- Turbofan…………………………………………………………….………………66

CAPITULO III PROCESO DE DESARROLLO

3.1.- Elección de motor y aeronave……………………………………..……………..72 3.2.- Descripción del motor………………………………………………..……………77 3.3.- Descripción de las partes principales del motor………………………………..83 3.4.- Tiempos de vida de las partes giratorias del motor……………………………99

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CAPITULO IV ANALISIS GENERAL Y COMPARACION DE DATOS

4.1.- Características al despegue…………………………….…………..103 4.2.- Análisis de la eficiencia del motor en condiciones reales…..105 4.2.1.- Ciclo Joule-Brayton ideal………………………………………….105 4.2.2.- Ciclo Joule-Brayton real……………………..…………………….110

4.3.- Trabajo de expansión (Wturbina)……………………………………...116

4.4.-Trabajo Neto (Wmotor)…….…………………………………………...118 4.5.- Análisis de la eficiencia del motor con datos obtenidos del fabricante………………………………………………………….……...…120 4.5.1.-Ciclo Joule-Brayton real….………………………………….……..120

4.5.2.- Trabajo de expansión (Wturbina)…………………………….……..126

4.5.3.-Trabajo Neto (Wmotor)……….………………………………………128 4.6.-Comparacion termodinámica……………………………………… .130 CONCLUSIONES ……………………………………………………………………..134 BIBLIOGRAFIA ………………………………..………………………………….…..139 FIGURAS,TABLAS Y GRAFICAS………………………………………………….. 141 GLOSARIO.……………………………………...………………………………….….144

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RESUMEN

Se realizó un análisis termodinámico para obtener la eficiencia de un motor G.E CF-700 con datos reales obtenidos en campo y se compararon los resultados con los que el fabricante provee en sus diferentes manuales (mantenimiento, entrenamiento, pilotos)

A una altitud y temperatura dada por las condiciones meteorológicas de la Ciudad de México durante una carrera de despegue se tomaron ciertos datos de los manuales del fabricante para poder tener una base acerca del desempeño del motor nuevo y en condiciones ideales; después se tomaron mediciones de instrumentos que existen en la cabina de pilotos bajo las mismas condiciones y se dio a la tarea de realizar los cálculos necesarios para obtener la eficiencia y el trabajo del motor para poder comparar los resultados .

Una vez hecho esto se analizaron los resultados y se logró determinar que a pesar de que el motor se encuentra en condiciones óptimas después de un overhaul no logra alcanzar el mismo desempeño que un motor nuevo podría tener según lo que menciona el fabricante; además se realizaron cálculos en situaciones teóricas simulando temperaturas más elevadas en la cámara de combustión dando como resultado un aumento significativo en eficiencia y trabajo de motor

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ABSTRACT

A thermodynamic analysis was performed for the efficiency of a GE CF-700 engine with actual field data and results comparison with which the manufacturer provides in different manuals (maintenance, training, pilots)

At an altitude and temperature given by the meteorological conditions in Mexico City during a takeoff certain data from manufacturers manuals they were taken to have a base on the performance of the new engine and under ideal conditions; after measurement instruments that exist in the cockpit under the same conditions and given the task of making the necessary calculations to obtain the efficiency and the engine work to compare the results were taken.

Once this is done the results were analyzed and it was determined that even though the engine is in good condition after an overhaul can not reach the same performance as a new engine could have as mentioned by the manufacturer; Calculations were performed also in conditions simulating theoretical higher temperatures in the combustion chamber resulting in a significant increase in efficiency and engine work

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OBJETIVO

Generar un análisis termodinámico en condiciones reales sobre un motor G.E CF-700 nuevo y uno con un tiempo de vida extendido (overhaul), esto analizando datos obtenidos durante un despegue en condiciones reales y comparando los mismos con los otorgados por el fabricante.

JUSTIFICACION

A causa de las grandes cantidades de dinero que se invierten en las aeronaves específicamente en los motores, es necesario realizar un análisis real sobre las condiciones de trabajo de los motores a los que se extienden su tiempo de vida (overhaul), por lo que es pertinente realizar una comparativa de eficiencias térmicas en la etapa de mayor exigencia para el motor, la cual se verá reflejada principalmente en el consumo de combustible siendo factor predominante a la hora de realizar las conclusiones.

ALCANCES

• Llevar a cabo un análisis termodinámico sobre el desempeño del motor CF- 700 de General Electrics en condiciones reales a la altura de la ciudad de México (2230 msnm) y en una carrera de despegue (101%), comparando 5

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los datos obtenidos a través de cálculos y los otorgados por el fabricante encontrado en tablas y manual de mantenimiento y/o de entrenamiento.

• Una vez obtenidos los resultados a través de cálculos termodinámicos, se llevara a cabo una comparativa sobre las eficiencias de dichos motores además de en análisis real de pérdida de potencia causada por el desgaste en las primeras etapas del compresor.

Figura I.- (Alabe rotor de 1ª etapa de compresor después de overhaul)

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INTRODUCCION

La manufactura esbelta es "un conjunto de herramientas y principios de trabajo que permiten actuar sobre la cadena de valor del producto/servicio o de una familia de productos/servicios. (MALDONADO, 2008). La manufactura esbelta es un modelo de gestión que al existir de la integración de diversas herramientas, ofrece múltiples opciones aplicables a todo tipo de producto. En este caso en particular la manufactura esbelta estará presente en la reducción de costos que genera el traslado de la aeronave y el ahorro en combustible durante el periodo de actividad de la turbina.

Además podremos conocer más acerca de las turbinas de gas y en particular de los motores de aviación como lo es el G.E CF-700; así como su funcionamiento en condiciones reales durante una carrera de despegue con datos obtenidos en la Ciudad de México, también analizaremos las gráficas de rendimiento y podremos compararlas con aquellas que otorga el fabricante para fines de entrenamiento y mantenimiento.

Conoceremos acerca de la historia, el desarrollo y la evolución de las turbinas de Gas hasta llegar a los turborreactores.

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Se expondrán las definiciones y generalidades de las turbinas, hablaremos de los ciclos termodinámicos que distinguen este tipo de máquinas térmicas; así mismo como sus componentes básicos, tanto de las turbinas de gas como las turbinas de propulsión por reacción y las diferentes modificaciones o variables que existen de este último tipo de máquinas.

Elegiremos un motor en específico sobre el cual se investigara y obtendrán todos los datos necesarios para llevar a cabo los cálculos y análisis pertinentes.

Realizaremos cálculos, gráficas y comparativos de todos los resultados que se obtengan, tanto en condiciones reales como teóricos e ideales que maneja el fabricante; para así lograr tener los resultados buscados.

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CAPITULO I ESTADO DEL ARTE

La turbina es una máquina que transforma la energía producida por el movimiento de un fluido en otro tipo de energía, ya sea que la convierta en fuerza motriz que impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación.

Existen diferentes tipos de Turbinas, que van desde las más sencillas y antiguas; como lo son las turbinas hidráulicas, turbinas impulsadas por la fuerza del vapor o algún tipo de gas hasta los diferentes tipos de turborreactores utilizados en la industria aeronáutica

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1.1.- TURBINA “La turbina es un mecanismo que recoge la fuerza viva de un fluido para transmitirla por medio de una rueda y transformarla en otra clase de energía.” El inventor francés Benoit Fourneyron (1802-1867) diseño la primera turbina práctica en 1827. Benoit Fourneyron creó la palabra “turbine” (en francés) del latín turbo (remolino).

Una turbina es una turbomaquina que básicamente esta constituida por un eje el cual es impulsado por medio de una o dos paletas curvas que son impulsadas por la fuerza que ejerce sobre ellas algún fluido.

Existen diferentes tipos de turbinas, las cuales se pueden diferenciar según los cambios que pueda tener el fluido a lo largo del trabajo en cuanto a densidad; un ejemplo muy común es la turbina hidráulica que no presenta variaciones considerables.

Una de las turbinas en la que el cambio en cuanto a densidad es bastante considerable sería la turbina térmica pues a medida que pasa a través del rodete va sufriendo variaciones en presión y volumen. A su vez, es posible encontrar turbinas térmicas a vapor y las turbinas a gas.

Por ultimo tenemos las turbinas eólicas; las cuales utilizan el viento como fluido de trabajo, que a su paso por la turbina es transformado en energía eléctrica tomando la energía cinética del viento en energía mecánica; que a su vez es transformada (por medio de generadores) en corriente eléctrica.

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La gran diferencia que existe entre una turbina y un turborreactor es que una turbina es una maquina a través de la cual transita un fluido de manera continua y un turborreactor como el que es utilizado en motores de aviación comerciales; la turbina es solo un componente del turborreactor, que consta de otras etapas como las de compresión e ignición.

1.2.- TURBINA HIDRAULICA

Es una máquina que transforma la energía cinética y potencial del agua para generar la rotación de un eje que puede estar adosado a otra máquina o un generador para transformar este trabajo en energía eléctrica.

Al ser una turbomaquina puede estar clasificada en diferentes subgrupos los cuales estarán definidos según distintas características como:

De acuerdo al cambio de presión en el rodete o al grado de reacción.

TURBINAS HIDRAULICAS DE ACCION

Son aquellas en las que el fluido de trabajo no sufre cambios de presión considerable durante su paso a través de rodete.

Las turbinas de acción aprovechan únicamente la velocidad del flujo de agua, mientras que las de reacción aprovechan además la pérdida de presión que se produce en su interior.

Uno de los tipos de turbina de acción más conocida y utilizada para saltos de agua de gran altura (50m) es la turbina Pelton, pero también existen otros como la Turgo y la de flujo cruzado (turbina Ossberger o Banki-Mitchell).

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Los principales tipos de turbina de reacción son: Francis, Deriaz, Hélice, Kaplan, Tubular y Bulbo. La turbina Francis es muy utilizada en saltos de altura media (5 a 100 m) y la turbina Kaplan lo es en los saltos de baja altura (menos de 10 m).

La potencia teórica de un salto de agua viene dada por la siguiente fórmula:

푁 = 푉 ∙ 푄 ∙ ℎ

Siendo

. N = potencia en W

. γ = peso específico en N/m³

. Q = caudal de agua en m³/s

. h = altura de salto en m

De acuerdo con lo anterior, una misma potencia se puede conseguir con gran altura de salto y poco caudal (centrales hidroeléctricas de montaña), pequeño salto y gran caudal o con valores medios de ambas magnitudes.

Turbinas Pelton

La turbina Pelton o también conocida como turbina de chorro libre fue inventada alrededor de 1880 por Lester Pelton, quien después le dio su nombre. En la figura 1.1 se muestra el esquema de una de ellas. Son máquinas robustas y simples, capaces de un buen rendimiento.

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Figura 1.1.- Turbina Pelton

El chorro se crea por medio de una tobera estacionaria convergente cónica, denominada Inyector. Este inyector va dotado de una espiga central axil simétrica capaz de moverse axialmente, la cual controla el área de paso. En la figura se puede apreciar, estando actuada cada una de ellas por una palanca. Se utiliza para variar la carga de la turbina. El inyector hace incidir la corriente tangencialmente al rotor, ocurriendo la deflexión del chorro sin concurrencia de una variación global de radio significativa y en media en un plano paralelo al eje del rotor y conteniendo al eje del inyector.

Con el objeto de aumentar la potencia de una misma turbina, con un determinado salto hidráulico, se añaden más inyectores repartidos en la periferia, pudiendo llegar a 6 en turbinas de gran tamaño (figura 1.2). Un número excesivo de

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inyectores ocasiona una pérdida de rendimiento por interferir mutuamente sus flujos, tanto al ser deflactados como al caer el agua.

Figura 1.2.- Turbina Pelton

El principio de la turbina Pelton es muy simple pues convierte la energía cinética del chorro de agua en velocidad de rotación de la rueda o rotor. A fin de que esto se haga con la máxima eficiencia el agua debe abandonar las cucharas con una pequeña cantidad de energía cinética remanente (figura 1.3).

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Figura1.3.- Ejemplo de incidencia de chorro en Turbina Pelton

TURBINAS HIDRAULICAS DE REACCION

Son aquellas en las que el fluido de trabajo si sufre un cambio de presión importante en su paso a través de rodete.

Turbina Francis,

(Claudio Mataix,1986) En las turbinas de reacción hay una graduación continua y el paso de una Francis a una hélice no constituye un cambio brusco de forma como el paso de una Pelton.

La siguiente figura representa una turbina Francis construida por la casa Escher- Wyss (figura 1.4).

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Figura 1.4.-Turbina Francis

1.- Caja espiral. Según las dimensiones de la turbina se construye de acero colado, fundición, chapa roblonada o soldada u hormigón armado (solo o blindado para evitar fugas)

2.- Distribuidor (véase figura 1.5). La caja espiral y el distribuidor dirigen el agua al rodete con un mínimo de perdidas, y transforman parte de la energía en presión en energía cinética. El distribuidor es de alabes orientables y sirve también para reducir el caudal cuando la carga de la turbina disminuye, conservando el mejor rendimiento posible, es decir; reduciendo a un mínimo las perdidas hidráulicas por fricción y choque.

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Figura 1.5.- Distribuidor Fink; a) Posición cerrada, b) Posición abierta

3.- Rodete. La figura 1.5.1 es una foto del rodete de una turbina Francis construida por la casa Voith, de 5,38m de diámetro, Pa = 66.200kW, H= 40 m, construida para la central de Managua Venezuela.

4.- Codo de entrada en el tubo de aspiración. El tubo de aspiración crea una depresión a la salida del rodete. En efecto, despreciando las pérdidas en el tubo de aspiración de la figura 1, la presión según la ecuación de Bernoulli va aumentando desde la salida del rodete hasta la salida de la turbina, sección S.

S.- Sección de salida de la turbina. Esta sección sirve para definir la altura neta, H, según las normas internacionales.

5.- Nivel inferior del salto.

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Figura 1.5.1.- Rodete Francis

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1.3.- TURBINA DE VAPOR

Es una maquina en la cual el fluido de trabajo que pasa a través del eje sale con una menor cantidad de energía. La energía mecánica que se obtiene proviene de la corriente del vapor y por otra parte la energía térmica que también se aprovecha al momento de la expansión del vapor. Esta expansión es posible por la variación del volumen específico del fluido que evoluciona en la máquina.

Figura 1.6.- Ciclo de vapor simple

El trabajo disponible en la turbina es igual a la diferencia de entalpia entre el vapor de entrada a la turbina y el de salida.

El hecho de la utilización del vapor como fluido de trabajo se debe a la elevada energía disponible por unidad de kg. de fluido de trabajo. En el caso del agua es tres veces mayor que en el del aire de forma que para dos turbinas, una de vapor y otra de gas con la misma potencia de salida se tiene que el gasto másico de la turbina de vapor es tres veces menor que el de la turbina de gas.

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Dada la gran diferencia que se debe obtener entre la presión de entrada y de salida de la turbina es necesario producir esta expansión en distintas etapas (escalonamientos) con el fin de obtener un mejor rendimiento de la operación.

Si sólo se realizase la expansión en una etapa las grandes deflexiones a que tendría que estar sometido el fluido provocarían pérdidas inaceptables.

Las pérdidas en una turbina de n escalones no son iguales a la suma de las pérdidas de n turbinas sino que son menores, ya que los escalones de la turbina son capaces de recuperar parte de la energía degradada en el anterior escalón para generar energía mecánica.

Sin embargo a medida que aumenta el número de escalonamientos la máquina se encarece, por lo que hay que buscar un buen compromiso entre rendimiento y costes.

Tipos de turbinas de vapor

La clasificación de las turbinas de vapor puede hacerse según la forma de aprovechamiento de la energía contenida en el flujo de vapor (reacción o acción), según el número de etapas (multietapa o monoetapa), según la dirección del flujo de vapor (axiales o radiales), si existe o no extracción de vapor antes de llegar al escape y por último por la presión de salida del vapor (contrapresión, escape libre o condensación).

Una primera clasificación de las turbinas de vapor puede desarrollarse haciendo referencia a movimiento de la corriente de vapor dentro de cuerpo de la turbina. Según este criterio existen dos tipos de turbinas:

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Turbina de flujo axial: Es el método más utilizado, el paso de vapor se realiza siguiendo un cono que tiene el mismo eje que la turbina.

Turbina de flujo radial: El paso de vapor se realiza siguiendo todas las direcciones perpendiculares al eje de la turbina.

Turbina con extracción de vapor: Se realiza en etapas de alta presión, enviando parte del vapor de vuelta a la caldera para sobrecalentarlo y reenviarlo a etapas intermedias. En algunas ocasiones el vapor también puede ser extraído de alguna etapa para derivarlo a otros procesos industriales.

Turbina de contrapresión: La presión del vapor a la salida de la turbina es superior a la atmosférica, suele estar conectado a un condensador inicial que condensa al vapor, obteniéndose agua caliente o sobrecalentada, que permite su aprovechamiento térmico posterior (figura 1.7).

