Flujo Interno Laboratorio de Ingenieria Mecanica Ii PDF

 

UNIVERSIDAD NACIONAL DE INGENIERÍA  

INFORME DEL LABORATORIO DE INGENIERIA MECANICA II

FLUJO INTERNO I

Alumnos:   CONTRERAS DIAZ ALEXANDER 20124538G   RAFAEL LEON JUAN 20110259C 2011 0259C   TA TARAZO RAZONA NA VALVERDE VALVERDE ALBERTO 20110140F   MARTINEZ PATIÑO FERNANDO   OJEDA FLORES REYMER

20110226H 20020286A

Profesor: Ing. OSWALDO MORALES OSWALDO MORALES

2015-I

 

 

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FACUL ACULTAD TAD DE INGENI INGENIERIA ERIA MECANI MECANICA CA

RESUMEN

La idea de usar el empuje de reacción para generar propulsión no es nueva. Hero de Alejandría diseñó un tipo de turbina de vapor hace aproximadamente unos 2000 años. Los chinos han utilizado cohetes de pólvora desde el siglo XII  A.D. Sir Isaac Newton describió el principio del empuje a reacción en sus leyes de la dinámica en 1687, hasta que un siglo después el año 1791, a John Barber de Inglaterra se le fue concedido el primer patente de una turbina de gas, a pesar  de que esto ocurrió casi 100 años antes de que los materiales necesarios, los diseño dis eños, s, y las téc técnic nicas as de fabric fabricaci ación ón permiti permitiera eran n co const nstruir ruir una de esa esass turbinas. Los primeros motores de embolo utilizaban un pequeño motor de gas que accionaba una hélice grande para ayudar a acelerar el aire para generar  empuje. El avión de los hermanos Wright utilizaba

un motor de hélice.

Desafortunadamente, la velocidad de los aviones de hélice era más bien limitada, para volar más rápidamente era necesario otro diseño. Durante los años 30 un ingeniero alemán, Hans Von Ohain, y un ingeniero inglés, Frank Whittle intentaban diseñar un nuevo tipo de motor, cada uno por separado. Hacia 1938, Hans Von Ohain y su mecánico Max Hahn ya habían diseñado, construido y realizado pruebas de vuelo de un avión de propulsión a chorro. Su diseño contenía un compresor (cierto tipo de rotor) y una turbina en el mismo eje. El diseño diseño de Fran Frankk Whittl Whittle e tambi también én incluía un rotor o hélic hélice e inter interna na accionad accionada a por una turbina con un combustor. Su avión de propulsión a chorro voló con éxito en 1941. Así, ambas naciones, Inglaterra y Alemania, dieron inicio a la era de la propulsión a chorro. Desd De sde e ento entonc nces es,, se ha han n re real aliz izad ado o mu much chas as me mejo jora rass y va vari riac acion iones es de lo loss diseños del motor a reacción. Además, motores de propulsión a chorro más

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eficientes han hecho posible la fabricación de aviones más grandes y más rápidos. En menos de 100 años, los aviones han ido desde el primer avión de los hermanos Wright y de su primer vuelo de 12 segundos y 120 pies hasta los aviones supersónicos que son capaces de volar alrededor del mundo en unas cuantas horas. Todo esto se hizo posible gracias a la invención del motor a reacción.

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INDICE INTRODUCCION........................................................................................................... INDICE........................................................................................................................... HOJA DE DATO DATOS S EXPERIMENTA EXPERIMENTALES.............................................. LES........................................................ ................... ............... ...... 1.- INTRODUCCION..................................................................................................... 1.1 OBJETIVOS ............................................................................................................ 1.2 FUNDAMENTO TEÓRICO....... ............. ............ ..................... ................................. ................................... .................................. .................... ...

2.- PROCEDIMIENTO................................................................................................. 2.1 EQUIPOS Y M AT ............ ............... .......................... .................................. .................................. ............................... ..............  ATERIALES ERIALES...... 2.2 PROCEDIMIENTO DE ENSAYO...... ...................... ................................. .................................. .................................. ....................... ......

