UNIVERSIDAD DON BOSCO FACULTAD DE INGENIERIA DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE MINI MOTOR A REACCIÓN MOBOR-81 TRABAJO DE GRADUACION OPTAR AL TITULO DE: INGENIERO MECÁNICO PRESENTADO POR: Br. RONALD ANTONIO MARROQUIN LINARES Br. JOSÉ FERNANDO ORELLANA LARIN ASESOR: ING. JONY ALBERTO RODRÍGUEZ LAÍNEZ ENERO 2016 EL SALVADOR, CENTRO AMÉRICA UNIVERSIDAD DON BOSCO RECTOR Dr. JOSÉ HUMBERTO FLORES MUÑÓZ SECRETARIA GENERAL ING. YESENIA XIOMARA MARTÍNEZ OVIEDO DECANO DE LA FACULTAD DE INGENIERIA ING. OSCAR GIOVANNI DURÁN VIZCARRA ASESOR DE TRABAJO DE GRADUACION ING. JONY ALBERTO RODRÍGUEZ LAÍNEZ LECTOR ING. ANSELMO VALDIZÓN EVANGELISTA ADMINISTRADOR DEL PROCESO ING. CARLOS ORLANDO AZUCENA V AZQUEZ UNIVERSIDAD DON SOSCO FACULTAD DE INGENIERÍA ¡¡ EVALUACIÓN DEL TRABAJO DE GRADUACIÓN DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE MINI MOTOR A REACCIÓN MOBOR-81 ING. Jony Laínez ASESOR ING. ANSELMO VALDIZÓN LECTOR ING. Carlos Orlando Azucena ADMINISTRADOR DEL PROCESO ¡¡¡ AGRADECIMIENTOS A DIOS todo poderoso creador del universo por darme la bendición de la vida y permitir compartir buenos y malos momentos con mi familia y amigos. A mis padres José Daniel Orellana y Reina Isabel Larín de Orellana por el apoyo que me brindaron a lo largo de mi carrera, por enseñarme que en la vida debo luchar por lo que quiero y a mantenerme firme con mis objetivos, les doy gracias por sus sacrificios para poder ayudarme a continuar hasta el final de mi carrera, por sus oraciones, cariño y comprensión. A mis hermanas, Claudia y Berta, por sus alegrías y apoyo. A mis tíos José Larín, Pedro Larín, Rudy Ornar Larín quienes me han apoyado en todo momento para continuar mis estudios. A toda mi familia que siempre me dio su apoyo incondicional. A mis compañeros de carrera de ingeniería mecánica por su compañía en esta travesía. A todos mis amigos, compañeras y compañeros, gracias por brindarme su apoyo y darme ánimos no olvidare esta promoción 2011-2015 A Elías Cantaderios y Alejandro Laínez por su apoyo, colaboración y recomendaciones en la construcción del motor. Para ellos es esta dedicatoria de tesis, pues es a ellos a quienes se las debo por su apoyo incondicional. Fernando Larín iv Agradezco a Dios todo poderos por permitirme llegar hasta acá, al punto de casi coronar la carrera de lng. Mecánico, agradezco a muchas personas tantas que las lista se me hace grande, pero en especial a los que fueron más que mis profesores fueron mentores y maestros para la vida, agradezco a Marvin Miranda, Roberto Damas, lng. Carlos Roberto Pacas, lng. Federico Méndez, lng. Luis Salaverría, José Luis Vásquez, Jorge Alejandro Laínez, al mis amigos Fernando Martínez, Elías Cantaderío, Manuel Coreas, Amado Angel Hernández, Manuel Alvarenga Eguizábal. lng. Carlos García Alonzo, lng. Gustavo Salomón Torres, lng. Francisco Zuleta, por apoyarme y compartir conmigo sus conocimientos. Agradezco a todas las personas que durante los años de mi carrera me apoyaron en diferentes aspectos de mi vida, a la Familia Samour López y la familia López. Por ultimo dedico esta tesis a mis padres Teresa de Jesús Linares y Adelso Marroquín y Tía Ena Linares por apoyarme y siempre motivarme a seguir mis sueños con determinación, sobre todo por enseñarme que solo el trabajo duro da resultados buenos y que nunca debemos permitir que nuestro pasado nos ate y nos quite nuestro futuro Ronald A. Marroquín V Indice Abreviaturas ......................................................................................................... xiv Glosario ............................................................................................................... xiv Objetivos de la investigación ................................................................................... 1 Objetivo General ................................................................................................. 1 Objetivos Específicos .......................................................................................... 1 Introducción ......................................................................................................... 2 CAPITULO l. ANTECEDENTES ............................................................................ 3 1.1 Historia .......................................................................................................... 3 1.2 Definición del problema ................................................................................. 5 1.4 Justificación ................................................................................................... 5 1.5 Marco teórico y práctico ................................................................................. 7 1.5.1 Alcances ................................................................................................. 7 1.5.2 Limitación ................................................................................................ 7 1.5.3 Metodología ............................................................................................ 8 1.6 Variables a toma en cuenta ........................................................................... 9 CAPITULO 11: ESTUDIO DE REQUERIMINIENTOS ............................................. 10 2.1 lntroducción ................................................................................................. 10 2.2 Motores de turbina para aeromodelismo ..................................................... 1 O 2.3 Datos para la MOBOR-81 ............................................................................ 12 2.3.1 Empuje .................................................................................................. 13 2.3.2 Combustible .......................................................................................... 13 2.3.3 Aire ....................................................................................................... 13 2.3.4 Régimen de revoluciones por minuto del motor .................................... 18 vi 2.3.5 Diámetro del motor ............................................................................... 18 2.4 Conclusiones del capitulo ............................................................................ 18 CAPITULO 111: DISEI\JO CONCEPTUAL. ............................................................... 19 3.1 Introducción ................................................................................................. 19 3.2 Compresor ................................................................................................... 19 3.2.1 Compresores axiales ............................................................................ 19 3.2.2 Compresores Centrífugos ..................................................................... 20 3.2.3 Selección realizada .................................................................................. 22 3.3 Cámara de combustión ............................................................................... 22 3.3.1 Cámara de combustión tipo can ............................................................ 23 3.3.2 Cámara Anular ...................................................................................... 23 3.3.3 Cámaras de combustión tipo can-anular. .............................................. 23 3.3.4 Selección realizada .................................................................................. 24 3.4 Turbina ........................................................................................................ 24 3.5 Conclusiones del capitulo ............................................................................ 25 4.1 Nomenclatura .......................................................................................... 26 4.2 Introducción ............................................................................................. 28 4.3 Impulsor del compresor ............................................................................ 28 4.3.1 Valores iniciales, asumidos, establecidos y calculados ......................... 29 4.3.2 Cálculo de variables del impulsor. ......................................................... 31 4.3.3 Características termodinámicas del aire a la salida del impulsor. .......... 33 4.4 Estator del compresor ................................................................................. 37 4.5 Cámara de combustión ............................................................................... 38 4.5.1 Distribución de aire ............................................................................... 38 vii 4.5.2 Inyección de combustible ...................................................................... 41 4.6 Conjunto turbina NGV y rotor ...................................................................... 