En estas máquinas, la utilización de presiones elevadas implica la utilización de un armazón doble, un mayor espesor de los conductos de alimentación y un elevado número de puntos de estanqueidad.

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Figura 1.7.- Sección de turbina de contrapresión

Turbinas de condensación: El vapor sale a una presión inferior a la atmosférica, en este diseño existe un mayor aprovechamiento energético que a contrapresión, se obtiene agua de refrigeración de su condensación. Este diseño se utiliza en turbinas de gran potencia que buscan un alto rendimiento (figura 1.8).

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Figura 1.8.-Sección de una turbina de condensación

Uso de las Turbinas de vapor

Las turbinas de vapor se emplean principalmente en las centrales eléctricas de generación de energía eléctrica, cuyos componentes principales son:

Caldera: su función es la de generar el vapor necesario para el funcionamiento de la turbina.

Turbina: es la encargada de utilizar la energía del vapor de la caldera y transformarla en trabajo útil para mover un generador eléctrico.

Condensador: se emplea para condensar el vapor que sale de la turbina.

Bomba: usada para alimentar la caldera con el agua que proviene del condensador

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Las primeras turbinas de vapor del tipo industrial, fue la desarrollada por Laval hace mediados del siglo XIX, la que aprovechaba la energía cinética del vapor para impulsar un rotor que tenía una serie de paletas sobrepuestas sobre su superficie mientras que el vapor era acelerado y guiado a través de una boquilla.

Posteriormente con el fin de mejorar su primer diseño, se colocaron varias boquillas, tratando de cubrir en mejor forma el rotor.

En ambos diseños el vapor empleado se dispersaba en la atmósfera; para recuperarlo se ideo una carcasa para así poderlo guiar hacia un condensador, a su vez fue necesario variar la posición de las paletas en el rotor, ubicándolas en la periferia del mismo para darle sentido axial al vapor y además la boquilla varió su forma circular a arco de corona circular, llamándose ahora, alabes de tobera o simplemente estator. Las paletas de rotor se conocen actualmente como alabes móviles.

Al analizar el primer diseño de la turbina Laval, se observa que el principio de funcionamiento es el empleo de la energía cinética del vapor que actúa directamente sobre los alabes del rotor.

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1.4.- HISTORIA Y ANTECEDENTES DE TURBINA DE GAS

H. Saravanamuttoo (1983) La idea del vuelo con aparatos propulsados por reacción es mucha más antigua de lo que podemos suponer. Aún antes de que Newton enunciara su famosísima ley, un filósofo alejandrino -Herón- la empleó para hacer girar su "eolípila", una esfera hueca que recibía la presión del vapor obtenido de una caldera (figura 1.9).

El vapor se producía en uno de los soportes del eje de la esfera y salía por dos toberas tangenciales, cuya reacción originaba una fuerza que la obligaba a girar. Si bien este dispositivo no pasó de ser un juguete con mucha inventiva, esbozó en su tiempo uno de los descubrimientos más rentables de la humanidad. En cambio, el que si pensó en la utilidad de las turbinas (del latín turbinis, remolino) para producir trabajo fue el italiano Giovanni Branca, quien en 1629 ideo un dispositivo para la molienda que se basaba en una rueda de paletas accionadas por un chorro de vapor. El giro era transformado mecánicamente en movimientos alternativos, y se lo aprovechaba para moler los granos en varios morteros.

Figura 1.9.- Turbina de gas desarrollado por Hero en 150 A.C. 25

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La concepción de aparatos volantes basada en esta ley física estuvo dominada durante siglos por el cohete de propelente sólido, un dispositivo muy espectacular pero de escasa utilidad. La primera patente de una turbina de gas fue obtenida por John Berber en 1792, pero al no ofrecer posibilidades prácticas su máquina no prospero más allá del croquis. La utilización de estas estaba limitada a máquinas donde su peso no importara (buques, locomotoras).

Sin embargo a fines del siglo pasado todavía algunos visionarios de la actividad aérea se aventuraron a incluirla en sus diseños, entre ellos Ader y Henson, pero no turbinas específicamente sino alternativas, que por entonces habían alcanzado su máximo desarrollo.

A comienzos de este siglo con el advenimiento del motor de combustión interna, el vuelo mecánico comenzó a desarrollare a pasos agigantados, lográndose los mejores resultados con el propulsor de pistón de encendido eléctrico. Sin embargo, paralelamente al desarrollo de esta planta de poder, no pocos ingenieros e inventores dedicaban muchas horas y dinero al estudio de la propulsión a reacción con fondos privados, pues ningún estado manifestó interés en artefactos que estaban en franca desventaja con los que se producían por entonces.

La primera turbina de gas realmente construida fue concebida por J.F. Stolze en 1872 a partir de una patente de Fernlhougs, y construida realmente entre 1900 y 1904. Constaba de un compresor axial multietapa, un intercambiador de calor que precalentaba el aire antes de entrar en la cámara de combustión, utilizando los gases de escape de la turbina para este fin, y una turbina de expansión multietapa (figura 1.10). A pesar de lo genial del diseño, el poco éxito fue debido al bajo rendimiento tanto del compresor como de la turbina, por las bajas relaciones de 26

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compresión y la baja temperatura máxima alcanzada en función de los materiales disponibles en la época.

Figura 1.10.- Turbina diseñada por Stolz en 1872. (A) Compresor axial multietapa; (B) Turbina de reacción multietapa; (C) Precalentador de aire de admisión con los gases de escape.

La relación de compresión era sin duda uno de los retos a superar para el desarrollo de las turbinas, pues mientras no se consiguieran compresores eficaces era imposible desarrollar turbinas con rendimientos que permitieran su desarrollo. Los primeros turbocompresores axiales de rendimiento aceptable aparecen en 1926, A. A. Griffith establece los principios básicos de su teoría del perfil aerodinámico para el diseño de compresores y turbinas, con el cual se llegó a la conclusión de que se podían alcanzar altos rendimientos con pequeñas etapas (baja relación de compresión) de compresores y es a partir de aquí cuando se

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emprende el desarrollo de los compresores axiales. La teoría del perfil aerodinámico expuesta por Griffith es sin duda un importante hito en el desarrollo de las turbinas de gas tal y como las conocemos hoy en día, y gracias a los conocimientos desarrollados por Griffith se consiguió desarrollar compresores y turbinas de alto rendimiento.

Ya en 1903 la compañía General Electric comenzó a trabajar en serio para desarrollar una turbina de gas funcional. Para los años 30 tanto Alemania como Reino Unido habían logrado desarrollos funcionales de turbinas perfilándose como medios de propulsión para aviones. A la cabeza de los diseños alemanes estaba un joven ingeniero llamado Hans-Joachim Pabst von Ohain ayudado por otro ingeniero experto en automoción, Max Hahn. Interesado por la tecnología de la turbopropulsión, Ohain entro en contacto con Ernst Heinkel que le acogió en su equipo encomendándole el desarrollo de un turborreactor a escala real en 1935.

En 1936 Stodola y Noack desarrollaron la llamada Caldera de Velox que producía una potencia útil con un rendimiento aceptable.

Hasta 1937 todos los desarrollos de turbinas de gas tenían una finalidad industrial, y no conseguían competir con los motores alternativos a pistón, debido siempre a su bajo rendimiento máximo (20%). Pero sus características de bajo peso y pequeño volumen hicieron que un poco antes del inicio de la segunda guerra mundial comenzara el desarrollo de turbinas para uso aeronáutico

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1.5.- HISTORIA Y ANTECEDENTES DE TURBORREACTORES

Aproximadamente en el siglo XIII los chinos tuvieron la idea de utilizar el principio de reacción a gran escala en cohetes, aunque no fue hasta la segunda guerra mundial donde la idea comenzó a ser una posibilidad más viable.

En la actualidad la turbina de gas es el método eficiente y usado en la aviación, desplazando al motor reciproco desde la década de los 60s, apareciendo como turbojet, turbofan, turboprop y turboshaft; la turbina de gas representa el más grande avance tecnológico en la propulsión de la aviación.

Los primeros ensayos con reactores eran distintas combinaciones de toberas y el empleo de gases de combustión. Hasta 1908 Rene Lorin intentó aprovechar, los gases de escape de un motor de ciclo Otto pero la potencia obtenida era muy inferior a la disponible en el eje del cigüeñal, por lo cual el mismo autor desechó la idea, no obstante, Lorin obtuvo importantes conocimiento en la utilización de toberas, que en 1913 le permitieron conseguir un dispositivo considerado actualmente como el antecesor del moderno estator reactor.

A mediados de la primera guerra mundial otro francés, O. Morize y un británico H. Harris, propusieron en forma independiente el empleo de un compresor accionado mecánicamente en el que los gases de la combustión pasaban a través de una tobera para obtener la fuerza propulsora deseada.

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Cada uno por su lado, coincidieron en la utilización de un compresor para darle al aire una cierta presión y su posterior inyección en una o varias toberas, al mismo tiempo que se inflamaba el combustible atomizado. Entre las originalidades del dispositivo de Harris debemos señalar que empleaba un compresor centrífugo y estaba diseñado para quemar una gran variedad de combustible, entre ellos carbono en polvo. Además contemplaba la posibilidad de orientar la salida de gases, con el fin de contribuir al control de la aeronave, idea que resulto para su tiempo revolucionaria.

En las décadas del ‘20 y del ‘30 proliferaron los intentos para obtener resultados prácticos con estatoreactores y los pulsorreactores.

La aplicación de la turbina de gas basada en el ciclo Brayton a la propulsión aérea se debe al ingeniero inglés Frank Whittle, quien en 1927 patentó la idea y la propuso a la fuerza aérea inglesa. Una serie de expertos liderados por Alan Arnold Griffith habían estudiado en los años anteriores las posibilidades técnicas de la turbina de gas como medio de propulsión aérea, aunque su idea se basaba en emplear el trabajo mecánico obtenido para accionar una hélice. Whittle, por el contrario, proponía disponer de un ciclo Brayton tal que no se produjera ningún trabajo mecánico neto, de manera que la turbina generara tan solo la energía suficiente como para accionar el compresor. La propulsión se produciría, según él, debido a la elevada velocidad de los gases a la salida de la turbina, formándose un chorro propulsivo que generaría sobre el motor una fuerza de empuje.

La idea de Whittle fue planteada casi al mismo tiempo por el alemán Hans Von Ohain. Durante la Segunda Guerra Mundial se produciría una frenética carrera entre ambos bandos por el desarrollo de los primeros motores a reacción. Tras 30

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ésta, la turbina de gas basada en el ciclo de Brayton pasaría a dominar como sistema propulsivo de aeronaves, al tiempo que continuaría siendo aplicada dentro de la industria de generación. Igualmente, tiene aplicación como motor marino, en sistemas de bombeo, grandes maquinarias, entre otras, constituyendo en la actualidad una de las máquinas más sofisticadas que existen.

Al emplear como fluido termodinámico el aire, el ciclo Brayton puede operar a temperaturas elevadas, por lo que es idóneo para aprovechar fuentes térmicas de alta temperatura y obtener un alto rendimiento termodinámico

En 1928 el inventor alemán Paul Schmidt investigo el proceso de combustión intermitente, y fue quizás el primer estudioso de la propulsión de reacción que recibió una financiación efectiva por parte del estado, subsidio que duro hasta el final de la segunda guerra mundial y que retribuyo el gobierno alemán con la puesta a punto de la planta de poder de las famosas V-1. Por aquel entonces, Robert Goddard, Heman Oberth y otros escribían el primer capítulo de la era de los cohetes, mediante el empleo de propelentes líquidos.

El primer hito importante en la historia de los turborreactores es la patente concedida en enero de 1930 a un oficial de la RAP, Frank Whittle. En ella se proponía el desarrollo de un motor de reacción provisto con un compresor axial- centrifugo que era accionado por una turbina mediante los gases provenientes de varias cámaras de combustión.

Este fue el primer motor de reacción concebido para remplazar al de pistón en la propulsión de aviones. El proyecto Whittle era avanzado por lo que el ministerio del aire y las empresas constructoras archivaron el diseño y no le presentaron 31

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atención. Pero la voluntad de Whittle y sus seguidores dio como resultado la creación de una compañía privada, la Power Jet, que con un capital de 2000 libras esterlinas comenzó la fabricación del prototipo, que funciono con un relativo éxito el 12 de abril de 1937. Sucesivos perfeccionamientos hicieron posibles que el primer avión británico impulsado por un turborreactor realizara su primer vuelo el 15 de mayo de 1941.

En septiembre de 1937 el primer turborreactor alemán, el HeS-1, arrancó utilizando como combustible hidrogeno gaseoso (Sistema poco viable). Unos meses más tarde, patente ya la eficacia de la turbina, el RLM (Reichsluftfahrtministerium, Ministerio del aire del tercer Reich) instó a los principales fabricantes a que desarrollasen y mejorasen esa planta motriz para adaptarla a vehículos aéreos.

Heinkel, estaba tan entusiasmado por el éxito de la turbina que para evitar los retrasos de la burocracia no informo del proyecto al RML viéndose obligado a costearlo todo de su propio bolsillo. Solicitó a Karl Schwarzler la construcción de una célula para llevar esa novedosa planta motriz y de ahí nació el He 178 (figura 1.11). Se le adapto la nueva turbina HeS-3b que quemaba gasolina (Combustible mucho más factible que el hidrógeno) y que equipaba un compresor centrifugo ofreciendo 495 kilogramos de empuje estático.

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Figura 1.11.-Avión a reacción "He-178"

El turborreactor iba encastrado dentro del fuselaje ubicando la toma de aire en el morro y la tobera de salida en la cola, al estilo de los futuros cazas F-86 Sabre o MiG-15 Fagot. El 27 de agosto de 1939 fue una fecha decisiva para la aviación; el primer reactor, un He 178, emprendía el vuelo por sus propios medios con total éxito. Solo hubo un par de incidentes, uno protagonizado por un tren de aterrizaje defectuoso y otro causado por la ingesta de un pájaro por el sistema propulsor, pero el objetivo fue cumplido con creces. 20 meses más tarde el prototipo ingles Gloster E.28/39 alcanzó ese mismo objetivo.

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Figura 1.12.- F-86 Sabre

Si bien los alemanes no tenían el nivel teórico de los ingleses en este campo, no estuvieron sujetos a la miopía oficial que tuvo el proyecto de Whittle en los primeros años. Poco antes del año 1935, un estudiante de física avanzada de la universidad de Goettingen-Hans Von Ohain- se interesó en la propulsión de aeronaves con turbinas de gas y obtuvo diversas patentes de ingenios similares al motor Whittle. En aquellos años el constructor aeronáutico Ernest Heiniken también evidencio interés en el diseño de un avión de alta velocidad, pues conociendo las limitaciones del motor convencional y las hélices buscaban una nueva planta motriz para sus proyectos.

Hacia 1936 Heiniken había apoyado con entusiasmo las ideas de Warner von Praun en el sentido de que en un futuro cercano en cohete de propelente liquido constituiría la planta motriz de todo avión que intentase superar los 700 km/h, lo que se quiso demostrar con el He-176. Sin embargo, el escepticismo del Ministerio 34

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del Aire Alemán y los sucesivos accidentes hicieron pensar a Heiniken que ya era hora de buscar un proyecto menos mortífero para sus pilotos de prueba. Pero Von Ohain decidió construir un motor que tendría como finalidad demostrarle al tipo ese o a cualquier eventual detractor los principios de funcionamiento de la reacción. El dispositivo lo realizo el mismo von Ohain a un costo de 50,000 marcos de entonces y obtuvo resultados discretos, pues el empuje logrado fue de solo 249kg usando hidrogeno como combustible.

El primer motor fue ensayado en vuelo en 1938, un año después que el motor de Whittle, suministrando menos empuje que el previsto, lo que obligo a incorporar modificaciones que dieron como resultado la reducción del tamaño del compresor.

Más tarde, un motor de 360 kg, Heiniken He 5-3b, desarrollo 500 kg de empuje y constituyo la planta de poder del H-178, con lo que el capitán Warsitz voló el 24 de agosto de 1939. Este fue el primer vuelo realizado por un avión propulsado por turborreactor, que luego de diversas pruebas alcanzo a desarrollar una velocidad máxima de 700km/h.

Un año más tarde un caza experimental de la Heinkel el He-280 alcanzó los 800km/h. Impulsado por dos motores He-S-8A de 594kg. De empuje. Pero la 2a Guerra Mundial ya había comenzado y el alto mando alemán auguraba que finalizaría pronto, con la victoria germana asegurada.

Hitler había prohibido expresamente que ningún experimento distrajera los esfuerzos de producción de los modelos que ya habían demostrado capacidad de combate.