3.- CALCULOS Y RESULTA RESULTADOS............................................................................... 3.1 CONSIDERACIONES Y FORMULAS   AA EMPLEAR ................. .................................. .................................. ..................... .... 3.2 T ABLAS DE D AT  ATOS OS  .............................................................................................. 3.3 C ALCULOS Y RESULTADOS................................................................................... 3.4 GRAFICAS........................................................................................................... CONCLUSIONES........................................................................................................

OBSERVACIONES..................................................................................................... RECOMENDACIONESS............................................................................................. BIBLIOGRAFIA...........................................................................................................

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1 INTRODUCCION

1 OBJETIVOS

•

Conocer en forma objetiva el funcionamiento de estatorreactor 

•

Para diferentes flujos másicos de combustible y diferentes puntos ver como varia la presión estática, la presión total, la fuerza de arrastre y la fuerza de reacción.

  2 FU FUND NDA AMEN ENT TO TE TEOR ORIC ICO O

MOTORES A REACCION

Un motor a reacción es un sistema propulsivo cuyo principio de funcionamiento está basado en la aplicación de la Segunda y la Tercera Ley de Newton:

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1ª Ley de Newton:  Newton:  Todo cue cuerpo rpo pe perma rmanec nece e en est estado ado de rep reposo oso o vel veloci ocidad dad constante (aceleración (aceleración = 0) cuando se le deja libre sin que actúe ninguna fuerza sobre él.

2ª Ley de Newton: Newton: El incremento de la cantidad de movimiento es igual a la impulsión de la fuerza aplicada y tiene la misma dirección que aquella.

Puede expresarse también diciendo que la fuerza total ejercida sobre un cuerpo es igual al producto de su masa por su aceleración.

3ª Ley de Newton: Newton: A toda acción de una fuerza, hay una reacción igual actuando en la misma dirección pero en sentido contrario.

Entonces podemos considerar que los motores a reacción son todos aquellos que utilizan una serie de gases, que expulsados a gran velocidad y presión, ejercen una fuerza en sentido contrario, que podríamos llamar impulso o avance. Dentro del grupo de los motores a reacción, estos se pueden dividir en cuatro grandes grupos, tres de los cuales son utilizados actualmente por la industria aeronáutica aeronáutica..

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Los motores a reacción llamados motores cohete son aquellos que funcionan bajo el principio de reacción y no necesitan del aire ambiente para su funcionamiento. Por lo cual son ideales para operaciones extra-atmosféricas.

ESTATORREACTORES Los estatorreactores son motores a reacción auxilia auxiliares res que carecen de compresores y turbinas, pues la compresión se efectúa por la alta presión dinámica debida a la alta velocidad que es necesario imprimir al estatorreactor para su funcionamiento. El aire, después de comprimido, se somete a un proceso de combustión en una cámara, y después a expansión en la tobera de escape. Se ha de tener en cuenta que esta forma de trabajo es continua.

El principio de funcionamiento del estatorreactor es el mismo que el de todos los motores a reacción: la variación de la cantidad de movimiento del aire a la entrada y del gas aire-combustible a la salida.

Tecnológicamente, el estatorreactor es el más sencillo de los motores a reacción, ya qu que e no co cont ntie iene ne ni ning ngun una a pi piez eza a me mecá cáni nica ca mó móvi vil,l, a exce excepc pció ión n de la bomb bomba a de combustible. Los componentes principales de los estatorreactores desde la admisión hasta el escape son: difusor de admisión, cámara de combustión, y tobera de escape.

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Es entonces un sistema muy simple que funciona de manera continua: el aire, que es sometido a una gran presión (debido a la gran velocidad del supuesto avión) entra por  el difusor de admisión del estatorreactor en donde se encuentra un espacio más reducido, por lo cual su presión y su temperatura aumentan de manera considerable, el siguiente paso es el de la combustión de todo ese aire, este proceso se ejecuta en la cámara de combustión, donde se encuentran una serie de inyectores que se encarg enc argan an de exp expand andir ir el com combus bustib tible le finam finament ente e ato atomiz mizado ado de ma maner nera a con contin tinua ua,, cuando el combustible y el aire se encuentran en la cámara de combustión, el siguiente paso lo realiza una serie de bujías encargadas de encender la mezcla, este paso pas o llllama amado do com combu busti stión ón com como o en la may mayorí oría a de mo motor tores es despr desprend ende e una una gran gran cantidad de calor (700 grados C. a pesar de su refrigeración), por lo que es necesario un recubrimiento cerámico especial para las paredes del estatorreactor. Finalmente la mezcla final sale a gran velocidad por la tobera de escape, la cual puede ser de dos distintas maneras según se necesite; estas pueden ser: convergentes o divergentes.

