FLUJO INTERNO LABORATORIO DE INGENIERIA MECANICA II

UNIVERSIDAD NACIONAL DE INGENIERÍA

INFORME DEL LABORATORIO DE INGENIERIA MECANICA II

FLUJO INTERNO I

Alumnos: CONTRERAS DIAZ ALEXANDER 20124538G RAFAEL LEON JUAN 20110259C TARAZONA VALVERDE ALBERTO 20110140F MARTINEZ PATIÑO FERNANDO 20110226H OJEDA FLORES REYMER 20020286A

Profesor:Ing. OSWALDO MORALES

2015-I

http://www.orce.uni.edu.pe/profFacultad.php?opc=profFacu

https://www.facebook.com/fernando.martinezpatino?fref=grp_mmbr_list

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UNIVERSIDAD NACIONAL DE INGENIERIA FACULTAD DE INGENIERIA MECANICA

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

diseños, y las técnicas de fabricación permitieran construir una de esas

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 de Frank Whittle también incluía un rotor o hélice interna accionada

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.

3


Desde entonces, se han realizado muchas mejoras y variaciones de los

diseños del motor a reacción. Además, motores de propulsión a chorro más

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.

4


INDICE

INTRODUCCION.........................................................................................................

INDICE.........................................................................................................................

HOJA DE DATOS EXPERIMENTALES......................................................................

1.- INTRODUCCION....................................................................................................

1.1 OBJETIVOS............................................................................................................

1.2 FUNDAMENTO TEÓRICO.........................................................................................

2.- PROCEDIMIENTO...............................................................................................

2.1 EQUIPOS Y MATERIALES......................................................................................

2.2 PROCEDIMIENTO DE ENSAYO...............................................................................

3.- CALCULOS Y RESULTADOS.............................................................................

3.1 CONSIDERACIONES Y FORMULAS A EMPLEAR .......................................................

3.2 TABLAS DE DATOS .............................................................................................

3.3 CALCULOS Y RESULTADOS..................................................................................

3.4 GRAFICAS...........................................................................................................

CONCLUSIONES......................................................................................................

OBSERVACIONES...................................................................................................

RECOMENDACIONESS...........................................................................................

BIBLIOGRAFIA.........................................................................................................

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1. INTRODUCCION

1.1. 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.

1.2. FUNDAMENTO TEORICO

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: Todo cuerpo permanece en estado de reposo o velocidad

constante (aceleración = 0) cuando se le deja libre sin que actúe ninguna fuerza sobre

él.

2ª Ley de 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: 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.

7


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 auxiliares 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

que no contiene ninguna pieza mecánica móvil, a excepción de la bomba 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

encargan de expandir el combustible finamente atomizado de manera continua,

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 llamado combustión como en la mayoría de motores desprende una 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,

después de haber adquirido la velocidad que el estatorreactor requiere para su

funcionamiento.

DIFUSORES DE ADMISION

El sistema de admisión de aire en un motor a reacción a de cumplir un requisito

indispensable, 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 estos estén capacitados para velocidades subsónicas o por lo contrario

supersónicas.

Difusores 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 supersónicos: en el caso del difusor supersónico, el requisito

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

puedan repartir el combustible uniformemente en todo el espacio

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

combustible expulsado por los inyectores, seguidamente se enciende

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

abarcando toda la sección del motor, o de un número determinado de pequeñas

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cámaras cilíndricas distribuidas radialmente formando un círculo. Dentro 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, podríamos 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 tipo Clamshell: el mayor o menor giro de las compuertas sobre las

charnelas de sujeción produce la variación del área de salida.

Tobera anular: 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: 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. PROCEDIMIENTO

2.1. EQUIPO Y MATERIALES

http://1.bp.blogspot.com/_m9yexL0bmMM/SjeEZf4ekvI/AAAAAAAAAVw/6EEqIv6vNVo/s800/banco.jpg

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VENTILADOR CENTRÍFUGO

MOTOR DE INDUCCION TRIFASICO

14


ESTATO REACTOR - RAM JET SUBSONICO

15


BATERIA

DINAMOMETROS

16


CONTROL DE GAS

TERMOMETRO

ROTAMETRO MEDICION FLUJO DE GAS

MANOMETROS

MEDIDOR DE POSICION

17


2.2. PROCEDIMIENTO DE ENSAYO:

Determinar la temperatura de suministro de aire y la presión atmosférica.

