Turboreactor postcombustion


Máquinas Térmicas II
Trabajo Práctico N°2:
Turbomáquinas Aéreas



Carbone, Fernando Daniel
Cornejo Jonatan
Gasparri, Ignacio
Labra, Gastón




TP N°2: Turbomáquinas Aéreas

Turborreactor de Flujo único con Postcombustión.
Se parte de una turbomáquina aérea de la cuál se poseen los datos necesarios para calcular su ciclo T-S y verificar los datos dados por el fabricante.Se elige el turboreactor militar J57 “B” Series con Post-combustión de la marca Pratt and Whitney:





Datos del aire:

Cp (en C.N.T.P.) = 0,24 Kcal/Kg.°C = 1,005 KJ/Kg.°K
K = 1,40
m = (K-1)/K = 0,2857.

Se cuenta con la temperatura y la presión en los puntos 2, 3, 4, 5, 7 y 10. Se procede a calcular los puntos 1, 6, 8, 9 y 11. Se hará en dos partes, la primera sin postcombustión yla segunda con postcombustión.




Parte 1: Sin Postcombustión.

Cálculo de Presión y Temperatura de los puntos faltantes:

Ya que el punto 2 (Antes del compresor de baja) se encuentra a presión atmosférica, se supone que no hay difusor, por lo que el punto 1 es igual al punto 2.
Para el cálculo de la entalpía del punto 6 se sabe que, idealmente, el trabajo que entrega la turbina dealta es igual al consumido por el compresor de alta. Entonces:







Las entalpías en los puntos 5, 4 y 3 se calculan usando las temperaturas dato en esos puntos:



La entropía en el punto 6 será la misma que en el punto 5, ya que la expansión en la turbina de alta es idealmente un proceso adiabático. La entropía en el punto 5 se obtiene como:



Para el cálculo de la Presióndel punto 6 se sabe que, idealmente, la expansión en la turbina de alta es adiabática. Entonces:


Ya obtenidos los datos del punto 6 se intentó proceder con el punto 8 pero no se encontró el dato del aumento de presión que da el difusor anterior a los postquemadores. Por tal motivo se supone que no hay difusor para continuar con el trabajo.
El punto 9 es igual al punto 8 ya que lospostquemadores no están en funcionamiento.
El punto 10 es igual al punto 8 salvo por una disminución en la presión, se supone a causa de pérdidas de carga.
El punto 11 se encuentra a la salida de la tobera, en el exterior, por lo que se tiene la presión en tal punto P11 = 1 atm. Para calcular la temperatura T11 de salida se supone que el proceso de disminución de presión y aumento de velocidad queocurre en la tobera es ideal y, por lo tanto, adiabático. Entonces:



Finalizados los cálculos de los puntos, éstos resultan:




Obtenidos los puntos, se grafíca el ciclo h-S:



La diferencia de entalpía en la tobera 10-11 se corresponde con la energía cinética a la salida de ésta. Por lo que:





Como la Temperatura de salida T11 = 649,65°K la velocidad del sonido será:La velocidad de descarga es supersónica Mach > 1. Sería conveniente utilizar una Tobera convergente-divergente o de Laval para maximizar el empuje.

Verificación del Empuje:
Se sabe, gracias a los datos dados por el fabricante, que:
El flujo másico de aire es de ma = 164 lbs/seg = 74,39 Kg/seg.
El flujo másico de combustible es de mc = 8.520 lbs/hs = 3.864,61 Kg/hs = 1,074 Kg/seg.Se verifica para el avión estático (Va = 0) el empuje con la Vj obtenida:

Se observa un resultado muy cercano al dado por el fabricante (Que es de 10.200 lbs = 45.387,34 N). Las variaciones se deben a suposiciones hechas en la construcción del ciclo ideal (como que los procesos son adiabáticos e isoentrópicos).
Cálculo de Rendimientos, Empujes y Potencias:
Se procede a graficar lasdiferentes variables que dependen de la velocidad de entrada Va (utilizando la velocidad calculada Vj = 581,7 m/seg y los flujos ma y mc dados por el fabricante):
Rendimientos:
Rendimiento Propulsivo:


Rendimiento Térmico:



El combustible utilizado por las turbomaquinas aéreas es un compuesto derivado del queroseno, el cuál tiene un poder calorífico de 42,8MJ/kg. PCIcomb = 42.800.000 J/Kg....