La principal diferencia entre estos dos, radica en que el primero es utilizado para la propulsión subsónica mientras que el segundo lo es para velocidades supersónicas.

Por lo tanto la principal aplicación del estatorreactor es la de propulsión adicional, despu des pués és de hab haber er adq adqui uirid rido o la vel veloci ocida dad d que el estat estatorr orrea eacto ctorr req requie uiere re par para a su funcionamiento.

DIFUSORES DE ADMISION El sistema de admisión de aire en un motor a reacción a de cumplir un requisito indispensable, indispensa ble, la correcta canalización del flujo de aire hacia el compresor, eso si, este

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flujo de aire debe estar libre de distorsiones, con estabilidad y siendo capaz de transformar la mayor parte de energía cinética en energía debida a la presión. Una de las características muy importantes de los difusores de admisión es la forma del conducto de admisión que a la vez depende de la situación del motor en el avión, siendo las de mejor rendimiento las de secciones rectas hacia el eje de motor, esto es, sin cambios de dirección, aunque esto es muchas veces difícil de lograr en casos como los de dobles conductos de admisión.

 Al igual que pasa entre los turismos normales y los turismos de competición, las entradas de aire variaran de manera considerable. Esto mismo ocurre en los aviones, según seg ún est estos os es estén tén cap capaci acitad tados os par para a vel veloci ocidad dades es sub subsón sónica icass o por lo con contra trario rio supersónicas.

•

Difusores subsónicos: puede subsónicos: puede obtenerse un alto valor de rendimiento de admisión, si las pérdidas por fricción en las paredes del conducto y la separación del flujo de aire dentro de él son mínimos.

•

Difusores Difuso res supersó supersónicos: nicos:   en el ca caso so del del difu difuso sorr supe supers rsón ónic ico, o, el requ requis isitito o indispensable y que lo hace diferente a los otros tipos de difusores, es que el conducto ha de ser convergente en la entrada y divergente en el momento en que la velocidad del aire dentro del conducto es igual a Mach 1 (Mach 1 = 1024 kms/h).  Aunque el rendimiento incrementa bastante más si se utiliza un conducto de admisión de geometría variable.

En la mayoría de los casos los conductos de admisión están diseñados por los fabricantes de los aviones y no por los de los propios motores, cosa que dificulta la

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elección de un determinado motor para un determinado modelo de avión y que dificulta aún más las cosas para los ingenieros, tanto de una como de otra parte.

CAMARAS DE COMBUSTION En las cámaras de combustión se produce el llamado ciclo de combustión. Dichas cámaras están compuestas de una serie de partes:

•

El núcleo de las cámaras: Está recubierto interiormente por un material cerámico, el cual protege la parte exterior del núcleo, realizado normalmente de metales de gran resistencia.

•

Inyectores:   están repartidos por las paredes del núcleo, de forma que estos Inyectores: puedan repartir el combustible uniformemente en todo el espacio

•

Llama: en Llama:  en la mayoría de las cámaras, la llama es el sistema más utilizado para encender la mezcla. Consiste en un tubo de material muy resistente al calor, la punta del cual expulsa una llama de manera continua.

El proceso por el cual el aire se ve obligado a pasar es el siguiente:

El aire sale del compresor a alta presión y velocidad. Velocidad que pierde al pasar por  el difusor del compresor, de manera que entra a la cámara de combustión con mucha presión pero con no muy alta velocidad. Una vez dentro el aire se mezcla con el comb combu usti stible

expu xpulsado sado

por

los

iny nye ecto ctores res,

seg seguid uidame men nte

se

enci cie end nde e

automáticamente a causa del calor desprendido por la llama.