Para una determinada presión total de aire de suministro 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 entrada y posteriormente tomar las medidas cada 2 pulg de

espaciamiento hasta 16 pulg tanto para determinar la P total como la P

estática.

TERMOMETRO BIMETALICO EN LA SALIDA DEL VENTILADOR

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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. CÁLCULOS Y RESULTADOS

3.1. CONSIDERACIONES Y FÓRMULAS A EMPLEAR

Esquema del Ram-Jet:

Largo del RJ = 16 9

16

} } { ¿¿

Largo del difusor = 6 3

8

} } { ¿¿

φ1=2 716

} } } { ¿¿¿ φ3=4 15

16

} } } {¿¿¿ φ7=3 7

8

} } } {¿ ¿¿

Se asume que:

TOBERACOMBUSTIBLE

AIRE

ANILLOS DE MEZCLA

GASES

LLAMA

SOPLADOR CENTRIFUGO

1’ 13 7

DIFUSOR

CAMARA

DE

19


1. Las condiciones en cualquier punto, estación, sección, son constantes a

través de toda la sección (en lo práctico, moderadas variaciones son

aceptadas, las cuales son determinadas experimentalmente).

2. La influencia de la adición de combustible en la entrada de la cámara de

combustión es despreciable en los cálculos para la entrada a la cámara

de combustión.

3. La estación 1’ (sección 1’) es tomada lo suficientemente delante de la

máquina para obtener las condiciones de aprovechamiento de una

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

- Calcular:

Po 1

P1 N/m2

Para el punto: 1 y 1’

- Aplicando propiedades de estancamiento, calculamos el Nº de Mach. (k =

1,4)

M=√ 2k1−1 [(PoP )

k−1k −1]

- Medir To1 en el ducto de salida de aire del soplador

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

20


v1

√T o 1

=√k1R1⋅M1

( Po 1

P )k1−1

2k 1

Donde: v1 (m/s)

To1 (K)

R1 = 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 sección transversal. El punto 3, es conveniente si las

condiciones de flujo son o están razonablemente uniformes (como

se ha asumido).

Para el punto 3

- Medir Po3 y P3 y convertirlas a absolutas.

Calcular

Po 3

P , M3, v3 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.

21


Calcular el flujo de masa de aire: W3 en kg/s

W 3√T o3

A3 Po3

=M 3 √ k3

R3

(Po 3

P )k3+1

2 k3

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).

- Calcular

Po 7

P

- Calcular

M 7=√ 2k 7−1 [( Po7

P )k 7−1

k 7 −1]- Medir el flujo de combustible: WF (kg/s)

- Además: W7 = W1 + WF

- Calcular To7

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√T o7=A7Po7 M 7 √ k7

R7

W 7( Po 7

P )k7+1

2k 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 M7, como el de esta

experiencia.

- Calcular v7:

v7

√T o 7

=M 7√ k7

R7

( Po7

P )k 7+1

2 k7

Cálculo del Empuje Interno: Xi, Xi’

Xi=W 7v7−W 1v1

Xi '=W 7v7−W 1v1 '

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

Cálculo del arrastre externo: D, D’

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- Medir el empuje neto: Xn en Newtons

D=Xi−XnD '=Xi '−Xn

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

Respecto al empuje interno:

C ti=Xi

12k1P1 AmáxM

12

Respecto al empuje neto:

C tn=Xn

12k1P1 AmáxM

12

Cálculo del coeficiente de arrastre:

CD= D12k1P1 AmáxM

12

Relación Aire/combustible:α=

W A

W F

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

Para el empuje interno: CECL=

W F

Xi

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Para el empuje neto:CECN=

W F

Xn

Componentes del rendimiento: Para Gas Ideal

Rendimiento del RAM JET:

1. En la entrada: Difusor

ηRJ =elevación real de presiónelevación isoentrópica de presión

ηRJ =Po 3R−P3

Po 3 I−P3

a. Presión de Recuperación: PR=

Po 3

Po 1

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

parte.