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A pesar de esa negativa oficial para brindar apoyo a aquellos proyectos que interfirieran con la producción establecida, a comienzos de la década del ‘40 el programa de motores a reacción ya estaba establecido. Tanto en la Heinkel como en la Junkers, Dairmer-Benz y BMW-Bramo había sendos programas destinados al estudio e investigación de turborreactores para la aviación. Los ensayos prosiguieron, hasta que en 1942 voló el prototipo del que luego sería el primer caza con turbinas en entrar en combate, el Messerchmitt Me-262 (figura 1.13).

Figura 1.13.-Messerchmitt Me-262

Pero poco faltaba para que llegase la hora de la derrota del tercer Reich, y el motor de reacción ocupo el honor de ser el último dispositivo técnico en el cual los alemanes alentaron la esperanza de recuperar una superioridad que alguna vez fue suya.

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En las postrimerías de II Guerra Mundial los alemanes asombraron nuevamente al mundo cuando en el otoño de 1944 apareció el primer caza de reacción construido en serie -Me 262- provisto de dos turborreactores Jumo 004 de flujo axial y 900 kg de empuje cada uno, que le permitían alcanzar una velocidad horizontal cercana a los 900km/h. A partir de entonces comenzaron a manifestarse diversas tendencias en la notable evolución que experimentaron estas plantas de poder.

El Rolls-Royce Avon fue el primer motor a reacción de flujo axial diseñado y producido por Rolls-Royce. Introducido en 1950, se acabaría convirtiendo en uno de los diseños de motor más exitoso después de la Segunda Guerra Mundial. Fue utilizado en un gran número de aviones, tanto militares como civiles, dejando de construirse tras veinticuatro años en 1974.

El motor fue creado como un experimento en motores de flujo axial, así como (si tenía éxito) reemplazo natural del Nene de 5.000 lbf (22 kN) de empuje. Originalmente conocido como el AJ.65 por Axial Jet, 6.500 lbf que fue diseñado por Alan Arnold Griffith, el motor estaba desarrollado como un diseño de una sola fase con un compresor de ocho y más tarde de diez etapas, con una compresión de 150 lb/s (68 kg/s) y un radio de presión de 7,45. El desarrollo comenzó en 1945 y el primer prototipo fue construido en 1947. Su introducción fue relativamente lenta debido a una serie de errores mínimos.

Los primeros Marks tenían ocho cámaras de combustión aunque más tarde los Marks tenían una cámara de combustión única anular y un compresor de quince etapas.

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El motor comenzó a producirse finalmente en 1950, la versión original del RA.3/Mk.101 proporcionaba 6.500 lbf (29 kN) de empuje en el English Electric Canberra B.2. Algunas versiones similares fueron utilizadas en el Canberra B.6, el Hawker Hunter y el Supermarine Swift. Aparecieron versiones mejoradas poco después, la RA.7/Mk.114 producía 7.350 lbf en el de Havilland Comet C.2, el RA.14/Mk.201 proporcionaba 9.500 lbf (42 kN) en el Vickers Valiant y el RA.26 de 10.000 lbf (44 kN) montado en el Comet C.3 y el Hawker Hunter F.6. Un de Havilland Comet 4 con motores Avon efectuó el primer vuelo a reacción transatlántico en 1958. Esta línea marcó su máximo con empujes de 12.690 lbf (56.450 N) y 16.360 lbf (72.770 N) en post-combustión en los RA.29 Mk.301/2 (RB.146) utilizados en las últimas versiones del English Electric Lightning. Otros aviones que utilizaron el Avon incluyen el de Havilland Sea Vixen y el Fairey Delta.

Figura 1.14.- Rolls-Royce Avon 38

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El Avon fue también construido bajo licencia por Svenska Flygmotor como el RA.3/Mk.109 llamado RM5, y una mejora del RA.29 llamada RM6 con 17.110 lbf (76.110 N). El RM5 iba de motor del Saab Lansen, mientras que el RM6 fue la planta de potencia principal del SAAB Draken.

En los Estados Unidos, el Avon fue utilizado para posibilitar el aterrizaje vertical del Ryan X-13 Vertijet (en la forma de RA.28-49).

En Australia, el Avon fue utilizado por Commonwealth Aircraft Corporation para motorizar a las variantes pesadas modificadas del F-86 Sabre, conocido como el CA-27 Avon-Sabre.

A partir de los años ‘60 el uso del reactor se generalizó y en la década de los 70 prácticamente toda la aviación de gran potencia era impulsada por turbinas.

El desarrollo de la turbina de gas ha tenido históricamente, pues, tres obstáculos que han dificultado y ralentizado su desarrollo:

- La relación de compresión del compresor y su rendimiento.

- La resistencia de los materiales para poder usar altas temperaturas en la cámara de combustión y en las primeras etapas de la turbina.

- En menor medida, la dificultad para controlar todo el sistema de forma manual.

El desarrollo de la turbina de gas sólo ha sido posible tras desarrollar un compresor axial a partir de la mejora de conceptos aerodinámicos, que han permitido altas relaciones de compresión. El segundo de los pilares ha sido la innovación tecnológica en el campo de los materiales, con el desarrollo de nuevas aleaciones monocristal y recubrimientos cerámicos. Esto, unido un profundo

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estudio de la refrigeración interior del alabe ha permitido alcanzar temperaturas muy altas tanto en cámara de combustión como en las primeras ruedas de álabes.

La tercera de las claves ha sido el desarrollo de la informática. El empleo de ordenadores ha permitido por un lado poder simular determinadas condiciones y comportamientos, para así mejorar los diseños. Por otro, ha permitido desarrollar sistemas de control que permiten de forma muy sencilla para el operador arrancar, parar y vigilar los principales parámetros de operación de la máquina minuto a minuto, y además pueden diagnosticar el estado técnico del equipo y predecir futuros fallos.

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CAPITULO II MARCO TEÓRICO

Una Turbina de Gas es una máquina capaz de transformar la energía contenida en un combustible en energía mecánica; en general las turbinas de gas constan cuatro secciones básicas que son, sección de compresión, de combustión, expansión y escape. El proceso que se lleva a cabo dentro de una turbina de gas esta descrito por el ciclo termodinámico Joule -Brayton

Las modificaciones más usadas en la industria aeronáutica es el Turbofan, el cual consiste en agregar al inicio del ciclo un ventilador el cual aumenta la velocidad del aire que ingresa al compresor, generando una mayor eficiencia en el ciclo pues la admisión de aire es mayor en comparación del la que sería al tomar el aire a una velocidad cero ó la velocidad del aire de impacto (en el caso de los aviones al encontrarse en movimiento) aunque también existen motores en los cuales el ventilador se encuentra en la zona de expulsión de gases lo cual aumenta la velocidad de los gases expulsados a la atmosfera generando un mayor empuje

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2.1 CONCEPTOS BASICOS

TURBINAS. Son aquellas máquinas de trabajo cuyo fluido de trabajo sufre un cambio de densidad considerable a través de su paso por la máquina.

Estas se suelen clasificar en dos subconjuntos distintos debido a sus diferencias fundamentales de diseño:

Turbinas a Vapor: Su fluido de trabajo puede sufrir un cambio de fase durante su paso por el rodete; este es el caso de las turbinas a mercurio, que fueron populares en algún momento, y el de las turbinas a vapor de agua, que son las más comunes.

Turbinas a Gas: En este tipo de turbinas no se espera un cambio de fase del fluido durante su paso por el rodete.

También al hablar de turbinas térmicas, suele hablarse de los siguientes subgrupos:

Turbinas a acción: en este tipo de turbinas el salto entálpico ocurre sólo en el estator, dándose la transferencia de energía sólo por acción del cambio de velocidad del fluido.

Turbinas a reacción: El salto entálpico se realiza tanto en el rodete como en el estator, o posiblemente, sólo en rotor.

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Igual de común es clasificar las turbinas por la presión existente en ellas en relación a otras turbinas dispuestas en el mismo grupo:

Turbinas de alta presión: Son las más pequeñas de entre todas las etapas y son las primeras por donde entra el fluido de trabajo a la turbina.

Turbinas de media presión.

Turbinas de baja presión: Son las últimas de entre todas las etapas, son las más largas y ya no pueden ser más modeladas por la descripción Euleriana de las turbomáquinas.

2.2.- GENERALIDADES DE TURBINA DE GAS

Basicamente podemos definir una turbina de gas como un motor rotativo de flujo continuo que posee la característica de presentar una relación de peso potencia baja y una velocidad de giro muy elevada

La velocidad de giro puede alcanzar hasta las 40000 RPM dependiendo de su tamaño, lo cual puede ser aprovechado al utilizarse para propulsión a reacción o también puede acoplarse a otra turbina de eje para su arranque.

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Las turbinas de gas están compuestas por dos elementos principales que son:

El generador de gases

La unidad generadora de potencia

El generador de gases está formado por uno o más compresores, la cámara de combustión donde se mezclará el combustible con el aire y donde tendrá lugar la combustión, y la o las turbinas de expansión de gases, que en este caso solo obtendrá la potencia necesaria para mover los compresores.

La unidad generadora de potencia es donde se obtendrá la potencia útil de la máquina, dependiendo de la aplicación, será otra turbina de expansión de gases, o bien, una tobera de propulsión.

En la actualidad, la turbina de gas se utiliza ampliamente, pues es capaz de desarrollar muy elevadas potencias con un tamaño y peso contenidos, aunque sin obtenerse rendimientos muy elevados, del orden de 25% máximo.

Las turbinas de gas orientadas a la propulsión a reacción se implementan en la gran mayoría de aviones comerciales y militares, mientras que las turbinas de gas orientadas a la generación de trabajo en un eje también se han utilizado en buques, trenes, tanques, autobuses, camiones y coches y en los compresores de gasoductos, pero tienen la utilización prioritaria como generadores de energía eléctrica, bien sea para cubrir las puntas de demanda, gracias a su moderada velocidad de puesta en marcha, bien sea en un ciclo combinado con una turbina de vapor para cubrir demandas medianas con un elevado rendimiento u otras 44

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configuraciones de cogeneración en las que existe un proceso de elevada necesidad de calor, de modo que el gran caudal de gases de escape, una vez aprovechado en la turbina de potencia, se utiliza para la generación de vapor o el secado de un determinado proceso industrial.

El funcionamiento básico de una turbina de gas:

El aire ingresa al compresor donde aumenta parcialmente la presión y temperatura, luego es llevado al difusor donde se produce el incremento final de presión, el aire ingresa a la cámara de combustión donde se mezcla con el combustible y se quema para incrementar la temperatura (y por lo tanto la energía total contenida en el gas), luego es dirigido hacia el conjunto de alabes estatores de la turbina (N.G.V., Next Gide Vane) estos tienen como misión dirigir el gas hacia el disco de turbina con el ángulo correcto y además incrementar su velocidad, luego el gas pasa por el disco de turbina donde parte de la energía que contiene es extraída para mover el compresor (en las micro turbinas se extrae una gran parte de la energía) al cual se encuentra unido por medio de un eje, el gas deja la turbina con gran temperatura y velocidad pero es acelerado aún más en la tobera de escape, el gas que sale a gran velocidad es el responsable de la reacción que se conoce como "empuje" de la turbina.

Las turbinas no pueden arrancar por si solas, necesitan ser llevadas a un determinado número de RPM para crear suficiente presión en el motor para permitir el funcionamiento.

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2.2.1.- CICLO TERMODINAMICO DE LAS TURBINAS DE GAS

(Mataix C. 1990) El modelo termodinámico de las turbinas de gas se fundamenta en el ciclo de Brayton. A pesar de que se generaliza como ciclo termodinámico, en realidad el fluido de trabajo no cumple un ciclo completo en las turbinas de gas ya que este finaliza con una composición o en un estado diferente al que tenía cuando inició los procesos. Algunos autores como Sonntag, Borgnakke y Van Wylen, clasifican los procesos de una turbina a gas como de ciclo abierto. Las turbinas de gas de ciclo abierto simple utilizan una cámara de combustión interna para suministrar calor al fluido de trabajo y las turbinas de gas de ciclo cerrado simple utilizan un proceso de transferencia para agregar o remover calor del fluido de trabajo.

En 1 se toma aire ambiente. Este se comprime hasta 2 según una adiabática (idealmente sin roce, normalmente una politrópica con roce) (figura 2.1).

Luego el aire comprimido se introduce a una cámara de combustión. Allí se le agrega una cierta cantidad de combustible y este se quema. Al producirse la combustión se realiza la evolución 2-3. Típicamente esta es isobárica (o casi isobárica, pues se pierde un poco de presión por roce). Como a la cámara de combustión entra tanto fluido como el que sale, la presión casi no varía. La temperatura T3 es una temperatura crítica, pues corresponde a la mayor temperatura en el ciclo. Además también es la mayor presión. Por lo tanto los elementos sometidos a T3 serán los más solicitados.

A continuación viene la expansión de los gases hasta la presión ambiente. Esta expansión la debemos dividir en dos fases. En la primera (de 3 a 3') el trabajo de

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expansión se recupera en una turbina que sirve para accionar el compresor. En la segunda fase (de 3' a 4) existen dos opciones:

Si entre 3' y 4 se instala una turbina, el trabajo de expansión se convierte en trabajo mecánico. Se trata de un turbopropulsor o lo que comúnmente se llama turbina a gas.

Si entre 3' y 4 se sigue con la expansión de los gases en una tobera, el trabajo de expansión se convierte en energía cinética en los gases. Esta energía cinética sirve para impulsar el motor. Se trata de un turborreactor o lo que comúnmente se llama un motor a reacción.

Finalmente los gases de combustión se evacúan a la atmósfera en 4. (La 1 - 2). Este proceso se puede suponer adiabático. Idealmente es sin roce, pero en general es politrópica con roce.

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Figura 2.1.-Diagrama P-V ciclo Joule/Brayton

Luego el aire comprimido a p2 pasa a la cámara de combustión. Allí se le agrega una cierta cantidad de combustible el que se quema. Al quemarse la mezcla, la temperatura de los gases sube hasta T3. La combustión es prácticamente isobárica (evolución 2 - 3).

A continuación los gases calientes y a alta presión se expanden en la turbina T1. Esta turbina acciona el turbocompresor por medio de un eje. La expansión en la turbina es hasta las condiciones 3'. Idealmente es expansión adiabática sin roce, pero en general es politrópica con roce (evolución 3 - 3').

Luego los gases de escape se siguen expandiendo a través de una segunda turbina de potencia hasta alcanzar la presión ambiente (p4, evolución 3' - 4).Esta turbina de potencia entrega trabajo al exterior. Típicamente el trabajo se usa para

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accionar un generador o bien otro mecanismo (hélice en el caso de aviones con turbopropulsor o aspas en un helicóptero) evolución 4-1 es virtual y corresponde al enfriamiento de los gases hasta la temperatura ambiente (figura 2.2).

Figura 2.2.- Diagrama T-S ciclo Joule/Brayton Si bien este ciclo se realiza normalmente como ciclo abierto, también es posible realizarlo como ciclo cerrado. Es decir tener un fluido de trabajo que siga las evoluciones del ciclo. Entre 2 y 3 se le aporta calor externo y entre 4 y 1 se le extrae. También es posible realizarlo sin combustión interna, haciendo un aporte de calor entre 2 y 3. Esto se ha hecho en algunos motores solares en que se opera según un ciclo Brayton.

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Un turbocompresor que toma el aire ambiente (a p1 y T1) y lo comprime hasta p2 (evolución 1 - 2). Este proceso se puede suponer adiabático. Idealmente es sin roce, pero en general es politrópica con roce (figura 2.3).

Figura 2.3 Diagrama de bloques de un turbopropulsor

Luego los gases de escape se siguen expandiendo a través de una segunda turbina de potencia hasta alcanzar la presión ambiente (p4, evolución 3' - 4).Esta 50

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turbina de potencia entrega trabajo al exterior. Típicamente el trabajo se usa para accionar un generador o bien otro mecanismo (hélice en el caso de aviones con turbopropulsor o aspas en un helicóptero).

Este caso es similar al anterior hasta el punto 3'. La diferencia estriba en que de allí en adelante, la segunda turbina es reemplazada por una tobera. El potencial de presión de los gases de escape en 3' es convertido en energía cinética. Los gases salen a C4 (figura 2.4).

Es decir el trabajo de expansión se convierte en energía cinética y los gases salen del motor a gran velocidad, produciendo un empuje por efecto del principio de acción y reacción.