Finalmente podemos decir que los motores pueden ir dotados de diferentes cámaras de combustión: por una parte puede estar dotado de una sola cámara de tipo anillo

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abarcando toda la sección del motor, o de un número determinado de pequeñas cámaras cáma ras cilí cilíndri ndricas cas distr distribui ibuidas das radi radialme almente nte forma formando ndo un círcu círculo. lo. Den Dentro tro de este segundo grupo se pueden diferenciar más tipos de cámaras, aunque son realmente complicadas de explicar 

TOBERAS DE ESCAPE La tobera de escape es el último de los componentes, podríamo podríamoss comparar las toberas con los tubos de escape de un motor alternativo.

Su función, principalmente, es la de evacuar los gases de salida lo más veloz posible.  Aunque no lo parezca, la forma de estas es realmente importante para el funcionamiento global del equipo, siendo las toberas que expulsan los gases a mayor  velocidad las más eficientes.

Por lo tanto, como ya se ha dicho, las toberas de escape pueden tener diferentes formas, aunque eso si, siendo las convergentes las más utilizadas. A continuación veremos los principales tipos de toberas convergentes:

•

Tobera bera ti tipo po

Clamshell :  el

mayor o menor giro de las compuertas sobre las

charnelas de sujeción produce la variación del área de salida.

•

Tobera anular: anular: la  la diferente posición del anillo perfilado constituido por sectores unidos articulados entre si produce la variación del área de salida.

•

Tobera de cono central: el desplazamiento axial del vértice del cono produce la variación del área de salida.

•

Tobera tipo Iris:  Iris:  el cono de salida adopta forma troncocónica por la diferente posición de unas compuertas situadas en forma circunferencial.

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 Actualmente, en el mundo de la aeronáutica, el tipo de toberas más utilizado es una mezcla en convergencia y divergencia, aunque también se está experimentando con sistemas de tobera direccional, la cual cosa ayudaría bastante a las alas en el viraje.

Otra de las funciones de la tobera puede ser también la de freno aéreo, ya que en los turborreactores dotados de doble flujo, se puede utilizar el flujo secundario como empuje inverso, o podríamos llamarlo freno aéreo.

2 PROC ROCEDIM EDIMIE IENT NTO O 1 EQU QUIP IPO O Y MA MAT TERIAL RIALE ES

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VENTILADOR CENTRÍFUGO

MOTOR DE INDUCCION TRIFASICO

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ESTATO ESTA TO REACTOR - RAM JET SUBSONICO

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BATERIA

DINAMOMETROS

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TERMOMETRO

CONTROL GAS DE

MEDIDOR DE POSICION

ROTAMETRO MEDICION FLUJO DE GAS MANOMETROS

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TERMOMETRO BIMETALICO EN LA SALIDA DEL VENTILADOR

2 PR PROC OCED EDIM IMIE IENT NTO O DE E ENS NSA AYO: • •

Determinar la temperatura de suministro de aire y la presión atmosférica. Para ara una det ete erm rmin ina ada pr pres esió ión n to tota tall de ai aire re de sum umin inis istr tro o y un determinado flujo de combustible, encontrar su empuje neto y hacer variar  el tubo de Pitot, sntes de la entrada de aire al ram jet (2 pulg), y luego en la ent ntra rada da y pos oste teri rio orme rment nte e to toma marr la lass me med did idas as cada 2 pul ulg g de espaciamiento hasta 16 pulg tanto para determinar la P total como la P estática.

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•

Variar el flujo de aire y de combustible y realizar el mismo procedimiento anterior, tomando las presiones a 2” de la boca del RJ, en la boca de

• •

entrada del RJ, a 6” de la boca y a la salida del RJ (principalmente). Nota: Verificar la posición del tubo de pitot para cada empuje. Teniendo un flujo de combustible constante, hacer variar el flujo de aire, para obtener varios empujes netos.