43 4.6.1 NGV ................................................................................................... 43 4.6.3 Rotor turbina ......................................................................................... 44 5.1 lntroducción ................................................................................................. 48 Estudio de frecuencia del eje ............................................................................. 59 Capítulo VI. Fabricación ........................................................................................ 71 6.1 Introducción ................................................................................................. 71 6.2 Fabricación de piezas .................................................................................. 71 6.2.1 Cámara de combustión ......................................................................... 71 6.2.2 Carcasa exterior .................................................................................... 73 6.2.3 Sistema de combustible ........................................................................ 75 6.2.4 Difusor del compresor ........................................................................... 76 6.2.3 Eje ........................................................................................................ 77 6.3 Conclusiones del capitulo ............................................................................ 78 CONCLUSIONES ................................................................................................. 79 glosario de términos .............................................................................................. 79 ANEXOS ............................................................................................................... 81 Conclusiones ..................................................................................................... 85 Recomendaciones ............................................................................................. 86 Bibliografía ........................................................................................................ 87 Artículos ............................................................................................................ 87 Investigaciones .................................................................................................. 87 Libros ................................................................................................................ 88 viii Anexos .................................................................................................................. 89 ix Indice de tablas Tabla I Comparación de las características según las curvas de las puntas de los álabes para compresores centrífugos .......................................................................................... 22 Tabla 11. Propiedades de estudio en el programa ............................................................. 56 Tabla 111. Variables de diseño ........................................................................................... 57 Tabla IV. Restricciones .................................................................................................... 57 Tabla V. Escenarios de resultados ................................................................................... 58 Tabla VI. Escenarios, sección de 16mm ........................................................................... 59 Tabla VII. Escenarios, sección de 16 mm continuación .................................................... 59 Tabla VIII. Propiedades del estudio de frecuencia del eje ................................................ 61 Tabla IX. Propiedades del eje principal ............................................................................ 62 Tabla X. Cargas y sujeciones ........................................................................................... 62 Tabla XI. Definición de los apoyos de baleros .................................................................. 63 Tabla XII. Lista de modos ................................................................................................. 64 Tabla XIII. Estudio de frecuencia-Amplitud de Amplitud 1 ................................................ 65 Tabla XIV. Estudio de frecuencia-Amplitud de Amplitud 2 ................................................ 66 Tabla XV. Estudio de frecuencia-Amplitud de Amplitud3 .. ................................................ 67 Tabla XVI. Estudio de frecuencia-Amplitud de Amplitud 4 .... ............................................ 68 Tabla XVII. Estudio de frecuencia-Amplitud de AmplitudS ................................................ 69 Tabla XVIII. Gráfico de respuesta de frecuencia .............................................................. 70 indice de figuras Figura 2.1-1 JetCat P100 RX ........................................................................................... 11 Figura 2.2-2 Merlín MK100 ............................................................................................... 12 Figura 2.3-3 Ratios recomendados dependiendo del combustible .................................... 14 Figura 3.1-4 Vista en corte de un General Electric J85, un turborreactor de flujo axial ..... 20 Figura 3.2-5 Vista en corte de un de'Havilland Goblin, un turborreactor de flujo centrífugo ......................................................................................................................................... 20 Figura 3.3-6 Los triángulo de velocidad a la salida de cada tipo de curva posible en un compresor centrífugo ....................................................................................................... 21 Figura 3.4-7 Tipos de cámaras de combustión ................................................................. 23 Figura 3.5-8 Turbina de flujo radial, montada en un turbocargador de coche deportivo .... 24 Figura 4.1-9 Corte transversal geometría final para construir el compresor ............... ¡Error! Marcador no definido. Figura 4.2-10 Velocidades características a la salida del impulsor¡Error! Marcador no definido. Figura 4.3-11 Estator del compresor ................................... ¡Error! Marcador no definido. Figura 5.1-12 Ensamble de mini turbina MOBOR 81 ........................................................ 48 Figura 5.2-13 Partes de la turbina ................................................................................... .49 Figura 5.3-14 Compresor ................................................................................................. 49 Figura 5.4-15 Case ........................................................................................................... 50 Figura 5.5-16 lnlet ............................................................................................................ 50 Figura 5.7-17 Cámara de combustión .............................................................................. 51 Figura 5.8-18 Turbina ....................................................................................................... 52 Figura 5.9-19 NGV ........................................................................................................... 52 Figura 5.10-20 Eje de la turbina ....................................................................................... 53 xi Figura 5.11-21 Velocidad entre los álabes ....................................................................... 54 Figura 5.12-22 Velocidad entre álabes, vista de contorno ................................................ 54 Figura 5.13-23 Velocidad del flujo, vista superior ............................................................. 55 Figura 5.14-24 Flujo entre álabes ..................................................................................... 55 Figura 5.15-25 Información del modelo ............................................................................ 60 Figura 6.16-26 Lámina para la cámara de combustión ..................................................... 71 Figura 6.17-27 Trazado de agujeros ................................................................................ 72 Figura 6.18-28 Taladrado de agujeros ............................................................................. 72 Figura 6.19-29 Rolado de lámina ..................................................................................... 73 Figura 6.20-30 Corte del case .......................................................................................... 73 Figura 6.21-31 Flange y guarda rodamiento ..................................................................... 74 Figura 6.22-32 Flanges para el CASE .............................................................................. 