Pérdida de presión en el difusor = ΔPD=Po 1−Po 3

b. Eficiencia Isoentrópica:

η I=elevación isoentrópica de temperaturaelevación real de temperatura

ηRJ =T 3 I−T1

P3R−P1

Cálculo de T3I:

To 3

T 3 I

=( Po 3 I

P3)k3−1

k 3

25


Cálculo de T

3R:

T o 3

T3R

=(Po3 R

P3)k3−1

k 3

Cálculo de T1:

To 1

T 1

=(Po 1

P1)k 1−1

k1

Teniendo en cuenta que: To3 = To1

Po3R = Po3

Po3I = Po1

2. En el sistema de combustión y expansión

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

considerar el proceso de estabilización de la flama, combustión y

expansión en toda la base (toda la cc y tobera).

a. Eficiencia de la combustión:

La elevación de temperatura en el combustor (To7 – To1), depende de

To1 y la efectiva relación aire/combustible (E). Para una apropiada

referencia E deberá ser determinado.

26


La eficiencia de la combustión:

ηC =αE

αA

calor del combustiblecalor aprovechable en la combustión

b. Pérdidas de presión en todo el combustor:

ΔPC=Po 3−Po 7

Estas pérdidas son más atribuidas a la estabilización de la flama y

combustión. Las toberas subsónicas tienen alta eficiencia.

27


28


SE PIDE:

1. Tabular todos los valores de las fórmulas indicadas.

2. Gráficos

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

b. Velocidad del aire a la entrada Vs. Flujo de Combustible.

c. Velocidad del aire a la entrada Vs. Consumo específico de Combustible.

d. Velocidad del aire a la entrada Vs. Coeficiente de empuje (neto e interno).

e. Velocidad del aire a la entrada Vs. Coeficiente de arrastre.

f. Velocidad del aire a la entrada Vs. Presión total y presión estática.

g. Empuje neto Vs. Relación aire combustible.

h. Velocidad del aire a la entrada Vs. Perdidas de presión en el difusor y

combustor.

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

29


3.2. TABLA DE DATOS.

0 0.125 0.438 1.8 0.8 3.5 20

3 0.125 0.406 2.8 1.0 3.5 30

9 0.125 0.438 2.4 1.8 3.6 30

12 0.125 0.438 1.9 1.8 3.4 30

15 0.125 0.406 2.1 1.8 3.5 31

0 0.125 0.375 1.8 1.5 3.5 30.5

3 0.125 0.391 2.8 1.9 3.5 30.59 0.125 0.406 2.3 1.9 3.5 31

12 0.125 0.406 1.9 1.8 3.5 3115 0.125 0.406 1.2 1.1 3.7 32

mc (Lb/h)

75

100

P.Suministrode aire(PulgH20)

T.Suministrode Aire(ºC)

L (pulg)En el reactor estático

F. Arrastre(Lb)

F.Neta(Lb)

P. Total(PulgH20)

P. Estática(PulgH20)

3.3. CALCULOS Y RESULTADOS.

Tabla con datos convertidos (Temperaturas y presiones absolutas):

0.0 0.55625 1.947 448.344 199.264 871.78 293

73.5 0.55625 1.808 697.424 249.08 871.78 303

220.5 0.55625 1.947 597.792 448.344 896.688 303

294.0 0.55625 1.947 473.252 448.344 846.872 303

367.5 0.55625 1.808 523.068 448.344 871.78 304

0.0 0.55625 1.669 448.344 373.62 871.78 303.5

73.5 0.55625 1.738 697.424 473.252 871.78 303.5

220.5 0.55625 1.808 572.884 473.252 871.78 304

294.0 0.55625 1.808 473.252 448.344 871.78 304

367.5 0.55625 1.808 298.896 273.988 921.596 305

P.Suministrode aire(Pa)

T.Suministrode Aire(K)

0.00945

0.0126

mc(Kg/s)L (mm)

En el reactor estáticoF. Arrastre

(N)F.Neta

(N)P. Total

(Pa)P. Estática

(Pa)

Ahora calculamos los parámetros que nos piden:

30


Para el punto 1 calculamos el Nº de Match

Con combustible de 75 lb/h

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=¿348.913m /s


V 1=¿175.9m /s

Ahora para el punto 3 calculamos el flujo de masa de aire W3 en kg/s

Diámetro en D3=0.1254125m.