Figura 2.4.- Diagrama de bloques de turborreactor

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En el ciclo Brayton, el trabajo neto realizado por unidad de masa es la diferencia entre el trabajo obtenido en la expansión y el trabajo invertido en la compresión, es decir:

Para un gas ideal, el trabajo neto puede escribirse como:

푊푛푒푡 = 푊푡 − 푊푐

푊푛푒푡 = 푚퐶푝𝑔(푇3 − 푇4) − 푚퐶푝푎(푇2 − 푇1)

Y el calor de adición por unidad de masa será:

푞퐴 = 푚퐶푝𝑔(푇3 − 푇2)

Al igual que en el ciclo Ranking, la eficiencia térmica del ciclo Brayton es la relación entre el trabajo neto desarrollado y el calor adicionado:

푊푛푒푡 푛푡푒푟 = 푞퐴

La eficiencia térmica del ciclo Brayton para un gas ideal puede escribirse como:

푚퐶푝𝑔(푇3 − 푇4) − 푚퐶푝푎(푇2 − 푇1) 푛푡푒푟 = 푚퐶푝𝑔(푇3 − 푇2)

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2.2.2.- COMPONENTES PRINCIPALES DE UNA TURBINA DE GAS

Compresor:

El compresor se encuentra en la entrada del motor y se encuentra conectado al disco de turbina por medio de un eje, el compresor puede ser de tres tipos diferentes:

Axial:

La corriente de aire que atraviesa el compresor lo hace en el sentido del eje (de ahí el nombre de axial), consta de varios discos giratorios (llamados etapas) en los cuales hay una serie de "palas" (alabes), entre cada disco rotor hay un disco fijo (estator) que tiene como función dirigir el aire con el ángulo correcto a las etapas rotoras. El compresor axial es el más utilizado en las turbinas para aviación.

Tubo de cojinetes o pasaeje:

Es un elemento cilíndrico por cuyo interior pasa el eje de la turbina y además se encarga de dar estructura al motor va fijado a la parte posterior del difusor y a la parte delantera del conjunto N.G.V., en su interior se colocan los cojinetes que soportan el eje estos deben tener adecuada refrigeración y lubricación para que sobrevivan las tremendas velocidades de rotación a las que son sometidos.

Difusor:

Tiene como misión cambiar la velocidad de la corriente de aire que viene del compresor para aumentar la presión. Consta de una serie de pasajes que se 53

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ensanchan hacia atrás (conductos divergentes), el difusor es diferente según el compresor sea axial o centrifugo.

Cámara de Combustión:

Es una de las partes más críticas de las turbinas, su diseño es crítico dado que la temperatura de salida es fundamental así como la longitud de la cámara está limitada por cuestiones de diseño, entonces esta parte debe ser diseñada con sumo cuidado para permitir la completa combustión dentro de la longitud de la misma.

Alabes guía de turbina ( N.G.V. Next Guide Vane):

Esta parte tiene como función aumentar la velocidad de la corriente de gas caliente que sale de la cámara de combustión y dirigirla con el ángulo apropiado al disco de turbina. Esta pieza es la más expuesta a altas temperaturas por lo tanto se construyen en aleaciones inoxidables para alta temperatura, básicamente consta de una serie de alabes "estatores" que se cierran hacia la parte trasera (conducto convergente), también difieren si son para turbina radial o axial.

Disco de Turbina:

Es la parte encargada de extraer parte de la energía de la corriente de gas para convertirla en movimiento, su única función es hacer rotar el compresor al cual se encuentra unido por medio de un eje, la turbina se halla sujeta a elevadas temperaturas y a elevadas cargas centrifugas que unido a la disminución de resistencia del material por causa de la temperatura hacen que este sea el 54

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elemento que más importancia tiene en cuanto a la elección de materiales, sin excepción se utilizan aleaciones con elevado contenido de níquel y cromo. Existen dos tipos de discos de turbina:

Los axiales: Son los más utilizados pues poseen excelentes características de aceleración y un peso bastante reducido, su única contra es que deben respetarse a estrictamente las temperaturas y velocidades máximas sino se corre el riesgo de que el disco se "desintegre" literalmente.

Las radiales: Si bien se utilizan menos por ser bastante más pesadas y por lo tanto tardan más en acelerar tienen la particularidad de ser muy robustas, soportan más revoluciones a mayor temperatura.

Tobera de escape:

En esta parte los gases de escape son acelerados para aumentar el empuje producido por la turbina, básicamente es un conducto cónico y algunas veces también posee un cono interior

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2.3.- CICLOS IDEALES DE PROPULSION POR REACCION

Cengel / M. A. Boles (2003) Los motores de turbinas de gas son muy usados para impulsar aeronaves porque son ligeros, compactos y tienen una elevada relación de potencia y peso. Las turbinas de gas para aviones operan en un ciclo abierto llamado ciclo de propulsión por reacción. El ciclo de propulsión por reacción ideal difiere del ciclo Brayton ideal en que los gases no se expanden hasta la presión ambiente en la turbina. En cambio, se expanden hasta una presión tal que la potencia producida por la turbina es suficiente tanto para accionar el compresor como el equipo auxiliar, por ejemplo un generador pequeño y bombas hidráulicas. Es decir, la salida de trabajo neto de un ciclo de propulsión por reacción en cero. Los gases que salen de la turbina a una presión relativamente alta se aceleran en una tobera para proporcionar el empuje que impulsa al avión (figura 2.5).También las turbinas de gas para aviones operan a mayores relaciones de presión (por lo común entre 10 y 25) y el fluido pasa primero a través de un difusor, donde se desacelera y su presión de incrementa antes de entrar al compresor.

Los aviones son impulsados por la aceleración del fluido en la dirección opuesta al movimiento. Esto se logra al acelerar ligeramente una gran masa de fluido (motor accionado por una hélice) o al acelerar considerablemente una pequeña masa del fluido (motor de reacción o turborreactor), o ambos procedimientos (motor de turbohélice).

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Figura 2.5.-Esquema simple de turbina de propulsión

El turborreactor es el tipo más antiguo de los motores de reacción de propósito general. Son motores pertenecientes al grupo de las turbinas de ciclo abierto, con la única diferencia que para llamarse turborreactor es indispensable que en él se encuentre un compresor o turbocompresor, de ahí viene su prefijo “turbo”, hecho que ocurre también con muchos de los coches con motores sobrealimentados. El concepto fue desarrollado en motores prácticos a finales de los años 1930 de manera independiente por dos ingenieros, Frank Whittle en el Reino Unido y Hans Von Ohain en Alemania; aunque el reconocimiento de crear el primer turborreactor se le da Whittle por ser el primero en concebir, describir formalmente, patentar y construir un motor funcional. Von Ohain, en cambio, fue el primero en utilizar el turborreactor para propulsar un avión.

Grandes compresores axiales o centrífugos llevan enormes volúmenes de aire a una presión aproximada de 8 atmósferas para comprimirlos. Una vez que se dispone del aire comprimido, se introduce en cámaras de combustión en las que se quemará combustible de forma continua para proporcionar energía a ese aire. 57

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El aire, a mayor presión y a mayor temperatura, se traslada hasta la turbina. Allí se expande parcialmente y consigue la energía necesaria para mover el compresor. Después, el aire pasa por la tobera de escape, donde se acelera hasta la salida, de modo que la presión existente se transforme en velocidad. En este tipo de motor la fuerza motora se obtiene gracias a la cantidad de movimiento generado. El aire es lanzado hacia atrás haciendo que la nave se vea impulsada hacia delante.

En aeronáutica se usa este tipo de motores porque permiten mucha más potencia que los motores alternativos a igualdad de peso.

El ciclo de trabajo de este tipo de motores es el de Brayton, es similar al del motor recíproco por contar con la misma disposición de los tiempos de trabajo (Admisión, Compresión, combustión y Escape).Un turborreactor consiste en una entrada de aire, un compresor de aire, una cámara de combustión, una turbina de gas (que mueve el compresor del aire) y una tobera. El aire entra comprimido en la cámara, se calienta y expande por la combustión del combustible y entonces es expulsado a través de la turbina hacia la tobera siendo acelerado a altas velocidades para proporcionar la propulsión.

El esquema de un turborreactor y el diagrama T-s del ciclo de un turborreactor ideal se muestra en la figura 2.6. La presión de aire se eleva ligeramente cuando este se desacelera en el difusor. Después el aire se comprime en el compresor y se combina con el combustible en la cámara de combustión, donde la mezcla se quema a presión constante. Los gases de combustión a alta presión y a alta temperatura se expanden parcialmente en la turbina, entonces producen la 58

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suficiente potencia para accionar el compresor y otros equipos. Finalmente, los gases se expanden en una tobera hasta la presión ambiente y salen de la maquina a alta velocidad.

En el caso ideal, el trabajo de la turbina se supone al trabajo del compresor. Además, los procesos en el difusor, el compresor, la turbina y la tobera se asumirán como isoentrópicos. En el análisis de los ciclos reales, sin embargo, las irreversibilidades asociadas con estos dispositivos deben de ser consideradas. El efecto de estas es para reducir el empuje que puede obtenerse de un turborreactor.

Figura 2.6.- Componentes básicos de un propulsor a reacción

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Figura 2.7.-Diagrama T-S ciclo de propulsor a reacción

El empuje desarrollado en un turborreactor es la fuerza desbalanceada que causa la diferencia en la cantidad de movimiento en que el aire a baja velocidad entra al motor y los gases de escape a alta velocidad salen de él; esto se determina de la segunda ley de Newton. Las presiones en la entrada y la salida del turborreactor son idénticas (la presión ambiente), por lo tanto el empuje neto desarrollado por el motor es:

퐹 = (푚̇ 푉)푠푎푙𝑖푑푎 − (푚̇ 푉)푒푛푡푟푎푑푎 = 푚̇ (푉푠푎푙𝑖푑푎 − 푉푒푛푡푟푎푑푎) (푁)

Donde Vsalida es la velocidad de salida de los gases de escape y Ventrada es la velocidad de entrada del aire, ambas relativas al avión. Así, para una aeronave que vuele en aire sin corrientes, V entrada es la velocidad de la aeronave. En realidad, los flujos másicos de los gases a la salida y a la entrada del motor son

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diferentes, pero la diferencia es igual a la rapidez de combustión del combustible. Sin embargo, la relación de masa, aire y combustible utilizada en los motores de propulsión a reacción es usualmente muy alta, lo que hace muy pequeña esta diferencia. Así en la ecuación pasada se toma como el flujo másico del aire en el motor. Un avión que vuela a velocidad constante utiliza el empuje para superar el arrastre del aire y la fuerza neta que actúa sobre el cuerpo del avión es cero.

La potencia desarrollada a partir del empuje desarrollada por una maquina recibe el nombre de potencia de propulsión, que es la fuerza de propulsión (empuje) por la distancia en que esta fuerza actúa sobre el avión por unidad de tiempo, es decir, el empuje multiplicado por la velocidad del avión.

푊̇ 푃 = (퐹)푉푎푣𝑖표푛 = 푚̇ (푉푠푎푙 − 푉푒푛)푉푎푣𝑖표푛 (푘푊)

Figura 2.8.- Representación de Fuerza de Propulsión

El trabajo neto desarrollado por un turborreactor es cero. Por lo tanto, no es posible definir la eficiencia de un turborreactor de la misma manera que para motores de turbina de gas estacionarios. En lugar de eso se debe utilizar la

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definición general de eficiencia, la cual es la relación de la salida deseada y la entrada requerida. La salida deseada en un turborreactor es la potencia producida para impulsar el avión, y la entrada requerida es el poder calorífico del combustible. La relación de estas dos cantidades se llama eficiencia de propulsión y está dada por:

푃표푡푒푛푐𝑖푎 푑푒 푝푟표푝푢푙푠𝑖ó푛 푊̇ 푃 푛푃 = = 푇푎푠푎 푑푒 푒푛푡푟푎푑푎 푑푒 푒푛푒푟𝑔í푎 푄̇푒푛

La eficiencia de propulsión es una medida de qué tan eficientemente la energía térmica liberada durante el proceso de combustión se convierte en energía de propulsión. La parte remanente de la energía liberada se mostrara como la energía cinética de los gases de escape relativa a un punto fijo sobre el suelo y como un incremento en la entalpia del aire que sale de la máquina.

2.4.- MODIFICACIONES PARA MOTORES DE TURBORREACTOR

Tanto los motores accionados por hélice como los activados por propulsión por reacción tienen sus propias ventajas y limitaciones, y se han hecho varios intentos para combinar las características más deseables de ambos en uno solo. Algunas de estas modificaciones son el turbohélice (turboprop) y el turbofan.

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Un turbohélice (en inglés: turboprop) es un tipo de motor de turbina de gas que mueve una hélice. Comparado con un turborreactor, los gases de escape apenas contienen energía para producir un empuje significativo. En su lugar, se utilizan para mover una turbina conectada a un eje. Aproximadamente un 90% del empuje es producido por la hélice y el 10% restante por los gases de escape.

El turbohélice es un punto intermedio entre el motor alternativo y el turborreactor. Sus condiciones de operación óptimas son entre 250 y 400 mph y entre 18000 y 30000 ft. Su consumo específico de combustible mínimo se encuentra a una altitud entre 25000 ft y la tropopausa. Generalmente necesita unos dos tercios del combustible usado por un turborreactor por pasajero.

Por este motivo, se usan principalmente en pequeños y medianos aviones subsónicos, aunque algunas aeronaves más grandes como el Antonov An-70 o el Airbus A400M también están equipados con turbohélices.

Existen variaciones de este tipo de motor; como lo pueden ser

Eje único

En los turbo hélice de eje único, la hélice está conectada al mismo eje que la turbina a través de un engranaje reductor, debido a que su rendimiento máximo se consigue a una velocidad de rotación muy inferior a la del motor.

Un importante requisito de este tipo de turbohélice es que el paso de la hélice tiene que poder regularse de forma precisa (entre 8º y 12º) antes del arranque del motor para disminuir la energía necesaria para moverla.

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Turbina libre

En los turbo hélice de turbina libre existen al menos dos turbinas: una conectada a la hélice y otra al compresor. Esta última gira a una velocidad casi constante, independientemente del paso de la hélice y su velocidad, mientras que la primera tiene su propio engranaje reductor.

La principal ventaja de la turbina libre es que reduce la carga de par motor durante el arranque del motor, puesto que no es necesario mover la hélice y los engranajes reductores, sino únicamente la turbina y el compresor.

Los turbo hélice tienen algunas ventajas respecto a los turborreactores:

La potencia disponible es en gran medida independiente de la velocidad de avance de la aeronave, obteniendo más potencia en la fase inicial del despegue.

Se produce un fenómeno de rebufo tras la hélice que mejora la eficiencia del timón de profundidad y del timón de dirección a bajas velocidades.

Son más eficientes a altitudes bajas y medias y a baja velocidad, consumiendo aproximadamente un tercio menos de combustible por pasajero.

Responden de manera más rápida a las variaciones de potencia.

Pueden operar en pistas más cortas.

Sin embargo, tienen también algunos inconvenientes:

No son eficientes a velocidades altas (más de 450-500 kn).

Poseen un techo de operación mucho más bajo, lo que reduce la velocidad con respecto al suelo.

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El motor utilizado más ampliamente en la propulsión de aviones es el motor turbofan (o ventirreactor), donde un gran ventilador accionado por una turbina obliga a que una gran cantidad de aire circule por un ducto (cubierta) que rodea a la máquina, como se muestra en las figuras siguientes. El escape del ventilador sale del ducto a una velocidad más alta incrementando de manera considerable el empuje total del motor. El motor turbofan se basa en el mismo principio que la potencia, un gran volumen de aire que se mueve con más lentitud producirá más empuje que un pequeño volumen de aire que se mueve rápidamente. El primer motor turbofan comercial fue producido con éxito en 1955.

Figura 2.9.- Motor turbofan

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Figura 2.10.-TurbofanPratt&Whitney

2.5.-TURBOFAN

A velocidades cercanas a Mach .8 los motores turboprop y turbojet comienzan a tener una perdida en su eficiencia de propulsión, esto se debe a que esta velocidad es muy alta para un turboprop y muy baja para el turbojet. En esta zona es donde el turbofan exhibe una gran eficiencia a altas velocidades subsónicas, por lo cual es muy importante para la aviación comercial, pero también lo es para las aeronaves de combate por su eficiencia y bajo consumo de combustible.

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Figura 2. 11.- Eficiencia de propulsión de turbofan, turboprop y turbojet

El motor de turbofan de un avión puede distinguirse del turborreactor menos eficiente por la gruesa cubierta del gran ventilador. Todo el empuje del turborreactor se debe a los gases de escape que salen del motor a aproximadamente dos veces la velocidad del sonido. En un motor de turbofan los gases de escape de alta velocidad se mezclan con el aire que tiene una velocidad inferior lo cual resulta en una considerable reducción de ruido.

Nuevas técnicas de enfriamiento han originado incrementos considerables en las eficiencias, permitiendo que las temperaturas del gas a la salida del quemador alcancen valores superiores a 1500 oC, 100 oC por encima del punto de fusión de los materiales de los alabes de turbina. Los motores de turbofan merecen la mayor

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parte del crédito en el éxito de los jumbo jets que pesan casi 400 000 kg y son capaces de transportar más de 400 pasajeros a distancias mayores a los 10,000 km con velocidades superiores a 950 km/h con menos combustible por pasajero y distancia.