74 Figura 6.23-33 Formación del domo al utilizar un buril de exteriores ................................ 75 Figura 6.24-34 Sistema de combustible ........................................................................... 76 Figura 6.25-35 Difusor del compresor .............................................................................. 76 Figura 6.26-36. Cono difusor ............................................................................................ 77 Figura 6.26-37 Eje ............................................................................................................ 77 xii Nomenclatura A Número de Mach C2 Velocidad del aire a la salida impulsor del compresor Ctip Velocidad periférica del aire a la salida del impulsor del compresor Qd Calor desarrollado por el combustible mf Flujo másico de combustible Di Diámetro del impulsor del compresor ma Flujo másico de aire L Número de álabes del compresor M Masa molar del aire a ángulo de curva de los álabes a la salida /:l. Ti Cambio de temperatura de estancamiento en el impulsor del compresor y Coeficiente adiabático del aire l"l Rendimiento del impulsor a Factor de deslizamiento del impulsor del compresor p Densidad del combustible Kerosén PCS Poder calorífico superior del combustible Kerosén He Entalpia de los gases de escape, a la salida de la cámara de combustión Ha: Entalpia del aire ambiente xiii ABREVIATURAS CAD computer-aided design , diseño asistido por computadoras. CAE Computer Aided Engineering, Ingeniería asistida por computadora o por ordenador NASA Administración nacional de Aeronáutica y del Espacio (ingles: National Aeronautics and Space Administration). NGV Nozzle Guide Vane, en español tobera de alabes guía. Pieza estática de la turbina GLOSARIO Motor a reacción: motor de turbina de reacción, en realidad motor de turbina es lo mismo Kerosén, Kerosene, Querosene: combustible hidrocarburo xiv OBJETIVOS DE LA INVESTIGACIÓN Objetivo General • Diseñar y construir un motor de reacción, utilizando el taller de mecánica de precisión de la Universidad Don Bosco, como un primer paso en el desarrollo de motores de turbina a gas en El Salvador. Objetivos Específicos • Diseñar conceptualmente el motor a reacción, seleccionando los componentes adecuados a nuestra aplicación además de ser coherentes con las tecnologías disponibles para su construcción. • Seleccionar materiales adecuados que sean accesibles en el mercado local, en base a criterios de diseño de ingeniería mecánica. • Realizar un diseño CAD detallado y un análisis CAE. • Maquinar en los talleres de mecánica de precisión de la Universidad Don Bosco el difusor del inlet, el rotor compresor, estator compresor, eje, estator turbina. • Soldar mediante procesos adecuados las piezas de acero inoxidable y otras que lo requieran. • Diseñar el motor a reacción de tal manera que sea fácilmente desarmable y de fácil mantenimiento. 1 Introducción En el presente trabajo se encuentra la información básica para diseñar un motor de turbina de 100 Newton de empuje, es decir la fuerza de reacción que el motor de turbina puede producir, fabricada y mecanizada en los talleres de la Universidad Don Sosco, el objetivo del estudio es sentar bases sobre este tipo de investigación para que puedan ser desarrolladas y mejoradas en futuras investigaciones o trabajos de graduación. El diseño de un Motor de turbina no es muy conocido en nuestro país aunque en otros países ya cuentan con un alto grado de desarrollo y tecnología de diseño y manufactura para ello, es por eso que se quiere iniciar con un diseño básico, el cual pueda ser manufacturarlo y posteriormente probado, esto permitirá ganar experiencia teórica y práctica en el diseño y construcción de este tipo de motor, además permitirá, que futuras investigaciones puedan mejorar el diseño aplicando nuevas tecnologías. Para el diseño de un motor de turbina se requiere partir de tres parámetros de vital importancia, sin los cuales el diseño no tiene sentido, el principal de ellos es el empuje, el segundo parámetro es gasto de combustible que el motor debe quemar para producir dicho empuje y el tercero es el flujo de aire necesario para quemar el combustible en su totalidad sin sobrepasar las temperaturas de fusión de los materiales de construcción. Otro factor a tomar en cuenta, es el diseño Aero térmico basado en los tres parámetros antes mencionados, de tal manera que el motor de turbina cumpla con los tres parámetros mencionados antes, el diseño Aero térmico consiste en el análisis del recorrido y el comportamiento del aire y el combustible dentro del motor de turbina, considerando las variables termodinámicas y dinámicas del aire, el combustible y los gases de escape. Finalmente se muestra los planos de construcción de cada una de las partes, los procesos de construcción y el ensamble de las mismas, de esta manera se obtendrá el motor de turbina construido en su totalidad. 2 CAPITULO l. ANTECEDENTES 1.1 Historia El principio de la propulsión a chorro se conoce desde hace siglos (1], aunque su empleo para propulsar vehículos que transportan cargas es relativamente reciente. El primer motor a reacción que se conoce fue un dispositivo experimental de vapor desarrollado alrededor del siglo I dC. por el matemático y científico griego Herón de Alejandría. Conocido como Eolípilo, el aparato de Herón no realizaba ningún trabajo práctico, aunque demostraba que un chorro de vapor expulsado hacia atrás impulsa al generador hacia delante. El Eolípilo era una cámara esférica a la que se suministraba vapor desde un soporte hueco. El vapor podía escapar por dos tubos curvos situados en lados opuestos de la esfera, y la reacción a la fuerza del vapor expulsado provoca el giro de la esfera. El desarrollo de la turbina de vapor se atribuye al ingeniero italiano Giovanni Branca, que en 1629 dirigió un chorro de vapor contra una turbina que a su vez impulsaba una troqueladora. La primera patente registrada para una turbina de gas la obtuvo en 1791 el inventor británico John Barber. En 191 O, siete años después de los primeros vuelos de los inventores estadounidenses Orville y Wilbur Wright, el científico francés Henri Marie Coanda diseñó y construyó un biplano con un motor de turbina, que despegó y voló por sus propios medios, pilotado por el propio Coanda. Sin embargo, desalentado por la falta de aceptación pública de su avión, Coanda abandonó sus experimentos. Durante los 20 años siguientes, la turbina de gas se fue perfeccionando. Uno de los resultados de los trabajos experimentales de aquel periodo fue la construcción en 1918 de un turbocompresor para motores aeronáuticos convencionales, impulsado por una turbina movida por los gases de escape. En los primeros años de la década de 1930, numerosos ingenieros europeos obtuvieron patentes de turbinas de gas. El diseño patentado por el ingeniero aeronáutico británico Frank Whittle en 1930 suele considerarse como el primer esbozo práctico de la turbina de gas moderna. 3 En 1935, Whittle aplicó su diseño básico al desarrollo del turborreactor W-1, que en 1941 realizó su primer vuelo. Entretanto, el ingeniero aeronáutico francés René Leduc había mostrado en París (en 1938) un modelo de estatorreactor. El ingeniero alemán Hans Pabst van Ohain diseñó un turborreactor de flujo axial, y un avión propulsado por este motor realizó su primer vuelo en 1939, el Heinkel He 178. El año siguiente, bajo la dirección del ingeniero aeronáutico Secundo Campini, los italianos desarrollaron el Caproni-Campini. Su motor era algo parecido a un turbo-reactor, solo que el compresor iba movido por un motor de pistón de 9 cilindros normal y corriente. El resultado fue desastroso, no alcanzado apenas los 300km/h. El primer avión a reacción estadounidense, el Bell XP-59, estaba impulsado por el turborreactor 1-16 de General Electric, una adaptación del diseño de Whittle realizada en 1942. Otro tipo de motor diseñado y construido en este tipo fue el pulsorreactor, desarrollado por el ingeniero alemán Paul Schmidt a partir de un principio descrito por primera vez en 1906. Schmidt obtuvo su primera patente en 1931. El misil V-1, que voló por primera vez en 1942, estaba propulsado por un pulsorreactor. A mediados de la década de 1940 también tuvieron lugar los primeros vuelos comerciales con turbohélice. En 194 7, el avión experimental X-1, propulsado por un motor cohete de cuatro cámaras con combustible líquido y transportado por un bombardero hasta la estratosfera para su lanzamiento, fue el primer avión pilotado en romper la barrera del sonido. Posteriormente, el avión experimental Douglas Skyrocket, propulsado por un reactor además de un motor cohete de combustible líquido, rompió la barrera del sonido a baja altitud después de despegar por sus propios medios. El primer reactor comercial, el británico Carnet, comenzó a volar en 1952, pero el servicio se suspendió después de que en 1954 se produjeran dos accidentes graves, debido a un fenómeno desconocido hasta ese momento: la fatiga de los materiales. Ese mismo año, en Estados Unidos, el avión a reacción Boeing 707 se probó con fines comerciales. En 1958 los vuelos regulares comenzaron. 