W 3=¿0.39kg/ s


W 3=¿0.1935kg /s

31


3.4. GRAFICAS.

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

25 30 35 40 45 50

0

1

2

3

4

5

6

f(x) = − 0.005017825758 x² + 0.5063799915001 x − 7.3509350872912

V aire vs E. neto

V

Xn

25 30 35 40 45 50

0

2

4

6

8

10

12

f(x) = − 0.054141005871839 x² + 4.24470066815255 x − 72.0883875946236

V aire vs E interno

V

Xi

32


25 30 35 40 45 50

0

1

2

3

4

5

6

7

8

f(x) = − 0.02569722321589 x² + 1.81754234201574 x − 26.3627577400848

V aire vs D

V

D

Velocidad del aire a la entrada vs flujo de combustible

33


25 30 35 40 45 50

0

0.002

0.004

0.006

0.008

0.01

0.012

velocidad vs flujo de combustible

V

wf

Velocidad del aire a la entrada vs consumo específico

2.5 3 3.5 4 4.5 5 5.5 6

0

1

2

3

4

5

6

7

8

f(x) = 1.1588161094108 x² − 10.726804920583 x + 26.941164688057

V aire vs cons esp. de comb.

V

CE

CL

34


25 30 35 40 45 50

0

1

2

3

4

5

6

7

8

f(x) = − 0.0206143407941 x² + 1.3637335562584 x − 14.854888413308

V aire vs consumo esp. de comb.

V

CE

CH

Velocidad del aire a la entrada vs coeficiente de empuje

35


25 30 35 40 45 50

0

0.1

0.2

0.3

0.4

0.5

0.6

f(x) = − 0.0104347460147747 x + 0.831385606754965

V aire vs Ctn

V

Ctn

25 30 35 40 45 50

0

0.2

0.4

0.6

0.8

1

1.2

1.4

1.6

1.8

f(x) = − 0.0620357187411729 x + 3.37544567234605

V aire vs Cti

V

Cti

36


Velocidad del aire a la entrada vs coeficiente de arrastre

25 30 35 40 45 50

0

0.2

0.4

0.6

0.8

1

1.2

f(x) = − 0.0013730107796 x² + 0.0693176541283 x − 0.0824232140959

V aire vs Coeficiente de arrastre

V

Cd

Empuje neto vs relación aire combustible

37


2.5 3 3.5 4 4.5 5 5.5 6

0

20

40

60

80

100

120

140

160

f(x) = 24.6838632141641 x − 49.4716792086551

EMPUJE NETO VS R(A/C)

Xn(N)

A

Velocidad del aire a la entrada vs pérdidas de presión

25 30 35 40 45 50

0

50

100

150

200

250

300

350

f(x) = 0.01408331603862 x² + 2.45597668740967 x + 127.911541231645

vel aire estrada vs perdidad de P en el difusor

V

P

d

38


25 30 35 40 45 50

0

100

200

300

400

500

600

700

800

900

1000

f(x) = 1.24960483377603 x² − 59.9759213010959 x + 884.949003758437

vel aire entrada vs perd. de P en el combustor

V

P

c

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

isoentrópica

39


25 30 35 40 45 50

0

0.2

0.4

0.6

0.8

1

1.2

veloc. de aire entrda vs eficiencias

Se-ries2

Vserie 1 ef. Rj. serie2 : ef isoentrop

40


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 usar una cámara digital por 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 que vayan a realizar una futura experiencia en el

Ram Jet deben de mantener una distancia prudente de la cámara de combustión,

para prevenir cualquier inconveniente que vaya a suceder.

41


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.

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.

42


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.

Ver que el tubo de pitot esté bien asegurado al sistema de accionamiento

por cadena, y en correcta posición hotrizontal, para que se mueva

libremente.

En ningún momento la válvula de combustible debe estar abierta, sin que el

ventilador centrífugo esté funcionando y que esté circulando agua de

refrigeración por el tubo de pitot.

43


BIBLIOGRAFÍA

Manual de laboratorio de ingeniería mecánica

www.wikipedia.org

www.fluidos.eia.edu.com

FLUJO INTERNO LABORATORIO DE INGENIERIA MECANICA II

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