La relación entre el flujo másico de aire que se desvía por la cámara de combustión y el del aire que fluye por ella recibe el nombre de relación de desvío. Las primeras máquinas comerciales de alta relación de desvío tenían una relación de desvío de 5. El aumento de esta relación en un motor de turbofan incrementa el empuje, por eso tiene sentido eliminar la cubierta del ventilador ya que el resultado es un motor de turbopropulsión, como el que se muestra en la siguiente figura.

Figura 2.12.-Motor turbohélice

Los motores de turbofan y de turbopropulsión difieren principalmente en sus relaciones de desvío: 5 o 6 para un turbofan y de hasta 100 para los de turboprop.

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Como regla general, las hélices son más eficientes que los motores de reacción pero están limitados a una operación de baja velocidad y baja altura porque su eficiencia disminuye a altas velocidades y altitudes. Los antiguos motores de turborreactor (turbohélices) estaban limitados a velocidades cercanas a 0.62 mach y a altitudes de aproximadamente 9200 m. Se espera que los nuevos motores de turborreactor (propulfan) que están en desarrollo alcancen velocidades de 0.82 mach y altitudes de 12200 m. Se espera que los aviones comerciales de tamaño y radio medio de acción, impulsados por propulfan, vuelen tan alto y tan rápido como los aviones impulsados por turbofan y con menos combustible.

Otra modificación muy extendida en los aviones militares es la adición de una sección de quemadores posteriores entre la turbina y la tobera. Siempre que surge la necesidad de empuje adicional, como en aterrizajes cortos o condiciones de combate, se inyecta combustible adicional dentro de los gases de combustión ricos en oxigeno que salen de la turbina. Como resultado de esta adición de energía, los gases de escape salen a una velocidad más alta y suministran un empuje mayor.

Clasificación Turbofan de bajo índice de derivación: Posee entre uno y tres ventiladores en la parte frontal que producen parte del empuje de la aeronave. Su índice de bypass (desviación del flujo secundario de fluido) tiene un valor entre el diez y sesenta y cinco por ciento del flujo primario, que es igual al cociente entre las áreas de paso. Es normal que exista un carenado a lo largo de todo el conducto del flujo secundario hasta la tobera del motor. En la actualidad se utilizan mucho en aviación militar y en algunas aeronaves comerciales como el A340, el MD 83 y el Fokker 100.

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Turbofan de alto índice de derivación: Estos motores representan una generación más moderna; la mayor parte del empuje motor proviene de un único ventilador situado en la parte delantera del motor y movido por un eje conectado a la última etapa de la turbina del motor. Al utilizarse sólo un gran ventilador para producir empuje se origina un menor consumo específico de combustible y un menor ruido. Lo que le hace muy útil para velocidades de crucero entre 600 y 900 km/h. Algunas aeronaves comerciales siguen utilizando motores de bajo bypass (como el JT8D).

Propfan, unducted fan y turbofan de índice de ultra-elevado de derivación (ultra high bypass turbofan): Son la generación de motores turbofan que se está experimentando. El Propfan resulta básicamente una mezcla entre un turbofan y un turbohélice, siendo muy parecido al unducted fan que es un turbofan sin el carenado externo y con mayor índice de derivación. El turbofan con índice de derivación ultra-elevado es un proyecto similar con índices de derivación mayores de 20 lo que permitirá menor consumo específico de combustible y gran reducción de gases contaminantes.

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CAPITULO III PROCESO DE DESARROLLO

El G.E CF700 además de ser el primer turbofan utilizado en la aviación civil, es uno de los motores que proveen grandes ventajas debido a su tamaño reducido, bajo peso y gran capacidad de empuje proporcionado. En particular este turbofan es de construcción sencilla pues cuenta con únicamente 5 partes principales, 8 etapas de compresor de flujo axial, 2 etapas de turbina unidas al compresor y un post ventilador de rotación libre de una sola etapa

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3.1.-ELECCION DE MOTOR Y AERONAVE

La investigación de campo dentro de empresas privadas y de gobierno llevó a la conclusión de que uno de los aviones más usados en este campo son los Learjet, Sabreliner, Jetstar y Falcon, estos contando con distintos modelos y años de fabricación así mismo como distintos motores.

Debido a la gran historia y capacidad de la aeronave ha sido elegida entre estas marcas mencionadas el Sabreliner 80, puesto que además de ser utilizado en el campo de la aviación civil, es una aeronave que cuenta con un fuselaje y motor por lo cual permite resistir giros bruscos y maniobras complicadas que cualquier otro avión pequeño no podría aguantar, por lo cual es empleada por la Fuerza Aérea Norteamericana como un avión de entrenamiento avanzado, además de ser usado de la misma manera por el cuerpo de guardia costera del mismo país; lo cual nos da una buena referencia sobre esta aeronave y la resistencia de sus motores.

El motor del Sabreliner 80 A, es un General Electrics modelo CF-700 el cual es un turbofan (el primer turbofan pequeño en construcción) con capacidad para otorgar un gran empuje; este motor también es utilizado en otras aeronaves como el Falcon 70 y el sabreliner 75 A.

Sabreliner Corporation tiene sus comienzos en el Air force 39 construido bajo especificaciones militares rigurosas de fuerza y cualidades de vuelo así mismo como un gran desempeño. En 1963 fue introducido el primer modelo jet privado bajo estas mismas características el Sabreliner mod. 40.

Tiempo después el modelo del Sabreliner fue considerado uno de los mejores aviones clase de negocios debido a su rapidez y comodidad otorgados por los modelos fabricados; los pilotos gustan de volar en estas aeronaves debido a su

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gran eficiencia y fácil maniobrabilidad y los pasajeros disfrutan de los amplios y cómodos interiores del avión.

Figura 3.1.-Interior de Sabreliner 80 T1.- ESPECIFICACIONES DE LOS MODELOS DE SABRELINER

World's First SABRE 40 SABRE 60 SABRE 75 Twin-Engine Jet

ENGINES

Manufacturer Pratt & Whitney Pratt & Whitney Pratt & Whitney

Type JT12A-8 JT12A-8 JT12A-8

Thrust 3300 Lbs. 3300 Lbs. 3300 Lbs.

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MAXIMUM WEIGHTS

Ramp (Max. Gross) 19,922 Lbs. 20,372 Lbs. 21,200 Lbs.

Take Off 19,612 Lbs. 20,172 Lbs. 21,000 Lbs.

Landing 17,500 Lbs. 17,500 Lbs. 21,000 Lbs.

Zero Fuel 12,800 Lbs. 13,800 Lbs. 14,300 Lbs.

PERFORMANCE

Range (45 min. Reserve, 6 PAX) 1650NM 1650NM 1300NM (1900SM) (1900SM) (1497SM)

Max. Cruise Speed .80 Mach .80 Mach .80 Mach 459 Knots 459 Knots 459 Knots

Max. Operating Altitude 45,000 Ft. 45,000 Ft. 45,000 Ft.

Balanced Field Take Off Distance 4900 Ft. 5100 Ft. 5500 Ft.

Landing Distance at Max. 2950 Ft. 2935 Ft. 3750 Ft. Landing Weight

Max. Usable Fuel 1063 Gal./ 1063 Gal./ 1101 Gal./ 7122 Lbs. 7122 Lbs. 7377 Lbs.

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World's First SABRE 75A/80 SABRE 65 Twin-Engine Jet

ENGINES

Manufacturer General Electric Honeywell

Type CF700-2D-2 TFE731-3R-1D

Thrust 4500 Lbs. 3700 Lbs.

MAXIMUM WEIGHTS

Ramp (Max. Gross) 23,000 Lbs. 24,000 Lbs.

Take Off 22,800 Lbs. 24,000 Lbs.

Landing 22,000 Lbs. 21,755 Lbs.

Zero Fuel 15,620 Lbs. 16,250 Lbs.

PERFORMANCE

Range (45 min. Reserve, 6 PAX) 1678NM 2890NM (1932SM) (3326SM)

Max. Cruise Speed .80 Mach .81 Mach 459 Knots 465 Knots

Max. Operating Altitude 45,000 Ft. 45,000 Ft.

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Balanced Field Take Off Distance 4460 Ft. 5450 Ft.

Landing Distance at Max. 3450 Ft. 3345 Ft. Landing Weight

Max. Usable Fuel 1101 Gal./ 1317 Gal./ 7377 Lbs. 8824 Lbs.

La elección de los motores fue debido a que durante la investigación resulto ser un motor muy utilizado en el medio de la aviación privada; además, de que este modelo especifico de motores; es como ya se mencionó en primer modelo de turbofan creado para aviones pequeños y de uso comercial, por lo cual es un poco más sencillo obtener parámetros reales de vuelo sobre los motores ya con overhaul.

El motor CF-700 turbofan pertenece al ramo de los afterfan utilizados en el Rockwell Sabre 75 A y y 80 A, también fue requerido para el Dassault falcon 70, hasta ahora en el mundo existen aproximadamente 400 motores CF700 en operación alrededor del mundo, cuya experiencia nos da más de 10 millones de horas de servicio.

El CF-700 fue el primer turbofan pequeño en el mundo que fue certificado por la FAA (Federal Aviation Administration)

El CF-700 turbofan fue utilizado durante la expedición lunar en el programa Apolo como unidad de poder para el vehículo lunar utilizado durante esta misión.

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Figura 3.2.- Motor G.E C.F-700

3.2 DESCRIPCION DEL MOTOR

El motor General Electric CF-700 es un motor de jet a propulsión de flujo axial con post ventilador (after fan). Está incorporado por 8 etapas de compresión de flujo axial, que conduce a dos etapas de turbina a reacción, una sección anular de combustión y un post ventilador de rotación libre de una sola etapa.

Los motores General Electric de la serie CF-700 son motores de flujo axial y turbofan. Son compactos, de gran empuje y peso reducido, con solo 5 partes principales, 8 etapas de compresor de flujo axial, 2 etapas de turbina unidas al compresor y un post ventilador de rotación libre de una sola etapa. El motor es 77

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controlado por un sistema de combustible Hidro-mecánico y una combinación de purgas de aire geométricas.

Figura 3.3.- Secciones principales del motor CF700

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Figura 3.4.- Motor CF-700 G.E

T 2.- GENERALIDADES GENERAL ELECTRIC CF-700

MODELO GENERAL ELECTRIC CF-700

TIPO TURBO FAN DE FLUJO AXIAL CON ROTOR INDIVIDUAL

COMPRESOR 8 ETAPAS CON CONTROL ENTRE ETAPAS POR PURGA DE AIRE.

RELACION DE PRESION 6.8:1

AFTER FAN 1 ETAPA, ROTOR DE LIBRE DESPLAZAMIENTO.

RELACION DE PRESION 1.6:1

ETAPAS DE TURBINA 2 ETAPAS

COMPRESOR: SENTIDO HORARIO (VISTO DESDE LA PARTE TRASERA DEL MOTOR) ROTACION MOTOR FAN: SENTIDO ANTI HORARIO (VISTO DESDE LA PARTE TRASERA DEL MOTOR)

TEMPERATURA GASES DE ESCAPE “VER GRAFICA” (FIGURA 3.5 Y 3.6)

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Figura 3.5.-Temperaturas de Escape

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Figura 3.6.-Temperaturas de Escape-EPR

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T 3.- CARACTERISTICAS DEL MOTOR CARACTERISTICAS DEL MOTOR

ETAPAS DE VENTILADOR 1

ETAPAS DE COMPRESOR 8

ETAPAS DE POTENCIA (TURBINA) 2

DIAMETRO MAXIMO (inches) 33

LONGITUD (inches) 77.5

PESO EN SECO (lb) 725-737 APLICACIONES AERONAVES Falcon 20, Sabreliner 75A y 80A

CONSUMO ESPECIFICO A LA 0.643-0.652 POTENCIA MAXIMA (galon) MAXIMA POTENCIA AL NIVEL DEL MAR (lb)

DESPEGUE (Max 5 min) 4500

MAXIMO CONTINUO 4120 DIRECCION DE ROTACION (visto desde la parte trasera del motor) ROTOR DE COMPRESOR Y SENTIDO HORARIO TURBINA ROTOR DEL VENTILADOR SENTIDO ANTIHORARIO

VELOCIDAD RPM DURANTE DESPEGUE MOTOR 101% (16,700 RPM) FAN 105% (9,000 RPM)

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Nota.- La longitud, así mismo como el peso; puede variar por los accesorios (en caso de la longitud) que se agreguen al motor por modificaciones indicadas por el fabricante.

“peso en seco” refiere a el peso bruto del motor; esto quiere decir, que no se cuenta con accesorios ni aditamentos, únicamente el motor con sus secciones correspondientes.

3.3.-DESCRIPCION DE LAS PARTES PRINCIPALES DEL MOTOR

SECCION DE COMPRESOR, DESCRIPCION Y GENERALIDADES

GENERALIDADES

La Sección del Compresor de la Turbina CF700 consta de un bastidor frontal del compresor, una carcasa del estator del compresor, el rotor del compresor y los montajes del bastidor central. En los siguientes párrafos se cubrirá una breve descripción de su construcción y funcionamiento.

DESCRIPCIÓN

A. Bastidor Frontal del Compresor. El bastidor frontal del compresor (véase figura 3.7) está fabricado de acero inoxidable y cuenta con una carcasa interna y

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una carcasa externa, las cuales están unidas entre sí por quince soportes huecos. Tres de los soportes son más largos y alojan los tubos de servicio del rodamiento No. 1. El soporte No. 3 aloja el tubo de desahogo del cárter del rodamiento No.1; el soporte No. 8 aloja el tubo de recuperación de aceite y el soporte No. 13 aloja el tubo de admisión de aceite. Un tubo de drenaje se localiza en el soporte No. 9 para drenar el aceite que pueda derramarse al pasar el sello de carbón del rodamiento No. 1.

La carcasa de rodamiento No. 1, que aloja la pista de rodamiento externa No. 1 está soldada en la parte posterior de la carcasa interna y está reforzado al frente por tres anillos de refuerzo. El sello de carbón, el anillo exterior de la punta guía de entrada, el anillo del sello y los montajes del colector están atornillados a la carcasa de rodamiento No. 1.

La tapa del colector se encuentra atornillada al frente de la carcasa interna y previene cualquier fuga de aceite del área de rodamiento y también funciona como un dispositivo retenedor para la superficie de rodamiento externa del cojinete No.1.

El bastidor frontal también brinda un soporte a las quince puntas guía de entrada variables de los álabes, las cuales se encuentran localizadas exactamente detrás de cada soporte. Alrededor de la carcasa externa, el anillo actuador de la punta de guía de entrada de los álabes se encuentra ensamblado y conectado a través de un acoplamiento a los actuadores de las puntas guías variables. El movimiento del pistón actuador es transmitido a través del acoplamiento al anillo de accionamiento, el cual a su vez posiciona las guías. 84

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B. Carcasa del Estator del Compresor. El montaje de la carcasa del estator del compresor (véase Figura 3.7) es una unidad fabricada con una aleación de acero chromoloy, partido y bridado a lo largo de la línea central horizontal. Siete etapas de álabes fijos del estator se encuentran montadas en la superficie interna. Los álabes están sujetados en segmentos, 12 por etapa, los cuales se encuentran ensamblados circunferencialmente dentro de sus pistas que están torneadas dentro del diámetro interior de las carcasas. Las llaves aseguramiento están ensambladas en doble fila para prevenir la rotación de los segmentos de los álabes. Los álabes de la primera y segunda etapa cuentan con anillos de refuerzo sujetados a las uniones internas. Los anillos de refuerzo forman mitades fijas de los sellos tipo laberinto interfásicos. Todas las partes están separadas en doble fila horizontal para permitir el ensamble/desensamble de los medios revestimientos.

Los agujeros taladrados en las etapas 3, 4 y 5 de la carcasa permiten al aire del compresor entrar a los distribuidores que se encuentran alrededor de la carcasa del compresor. Los distribuidores dirigen el aire hacia los cuatro orificios de los soportes elásticos de sangrado que están en la parte externa de las carcasas. Cada soporte elástico cuenta con tres aberturas, una para cada una de las tres etapas, en cada mitad de las carcasas. Dos actuadores de los álabes variables, uno a las 10 en punto y uno a las 5 en punto, se encuentran montados en la carcasa del compresor. Dos válvulas de descarga, una a las 3 en punto y una a las 9 en punto, se encuentran montadas en los cojinetes de las aberturas de sangrado de la carcasa del compresor. La unidad de encendido está montada en

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la posición 12 en punto en los soportes que están sujetados en la parte frontal y posterior de las bridas de la carcasa del compresor.

