Tarea 2 turbo máquinas térmicas Natasha Rojas #06 … · Tarea 2 turbo máquinas térmicas...
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Transcript of Tarea 2 turbo máquinas térmicas Natasha Rojas #06 … · Tarea 2 turbo máquinas térmicas...
Q 0.2m
3
min52.834gpm
H 15m 49.213ft
N1 6000rpm
N2 10000rpm
Ns16000 52.834
49.213
3
4
2.347 103
Ns210000 52.834
49.213
3
4
3.912 103
Tarea 2 turbo máquinas térmicas Natasha Rojas #06-40235 Problema 2.1: Selección de equipo
El equipo recomendado para esta aplicación
es una bomba del tipo mixta de acuerdo a
los cálculos efectuados y al diagrama de
selección
Problema 2.2: Compresor Centrífugo
La eficiencia del equipo, considerando que no se aprovecha la energía cinética a
la salida, es de 80%. Su rango de operación con una relación de presión de 7, seria de un
flujo másico entre 0.7 y 1. Y con un flujo másico de 0.9, estaría entre una de rp de 6 y 8. Problema 2.3: Turbina radial
Una eficiencia de 82%
aproximadamente.
Problema 2.4: Zona de Choke
Las líneas verdes de choke line forman la zona de estrangulamiento de flujo y en la grafica se observa que el flujo permanece constante en esta zona.
Problema 2.5: Elementos Aerodinámicos
Figura 2. Compresor centrífugo de 1 etapa.
Voluta Rotor IGV Alabes difusores
Figura 3. Compresor centrífugo de 1 etapa.
Problema 2.6: Compresor multietapa
Figura 4. Compresor multietapa
Problema 2.7: Compresor para aire acondicionado
Problema 2.8: Evolución de Rotores
Se puede observar en la figura que todos los rotores son axiales ya que el flujo a través de ellos cambia de dirección 90 grados. El original tiene alabes muy rectos y presenta un pobre perfil aerodinámico que puede producir muchas pérdidas al fluido y genera una baja eficiencia de la maquina. En el segundo grupo de rotores se empieza a notar un cambio en el perfil aerodinámico que es más beneficioso para el fluido dentro del rotor.
En los rotores más recientes se observa nuevamente el desarrollo de un perfil más
elaborado debido a la tecnología utilizada para su cálculo. Igualmente se aumenta el número de alabes del rotor. Problema 2.9: Diferencias
La turbina a gas para propulsión de un misil posee un Fan a diferencia de la turbina de uso industrial que tiene IGV para direccionar el flujo
La turbina de propulsión tiene un Bypass antes de la etapa de compresión, en cambio la turbina industrial lo tiene después de la etapa de compresión para el quemador
La turbina industrial posee sólo un compresor Axial, la otra turbina tiene unas etapas de compresión Axial seguida de una etapa de compresión Radial.
La turbina de propulsión tiene dos turbinas, una de baja presión y la otra de alta presión; a diferencia de la turbina industrial que posee una sola turbina. Problema 2.10: Compresor centrífugo multietapa de succión simple
Este compresor multietapa tiene 6 etapas. En la imagen se puede apreciar una diferencia de tamaños entre los rotores, el diámetro del rotor va a disminuir mientras que el fluido se va comprimiendo (de derecha a izquierda). Esto se debe a la necesidad de reducir el volumen ya que el aire se va comprimiendo y ocupa menos espacio mientras el flujo permanece constante durante cada etapa de compresión.
Problema 2.11: Compresor centrífugo multietapa en línea
Problema 2.12: Mapa de operación compresor
El desempeño seria cercano a 60%. Problema 2.13: Compresor Axial Alabes del rotor Difusor Estator Voluta
Los compresores axiales tienen altas eficiencias y altas relaciones de presión (mayores que para compresores centrífugos), también tienen menor área frontal lo cual los hace que sean apropiados para usos aeronáuticos. Por otro lado son de alto costo y frágiles.
Problema 2.14: Compresor corregido por condiciones iniciales
To1
Toref0.861
Problema 2.15 Compresor escalado
La variación en la eficiencia es de aproximadamente un 9%. El Reynolds aumenta 9 veces si el diámetro se triplica. Problema 2.16: Compresor centrífugo Utilizando la grafica de obtiene:
a. a. 1.69ks/s b. 113.8kw c. 7511.91 rpm
Toref 15 273.15( )K To1 25 273.15( )K
Poref 1bar Po1 0.96bar
Po1
Poref0.96