Turbinas

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TURBINAS DE AVIACIÓN
Por: Gabriel Jaime Arbeláez O.

Resumen
El tema básico, de este artículo es el funcionamiento de las turbinas utilizadas en aviones de propulsión a chorro o por medio de propelas movidas igualmente por turbinas. Incluye bibliografía.

CICLO REAL PARA UNA TURBINA DE GAS
Existe una muy pequeña brecha entre un suceso real y la modelación teórica del problema. Laeficiencia térmica de un ciclo teórico, o de Brayton es una función única de la relación de presiones, ahora se estudiara el ciclo real de las turbinas de gas en donde influyen otros factores importantes y que son variables importantes para el desarrollo de las nuevas tecnologías para turbinas, especialmente cuando se utilizan en aviación. Hay cinco factores principales que describen el ciclo para unaturbina de gas simple: 1. Relación de presiones P2/P1. 2. La temperatura de entrada a la turbina. 3. Eficiencia del compresor. 4. La temperatura de entrada al compresor. 5. La eficiencia de la Otros aspectos importantes son la presión, el calor, perdidas mecánicas, combustión. Estos reducen la eficiencia térmica de la maquina.

Además: las eficiencias dependen del desempeño de la maquina.
•PARA UN COMPRESOR Wc = Cp T1 (1 - (P2/P1) )(k-1) /k ηc PARA UNA TURBINA: Wt = η TCpT3 1 - (P4/P3)(k-1) /k

T1 = Temperatura de entrada del aire = 290°K - 300°K T2 = Temperatura de salida del compresor y entrada a la cámara de Combustión = 600°K T3 = Temperatura de salida de la cámara de combustión, entrada a la turbina = 1500°K T4 = Temperatura de salida = 700°K

Por lo tanto el trabajo hecho poruna turbina depende de la temperatura de los gases a la salida de la cámara de combustión y esta limitada por la resistencia térmica de los materiales de construcción. Estas son unas temperaturas promedio para el trabajo actual de las turbinas utilizadas en aviones comerciales. T3 = 1000°K Máxima eficiencia a compresiones de 10 - 1

T3 = 1300°K Máxima eficiencia a compresiones de 22 - 1CAMARAS DE COMBUSTION
Sobre este tema se han hecho muchas pruebas y existe gran cantidad de datos para diseñar las cámaras. La mayoría de cámaras de combustión funcionan con hidrocarburos líquidos como combustibles, el cual es inyectado en forma de spray. El factor más importante del combustible es su viscosidad para poderlo inyectar por medio de una tobera. Los combustibles pesados sonprecalentados para reducir su viscosidad y asegurar la inyección. Antes de la combustión el combustible se mezcla con el aire elevando la temperatura de ignición la cual varia dependiendo de la relación combustible, aire (f/a) y la presión. El comienzo de la combustión se hace por medio de una bujía y de aquí en adelante la combustión es continua. El tiempo que necesita el combustible para la vaporización, esun tiempo de retraso al comienzo de la reacción de la combustión. La reacción estequiométrica de combustible - aire (f/a) es aproximadamente 1:15 y para garantizar la combustión se introduce de un 20% hasta un 200% de exceso de aire y así evitar la separación del combustible. La velocidad de la propagación de la llama depende, de la relación de combustible; para una máxima velocidad se necesitauna mezcla livianamente más rica que la relación teórica. La velocidad de propagación de la llama es relativamente lenta con respecto a la velocidad del aire de entrada; una vez ocurre la ignición, la tendencia es que la llama sea expulsada de la cámara de combustión. La llama es estabilizada posteriormente mediante la admisión del aire al tubo de llamas a través de los alabes creando de estamanera un vórtice en los fluidos. La velocidad más alta que se consigue, en la región de la cámara, se da por una perdida de presión causadas por las paredes del tubo, el gradiente de presión disminuye cuando se acerca a la tobera. El flujo de aire entra por dos fases: La primaria va ha la zona de combustión y alcanza mayores temperaturas. La secundaria sirve como aislante de temperatura, reducción...
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