Figura 3.7.- Marco de la Carcasa Frontal

C. Rotor del Compresor. El montaje del rotor del compresor (véase figura 3.7) es un rotor axial de 8 etapas. El rotor consta de un eje frontal del disco y un montaje de álabes, siete etapas de discos y álabes, siete separadores, un eje motor principal, sellos y partes externas. El eje frontal del disco es un montaje en una sola pieza de un eje, un disco y un separador. La parte dentada del sello de aire frontal tipo laberinto del compresor está unida al eje frontal.

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Los álabes de la primera etapa están unidos al eje del disco de la primera etapa con pernos y anillos de soporte. El resto de las etapas de álabes están unidas al disco y sujetadas por los separadores. Los álabes de la primera y segunda etapa están fabricados con material Greek Ascoloy y cubiertos con un revestimiento resistente a la corrosión. El resto de los álabes, el disco y los separadores están fabricados con material AM 355.

El eje motor principal está fabricado con material A-286 y está atornillado a la parte posterior del disco de la etapa cuatro y a la brida interna del separador de la tercera etapa. Dos ranuras externas en la parte posterior de la flecha con el piñón de velocidad de despegue y el eje frontal del rotor de la turbina.

El rotor cuenta con un ducto de aire construido con material A-286, ensamblado entre el disco de la etapa 3 y el disco de la etapa 4. El ducto brinda una pre ionización positiva del sello de ceñida No. 1.

Los separadores de la primera y segunda etapa cuentan con sellos acanalados tipo laberinto. Los sellos coinciden con los sellos herméticos de la primera y segunda etapa del estator del compresor.

El sello de aire de la etapa 8 está montado en la parte posterior del disco de la etapa 8, el cual es un sello tipo laberinto. Este sello está unido a un sello estacionario en el bastidor posterior y controla el escape de aire del compresor, el cual es entonces utilizado para preionización del colector.

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D. Bastidor Central. El Bastidor central (véase Figura 3.8) es ya sea una pieza fundida Iconel 718 (figura 3.8A), o fabricada de acero chromoloy y formada por una carcasa interna y una carcasa externa, las cuales están unidas por seis soportes huecos soldados en las aberturas de la carcasa. Los soportes No. 2 y No. 6 descargan el aire de escape de la etapa 8 a través de las válvulas de elevación montadas en los cojinetes del soporte. El soporte No. 3 aloja el tubo de barrido del rodamiento No. 3 y el tubo de descarga del cárter.

Figura 3.8.-Conjunto del Estator del Compresor

El soporte No. 4 brinda un pasaje para el eje motor radial. El soporte No. 5 aloja el tubo de provisión de aceite del rodamiento No. 2 y No. 3 y el tubo de barrido del rodamiento No. 2. El soporte No. 1 no es utilizado durante la operación de la turbina y es bloqueado.

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El soporte del rodamiento No. 2 está alineado y atornillado al bastidor central y apoya la parte frontal del alojamiento de la potencia extra (powertake-off - PTO) y el soporte del sello de carbón del rodamiento. El montaje de transmisión de potencia extra (PTO) está ensamblado en la carcasa PTO y transfiere la potencia del eje motor principal de la turbina a través del eje motor radial al tren impulsor accesorio.

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Figura 3.8A.-Configuración del Armazón Principal

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SECCION DE COMBUSTION, DESCRIPCION Y GENERALIDADES

GENERALIDADES

La sección combustión (figura 3.9), consta básicamente de la carcasa externa de combustión, carcasa interna de combustión, camisa de combustión, el montante número 3 y soporte, el sello de carbón número 3 y soporte, sello estacionario de aire de la turbina, la protección del eje y el escudo del calor de combustión (equipo opcional).

La tobera de la turbina de la primera etapa es mostrada en la sección de combustión y no en la sección de la turbina. La descripción de la tobera de la turbina de la primera etapa se menciona en la sección de la turbina.

Figura 3.9.-Sección de Combustión (sección caliente)

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DESCRIPCION

A. Carcasa Externa de Combustión. La carcasa externa de combustión (13) es una pieza, y está hecha de material chromoloy. Es un gran conjunto estructural, atornillado en la parte frontal del bastidor central y en la parte posterior del estator del compresor.

Una bujía de encendido se encuentra en cada una de las dos copas de encendido (1) y a lo largo de la carcasa dentro de la camisa interior de combustión. Un protector de aislamiento (opcional) está asegurado alrededor de la superficie externa de la carcasa para proteger a los componentes de fuselaje del calor excesivo.

B. Carcasa Interior de Combustión. La carcasa anular interna de combustión (11) es una sola pieza que está fabricada de chromoloy. Al frente, está atornillada a la carcasa interna del bastidor central y a la parte posterior, y sujeta el soporte del rodamiento No. 3 (5). Se cuenta con orificios adicionales en la pestaña posterior, los cuales forman conductos para que el aire pueda entrar al área de la cámara del pistón.

C. Tubo de combustión. El tubo de combustión (12) consta de una sección cubierta, una sección de cúpula, una coraza externa, una coraza interna, y la coraza interna y externa y las pestañas interna y externa. Todos estos componentes están soldados y remachados, que forman una sola pieza, la cual

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está fabricada con material Hastelloy. El aire de la sección del compresor entra en el tubo a través de las áreas perforadas designadas como agujeros guardacabo y rejillas de ventilación. Los agujeros guardacabo dirigen el aire hacia el interior de la sección caliente mientras que las rejillas de ventilación brindan capas límite de aire a lo largo de la superficie interna del tubo para prevenir el calentamiento de estas zonas. Se permite una expansión térmica libre del tubo gracias al siguiente método de apoyo. Los doce espreas de combustible sobresalen dentro del tubo de mezcla (2) y brindan un firme soporte en la parte frontal. En la parte posterior, la pestaña externa está sujetada en su lugar por la junta de la carcasa de la turbina y la carcasa exterior de combustión.

La pestaña interna está sujeta en su lugar por la unión de la carcasa interna de combustión y la esprea de la primera etapa. Por lo tanto, el tubo está apoyado principalmente por sus pestañas internas y externas al post ventilador. Igualmente los agujeros separados en las pestañas externas dirigen el conducto del aire relativamente frío desde la carcasa externa de combustión hasta las divisiones huecas de la esprea de la primera etapa de la turbina (4).

D. Soporte del Rodamiento El soporte del rodamiento No. 3 está fabricado con material Chromoloy y retiene el rodamiento exterior y el montaje de la caja o jaula del rodamiento No. 3 (8); sujeta el montaje del rociador de aceite, el cual lubrica el rodamiento No. 3; y también sujeta el soporte del sello No. 3. El soporte del sello retiene el sello de aceite y el sello de aire interno de la turbina. El soporte del rodamiento No. 3 y la pista delantera de la corona móvil de la primera etapa turbina dan balance a la cámara de aire del pistón. El aire de las capas límites de la carcasa interior de combustión entra en esta cámara y ejerce fuerza sobre la cara de la corona móvil de la turbina para contrarrestar el empuje delantero del rotor.

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E. Shaft Shield. El Shaft Shield (3) está fabricado con acero inoxidable 321. La pestaña delantera está atornillada al collarín del montaje de potencia de despegue (PTO) y la pestaña posterior está atornillada al soporte del rodamiento No. 3 (5). Este protege los tubos de aceite y el eje del motor del calor excesivo y conecta el área de rodamiento No. 2 al área de rodamiento No. 3, los cuales forman un colector de aceite.

SECCION DE TURBINA, DESCRIPCION Y GENERALIDADES

GENERALIDADES

La sección de la turbina consta de la carcasa de la turbina, anillos de refuerzo, espreas y rotor (véase figura 3.10). La función primaria de la turbina es extraer energía del aire caliente para impulsar el compresor.

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Figura 3.10.-Sección de Turbina

DESCRIPCION

A. Carcasa de la Turbina. La carcasa de la turbina es una caja anular fabricada de acero, con una separación y pestaña a lo largo de su línea central horizontal. Los rodamientos dentro de la carcasa sirven como montajes para los anillos de refuerzo de la primera y segunda etapa de la turbina y para las espreas de la segunda etapa de la turbina. Ninguno de los salientes externos admiten los pernos anti-rotación, los cuales cierran la esprea de la segunda etapa a la carcasa.

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El motor CF-700-2D y el -2D-2 cuentan con conductos de aire de enfriamiento para brindar aire adicional de enfriamiento para el área del rociador de la segunda etapa e incluso tienen ranuras adyacentes a los canales para disminuir el escape.

B. Anillos de refuerzo de la Turbina. El anillo de refuerzo de la primera etapa de la turbina CF-700-2C es un anillo sólido de refuerzo de metal; el anillo de refuerzo de la segunda etapa es un anillo panal. Cada anillo de refuerzo consta de cuatro segmentos entrelazados, los cuales se deslizan dentro de las pistas montadas 1 que se encuentran dentro de la carcasa de la turbina. Los anillos de refuerzo de la primera y segunda etapa de la turbina CF-700-2D y -2D-2 son anillos panal llenados con Bradelloy. Cada etapa de anillos consta de cuatro segmentos entrelazados, los cuales se deslizan en las pistas montadas dentro de la carcasa de la turbina.

C. Espreas de la Turbina. La esprea de la primera etapa consta de una banda externa unida a una banda interna por medio de divisiones huecas radialmente posicionadas y soldadas en su lugar. La banda externa tiene una pestaña con agujeros para los tornillos que aseguran y unen la carcasa externa de combustión, el rociador de la primera etapa y la carcasa de la turbina. Una brida interna de soporte, soldada a la banda interna, está atornillada al soporte del rodamiento número tres y a la carcasa interna de combustión. El rociador de la segunda etapa consta de una banda externa unida a una banda interna por medio de divisiones soldadas y está partido de forma horizontal. La banda externa está montada en pistas dent9ro de la carcasa de la turbina. La pestaña de la banda interna sujeta en una posición estacionaria el sello interfásico de la turbina en el CF-700-2C. El sello interfásico de la turbina CF700-2D y -2D-2 consta de 6 segmentos 96

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atornillados a la pestaña interna del rociador de la segunda etapa. Ambos modelos de turbina emplean un sello tipo de construcción tipo panal.

D. Rotor de la Turbina. Los principales componentes del montaje del rotor de la turbina son: dos montajes de corona móvil de la turbina, un montaje de sello interfásico de la turbina, un montaje de anillo de torsión y carcasa estándar (véase figura 3.11). La corona móvil de la primera etapa de la turbina es integral con un eje internamente estriado, el cual soporta el montaje completo en el eje conductor del motor. Los álabes de la turbina están insertados en ensambladuras en colas de milano alrededor de la circunferencia de la corona móvil y se encuentran sujetados en su lugar con bandas de seguridad. Los deflectores se encuentran insertados entre las raíces de los álabes de la turbina para prevenir cruce de flujos de las carcasas y reducir la vibración. El anillo tipo laberinto del sello interno está remachado a la cara frontal de la corona móvil de la primera etapa. Una tuerca de seguridad y una arandela sujetan el sello de contacto deslizante No. 3 y la pista de rodaje interior del rodamiento No. 3. El montaje del anillo de torsión está montado en la parte posterior de la corona móvil de la primera etapa. Los tornillos que aseguran este montaje también aseguran el anillo tipo laberinto del sello externo de la cara frontal de la corona móvil de la primera etapa. El montaje del anillo de torque engancha las dos coronas móviles de la turbina y cuenta con un deflector integral con agujeros que permiten la conducción de aire de enfriamiento. El sello interfásico del motor CF-700-2C de la turbina está sujetado con pins, los cuales se alojan en la banda interna ranurada de la esprea de la segunda etapa (el sello para el CF-700-2D y para el 2D-2, está atornillado a la esprea de la segunda etapa).

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La porción tipo panel de este sello soporta el anillo de torque para el sellado. La porción tipo laberinto del sello es integral con el anillo de torque.

Figura 3.11.- Conjunto de Rotor de Turbina

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3.4.-TIEMPOS DE VIDA DE PARTES GIRATORIAS DEL MOTOR

1.- GENERAL.

A.- La FAA ha aprobado el servicio y ciclos de vida para partes giratorias instaladas en motores G.E de aviación CF-700-2C,-2D y 2D turbofan.

B.- Las partes giratorias de todos los motores de turbina tienen algún tiempo límite de servicio. Estas partes son críticas debido a que la falla repentina podría poner en peligro la integridad estructural del motor.

Estas piezas cuando son sometidas a largos y/o repetidos esfuerzo pueden presentar fallas debido a la fatiga de los materiales, estas fallas son debidas al número de ciclos que han experimentado durante su funcionamiento.

Los ciclos de tensión en las partes giratorias de los motores de turbina son resultado de los cambios de velocidad y temperatura que ocurren durante el funcionamiento normal del mismo. Por lo tanto, los ciclos y límite de vida proporcionan al operador un medio de seguimiento de la vida útil de diferentes piezas para que puedan ser retiradas de servicio antes de una posible falla por fatiga.

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Estos límites de vida se suelen expresar en términos de ciclos u horas y pueden relacionarse directamente con el número de ciclos de fatiga que ocurre durante la operación del motor.

Los límites de vida de las partes críticas de las partes rotativas se establecen a través de análisis y pruebas.

Los ciclos acumulados se comparan con los límites de vida para determinar si el material afectado es todavía serviciable y ninguno de los componentes debe ser autorizado a permanecer en servicio una vez que el límite de vida del mismo se ha cumplido.

2.- Requisitos.

A.-Definiciones.- Un ciclo es definido como un vuelo consistente con potencia de aceleración de despegue, despegue y aterrizaje con o sin el uso de reversas debido a que este no afecta la cuenta de los ciclos pertinentes.

Otros procedimientos y operaciones afectan los tiempos de vida en partes giratorias como son las siguientes.

1) Un arranque en vuelo realizado para entrenamiento de pilotos cuenta como un ciclo para todas las partes giratorias del motor. 2) Cada vuelo (despegue y aterrizaje) cuanta como un ciclo independientemente de si los motores fueron apagados entre el despegue siguiente.

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3) Encendido y apagado de motor para revisiones operacionales, mantenimiento en tierra y taxeo, no cuentan como ciclos. 4) Ciclos parciales como los siguientes deben de ser contados si se producen en más de un 10% del total de vuelos realizados o estén sujetos a condiciones que aceleren el uso de LFC (Low Cicle Fatigue)

a.- Un aterrizaje sin apagar el motor seguido de vuelo cuenta como 1/6 de ciclo para cada parte giratoria del motor.

b.- Un toque y despegue o “irse al aire” (aborto de aterrizaje) cuenta como 1/6 de ciclo para cada parte giratoria.

c.- Misiones de menos de 15 minutos de duración (incluyendo el tiempo de funcionamiento antes del despegue) se consume el eje del ventilador el doble que en una misión de mayor duración.

*Para información sobre el tiempo de vida de cada uno de los componentes generales del motor dirigirse al apéndice A donde encontrara copia del manual de servicios del motor CF-700-2D en la sección referida a:

-Componentes del rotor del ventilador.

-Componentes del rotor del compresor.

-Componentes del rotor de turbina.

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CAPITULO IV ANÁLISIS GENERAL Y COMPARACIÓN DE DATOS

Se realizaron análisis termodinámicos en condiciones reales con datos obtenidos directamente en campo durante la carrera de despegue y se comparó con los análisis realizados con datos obtenidos de manuales en las mismas condiciones indicadas (temperatura y altitud).

Una vez obtenidos todos los resultados necesarios se realizo la comparación de eficiencia, trabajo del motor y trabajo de la turbina, además de llevarse a cabo cálculos en condiciones que el fabricante prohíbe operar, buscando lograr una mayor eficiencia térmica del motor.

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4.1.- CARACTERISTICAS AL DESPEGUE

Aquí se muestran las características al despegue y preparaciones debidas al mismo mostrando la información y gráficas necesaria para obtener la distancia de rodaje en tierra para alcanzar una altura mínima de 35 pies y la trayectoria de vuelo hasta los 1500 ft.

El rendimiento al despegue es afectado por un gran número de variables como temperatura, altitud, peso bruto y viento; así como, con presurización de cabina encendida o apagada; uno o dos de los motores en operación, superficie de la pista y pendiente.

CONFIGURACION DE EPR PARA DESPEGUE ESTATICO

Un despegue estático según la relación de presión del motor (EPR) que se muestra en la tabla, indica las EPR requeridas para el despegue en cualquier temperatura ambiente a cualquier altitud. Este gráfico es para usarse con la presurización de cabina encendida pero el factor de corrección esta agregado para cuando este sistema se encuentre apagado. La temperatura indicada en el instrumento del tubo pitot no debe de ser utilizada para calcular la EPR; se debe de solicitar la temperatura ambiente a la torre de control.

DISTANCIA DE DESPEGUE -DOS MOTORES EN OPERACION-

Las tablas de despegue normal (2 motores) proveen una distancia total de rodaje para operación normal con flaps en 0 Grados y 60%. Las tablas también pueden ser usadas para reducir la carrera de despegue usando flaps en 0 y 60%.