4 El constante desarrollo de la propulsión con motor de turbina ha llevado a avances espectaculares en la aeronáutica, por ejemplo, aviones pilotados capaces de alcanzar velocidades varias veces superiores a la del sonido. 1.2 Definición del problema La propuesta del tema viene dada con la finalidad de diseñar y construir un motor de turbina. El propósito de diseñar y fabricar este motor es porque se quiere demostrar que en nuestro país se puede desarrollar motores de este tipo e iniciar la investigación en este campo, debido a que no se encontraron documentos científicos que demuestren que en El Salvador se halla diseñado y construido un motor de turbina, nace la motivación en la incursión en el diseño y construcción de este motor. De igual manera en la región centro americana y sus universidades no se encontró información al respecto de proyecto sobre el diseño y construcción de motores de turbina. 1.4 Justificación La Universidad Don Bosco desde el año 2005 cuenta con la carrera del Técnico en Mantenimiento de Aeronaves la cual está certificada por la Autoridad de Aviación Civil de El Salvador, en 2013 la empresa de envíos internacionales Federal Express (FEDEX) donó una aeronave Boeing 727-200 completamente operativo, el cual cuenta con motores de turbina los cuales permiten a los estudiantes obtener conociendo sobre el funcionamiento y mantenimiento de motores de aviación. A partir del año 2014 se incorporó la carrera de lng. Aeronáutica a la oferta académica de la Universidad con el objetivo de dar respuesta a las necesidades demandadas por la industria aeronáutica del pafs. En el 2015 la Universidad Don Bosco desarrollo su primera semana aeronáutica para celebrar sus primeros diez años en la formación de profesionales aeronáuticos, hasta la fecha son más de cuatrocientos profesionales que la universidad ha graduado de la carrera de técnico de manteamiento de aeronaves, para el año 2019 se espera la primera promoción de lng. Aeronáuticos los cuales serán los primeros lng. Aeronáuticos graduados en una universidad de El salvador y Centro América, tal como sucede con la 5 carrera de Técnico de Mantenimiento de Aeronaves, con lo anterior la Universidad Don Sosco se ha consolidado como la primera universidad a nivel Centro Americano dedicada a la formación de profesionales en el ámbito aeronáutico, los cuales, poseen conocimientos teóricos y prácticos en las diferentes ramas de la aviación, como lo son: sistemas de aviación, estructuras, sistemas aviónicas y motores, sin embargo, con toda la experiencia en la formación de profesionales aeronáuticos, no se ha incursionado en proyecto de investigación enfocados al diseño y construcción de motores de turbina. La propuesta del diseño y construcción de un motor de turbina, nace para dar respuesta al vacío de proyectos de investigación enfocados al diseño y desarrollo de sistemas de propulsivos, debe de tomarse en cuenta que un motor de turbina no es usado exclusivamente por la industria aeronáutica, un motor de turbina posee múltiples aplicaciones tales como: propulsor para aviones comerciales y militares, sistema motriz para la generación de energía eléctrica, aplicaciones de cogeneración, propulsor para barcos, vehículos, motor para maquinaria industrial de diversa capacidad, como bomba de agua, dichos elementos son analizados en materias como: aplicaciones térmicas, maquinas térmicas, termodinámica, maquinas hidráulicas, pero no están enfocadas al diseño y construcción de este tipo de máquinas. El presente proyecto toma en cuenta los factores determinantes para el diseño de un motor de turbina, los cuales son fundamentales para su operación estable y además tiene grandes repercusiones en el presupuesto necesarios para la operación del mismo y ya construido pueda operar con un bajo presupuesto, por lo tanto, se propone diseñar y construir un motor de turbina, que sirva de punto de partida para posteriores proyectos, ya sean de graduación de grado, pos-grado, proyectos de catedra etc. los cuales desarrollen y mejoren lo que se logre, o le den una aplicación práctica específica a la tecnología desarrollada en el presente trabajo, con lo cual se espera mejorar el aprendizaje de los estudiantes de aeronáutica y mecánica entre otras carreras técnicas o de ingenierías aplicadas a través de la experiencia práctica. 6 1.5 Marco teórico y práctico 1.5.1 Alcances • Diseñar completamente el mini-motor a reacción similar a los motores de aeromodelismo, dejando constancia del trabajo para que sirva de guía para futuros desarrollos relacionados al tema. • Construir el motor completamente, a excepción de elementos y sistemas externos y auxiliares del motor, como la bomba de combustible etc. • Construir un prototipo experimental para fines de pruebas. • Sentar un precedente en el desarrollo aeronáutico de El Salvador en tema de propulsión, puesto que sería la primera vez que se diseña y construye un motor de este tipo para un trabajo de graduación de grado de ingeniería Mecánica. 1.5.2 Limitación • Los materiales que se encuentran disponibles en el país puedan no ser los ideales para la fabricación de ciertas partes del motor. • El maquinado de las piezas está sujeto a las maquinas herramientas que se encuentran en los laboratorios de mecánica de la Universidad Don Basca. • La información para el diseño puede no estar a plena disposición. • Por ser un primer desarrollo, existen problemas desconocidos que surgirán a medida se avance en el desarrollo y puesta en marcha del motor. 7 1.5.3 Metodologia Estudio de requerimientos En esta fase inicial, se estudian los antecedentes de motores a reacción existentes, se analiza los estudios que existen y se analiza lo que se quiere lograr, es decir, se establecen los requerimientos que debe cumplir el modelo a diseñar. Definición de las variables de control como el combustible necesario, temperatura en la cámara de combustión, temperatura de la salida de los gases, flujo másico de aire y de combustible, velocidad de los gases de escape, presión a la salida del compresor, rango de rpm etc. Diseno conceptual En el diseño conceptual se abordarán las tecnologías tipificadas a utilizarse, limitándose a seleccionar una o la otra, de cara a cumplir con los requerimientos establecidos en el estudio de requerimientos, teniendo en cuenta sus consecuencias y beneficios conceptuales, es decir, características propias de cada tecnología a implementar, sin ahondar profundamente en los cálculos. Se realizarán los cálculos necesarios y suficientes para seleccionar los elementos y componentes adecuados, por ejemplo, se distingue entre el uso de un compresor axial y uno centrifugo, considerando los rangos de presiones, las rpm a las que operan, la dificultad de manufactura de cada uno de ellos etc. Diseno preliminar Consiste en integrar los subsistemas del motor, tales como, sistema de lubricación, sistema de inyección de combustible, se integran dentro del diseño estableciendo su papel con datos numéricos, es decir, si se tendrá una bomba de combustible, que tipo será, cuanto combustible moverá, a qué velocidad se moverá el combustible, si necesita precalentamiento o mezcla de algún aditivo. Se integran todos los subsistemas que existieren dentro del diseño de tal manera que se pueda proceder al diseño de partes a detalle del motor a reacción. 8 Diseño detallado En el diseño detallado se procede con el diseño de cada pieza a detalle, dando como resultado final los planos de fabricación de cada pieza y elemento a utilizar, además de planos de despiece y de indicaciones de ensamble del mismo, se consideran todos los elementos como conexiones rápidas, uniones, tornillos, tuercas, estos elementos deben colocarse bajo norma, estableciendo que norma siguen, por ejemplo si se usan pernos se debe establecer, su diámetro, longitud roscada, y vástago, especificación de rosca (UNE, mm, inglesa, fina, etc.), _dimensiones de la cabeza. 