3 CÁLCU CÁLCULO LOS S Y RESU RESUL LTADOS DOS 1 CONSID CONSIDERA ERACIO CIONES NES Y F FÓRM ÓRMULA ULAS S A EMPLEA EMPLEAR R Esquema del Ram-Jet: 9

"

3

16

Largo del RJ =

φ1 =  2

7

6 16

Largo del difusor =

"

φ3 =  4

16

15

"

φ7 =  3

16

COMBUSTIBLE

7

8

"

8

 TOBERA

AIRE SOPLADOR

"

LLAMA

CENTRIFUGO ANILLOS DE MEZCLA GASES

DIFUSOR 1’

1

3

7

CAMARA DE COMBUSTION

Se asume que: 1 Las co condi ndicio ciones nes en cualqu cualquier ier pun punto, to, est estaci ación, ón, secció sección, n, son consta constante ntess a través de toda la sección (en lo práctico, moderadas variaciones son aceptadas, las cuales son determinadas experimentalmente).

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2 La inf influe luenci ncia a de la adició adición n de combus combustib tible le en la entra entrada da de la cá cámar mara a de combustión es despreciable en los cálculos para la entrada a la cámara de combustión. 3 La est estac ació ión n 1’ (secc (secció ión n 1’) 1’) es tomada tomada lo su sufic ficie ient ntem emen ente te del delan ante te de la máqu má quin ina a pa para ra obte obtene nerr la lass cond condic icio ione ness de ap aprov rovec echa hami mien ento to de un una a corriente libre.

MÉTODO DE CÁLCULO

-

 

Medir la presión atmosférica (Patm)

En el punto 1

-

Medir Po y P1

-

Convertirlo a presiones absolutas en ( N/m2), Pascal  P o1

-

Calcular:

 P 1

 N/m2

Para el punto: 1 y 1’ -

 Aplicando propiedades de estancamiento, calculamos el Nº de Mach. (k = 1,4)

  Po k k −       M  =    − 1  k  − 1    P      1

2

1

-

Medir To1 en el ducto de salida de aire del soplador 

-

Calcular la velocidad del fluido en el punto 1 y 1’.

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v1 T o1

=

⋅

k 1 R1  M 1

−

k 1 1

  P o1  2k        P   

1

Donde: v  (m/s) 1

T oo11 (K)

R 1 =

287 Joule/kg·K para el aire

Nota: Conocemos ahora todas las condiciones para el aprovechamiento del flujo de aire. El flujo de masa de aire, puede ser calculado para las condiciones de una estación o punto, donde se conozca el área de la se secc cció ión n tr tran ansv sver ersa sal.l. El pu punt nto o 3, es co conv nven enie ient nte e si la lass condiciones de flujo son o están razonablemente uniformes (como se ha asumido).

 

-

Para el punto 3

Medir Po3 y P3 y convertirlas a absolutas.

 P o3

Calcular

 P 

, M 3, v 3 con las ecuaciones del punto 1 y variando los valores

para el punto 3.

Considerar k3 = 1,4 R1 = R3 y To3 = T01: ya que se puede despreciar la transferencia de calor en la entrada, por ser la masa pequeña y no hay proceso térmico grande.

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Calcular el flujo de masa de aire: W 3 en kg/s

W 3 T o3  A3 P o3

 M 3

=

k 3  R3 k 3 +1

  P o3  2 k 3       P   

Dónde: A3 es área de sección transversal del punto 3 en m2.

 Además: W3 = W7 = W1 + WF, W1 = W3 – WF = Flujo de aire a la entrada.

•

Para el punto 7: Tenemos que:

k7 depende de T7, pero esta temperatura no se puede medir directamente y además k7 depende también de la eficiencia de la combustión pero como existe una gran eficiencia de combustión, esta dependencia puede ser despreciada.

⇒

-

k7 y T7, pueden tomarse a las condiciones de combustión completa.

Medir Po7 y P7 y convertirlos a absolutas. Considerando k7 = 1.275, como promedio apropiado (experimental).  P o7

-

Calcular

 P 

k  −  1   2  P  k       o 7   − 1  M 7 =  k 7 − 1    P      7

 

7

-

Calcular

-

Medir el flujo de combustible: WF (kg/s)

-

 Además: W7 = W1 + WF

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Calcular To7  A7 P o 7 M 7 T o 7

=

k 7  R7

+

k 7 1

W 7

  P o7  2k        P   

7

Dónde: k7 asumido, R7 puede ser tomado igual a R1 (excepto para muy altas temperaturas de salida) con un error despreciable.