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Use la carta de la izquierda con la temperatura del aire del aeropuerto y proceda a la derecha para obtener la distancia total de frenado.

T 4.- DATOS SEGÚN FABRICANTE

CARACTERISTICAS OBTENIDAS DURANTE DESPEGUE * PESO DEL AERONAVE 20,000 LB TEMP. EXTERIOR 20 oC ALTITUD 3700 msnm EPR 5.2- 5.4 % POTENCIA 101% VEL. GENERADA 134 km/h PPH 22-25 PPH X 100 % FUNCIONAMIENTO DEL FAN 0

*Estos datos son obtenidos a través de tablas proporcionadas por el mismo fabricante.

T 5.- DATOS REALES EN LA CIUDAD DE MEXICO

CARACTERISTICAS OBTENIDAS DURANTE DESPEGUE ** PESO DEL AERONAVE 20,000 LB TEMP. EXTERIOR 20 oC ALTITUD 3700 m snm EPR 5.4

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% POTENCIA 101% hasta 102% VEL. GENERADA 140 kmh PPH 25- 30 PPH X 100 % FUNCIONAMIENTO DEL FAN 0

**Estas características con reales a la altura de la ciudad de México con una temperatura promedio de 20 C obtenidas de un motor con 800 hrs de vuelo después un overhaul.

4.2- ANALISIS SOBRE LA EFICIENCIA TERMICA DEL MOTOR NUEVO EN CONDICIONES REALES.

4.2.1.-CICLO JOULE-BRAYTON IDEAL

T1= 20 oC = 293 K

Altitud= 3700 msnm = .63 Atm = .64 bar 휋= 6.8

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Tomando en cuenta que de 1 a 2 se tiene un proceso adiabático donde ∆푆1-2 = 0

푃 휋 = 2 = 6.8 푃1

o T3 = 800 C = 1073 K

Índice adiabático del aire

CpCv= 훾=1.4

Sabiendo que el proceso de P2 a P3 es a presión constante.

훾−1 푃 훾 ( 2) 푃1 푃2푃1훾 − 1훾 = 푇2

훾−1 푥 = = 0.285 훾

푃2 = 휋푃2 = 푃1휋 = (. 64푏푎푟)(6.8) = 4.352푏푎푟 ; 푷ퟐ = ퟒ. ퟑퟓ풃풂풓 푃1

Para obtener T2s de un proceso de compresión isoentrópica.

푥 .285 푇2푠 = 휋 푇1 = (6.8 )(293 퐾) = 505.97 퐾

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푻2s=ퟓퟎퟓ.ퟗퟕ 푲

De 3 a 4 existe un proceso de expansión

P3 = 4.35bar = P2

푇 1 1 1 4푠 ( ) = ( 푥) → 푇4푠 = 푇3 ( 푥) = 1073 퐾 ( .285) 푇3 휋 휋 6.8

푻ퟒ풔 = ퟔퟐퟏ. ퟑퟒ 푲

Calculando el Calor suministrado Qsum

푄푠푢푚 = ℎ3 − ℎ2푠

푄푠푢푚 = 퐶푝(푇3 − 푇2푠)

퐾퐽 푄 = (1.0034 ) (1073 퐾 − 505.97 퐾) 푠푢푚 퐾𝑔 퐾

푲푱 푸 = ퟓퟔퟖ. ퟗퟓ 풔풖풎 푲품

El Calor Rechazado 푄푟푒푐ℎ

푄푟푒푐ℎ = 퐶푝(푇4푠 − 푇1)

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푄푟푒푐ℎ = ℎ4푠 − ℎ1

퐾퐽 푄 = (1.0034 ) (621.34 퐾 − 293 퐾) 푟푒푐ℎ 퐾𝑔 퐾

푲푱 푸 = ퟑퟐퟗ. ퟒퟓ 풓풆풄풉 푲품

Para calcular el Trabajo del Compresor Wcomp

푊푐표푚푝 = (ℎ2푠 − ℎ1)

푊푐표푚푝 = 퐶푝(푇2푠 − 푇1)

퐾퐽 푊 = (1.0034 ) (505.97 퐾 − 293 퐾) 푐표푚푝 퐾𝑔 퐾

푲푱 푾 = ퟐퟏퟑ. ퟕퟎ 풄풐풎풑 푲품

Calculando el Trabajo de la Turbina Wturb

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푊푇푢푟푏 = (ℎ3 − ℎ4푠)

푊푐표푚푝 = 퐶푝(푇3 − 푇4푠)

퐾퐽 푊 = (1.0034 ) (1073 퐾 − 621.34 퐾) 푐표푚푝 퐾𝑔 퐾

푲푱 푾 = ퟒퟓퟑ. ퟏퟗ 푻풖풓풃 푲품

퐾퐽 퐾퐽 푊 = 푊 − 푊 = 453.19 − 213.70 푚표푡표푟 푡푢푟푏 푐표푚푝 퐾𝑔 퐾𝑔

푲푱 푾 = ퟐퟑퟗ. ퟓퟎ 풎풐풕풐풓 푲품

Rendimiento térmico

퐾퐽 239.5 푊푚표푡표푟 퐾푔 h= = 퐾퐽 = 0.42 푄푠푢푚 568.95 퐾푔 h=42% Eficiencia de Carnot

퐾퐽 퐾퐽 568.95 − 329.45 푄푠푢푚 − 푄푟푒푐ℎ 퐾𝑔 퐾𝑔 = 퐾퐽 = 0.42 푄푠푢푚 568.95 퐾𝑔

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4.2.2.- CICLO JOULE-BRAYTON REAL

푃1 = 0.8 푎푡푚 = 0.64 푏푎푟

푇1 = 20℃ = 293°퐾 휋 = 6.8

푇2 = 277℃ = 550 퐾

푊푖푠표푒푛푡푟표푝푖푐표 ℎ2푠−ℎ1 퐶푝(푇2푠−푇1) (505.97 퐾−293 퐾) hcom= = = = = 0.82 푊푟푒푎푙 ℎ2−ℎ1 퐶푝(푇2−푇1) (550 퐾−293 퐾)

hcom=82%

푊푟푒푎푙 ℎ3−ℎ4 퐶푝(푇3 −푇4) (1073 퐾−648 퐾) hturb= = = = = 0.94 푊푖푠표푒푛푡푟표푝푖푐표 ℎ3−ℎ4푠 퐶푝(푇3−푇4푠) (1073 퐾−621.34 퐾)

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hturb=94%

Calculando el Calor suministrado Qsum

푄푠푢푚 = ℎ3 − ℎ2

푄푠푢푚 = 퐶푝(푇3 − 푇2)

퐾퐽 푄 = (1.0034 ) (1073 퐾 − 550 퐾) 푠푢푚 퐾𝑔 퐾

푲푱 푸 = ퟓퟐퟒ. ퟕퟕ 풔풖풎 푲품

Calor Rechazado 푄푟푒푐ℎ

푄푟푒푐ℎ = 퐶푝(푇4 − 푇1)

푄푟푒푐ℎ = ℎ4 − ℎ1 퐾퐽 푄 = (1.0034 ) (648 퐾 − 293 퐾) 푟푒푐ℎ 퐾𝑔 퐾

푲푱 푸 = ퟑퟓퟔ. ퟐퟎퟕ 풓풆풄풉 푲품 111

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Para calcular el Trabajo del Compresor Wcomp

푊푐표푚푝 = (ℎ2 − ℎ1)

푊푐표푚푝 = 퐶푝(푇2 − 푇1)

퐾퐽 푊 = (1.0034 ) (550 퐾 − 293 퐾) 푐표푚푝 퐾𝑔°퐾

푲푱 푾 = ퟐퟓퟕ. ퟖퟕ 풄풐풎풑 푲품

Calculando el Trabajo de la Turbina Wturb

푊푇푢푟푏 = (ℎ3 − ℎ4)

푾풕 = 푪풑(푻ퟑ − 푻ퟒ)

푾풕 = (ퟏ. ퟎퟎퟑퟒ)(ퟏퟎퟕퟑ°푲 − ퟔퟒퟖ°푲)

푲푱 푾 = ퟒퟐퟔ. ퟒퟒ 푻풖풓풃 푲품

112

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퐾퐽 퐾퐽 퐾퐽 푊 = 푊 − 푊 = 426.44 − 257.87 = 168.55 푚표푡표푟 푡푢푟푏 푐표푚푝 퐾𝑔 퐾𝑔 퐾𝑔

푲푱 푾 = ퟏퟔퟖ. ퟓퟓ 풎풐풕풐풓 푲품

Rendimiento térmico

퐾퐽 168.55 푊푚표푡표푟 퐾푔 h= = 퐾퐽 = 0.32 푄푠푢푚 524.77 퐾푔 h=32%

Eficiencia de Carnot

퐾퐽 퐾퐽 524.77 − 356.207 푄푠푢푚 − 푄푟푒푐ℎ 퐾𝑔 퐾𝑔 = 퐾퐽 = 0.32 푄푠푢푚 524.77 퐾𝑔

Graficando el rendimiento térmico h

푊 푄 − 푄 (ℎ3 − ℎ2 ) − (ℎ2 − ℎ1) ℎ = 푚 = 푠푢푚 푟푒푐ℎ = 푠 푠 푄 푄 푠푢푚 푠푢푚 (ℎ3 − ℎ2푠)

(ℎ4 − ℎ1) 퐶푝(푇4 − 푇1) ℎ = 1 − 푠 = 1 − 푠 (ℎ3 − ℎ2푠) 퐶푝(푇3 − 푇2푠)

113

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푇 푇 ( 4푠 − 1) 1 푇 ℎ = 1 − 1 푇3 푇2푠 ( − 1) 푇2푠

Sabiendo que

푃4 = 푃1 ; 푃3 = 푃2

푇 푃 푥 푃 푥 푇 2푠 = ( 2) →→ ( 3) = 3 푇1 푃1 푃4 푇4푠

푇3 푠𝑖 푠푎푏푒푚표푠 푞푢푒 푇2푠 ( − 1) 푇2푠

푇 푇 푇 푇 푇 2푠 = 3 → 4푠 = 3 ∴ ℎ = 1 − 1 푇1 푇4푠 푇1 푇2푠 푇2푠

Por lo tanto ퟏ 풉 = ퟏ − 흅풙

114

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휋 η 0 0 10 0,4811 20 0,574 30 0,62 40 0,65 50 0,67 60 0,688 70 0,702 80 0,713 90 0,722 100 0,73

0.8 0.7 0.6 0.5

η 0.4 0.3 0.2 0.1 0 0 10 20 30 40 50 60 70 80 90 100 ΔΠ

Grafica 4.1 Rendimiento térmico real

115

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4.3.- TRABAJO DE EXPANSION (Wturbina)

푊푡푢푟푏𝑖푛푎푠 = ℎ3 − ℎ4푠 = 퐶푝(푇3 − 푇4푠) = 푊푡푢푟푏𝑖푛푎푠

1 푊 = 퐶 푇 (푇 − ) 푡푠 푝 3 1 휋푥

휋 T3= 1173 K T3=1273 K T3=1373 K 10 566.366 614.65 662.933 20 675.825 733.44 791.056 30 730.517 792.795 855.073 40 765.663 830.937 896.211 50 791.007 858.442 925.878 60 810.551 879.652 948.752 70 826.301 896.745 967.188 80 839.396 910.956 982.516 90 850.54 923.05 995.56 100 860.197 933.53 1006.864

116

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3000

2500

2000

Wt 1500 1373 K 1273 K 1173 K 1000

500

0 10 20 30 40 50 60 70 80 90 100 π

Grafica 4.2 Trabajo de expansión (Trabajo turbina)

117

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4.4.- TRABAJO NETO (Wmotor)

푊푚푠 = 푊푡 − 푊푐

1 푊 = 퐶 푇 (1 − ) − 퐶 푇 (휋푥 − 1) 푚 푝 3 휋푥 푝 1

휋 873 K 973 K 1073 K 0 0 0 0 5 151.288627 188.23569 225.182753 10 148.960554 197.287466 245.614379 15 129.119064 183.132022 237.144981 20 106.617183 164.284011 221.950839 25 84.2426842 144.544403 204.846121 30 62.702158 125.035761 187.369364 35 42.1573242 106.128382 170.099439 40 22.6006908 87.9331761 153.265661 45 3.97076308 70.4618526 136.952942

118

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300

250

200

W motor 150 873 K 973 K 1073 K 100

0 0 10 20 30 40 50 π

Grafica 4.3 Trabajo Neto (Trabajo motor)

119

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4.5.- ANALISIS SOBRE LA EFICIENCIA TERMICA DEL MOTOR CON DATOS OBTENIDOS DEL FABRICANTE

4.5.1.- CICLO JOULE-BRAYTON REAL (SEGÚN DATOS FABRICANTE)

푃1 = 0.8 푎푡푚 = 0.64 푏푎푟

푇1 = 20℃ = 293°퐾 휋 = 6.8

o T2 = 270 C = 543 K

C (T ) Wisoentropico h2s-h1 p 2s-T1 (505.97 K-293 K) hcom= = = = = 0.86 Wreal h2-h1 Cp(T2-T1) (543 K-293 K)

hcom=86%

Wreal h3-h4 Cp(T3 -T4) (1073 K-640 K) hturb= = = = = 0.95 Wisoentropico h3-h4s Cp(T3-T4s) (1073 K-621.34 K)

hturb=95% 120

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Calculamos el Calor suministrado Qsum

푄푠푢푚 = ℎ3 − ℎ2

푄푠푢푚 = 퐶푝(푇3 − 푇2)

퐾퐽 푄 = (1.0034 ) (1073 퐾 − 543 퐾) 푠푢푚 퐾𝑔°퐾

푲푱 푸 = ퟓퟑퟏ. ퟖퟎ 풔풖풎 푲품

Calculamos el Calor Rechazado 푄푟푒푐ℎ

푄푟푒푐ℎ = 퐶푝(푇4 − 푇1)

푄푟푒푐ℎ = ℎ4 − ℎ1

퐾퐽 푄 = (1.0034 ) (640 퐾 − 293 퐾) 푟푒푐ℎ 퐾𝑔°퐾

121

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푲푱 푸 = ퟑퟒퟖ. ퟏퟕ 풓풆풄풉 푲품

Para calcular el Trabajo del Compresor Wcomp

푊푐표푚푝 = (ℎ2 − ℎ1)

푊푐표푚푝 = 퐶푝(푇2 − 푇1)

퐾퐽 푊 = (1.0034 ) (543 퐾 − 293 퐾) 푐표푚푝 퐾𝑔°퐾

푲푱 푾 = ퟐퟓퟎ. ퟖퟓ 풄풐풎풑 푲품

Calculando el Trabajo de la Turbina Wturb

푊푇푢푟푏 = (ℎ3 − ℎ4)

푾풕 = 푪풑(푻ퟑ − 푻ퟒ)

122

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푾풕 = (ퟏ. ퟎퟎퟑퟒ)(ퟏퟎퟕퟑ°푲 − ퟔퟒퟎ°푲) 푲푱 푾 = ퟒퟑퟒ. ퟒퟕ 푻풖풓풃 푲품

퐾퐽 퐾퐽 퐾퐽 푊 = 푊 − 푊 = 434.47 − 250.85 = 183.62 푚표푡표푟 푡푢푟푏 푐표푚푝 퐾𝑔 퐾𝑔 퐾𝑔

푲푱 푾 = ퟏퟖퟑ. ퟔퟐ 풎풐풕풐풓 푲품

Rendimiento térmico

KJ 183.62 푊푚표푡표푟 Kg h= = KJ =0.34 푄푠푢푚 531.80 Kg h=34%

Eficiencia de Carnot

퐾퐽 퐾퐽 531.8 − 348.17 푄푠푢푚 − 푄푟푒푐ℎ 퐾𝑔 퐾𝑔 = 퐾퐽 = 0.34 푄푠푢푚 531.80 퐾𝑔 h=34% Graficando el rendimiento térmico h

푊 푄 − 푄 (ℎ3 − ℎ2 ) − (ℎ2 − ℎ1) ℎ = 푚 = 푠푢푚 푟푒푐ℎ = 푠 푠 푄 푄 푠푢푚 푠푢푚 (ℎ3 − ℎ2푠)

123

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(ℎ4 − ℎ1) 퐶푝(푇4 − 푇1) ℎ = 1 − 푠 = 1 − 푠 (ℎ3 − ℎ2푠) 퐶푝(푇3 − 푇2푠)

푇 푇 ( 4푠 − 1) 1 푇 ℎ = 1 − 1 푇3 푇2푠 ( − 1) 푇2푠

Sabemos que

푃4 = 푃1 ; 푃3 = 푃2 푇 푃 푥 푃 푥 푇 2푠 = ( 2) →→ ( 3) = 3 푇1 푃1 푃4 푇4푠

푇3 푠𝑖 푠푎푏푒푚표푠 푞푢푒 푇2푠 ( − 1) 푇2푠

푇 푇 푇 푇 푇 2푠 = 3 → 4푠 = 3 ∴ ℎ = 1 − 1 푇1 푇4푠 푇1 푇2푠 푇2푠

Por lo tanto ퟏ 풉 = ퟏ − 흅풙

124

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ΔΠ η 0 0 10 0,4811 20 0,574 30 0,62 40 0,65 50 0,67 60 0,688 70 0,702 80 0,713 90 0,722 100 0,73

0.8

0.7

0.6

0.5

η 0.4

0.3

0.2

0.1

0 0 10 20 30 40 50 60 70 80 90 100 ΔΠ

Grafica 4.4. Rendimiento térmico ideal

125

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4.5.2.- TRABAJO DE EXPANSION IDEAL (Wturbina)

푊푡푢푟푏𝑖푛푎푠 = ℎ3 − ℎ4푠 = 퐶푝(푇3 − 푇4푠) = 푊푡푢푟푏𝑖푛푎푠

1 푊 = 퐶 푇 (푇 − ) 푡푠 푝 3 1 휋푥

휋 Wt 0 0 10 493.94127 20 589.402983 30 637.101309 40 667.752383 50 689.855593 60 706.900384 70 720.636437 80 732.056996 90 741.776136 100 750.19802

126

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800

700

600

500

Wt 400 1023 K 300

200

100

0 0 20 40 60 80 100 120 π

Grafica 4.5. Trabajo de expansión según fabricante (Trabajo turbina)

127

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4.5.3.-TRABAJO NETO (Wmotor)

푊푚푠 = 푊푡 − 푊푐

1 푊 = 퐶 푇 (1 − ) − 퐶 푇 (휋푥 − 1) 푚 푝 3 휋푥 푝 1

휋 873 K 0 0 5 151.288627 10 148.960554 15 129.119064 20 106.617183 25 84.2426842 30 62.702158 35 42.1573242 40 22.6006908 45 3.97076308

128

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250

200

150

Wmotor 1023 K 100

0 0 10 20 30 40 50 π

Grafica 4.6.Trabajo motor según datos del fabricante

129

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4.6.-COMPARACION TERMODINAMICA.