1.6 Variables a toma en cuenta Temperatura La temperatura es una variable muy importante, debido a que la cámara de combustión y la salida de los gases se encuentran muy elevadas temperaturas cercanas a los 800ºC en algunos puntos. Debido a las altas temperaturas los materiales especificados deben soportar dichas temperaturas y considerar las existencias locales de materiales adecuados para la selección de materiales. Costos Los costos de algunas piezas son relativamente elevados, debido a que se necesita fabricarlos en máquinas herramientas especiales como una fresa CNC, otro gasto lo representa las piezas importadas debido a que algunas piezas se deben traer desde el extranjero y ello genera costo de compra y de importación. Control de flujo de combustible Al igual que en un motor de combustión, hay que mantener una relación constante entre en reactivo y el oxígeno para que la turbina funcione. Tipo de combustible: debido a la gran variedad de combustibles y sus aplicaciones, es necesario definir el tipo de combustible a utilizar ya que de ello dependerán muchos cálculos termodinámicos, de potencia y diseño del mini motor a reacción. 9 CÁPITULO 11: ESTUDIO DE REQUERIMINIENTOS 2.1 Introducción En este capítulo se estudian las turbinas a gas existentes que están en el mercado y muestran buen funcionamiento, para con ellas tener datos de partida para saber qué es lo que se debe exigir a MOBOR 81 para que funcione bien, se realizan los cálculos de combustible necesario a quemar y del flujo de aire necesario para mantener la combustión estable. 2.2 Motores de turbina para aeromodelismo Debido a la naturaleza del aparato que se desea construir, un motor a reacción en miniatura, no se puede obviar los modelos ya existentes, aquellos que tras años de mejoras continuas y desarrollo han conseguido ser modelos de alto rendimiento. Con ello nos referimos a los turborreactores de aeromodelismo, los cuales en su principio de funcionamiento son exactamente iguales a los motores que mueven los grandes aviones que surcan los cielos, evidentemente existen diferencias abismales en cuanto a potencia, costos de operación, sofisticaciones del control electrónico, avanzada tecnología de materiales, etc. Para estas turbinas se muestra al final del documento una tabla adjunta con los datos de una diversidad de turborreactores usados en aeromodelismo, acá mostramos solo los más cercanos al modelo deseado, en primera instancia que al ser este un proyecto de conocimiento de diseño y construcción y no una idea comercial inmediata, se puede elegir el dato más importante de un turborreactor de manera un tanto arbitraria, hablamos de definir el empuje. El empuje es la fuerza que proporciona el motor por medio de una hélice o por reacción a chorro. Como meta inicial elegimos un empuje máximo de 20 libras, las cuales debe proporcionar el turborreactor, a la salida de la reacción a chorro, en base a este dato se buscaron dos turborreactores de aeromodelismo que cumplan este requisito de proporcionar 20 libras de empuje, y analizando sus características principales se obtiene un punto de referencia para iniciar el diseño. 10 Un ejemplo de motores para aeromodelismo actuales es P1 00RX fabricado por la JetCat, figura 2.1-1, el empuje de este motor ronda los 22.5 libras equivalente a 100 Newton a una velocidad de 152,000 revoluciones por minuto, el tamano de estos motores y su relación peso empuje, permite utilizarlos en aeromodelismo, cabe destacar que en este tipo de motor no es necesario tomar en cuenta la eficiencia, debido a sus aplicaciones. Datos JetCat P100 RX Empuje: 22.48 libras ó 1 00N Diámetro: 3.8 in, (pulgadas). Máximas RPM: 152,000 Consumo máximo de combustible: 350 ce/minuto Figura 2. 1-1 JetCat P100 RX Otro modelo muy similar se muestra en la figura 2.2-2 donde se muestra el modelo MK100 del fabricante Merlín, el empuje que proporciona es de 20 libras a 152,000 revoluciones por minuto. Existen muchos fabricantes me motores de turbina 11 para aeromodelismo donde fabrican sus modelos de diversos tamaños y empuje dependiendo de la carga a mover. Datos Merlín MK100 Empuje: 20.23 libras Diámetro: 3.5 in, (Pulgadas) Máximas RPM: 152,000 Consumo máximo de combustible: 330 ce/minuto Figura 2.2-2 Merlfn MK100 2.3 Datos para la MOBOR-81 La información más importante sobre el estudio de requerimientos es aquella que nos permite conocer las capacidades y demandas que tendrá el aparato, siendo estos los parámetros que nos indique que se necesita para que el proyecto funcione; a continuación, se describen los datos a utilizar para el diseño conceptual del turborreactor: 12 2.3.1 Empuje El empuje deseado o thrust (en inglés) es la viable que determina el tamaño aproximado que debería tener el motor a reacción, no es un dato que deje restringido el diseño, más bien nos guía para tener una idea inicial de las dimensiones del aparato. Del empuje se deducen en parte otros requerimientos como son: el consumo de combustible, el diámetro del aparato, la temperatura de operación, diámetro de la tobera de salida etc. Según el análisis realizado el empuje máximo se fija en 20 libras como meta. 2.3.2 Combustible Se utilizará kerosene como combustible, el kerosene es una mezcla no homogénea de diversos hidrocarburos que varían en su mayoría de los doce carbonos hasta los quince, según Flagan, Richard C. and Seinfeld, John H. (1988) promedió 86.5% en peso de carbón, 13.2% en peso de hidrogeno. En base a los modelos analizados y el empuje requerido sabemos que el máximo consumo de combustible será de 350 cm3 por minuto, es decir 350ml de kerosene por minuto, conocido este dato se procede con el cálculo del gasto de aire necesario para lograr la combustión completa. 2.3.3 Aire Para el caso de los turborreactores como para muchos otros equipos que incorporan quemadores, se debe realizar la combustión en un ambiente con exceso de oxígeno, con el fin de asegurar que todo el combustible se queme eficazmente y libere su poder calorífico, según Flagan, Richard C. and Seinfeld, John H. (1988) el ratio de combustible/aire recomendado para hidrocarburos es: 14.7 (aproximar a 15) partes de aire por cada parte de kerosene en masa según la figura 2.3 13 fuel MolarH/C (mf/ma)s (ma/mf)s ratio H2 0.029 34 CH4 4 0.058 17 Kerosene CnH2n 2 0.068 15 Benzene (coke) 1 0.076 13 Char 0.5 0.081 12 Carbon o 0.087 11 Methanol CH3OH 4 0.093 10.8 Figura 2. 3-3 Ratios recomendados dependiendo del combustible. La masa de 350ml de kerosene es de: mf = vf *P m 3 780kg mf = 0.000350-. *--3 - mm m mf = 0.273 kg de kerosene por minuto Ecu. 2.1 Para una relación de combustión estequiometria, con 15 partes de aire por una de kerosene, el flujo de aire necesario en la cámara de combustión seria: mae = 15*mf kg mae = 15 * 0.273 -. mm Ecu. 2.2 14 mae = 4.095 kg de aire por minuto kg mae = 0.0685 d segun o Este gasto de aire sería lo ideal si pudiéramos controlar la entropía de la combustión y lograr una combustión perfecta, debido a que esto no es posible se debe agregar un exceso de aire. Cada combustible tiene su propio índice de exceso de aire para lograr una buena combustión, además del índice de exceso de aire dependerá la temperatura de la combustión, debido a que el exceso de aire que no se combustione servirá para enfriar los gases de escape, así bien la combustión puede llegar a temperaturas de 1600 ºC, sin embargo, el gas a la salida de la cámara de combustión tendrá una temperatura mucho menor. La temperatura de los gases a la salida de la cámara de combustión se fija en 750 ºC, es decir como disefíadores, se disefíará la cámara de tal manera que los gases de escape a la salida de la cámara de combustión sea de 750 ºC como máximo. El dato de partida son los 350 mi de combustible, al quemarse el kerosén en forma de gas libera su poder calorífico en energía que se trasmite al aire elevando su temperatura, a este término lo llamaremos calor desarrollado. La masa de combustible que representa 350 ml/min de kerosén fluyendo por el motor es de 0.273 kg/min, y su poder calorífico superior es de 43,100 kJ/kg Qd = mf *PCS kg k] Qd = 0.273-. * 43100-k mm g Qd = 11766.3 _kJ mmuto Ecu. 2.3 15 Ya que 1 KJ/s es igual a 1 Kw se convierte Qd en unidades de Kw, pues este dato nos dice la potencia máxima que puede tener nuestro motor, k] Pot = 196.1- = 196.1 KWatt seg Procedemos con el cálculo del poder calorífico del aire al combustionar con el aire estequiométrico suponiendo combustión completa y el PCS del kerosén. Qa = Pot Mae 1961 k] . kg Qa= kg 0.068 5eg KJ Qa = 2873.3 kg Ecu. 2.4 Con estos datos se procede al cálculo de exceso de aire requerido para obtener la temperatura deseada a la salida del combustor, realmente se diseña para una temperatura dada a la salida de la tobera de descarga, aunque los cálculos son para la salida del combustor, esto se debe a que por la alta velocidad que manejan los gases de escape y la corta distancia entre la salida de la cámara de combustión y la tobera los gases salen prácticamente a la misma temperatura, 16 Para el aire, a una temperatura de 750 ºC (973 K) se tiene una entalpia de Hc=1013.6 kJ/kg. La entalpía del aire ambiente, o poder calorífico del aire ambiente como algunos autores lo llaman, se asume como Ha=40 kJ/kg de acuerdo con Manuel Márquez Martínez, Combustión y quemadores, según Márquez el índice de exceso de aire se calcula mediante la fórmula: ..:l=~ He-Ha 2883.3 kj ..:l= "fg 1013.6 kj - 40 kj kg kg ..:l = 2.95 Ecu. 2.5 El valor del índice de exceso de aire corresponde a una taza de trabajo del 100% de la potencia del jet, por tanto, si trabajásemos con menos potencia tendríamos un mayor indice de exceso de aire. El flujo total de aire que se tendrá será de: ma = A*mae ma = 2.95 * 0.0685 kg ma = 0.2014- seg Ecu. 2.6 17 Asi pues, se requiere un flujo de aire de 0.214 kg/seg en la entrada de la cámara de combustión, este flujo de aire lo debe proporcionar el compresor. 