Como k7 es una función de T7, puede ser formada como función de To7  con un error despreciable para valores moderados de M 7, como el de esta experiencia.

-

Calcular v 7: v7 T o 7

 M 7

=

k 7  R7

+

k 7 1

  P o7  2k      P     

7

Cálculo del Empuje Interno: Xi, Xi’

= W 7 v7 − W 1v1  Xi ' = W 7 v7 − W 1v1 '

 Xi

Dónde: Xi está en Newtons (N), si W  está  está en kg/s y v  en  en m/s.

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Cálculo del arrastre externo: externo: D, D’

-

Medir el empuje neto: Xn en Newtons

=  Xi −  Xn  D ' =  Xi '− Xn  D

Nota: Teóricamente la máquina debe ser colocada en una corriente de suministro de aire infinita. Por razones prácticas el suministro de aire está limitado. Realmente el valor D difiere del obtenido anteriormente.

Cálculo del coeficiente de empuje

C ti

 =

 Xi 1 2

Respecto al empuje interno: C tn

 =

2

k 1 P  1 Amáx M 1

 Xn 1 2

2

k 1 P  1 Amáx M 1

Respecto al empuje neto: C  D

 =

α=  

W  A W F 

Consumo específico de combustible: (kg/h/N)

23

1 2

Cálculo del coeficiente de arrastre:

Relación Aire/combustible: Aire/combustible:

 D 2

k 1 P  1 Amáx M 1

 

 

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C  ECL

   =

Para el empuje interno:

   =

C  ECN   

Para el empuje neto:

W F   Xi

W F  Xn

Componentes del rendimiento: Para Gas Ideal

Rendimiento del RAM JET:

1 En la entr entrad ada: a: Di Difu fuso sor  r  elevación real  de  pres  presión ión η RJ  = elevación isoentrópi ca de  pres  presión ión o  R − P  η RJ  =  P   P  − P  3

3

o3 I 

3

 P   R  =

a Presión de Recuperación:  

 P o3  P o1

Esta relación se acerca a la unidad para una alta eficiencia de esta parte.

Pérdida de presión en el difusor =

b Ef Efic icie ienc ncia ia Is Isoe oent ntró rópi pica ca::

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∆ P  D =   P  o1 −  P o3

 

 

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isoentrópi ca de temperatur a η I  = elevación elevación real  de temperatur a T  η RJ  =  P T  I  −− P  3

1

3 R

1

k 3 −  1

Cálculo de T3I:

T o3 T 3 I 

k    P  o3 I      =        P 3  

3

k 3 −  1

T o3 Cálculo de T3R:

T 3 R

  P     k  =  o3 R        P 3  

3

−

k 1   1

T o1 T 1

Cálculo de T1:

Teniendo Te niendo en cuenta que:

  P     k  =  o1        P 1  

1

To3 = To1 Po3R = Po3 Po3I = Po1

2 En el el sist sistema ema de com combu busti stión ón y expans expansión ión

En el Ram Jet subsónico de relativa longitud corta, no es posible dibujar una línea entre los dos sistemas. La combustión continua en la región perteneciente a la expansión, por lo tanto, es más recomendable consid con sidera erarr el proces proceso o de est estabi abiliz lizaci ación ón de la flama, flama, co combu mbusti stión ón y expansión en toda la base (toda la cc y tobera).

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a Ef Efic icie ienc ncia ia de la co comb mbus ustió tión: n:

La elevación de temperatura en el combustor (T o7 – T o1), depende de α

T  y la efectiva relación aire/combustible ( E). Para una apropiada referencia αE deberá ser determinado. o1

La eficiencia de la combustión: calor  del  combustibl e ηC  = αα E  calor  aprovechab le en la combustión  A

b Pér Pérdid didas as de de presi presión ón en en tod todo o el ccomb ombust ustor: or: ∆ P C  =  P     o3 −  P o7

Estas pérdidas son más atribuidas a la estabilización de la flama y combustión. Las toberas subsónicas tienen alta eficiencia.

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SE PIDE:

1

Tabul bular ar to todos dos los valore valoress de llas as fórmu fórmulas las indi indica cadas das..

2

Gráficos a Veloc elocid idad ad de dell a air ire e a la en entra trada da Vs Vs..