En la siguiente grafica mostramos el trabajo en relación a la temperatura T3 y la relación de compresión del motor. Podemos ver que en condiciones reales con un motor con pocas horas de uso y un overhaul a una T3=973 K es menor a la que los datos que maneja el fabricante debería estar operando (T3=1023 K)

300

250

200

873 K W motor 150 973 K 1073 K 100 1023 K

0 0 10 20 30 40 50 π

Grafica 4.7 Trabajo Neto Comparativo

130

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CONDICIONES REALES CONDICIONES IDEALES hcomp=82% hcomp=86% hturb=94% hturb=95%

Wcomp=257.87 KJ/Kg Wcomp=250.85 KJ/Kg

Wturb= 426.44 KJ/Kg Wturb= 434.47 KJ/Kg

Wmot= 168 KJ/Kg Wmot= 183 KJ/Kg htermica= 32% htermica= 34% hcarnot= 32% hcarnot= 34%

TRABAJO NETO (CONDICIONES NO PERMITIDAS POR EL FABRICANTE)

En el siguiente análisis se realizaron cálculos completamente teóricos a temperaturas más elevadas de lo que permite el fabricante operar puesto que excede los límites operacionales del motor.

Las temperaturas fueron arriba de los 1073 K que son permisibles para la operación segura del motor.

Todos los demás datos surgieron de los cálculos y condiciones anteriormente mencionados.

131

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휋 1173 K 1273 K 1373 K 0 0 0 0 5 262.129816 299.076879 336.023942 10 293.941291 342.268203 390.595115 15 291.15794 345.170899 399.183857 20 279.617666 337.284494 394.951322 25 265.14784 325.449559 385.751277 30 249.702967 312.03657 374.370172 35 234.070496 298.041553 362.012611 40 218.598147 283.930632 349.263117 45 203.444032 269.935121 336.426211

450

400

350

300

250 Wmotor 1173 K 200 1273 K 150 1373 K

100

0 0 10 20 30 40 50 π

Grafica 4.8 Trabajo motor excediendo teorico 132

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300

250

200

873 K W motor 150 973 K 1073 K 100 1023 K

0 0 10 20 30 40 50 π

Grafica 4.8.1 Trabajo Neto Comparativo

133

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CONCLUSIONES Al llevar a cabo todos los cálculos podemos mostrar la diferencia en los datos que se obtuvieron, que aunque la diferencia en las temperaturas es de únicamente 50 K las gráficas nos presentan que el trabajo máximo que podría ejercer dicho motor está cerca de los 200 KJ/Kg, mientras que según las condiciones presentadas por el fabricante dicho trabajo puede llegar hasta los 220 KJ/Kg, lo cual nos indica que después de un overhaul el motor no recupera al 100% su eficiencia ni características iníciales.

CONDICIONES REALES DESPUES CONDICIONES IDEALES MOTOR DE UN OVERHAUL NUEVO

hcomp=82% hcomp=86%

hturb=94% hturb=95%

Wcomp=257.87 KJ/Kg Wcomp=250.85 KJ/Kg

Wturb= 426.44 KJ/Kg Wturb= 434.47 KJ/Kg

Wmot= 168 KJ/Kg Wmot= 183 KJ/Kg

htermica= 32% htermica= 34%

hcarnot= 32% hcarnot= 34%

134

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250

200

150

W motor 973 K 100 1023 K

0 0 10 20 30 40 50 π

Grafica 4.9 Comparativa de Resultados

Una vez obtenidos estos datos se realizaron los cálculos aumentando la temperatura en la tercera etapa del ciclo, fuera de los rangos permitidos por el fabricante lo cual dio un aumento bastante considerable en el trabajo de motor mientras más se aumentaba la temperatura, puesto que únicamente llegamos a realizar los cálculos hasta 1373 K el trabajo de motor prácticamente llego a duplicarse llegando hasta 400KJ/Kg.

135

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450

400

350

300

250 Wmotor 200 1373 K

150

100

0 0 10 20 30 40 50 π

Grafica 4.10 Trabajo Neto teorico

La temperatura más alta operacional del motor es de 1073 K debido a que temperaturas superiores podrían causar daños catastróficos a la sección de turbina como lo advierte la siguiente tabla. Aunque como lo hemos visto una temperatura mayor podría generar un mayor empuje.

136

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En conclusión, un overhaul siempre va a representar perdidas en todos los aspectos de eficiencia y empuje del motor puesto que en su mayoría las piezas y alabes de las diferentes secciones no son sustituidos en su totalidad pues la deformación que van sufriendo no excede los límites establecidos y estos al presentar leves deformaciones generan una perdida (que aunque es mínima) en la potencia generada.

Particularmente este motor teóricamente podría generar una potencia de casi el doble de lo que actualmente presenta únicamente elevando la temperatura en el área de combustión (sección caliente) pero por la constitución de los elementos de

137

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esta sección sería peligroso elevar tanto la temperatura pues se presentarían deformaciones en los materiales. Por lo cual si se pudieran remplazar dichas partes por algunas construidas por algún material más resistente a altas temperaturas o diseñar un sistema de enfriamiento que no intervenga con la temperatura dentro de la sección, podría ser un motor mucho más eficiente y potente.

138

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BIBLIOGRAFÍA

MALDONADO, G. (2008). “Herramientas y técnicas lean manufacturing en sistemas de producción y calidad. Hidalgo México: Universidad Autónoma del Estado de Hidalgo

CLAUDIO MATAIX (1986) “MECANICA DE FLUIDOS Y MAQUINAS HIDRAULICAS” segunda edición, Claudio Mataix, Ed. Oxford.

H. SARAVANAMUTTOO (1983) “Teoría de las Turbinas de Gas” (G. Rogers, H. Saravanamuttoo H. Cohen) 4ª edición

MATAIX CLAUDIO. 1990 “Turbomaquinas térmicas” Ed. Liumusa Mex 1990. Mataix C.

YUNUS A. CENGEL / MICHAEL A. BOLES (2008) Termodinamica 4ª edición Ed. Mc Graw Hill http://www.edicionsupc.es/ftppublic/pdfmostra/EM04001M.pdf http://www.uamerica.edu.co/tutorial/4turgas_text1.htm http://www.cec.uchile.cl/~roroman/cap_10/t-gas01.htm http://farm2.static.flickr.com/1254/1448604110_99fc9c3f8b_o.jpg www.machtres.com/he178-002 www.jetplanes.co.uk/vintageaircraft/sabre.html http://repository.uaeh.edu.mx/bitstream/bitstream/handle/123456789/10591/Herra mientas%20y%20tecnicas.pdf?sequence=1 http://www.2worldwar2.com/images/messerschmitt-me-262.jpg

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http://opex- energy.com/ciclos/principios_de_Gas_CTCC.html#3._ESTUDIO_CONSTRUCTIV O_DE_LOS_ELEMENTOS http://enciclopedia.us.es/index.php/Turbina_hidr%C3%A1ulica https://es.wikipedia.org/wiki/Rolls-Royce_Avon http://es.wikipedia.org/wiki/Turbina_hidr%C3%A1ulica http://www.monografias.com/trabajos/turbinagas/turbinagas.shtml http://www.mavainsa.com/documentos/8_turbinas_de_vapor.pdf

“TERMODINAMICA” quinta edición, Yunus A. Cengel, Michael A. Boles. Ed Mc Graw Hill

“DE LA TECNICA A LA MODERNIDAD” (Construcciones técnicas, ciencia, tecnología y modernidad” Asdrubal Valencia Giraldo. Ed. Universidad de Antioquia

“JET ENGINES” (Fundamentals of theory, desing and operation) Klaus Hünecke. Ed. Motorbooksinternational&Wholesalers http://www.megamex.com/span/hastelloy-c-276-c276-nickel-alloy.htm http://es.wikipedia.org/wiki/Acero_41xx www.hightempmetals.com/.../hitemp418data.php

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FIGURAS, TABLAS Y GRAFICAS Fig 1.- Alabe de rotor 1ª etapa de compresor después de overhaul………………6 Fig 1.1.-Turbina Pelton…………………………………………………………………13 Fig 1.2.- Turbina Pelton…………………………………………………………………14 Fig 1.3.-Ejemplo de incidencia de chorro en turbina Pelton………………………..15 Fig 1.4.- Turbina Francis………………………………………………………………..16 Fig 1.5.- Distribuidor Fink……………………………………………………………….17 Fig 1.5.1.- Rodete Francis………………………………………………………………18 Fig 1.6.- Ciclo de Vapor simple…………………………………………………………19 Fig. 1.7.- Sección de turbina de contrapresión…….…………………………………22 Fig. 1.8.- Sección de turbina de condensación……………………………………….23 Fig 1.9.- Turbina de gas desarrollada por Hero………………………………………25 Fig 1.10.-Turbina desarrollada por Stolz………………………………………………27 Fig 1.11 Avion a reacción “He-178”……………………………………………………33 Fig 1.12.- F-86 Sabre……………………………………………………………………34 Fig 1.13.- Messerchmitt Me-262……………………………………………………….36 Fig 1.14.- Rolls-Royce Avon……………………………………………………………38 Fig 2.1.- Diagrama P-V Ciclo Joule/ Brayton…………………………………………48 Fig 2.2.-Diagrama T-S Ciclo Joule/Brayton………………………………………….49 Fig 2.3.- Diagrama de bloques de un turbopropulsor………………………………50 Fig 2.4.- Diagrama de bloques de un turborreactor………………………………….51 Fig 2.5.- Esquema simple de una turbina de propulsión…………………………….57 Fig 2.6.- Componentes básicos de una turbina de propulsión a reacción…………59 Fig 2.7.- Diagrama T-S ciclo propulsión a reacción………………………………….60 141

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Fig 2.8.- Representacion de fuerza de propulsión…………………………………...61 Fig 2.9.- Motor Turbofan………………………………………………………………...65 Fig 2.10.- Turbofan Pratt & Whitney...…………………………………………………66 Fig 2.11.- Eficiencia de propulsión turbofan/turboprop/turbojet….…………………67 Fig 2.12.- Motor turbohélice…………………………………………….………………68 Fig 3.1.- Interior Sabreliner 80………………………………………….………………73 Fig 3.2.- Motor General Electric CF-700………………………………………………77 Fig 3.3.- Secciones principales del motor G.E CF-700………………………………78 Fig 3.4.- Motor General Electric CF-700-2D…………………………………………..79 Fig 3.5.- Temperatura de escape………………………………………………………80 Fig 3.6.- Temperatura de escape (EPR)………………………………………………81 Fig 3.7.- Marco de la carcasa frontal……………….………………………………….86 Fig 3.8.-Conjunto del estator del compresor………………………………………….88 Fig 3.8A.-Configuracion del armazón principal….……………………………………90 Fig 3.9.- Sección de combustión (sección caliente)………………………………….91 Fig 3.10.- Sección de turbina…………………………………………………………...95 Fig 3.11.- Conjunto de rotor y turbina………………………………………………….98

T1.- Especificaciones de los modelos de sabreliner.………………………………...73 T2.- Generalidades del motor General Electric CF-700……………………………..79 T3.- Caracteristicas del motor General Electric CF-700……………………………..82 T4.- Datos según fabricante…………………………………………………………..104 T5.- Datos reales……………………………………………………………………….104

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Grafica 4.1.- Rendimiento térmico real………………………………………………115 Grafica 4.2.- Trabajo de expansión (Trabajo turbina)………………………………117 Grafica 4.3.- Trabajo neto (Trabajo motor)…..………………………………………119 Grafica 4.4.- Rendimiento térmico ideal….………………………………………….125 Grafica 4.5.- Trabajo de expansión según datos del fabricante…………………..127 Grafica 4.6.-Trabajo motor según datos del fabricante…………………………….129 Grafica 4.7.- Trabajo neto comparativo………………………………………………130 Grafica 4.8.- Trabajo neto teórico…….………………………………………………132 Grafica 4.8.1.- Trabajo neto comparativo……………………………………………133 Grafica 4.9.-Comparativa de resultados…………………………………………….135 Grafica 4.10.- Trabajo neto teorico………………………………………………...…136

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GLOSARIO

Código ATA.- Es la sigla que significa “Air Tranport Association of America”, que establece Especificaciones para la presentación de datos técnicos en forma estándar.

Boroscopio.- Dispositivo de inspección óptica sin contacto consistente en un tubo rígido o flexible con un ocular en un extremo y una lente de aumento en el otro.

Overhaul.- Servicio general o reacondicionamiento de un componente

Miopía.- Incapacidad para ver cosas que son muy claras y fáciles de entender o para darse cuenta con perspicacia de algún asunto.

Monocristal.- Es un material en el que la red cristalina es continua y no está interrumpida por bordes de grano hasta los bordes de la muestra

Knots (kn).- una medida de velocidad utilizada tanto para navegación marítima como aérea, 1 nudo = 1 milla náutica por hora = 1852 m/h (metros por hora)

FAA.- Federal Aviation Administration

Acero Chromoloy,.- es una familia de aceros microaleados de alta resistencia y de baja aleación, Sus elementos aleación incluyen el cromo y molibdeno y como resultado de estos materiales se refiere a menudo como acero CRMO o Chromoly (CrMo o CroMo). Tienen una fuerza excelente al cociente de peso.

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Greek Ascoloy.- Es un aleación de Cromo, níquel y tungsteno, esta diseñado para soportar temperaturas mayores a 1200 oF

Hastelloy.- Es una superaleación de níquel-molibdeno-cromo con adición de tungsteno diseñado para tener una excelente resistencia a la corrosión en un rango amplio de ambientes severos.

Guardacabo .- Anillo de hierro, acanalado en la circunferencia exterior, a la cual se ajusta un cabo, para que pase a otro sin rozarse.

Taxeo.- Se entiende por rodaje al movimiento del avión en el suelo. El propósito principal del rodaje es maniobrar el avión para llevarlo a la posición de despegue o retornarlo al área de aparcamiento después del aterrizaje.

Tubo Pitot.- instrumento elemental para la medición de velocidades de flujo de gases o de aire en canales

Flaps.- Dispositivo hipersustentador aerodinámico diseñado para aumentar la sustentación, en determinadas fases del vuelo de una aeronave msnm.- Metros sobre el nivel del mar

PPH.- Libras por hora

EPR.- Engine pressure rattio (relación de presión de motor)

Euleriano y Lagrangiano.-

A la hora de describir el movimiento de un fluido existen dos puntos de vista. Una primera forma de hacerlo es seguir a cada partícula fluida en su movimiento, así como las propiedades de la partícula fluida en cada instante. Ésta es la descripción Lagrangiana. Una segunda forma es asignar a cada punto del

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espacio y en cada instante, un valor para las propiedades o magnitudes fluidas sin importar que en ese instante. Ésta es la descripción Euleriana.

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