2.3.4 Régimen de revoluciones por minuto del motor Los motores de reacción trabajan a regímenes de altas rpm como se ve en la tabla 2.1 de los anexos. Para MOBOR-81 se fijan la velocidad operativa en 100000 rpm y la velocidad máxima en 120,000 rpm, por estar estas en los promedios de velocidades de revolución de motores de aeromodelismo de empujes similares. 2.3.5 Diámetro del motor El diámetro del motor se elige en 3.5 in, debido a que se pueden encontrar tubos de acero inoxidable de este diámetro estandarizados, por tanto facilita la selección de los materiales para la construcción del case (cilindro exterior del motor) de la turbina en una material adecuado para las altas temperaturas, además este valor es semejante a los utilizados por las turbinas analizadas, muchas de las dimensiones asignadas calculadas o aproximas en el diseño detallado de este proyecto se toman en base a diámetros existentes de piezas tubulares estándar, tamaños estándar de rodamientos etc. 2.4 conclusiones del capitulo Al final del estudio de requerimientos conocemos que se espera del MOBOR-81, en las etapas de diseño conceptual, preliminar y detallado se ahondara en cómo se cumplirán dichos requerimientos y las limitantes que se puedan presentar. A continuación, se resumen las variables encontradas como determinantes para el diseño: MOBOR-81 Empuje máximo: 20 libras Diámetro: 3.5 in Máximas RPM: 120,000 Consumo máximo de combustible: 350 ce/minuto 18 CAPITULO 111: DISEÑO CONCEPTUAL 3.1 Introducción En este capítulo se abordarán desde un punto de vista conceptual lo elementos que se utilizaran en la MOBOR-81, puesto que actualmente existen variedad de quemadores, compresores, turbinas etc. Se deben de seleccionar aquellas que funcionan mejor para el régimen de trabajo que se tiene y se determinan sus características termo aerodinámicas para cumplir con los requerimientos establecidos en el capítulo anterior. 3.2 Compresor El compresor suministra el aire necesario para realizar la combustión, existen dos compresores que son los técnicamente viables para turbinas de reacción a gas, los axiales y los centrífugos, cada uno tiene sus ventajas y debilidades al compararlos. Los criterios para seleccionar un compresor están en el orden de la posibilidad de manufactura, que cumpla con los requerimientos establecidos. 3.2.1 Compresores axiales Como su nombre lo indica, el flujo de aire en ello es axial, el aire ingresa por la parte delantera y es obligado a pasar por secciones transversales cada vez menores, y así sucesivamente se comprime. Los compresores axiales son capaces de mover grandes caudales de aire, posen baja relación de compresión, pero esto se soluciona añadiendo etapas de compresor, es decir, cada etapa del compresor agrega un pequeño porcentaje de compresión, pero después de varias etapas la relación de compresión se vuelve significativa, este tipo de compresor se usa en motores de reacción debido a que para obtener un mayor ratio de compresión este solo se vuelve cada vez más largo, y no afecta la aerodinámica de una avión. Su construcción resulta compleja y de gran detalle. En la figura 3.1 se puede apreciar un motor de reacción equipado con un compresor axial de varias etapas. 19 Figura 3. 1-4 Vista en corte de un General Electríc JB5, un turborreactor de flujo axial diseñado 3.2.2 Compresores Centrífugos El flujo en estos compresores empieza con una entrada de forma axial y luego se acelera de forma radial, es decir perpendicular al eje de rotación del compresor, su reacción de compresión es menor a los axiales debido a que agregar etapas complica su construcción debido que necesitan mayor área de sección transversal para ello, sin embargo presentan relativa facilidad de manufactura comparadado con los compresores axiales, en general para todas las turbinas de aeromodelismo se utilizan compresores centrífugos. En la figura 3.2 se observa un motor equipado con un compresor centrifugo. Figura 3. 2-5 Vista en corte de un de Havil/and Goblin, un turborreactor de flujo centrífugo 20 Los compresores centrífugos se caracterizan por la curva de sus alabes a la salida, es decir en la punta del rotor en al fig. 3.3 es muestran los triángulo de velocidad a la salida de cada tipo de curva posible en un compresor centrífugo. Y en la tabla I las características de tipos de álabes. e ,. (, / " (,, (, Figura 3 3-6 Los tnángulo de veloc1daci a fa salida de cacfa tipo ele curva posi!J/c en un comprr1sor centrífugo Tipo de curva Ventajas Desventajas 1. Compromiso razonable entre Radial, salida a 90 baja energía transferida y alta velocidad 1. Relativamente cae grados a la salida fácil entrada en "surge" 2. Fácil construcción 1. Complicada 1. Bajo energía cinética a la salida, manufactura Curvados hacia atrás por tanto bajo mach 2. Baja transferencia de 2. Amplió margen de "surge" energía 2. Alta número de mach a Curvados hacia 1. Alta transferencia de energía la salida delante 3. Poco margen para entrar en "surge" 21 , 4. Complicada manufactura Tabla I comparación de las características según las curvas de las puntas de los álabes para compresores centrífugos 3.2.3 Selección realizada Se selecciona un compresor centrífugo por ser de más fácil diseño y construcción comparado con los compresores axiales, además se sabe que son ampliamente usados en motores de reacción de la escala a que pertenece MOBOR 81, es decir para motores de unas cuantas pulgadas de diámetro. Respecto de la curva en la punta de los álabes se selecciona el tipo curvado hacia atrás puesto que brindan mayor estabilidad para el tipo de motor que pertenece el MOBOR-81, esto se debe al bajo número de macha la salida, por el tamaño del MOBOR- 81, una leve onda de choque podría estropearlo o causar mucho ruido para los que se encuentren a su alrededor, por ende se opta por curvar los alabes hacia atrás. 3.3 cámara de combustión Con respecto de las cámaras de combustión utilizadas en motores de reacción existen tres tipos representativos, en el diseño conceptual de MOBOR-81 se procura mantener la facilidad de diseño y manufactura, puesto que el objetivo es construir un motor operativo. En la figura 3.4 se muestran las secciones transversales de las diferentes cámaras de combustión sometidas a análisis para el proyecto MOBOR-81 22 A. c:..m;,r¡, 1 ipo u..n Figura 3.4-7 Tipos de cámaras 3.3.1 Cámara de combustión tipo can Son cámara de combustión en forma de lata, para motores de reacción se incorporan varias de estas cámaras dispuestas alrededor del eje de rotación, cada una realiza el proceso de combustión en su interior, para el proyecto MOBOR 81 , no resulta deseable este tipo de quemador, puesto que implica más piezas móviles, es decir, complica la manufactura del quemador. 3.3.2 Cámara Anular Consta de una cámara con sección transversal en forma de anillo, de ahí que anular, dos cilindros concéntricos forman el volumen de control donde se lleva a cabo la combustión, contenedor, el aire ingresa por las paredes de la cámara a través de una serie de agujeros y así la combustión se lleva a cabo dentro del anillo. Es la cámara más simple en diseño y construcción. 3.3.3 Cámaras de combustión tipo can-anular Es la combinación de las dos anteriores, en la figura 3.6 se observa que consta de una cámara anular con una serie de cámaras tipo can en su interior, la combustión se lleva a cabo en el interior del can, resulta de mucha complicación realizar la construcción de este tipo de cámaras en especial, por el reducido tamaño de la MOBOR- 81. 23 3.3.4 Selección realizada Se selecciona el tipo anular, puesto que es el más sencillo en construcción y de más fácil diseño y construcción, además de ser ampliamente usado en turbinas de aeromodelismo. 3.4 Turbina La turbina es el alma del motor a reacción, es donde se lleva a cabo el intercambio de energía necesario de los gases de escape, sus formas básicas son como las del compresor, pero con el flujo invertido, es decir axial y radial, con la diferencia que en el caso de la radial el aire ingresa por la periferia y escapa paralela al eje de rotación. Por lo general las turbinas radiales se utilizan en aplicaciones pequeñas en escala, como los turbocompresores de coches deportivos. Para le tipo de turbina que se desea, de empuje no de torque es mejor la turbina de flujo axial, además por cuestiones de simplicidad de diseño y construcción se adopta una turbina de flujo axial. Figura 3. 