Em Empu puje je neto neto e int inter erno no y a arr rras astr tre. e.

b Velo loci cida dad dd del el ai aire re a lla ae ent ntra rada da Vs Vs..

Fl Fluj ujo od de eC Com ombu bust stib ible le..

c Veloc elocid idad ad de dell a air ire e a la en entra trada da Vs Vs.. d Veloc elocid idad ad d del el ai aire re a la en entra trada da Vs Vs..

Co Cons nsum umo oe esp spec ecíf ífic ico od de eC Com ombu bust stib ible le.. Co Coef efic icie ient nte ed de ee emp mpuj uje e (n (net eto o e inte intern rno) o)..

e Velo loci cida dad dd del el ai aire re a la la e ent ntra rada da Vs Vs..

Co Coef efic icie ient nte ed de ea arr rras astr tre. e.

f

Pr Pres esió ión n tot total al y p pre resi sión ón está estátitica ca..

Velo loci cida dad dd del el ai aire re a la la e ent ntra rada da Vs Vs..

g Emp Empuje uje neto neto Vs. Re Relac lación ión aire aire com combus bustib tible le.. h Ve Veloci locidad dad de dell aire a la en entrada trada V Vs. s. Perd Perdidas idas de p presi resión ón en el di difusor fusor y co combus mbustor. tor.

i

Velocidad aire entrada Vs. Rendimiento del Ram-Jet y eficiencia isentrópica.

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2 TABLA DE DATOS.

3 CA CALC LCUL ULOS OS Y R RES ESUL ULT TADO DOS. S.

Tabla con datos convertidos (Temperaturas y presiones absolutas):

 Ahora calculamos calculamos los paráme parámetros tros que nos pide piden: n:

•

Para el punto 1 calculamos el Nº de Match



Con combustible de 75 lb/h

29

 

 

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 M 1 =¿ 1.1418



Con combustible de 100lb/h

 M 1 =¿ 0.517

•

Cálculo de las velocidades en 1



Con combustible de 75 lb/h

V 1 =¿ 348.913 m / s



Con combustible de 100lb/h

V 1 =¿ 175.9 m / s

•

 Ahora para el punto punto 3 calcul calculamos amos el flujo de ma masa sa de aire W3 en kg/s

Diámetro en D3=0.1254125m.



Con combustible de 75lb/h

W  3=¿ 0.39 kg / s



Con combustible de 100lb/h W  3  3 =¿ 0.1935 kg / s

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4 GRAFICAS.

Velocidad del aire a la entrada Vs Empuje neto e interno y arrastre

V aire vs E. neto 6 f( f(x) x) = - 0.01x^2 + 0 0.51x .51x - 7.35 7.35

5 4 Xn

3 2 1 0 25

30

35

40

45

50

V

V aire vs E interno 12 f( f(x) x) = - 0.05x^2 + 4 4.24x .24x - 72.09 72.09

10 8

Xi

6 4 2 0 25

30

35

40 V

31

45

50

 

 

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V aire vs D 8 7 6 f( f(x) x) = - 0.03x^2 + 1 1.82x .82x - 26.36 26.36

5 D

4 3 2 1 0 25

30

35

40

45

50

V

Velocidad del aire a la entrada vs flujo de combustible

32

 

 

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velocidad vs flujo de combustible 0.01 0.01 0.01

w f 

0.01 0 0 0 25

30

35

40

45

50

V

Velocidad del aire a la entrada vs consumo específico

33

 

 

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V aire vs cons esp. de comb. 8 7 6

f( f(x) x) = 1.16x^2 - 10.73x + 26.94

5 CECL

4 3 2 1 0 2.5

3

3.5

4

4.5

5

5.5

6

V

V aire vs consumo esp. de comb. 8 f( x) = - 0.02x^2 + 1.36x - 14.85 14.85

7 6 5 CECH

4 3 2 1 0 25

30

35

40 V

34

45

50

 

 

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Velocidad del aire a la entrada vs coeficiente de empuje

V aire vs Ctn 0.6 f( x) = - 0.01x + 0.83

0.5 0.4

Ctn

0.3 0.2

0.1 0 25

30

35

40 V

35

45

50

 

 

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V aire vs Cti 12 10 8

Cti

6 4 2 0 25

f(x) 30=

35

40

45

50

V

Velocidad del aire a la entrada vs coeficiente de arrastre

V aire a ire vs Coeficiente Coeficiente de arras a rrastre tre 1.2 1 0.8 f( x) = - 0x^2 + 0.07x - 0.08 0.08 Cd

0.6 0.4 0.2 0 25

30

35

40 V

36

45

50

 

 

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Empuje neto vs relación aire combustible

EMPUJE NETO VS R(A/C) 160 140 120 100  A

80

f( x) = 24.68x - 49.47

60 40 20 0 2.5

3

3.5

4

4.5

5

5.5

6

Xn(N)

Velocidad del aire a la entrada vs pérdidas de presión

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vel aire estrada vs perdidad de P en el difusor  350 300 f( f(x) x) = 0.01x^2 0.01x^2 + 2.46x + 127.91

250 200   Pd

150 100 50 0 25

30

35

40

45

50

V

vel aire entrada vs perd. de P en el combustor  1000 900

f( x) = 1.25x^2 - 59.98x + 884.95 884.95

800 700 600 500   Pc

400 300 200 100 0 25

30

35

40 V

38

45

50

 

 

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Velocidad del aire a la entrada vs rendimiento del Ram Jet y eficiencia isoentrópica

veloc. de aire entrda vs eficiencias 1.2

1

0.8

0.6

 

Po l yn o m i a l ()

P o l yno m i a l ()

0.4

0.2

0 25

30

35

40 V

39

45

50

 

 

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OBSERVACIONES

•

La precisión al momento de tomar los datos conllevan a un mejor análisis de los resultados ya que estos se tienen que tomar en un breve lapso de tiempo.

•

Para una mejor toma de datos se debió debió usar una cámara digital po porr la rapidez con la cual se hizo el experimento por el calentamiento del tubo de pitot.

•

Para una mejor toma de datos en la experiencia realizada, sobre todo toma de presiones, hay que esperar un pequeño instante de tiempo para que se estabilice el líquido dentro del manómetro; ya que al momento en que se cierra la inyección de combustible el líquido dentro del manómetro queda inestable. •

Los integrantes de los grupos grupos que vayan a realizar una futura experiencia experiencia en el Ram Jet deben de mantener una distancia prudente de la cámara de combustión, para prevenir cualquier inconveniente que vaya a suceder.

•

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CONCLUSIONES

•

Se logró apreciar los parámetros que influyen en el Ram Jet y como varían éstos conforme se cambia la cantidad de combustible y la posición del tubo de pitot.

•

 Aunque no se notó gran cambio en el número de mach, pudimos observar el cambio de presiones, de manera experimental.

•

Se observó que el Ram Jet es la aplicación del ciclo Brayton en un motor real el cual se usa en la aeronáutica aeronáutica..

•

Se comprobó que era un Ram Jet subsónico debido que los números de match obtenidos en la experiencia son pequeños, menores que 1.

•

La precisión al momento de tomar los datos conllevan a un mejor análisis de los resultados ya que estos se tienen que tomar en un berve lapso de tiempo.

•

La toma de datos se realizó usando cámara digital por la rapidez con la cual se hizo el experimento por el calentamiento del tubo de pitot.

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RECOMENDACIONES •

Debido a que está trabajando con un combustible altamente inflamable, se

•

deben tomar las máximas precauciones en el manipuleo del mismo.  Asegurarse que el agua de refrigeración está circulando libremente por el

•

tubo de Pitot en todo momento de la experiencia. Verr que el tubo de pitot esté bien asegurado al sistema de accionamiento por  Ve

•

cadena, y en correctalaposición para debe que se mueva libremente. En ningún momento válvula hotrizontal, de combustible estar abierta, sin que el vent ve ntila ilado dorr ce cent ntríf rífug ugo o esté esté fu func ncio iona nand ndo o y qu que e es esté té ci circ rcul ulan ando do ag agua ua de refrigeración por el tubo de pitot.

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BIBLIOGRAFÍA

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•

Manual de laboratorio de ingeniería mecánica

•

www.wikipedia.org

•

www.fluidos.eia.edu.com