5-8 Turbina de flujo radial, montada en un turbocargador de coche deportivo 24 3.5 Conclusiones del capitulo Las decisiones tomadas en el capitulo respecto de los conceptos seleccionados para el proyecto MOBOR-81, se muestran a continuación. Compresor: será del tipo centrifugo, con alabes curvados hacia atrás. Cámara de combustión: tipo anular Turbina: se diseñará para un flujo radial. 25 CÁPITULO 4: DISEÑO PRELIMINAR 4.1 Nomenclatura Tabla 4.1 Nomenclatura del capítulo Simbología Nombre A Número de Mach C2 Velocidad del aire a la salida impulsor C2r Velocidad radial de aire a la salida del impulsor del compresor Ctip Velocidad periférica del aire a la salida del impulsor del compresor C3 Velocidad del aire a la salida del estator del compresor Qd Calor desarrollado la Área de salida del impulsor centrifugo hacia la periferia 13 Área de salida del estator del compresor V Velocidad del sonido a la salida del impulsor del compresor 26 U7 Velocidad periférica del gas a la entrada turbina U8 Velocidad periférica salida turbina Mf Flujo másico del combustible Di Diámetro del impulsor Ma másico Flujo de aire Mt Flujo másico de aire total a la salida de la cámara de combustión, son los gases de escape L Numero de alabes del compresor M Masa molar del aire P01 Presión atmosférica P02 Presión de estancamiento a la salida del impulsor del compresor P2 Presión absoluta a la salida del impulsor del compresor w Trabajo necesario mínimo para trasmitir al aire sin perdidas Wf Potencia disponible en la flecha (eje) para realizar trabajo en el compresor A ángulo de curva de los alabes a la salida 27 b.Ti Cambio de temperatura de estancamiento en el impulsor y Coeficiente adiabático del aire 'A Rendimiento del impulsor a Factor de deslizamiento p2 Densidad del aire a la salida del impulsor del compresor 4.2 Introducción En este capítulo se determinan las características termo aerodinámicas de cada elemento de tal manera que puedan cumplir con los requerimientos establecidos en el capítulo 2, siendo la base conceptual el capítulo 3. Se diseñará, el compresor, cámara de combustión y la turbina para que genere la potencia al eje necesaria para suministrar aire y el cono de salida de la tobera de descarga (en inglés exhaust) para lograr el empuje deseado. 4.3 Impulsor del compresor El conjunto de compresor consta de dos partes una móvil y otra fija, la parte móvil llamada impulsor es la que transfiere la energía al aire para ser comprimido, en esta sección se abordara el diseño del impulsor, es decir la parte móvil rotativa del compresor. Del compresor depende la capacidad de la turbina de quemar combustible, debido que es el compresor el que suministra y agregar energía al aire antes de ser combustionado, se diseñará un compresor centrífugo de tal manera que cumpla con las siguientes especificaciones: 28 ma = 0.2014 kg/seg N = 120,000 máximo N = 100,000 operación normal El aire es succionado por el ojo del impulsor que proviene del tubo de admisión y tiene velocidad axial. Dentro de los álabes la velocidad axial anterior se convierte en velocidad radial. Además, el aire es arrastrado por los álabes del disco impulsor a gran velocidad para proporcionarles velocidad tangencial. La velocidad en la salida del impulsor es la suma de la velocidad tangencial más la velocidad radial. En cualquier punto del flujo de aire a través del impulsor, la aceleración centrípeta se obtiene mediante una carga de presión, de modo que la presión estática aumenta desde el ojo hasta la punta del impulsor. En el proceso de diseño se encontró dificultad con todos las viables a utilizar, pues resulta un proceso iterativo de modificar la geometría del compresor y revisar los resultados que se obtienen, por lo menos en papel, por ello se creó una tabla en Excel donde se ingresan una serie de datos asumidos y otros reales, se puede controlar la geometría del compresor a través de la tabla de Excel, y a partir de ellos se realizan los cálculos para obtener resultados de la energía transferida al aire, la velocidad, el proceso de diseño fue iterativo cambiando los valores de entrada y revisando las salidas de datos hasta lograr los resultados deseados, a continuación se muestran las ecuaciones y los valores definitivos de diseño. 4.3.1 Valores iniciales, asumidos, establecidos y calculados Power input factor: con este valor se tienen en cuenta las perdidas dadas en el compresor y por ende un leve exceso de energía que se le debe proporcionar para su correcto funcionamiento, lo común es utilizar un dato de q:,=1.04. N de referencia: se tomarán 120,000 rpm de referencia por ser el valor más alto de operación del motor a reacción. Rendimiento del compresor: se asumirán un rendimiento de 0.7 29 Geometría: la geometría de referencia se muestra en la fig. 4.1, estas medidas son resultado de buen número de pruebas y modificaciones, las cuales dieron como resultado un diseño que cumpliese con los requerimientos. SOrnm l5rnm 17rnm 7C:rrm1 Fig. 4.1 Corte transversal geometría final para construir el compresor. L: se toman 20 álabes en el diseño. a: ángulo de curva de los álabes a la salida Factor de deslizamiento (a): el factor de deslizamiento se calcula mediante: ~ ~r-i ,~ ~u-,,, lndut~ot hD.t~ F1g 4.3 Conjunto compresor, en amamllo el estator, los álabes que compone el estator se aloJan a una pequeña distancia del impulsor El diseño del compresor es bastante simple comparado al impulsor, el flujo másico se mantiene constante, aunque podría añadirse un dispositivo de sangrado de aire, si el flujo fuese demasiado respecto de lo necesario y provocara problemas en la combustión. Para el proyecto MOBOR-81 se ha elegido un diseño muy simple, similar al de la Fig. 3, se trata de un anillo de corona circular con paletas dispuestas en la dirección de rotación del impulsor, para ser precisos, las paletas están orientadas de tal manera que coinciden con el ángulo de los alabes del impulsor, es decir, 35 grados. 37 Considerando una velocidad de entrada C2 al estator se necesita saber la velocidad de salida de él hacia la cámara de combustión C3 = C2 G;) 4.16 m (0.001349 mm2 ) C3 = 383.2286- * O O S 2 seg . 0298 mm C3 = 173.2165 m/seg Esta velocidad es a la cual viaja el aire a la salida del estator del compresor, a la cámara de combustión se ingresará con menor velocidad. Esto se logra mediante una serie de agujero practicados a las paredes de la cámara de combustión, se explica en el siguiente apartado. 4.5 Cámara de combustión Para la cámara de combustión en esta etapa de diseño, se calculan los agujeros que se realizaran alrededor de la pared anular, puesto que ese agujero tiene un propósito que es introducir el aire poco a poco, en diferentes zonas de la cámara con diferentes objetivos cada uno. Se diseñó de tal manera que los agujeros fueran practicados con brocas estándar inglesas, debido a la facilidad de adquisición de estas en el mercado local. 4.5.1 Distribución de aire La cámara de combustión se divide en 3 partes, o en 3 zonas, en cada una sucede parte de la combustión, en la zona primaria se da la mayor liberación de energía, se mezcla el aire primario con el combustible y se quema en una mezcla rica, a esta zona le corresponde un 20% del aire total; en ta zona secundaria se introduce más aire con el propósito de quemar las especies combustibles que quedaren sin quemar en la zona primaria, además de enfriar los gases de la combustión, a esta zona se le asigna un 30% del aire total; la zona terciaria termina de enfriar los gases de combustión, además el aire terciario recorre la cámara de combustión y la enfría desde afuera, por 38 último el aire terciario proporciona una envolvente de aire fria alrededor de los gases de combustión además de enfriarlo aún más, esta capa de aire reduce el ruido del jet considerablemente, a esta zona se le asigna el resto de aire disponible. Esta distribución realizada se hizo en base a distribuciones típicas de los aires de cámaras de combustión. Ure,­ w.::a-t~-­ or ~o=~-- , ,,.;..,_ ~ ·, i,.\.,,'- i-T:it":n-y Se~=..-,· .Z>!"I'.? :!l:l"'t" • < 1 F1g . 44 Zonas de la cámara de combustión A las zonas primaria y secundaria se les agrupa como las zonas de combustión y la terciaria como la zona de dilución o enfriamiento. En la Fig. 4.4 se observa esta distribución de aires. Para el cálculo de los agujeros necesarios se analizó como si se tratase de un tubo y partiéramos en dos cada ramificación según avanza el flujo de aire, es decir, se considera el área de sección transversal entre la cámara y el case, y para el aire primario se debe de contar con un área total de todos los agujeros que represente el 20% del área total entre la cámara y el case, y así sucesivamente de tal manera que todo el aire se distribuya según lo asignado en el diseño, Las brocas elegidas para realizar el cálculo de los agujeros, clasificadas según su diámetro en pulgadas son: Zona primaria: 1/8" y 3/16", Zona secundaria: ¼" y 3/8", Zona tercerearía:½". Para la zona primaria se estimó perforar 33 de 1 /8" y 34 agujeros de 3/16" agujeros con un área total primaria de 860.94 mm2. Considerando que el área de entrada 39 de aire principal entre el case y la cámara es de 4,099mm2, entonces el porcentaje de aire es: 860.94mm2 % área agujeros primarios= 2 4,099mm % área agujeros primarios = 21 % En la zona secundaria se realizó un proceso igual, y el resultado fueron 15 agujeros de 1/4" y 15 de 3/8", con un área total de 1,229mm2, entonces el porcentaje de aire derivado en a la sección segundaria es: 1229mm2 % área agujeros secundarios= 4099mm2 % área agujeros secundarios= 30% Similarmente para la zona terciaria se realiza el mismo proceso, pero tomando en cuenta que no todo el aire se mezclara a través de los agujeros, parte del aire se mezclará a la salida de la cámara de combustión y entrada a la NGV, el área total de la parte terciaria es de 2,008.8mm2, de los cuales un 60% de esta área corresponde a 1 O agujeros de ½". El porcentaje de área asignado la zona terciaria debe resultar en un 49%, 2008.8mm2 % área agujeros tercearios = 4099mm2 % área agujeros tercearios = 49% Para su construcción, se toma una lámina plana a la cual se le practican los agujeros y posteriormente se rola y aplica una soldadura fuerte con proceso TIG. En el caso de turbinas comerciales se utiliza proceso laser para la unión, para MOBOR-81 no se dispone de tecnología láser, por ello se aplica TIG, el cual es un proceso adecuado para unir láminas de acero que sean del espesor de la cámara. 40 t----------320mn------- .:65m..!:l,. 85mm 23fl'fTI 337mm 33.7 mm 1/2 in F1g 4 5 Esquema de la distribuc1on de la camara de combustion 4.5.2 Inyección de combustible 33 33 :s 15 Para la inyección de combustible se necesita que este esté pulverizado, atomizado o gasificado, en turbines de aviación normalmente se atomiza el combustible de tal manera de convertir un líquido en partículas muy diminutas las cuales darán una combustión más eficiente, para el caso de los motores a reacción de aeromodelismo el método usado es la gasificación, la cual consiste en hacer que el combustible circule dentro de una tubería en la zona de combustión de la cámara de tal manera que se convierta en gas antes de salir por los inyectores, con esto se mejora la eficiencia de la combustión. La forma de los inyectores de combustible depende del método de inyección, en algunos casos el combustible se inyecta de forma inversa al flujo de aire para que este se mezcle, para ello se utilizan tubos vaporizadores los cuales se exponen a la flama de 41 la combustión para calentar el combustible liquido en sus interiores. En al fig. 4.6 B. puede observarse un ejemplo de ello, el problema con este método es el rápido desgaste delos inyectores puesto que se expone a mayor temperatura, por otra parte puede el combustible inyectarse de manera directa al flujo de aire, siendo esta práctica la más común, la inyectar el combustible paralelo al flujo el inyector queda fuera de la flama y se tiene un menor desgaste, además de ser un método más sencillo de construcción. { r,o ~nsd:Mo::. FttoJl! fló:ri .l.mplítvd5 F01m1 modd 5 \lalor = X!dl9 hilz E>:Jla de Ó'.rom>tiJÓlr. OlJru.12111! •• AMPRES: Amplitud resultante Plot para forma modal: 5(Valor = 2060.86 Hz) 0.00118701 Nodo: 4110 Tabla XVII. Estudio de frecuencia-Amplitud-Amplitud 5. 12.459 Nodo: 6230 1.m,+O:ll • 1.iJJ8e+(D1 - S.19le+o:lll 4.15,le+Oll - 3.1l6e+a:Jl) 69 En el siguiente cuadro se muestra una gráfica de los modos vs. Frecuencia en la que se observa la tendencia al alza de la frecuencia Hz ~ r~~,. '. ~~ . Tipo . ' -. . . · - . · ·- ·, ::.:-- ··1 :·,· .:.-·.--·- ••. : r .. ~ . .;;,~ -..1 ~ :~ •. , • • • • , • • : ,_. ••• ¡":,,rl. ' - ~i· ' ' 1'. / . . . • - .. )~, -..1 ·." ~ -~~--~L~- ! '" _ • • , • ~ ,, •• • ' - • • • __ ::;_, '• IL.J L ~ Gráfico de respuesta de frecuencia 2200.00 2000.00 N ~ 1800.00 ·e:¡ 6 a E 1600.00 1.1.. 1400.00 Respuesta de frecuencia Frecuencia frente af\P de modo .... -- ......... --............. -....... --......... -- ... . . . .. . . : . i ~ ····:·········¡··········•·····7:··········r···· .... ·~ .......... ~ .......... ! .. ¡· .. .. ~ .......... ~· ... . ¡ j ¡¡· j ¡ ·····=··········=········7··········=···········:····· : : /: : : ..... ~ .......... : .... /. . .. . . : .......... ~ .......... ~ .... . . : / . .o.-+----1 1200.00..__ ____ .......... __ ____.,___ __ _,_ _____ _ 1 2 3 tJ51 demodo -- Frecuencia natU@I o.o 4 Tabla XVIII. Gráfico de respuesta de frecuencia. 5 70 Capítulo VI. Fabricación 6.1 Introducción En este capítulo se presenta las piezas fabricadas en el taller de la Universidad Don Sosco, muchas de las cuales utilizando el torno convencional como el eje, cilindro del case, flanges y otros manualmente como la cámara de combustión. El compresor y la turbina necesitan maquinas herramientas CNC para poder fabricar su complicada geometría, en las siguientes secciones se muestra en pequeño detalle sobre el procedimiento que se realizó para la fabricación de cada pieza. 6.2 Fabricación de piezas 6.2.1 Cámara de combustión La cámara de combustión se fabricó de lámina de acero inoxidable de 3 mm de espesor, se corta a medida según su respectivo plano, luego se dibuja en una de sus caras todos los centros de los agujeros y se marca con un centro punto, posteriormente se realiza cada agujero en un taladro de banco. A continuación las siguientes imágenes muestra el proceso: Figura 6.16-23 Lámina para la cámara de combustión . 71 En la figura se muestra el trazado de los centros de cada punto utilizando un centro punto Figura 6.17-24 Trazado de agujeros. En el siguiente paso se realiza cada uno de los agujeros. Figura 6.18-25 Taladrado de agujeros. 72 Como siguiente paso, se realiza el rolado de la lamina para que la curvatura sea perfecta; para unir la lamina se utilizo soldadura con proceso MIG el cual es el mas adecuado para el espesor de la lamina. Figura 6.19-26 Rolado de lámina. 6.2.2 Carcasa exterior La carcasa fue contruida a partir de tubería de acero inoxidable de 3.5", el cual se corto a la medida según el plano respectivo. Figura 6.20-27 Corte del case. 73 La fabricación de los flanges que se utilizarán para sujetar los rodamientos y mantenerlos asegurados en el guarda rodamientos. Figura 6.21-28 Flange y guarda rodamiento. Flanges del case: se fabrican en el torno y se utilizaran para acoplar estrategicamente el CASE con la unión racor. Figura 6. 22-29 Flanges para el CASE. 74 Si se extiende el agujero con un buril de exteriores, el resultado será un domo al otro extremo de la lámina debido al aumento de temperatura, el domo formado se muestra en la siguiente figura. Figura 6.23-30 Formación del domo al utilizar un buril de exteriores 6.2.3 Sistema de combustible el sistema de combustible es el encargado de suministrar la cantidad de combustible necesaria para llevar a cabo la combustion, consta de una bomba de combustible de 1000 cc/min , regulador de caudal, manómetro y tuberías flexibles para el transporte del combustible. La bomba es especial para mini turbinas de aeromodelismo y fue importada. 75 Figura 6.24-31 Sistema de combustible. 6.2.4 Difusor del compresor el difusor se encarga de distribui adecuadamente el aire que sale del compresor. Se fabricó de lámina de 3mm de espesor de acero inoxidable 316. Figura 6. 25-32 Difusor del compresor. 76 Cono difusor: el cono se adaptó a nuestras condiciones con un reductor de acero inoxidable, el cual se soldó a un cilindro y un flange para formar un solo cuerpo, como se muetra en la figura siguiente. Figura 6.26-33. Cono difusor. 6.2.3 Eje El eje fue fabricado de acero inoxidable en un torno convencional de acuerdo con los planos adjuntos en el anexo. Figura 6. 26-34 Eje 77 6.3 Conclusiones del capitulo El proceso de manufactura presentó varios inconvenientes debido a la falta adecuada de herramientas y otros aspectos, por ejemplo: • formación del domo al realizar un agujero en una lamina. • falta de buril de alta dureza para cilindrar el eje de acero inoxidable. • Necesidad de una fresa CNC de 4 ejes. • Obtener materiales capaces de resistir altas temperaturas 78 CONCLUSIONES GLOSARIO DE TÉRMINOS Propulsión a chorro: o propulsión a reacción. Procedimiento que se utiliza para mover hacia adelante un vehículo mediante la expulsión de una corriente de gases, producidos a gran presión por el motor, en dirección contraria a la marcha. Motor de reacción: reactor o jet, es un tipo de motor que descarga un chorro de fluido a gran velocidad para