UNIVERSIDAD NACIONAL DE INGENIERAFACULTAD DE INGENIERA MECNICA

Curso:Laboratorio de Ingeniera Mecnica IIProfesor: Periodo acadmico: 2015 - IFecha de entrega: 03/06/15INTEGRANTESCDIGO

ARTEZANO-ROJAS-JERSON JOSE20124036A

CHAVEZ-FRANCIA-WILLIAM GHORDY20112656J

FLORES-SANCHEZ-RICK ANDERSON20101095A

GARCIA-ORELLANA-JORGE GUSTAVO20124051K

HUARANGA-ARAUCO-JASHIRO KEVIN20122102G

QUISPE-QUISPE-LUIS FERNANDO20101179K

VASQUEZ-VALLEJOS-ARNOLD MICHAEL20120314G

VICENTE-CUADROS-WILLIAN OMAR20112638A

VILCHEZ-GARCIA-DANIEL ALONSO20122042D

2015Diversificacin Productiva y del Fortalecimiento de Educacin

NDICE

OBJETIVO.pg. 4

FUNDAMENTO TERICO...pg. 5

EQUIPOS Y MATERIALES...pg. 9

CLCULOS Y RESULTADOSpg. 13

CONCLUSIONES...pg. 23

BIBLIOGRAFApg. 23

INTRODUCCIN

La idea de usar el empuje de reaccin para generar propulsin no es nueva. Hero de Alejandra dise un tipo de turbina de vapor hace aproximadamente unos 2000 aos. Los chinos han utilizado cohetes de plvora desde el siglo XII A.D.

Sir Isaac Newton describi el principio del empuje a reaccin en sus leyes de la dinmica en 1687, hasta que un siglo despus el ao 1791, a John Barber de Inglaterra se le fue concedido el primer patente de una turbina de gas, a pesar de que esto ocurri casi 100 aos antes de que los materiales necesarios, los diseos, y las tcnicas de fabricacin permitieran construir una de esas turbinas.

Los primeros motores de embolo utilizaban un pequeo motor de gas que accionaba una hlice grande para ayudar a acelerar el aire para generar empuje.

El avin de los hermanos Wright utilizaba un motor de hlice. Desafortunadamente, la velocidad de los aviones de hlice era ms bien limitada, para volar ms rpidamente era necesario otro diseo. Durante los aos 30 un ingeniero alemn, Hans Von Ohain, y un ingeniero ingls, Frank Whittle intentaban disear un nuevo tipo de motor, cada uno por separado. Hacia 1938, Hans Von Ohain y su mecnico Max Hahn ya haban diseado, construido y realizado pruebas de vuelo de un avin de propulsin a chorro. Su diseo contena un compresor (cierto tipo de rotor) y una turbina en el mismo eje.

El diseo de Frank Whittle tambin inclua un rotor o hlice interna accionada por una turbina con un combustor. Su avin de propulsin a chorro vol con xito en 1941. As, ambas naciones, Inglaterra y Alemania, dieron inicio a la era de la propulsin a chorro.

Desde entonces, se han realizado muchas mejoras y variaciones de los diseos del motor a reaccin. Adems, motores de propulsin a chorro ms eficientes han hecho posible la fabricacin de aviones ms grandes y ms rpidos. En menos de 100 aos, los aviones han ido desde el primer avin de los hermanos Wright y de su primer vuelo de 12 segundos y 120 pies hasta los aviones supersnicos que son capaces de volar alrededor del mundo en unas cuantas horas. Todo esto se hizo posible gracias a la invencin del motor a reaccin.

OBJETIVOS

Realizar el estudio completo referido al RAM JET y verificar experimentalmente los conocimientos adquiridos.

Determinar la velocidad del aire en la entrada y, en base a esta magnitud, realizar las grficas convenientes.

Determinar la variacin de las presiones esttica y total, adems de las fuerzas de arrastre y neta para cada punto solicitado teniendo en cuenta el cambio de flujo msico del combustible.

FUNDAMENTO TERICO

RAM JETLos ingenieros continan diseando mejores motores que utilicen menos combustible, pesen menos, y produzcan ms empuje. Tambin estn desarrollando nuevos materiales que puedan resistir ms altas temperaturas sin romperse ni doblarse. El RAM JET es un motor de reaccin carente de los elementos principales de las turbomquinas (compresores y turbinas), pues la compresin se efecta por la alta presin dinmica debida a la alta velocidad que es necesario imprimir al RAM JET para su funcionamiento. El aire, despus de comprimido por alta presin dinmica, se someta a un proceso de combustin en una cmara, y despus a expansin en la tobera de escape. Esta forma de trabajo es continua.El principio de funcionamiento de los RAM JET es el de todos los motores de reaccin: La variacin de la cantidad de movimiento del aire a la entrada y del gas aire-combustible a la salida.Tecnolgicamente, el RAM JET es el ms sencillo de los motores de reaccin, ya que no contiene ninguna pieza mecnica mvil, a excepcin de la bomba de combustible. Enumerados los componentes principales desde la admisin al escape son: difusor de admisin, cmara de combustin y tobera de escape.El combustible se inyecta finamente atomizado despus de que el aire se haya comprimido, y previo al encendido inicial por la chispa de una buja que funciona de forma continua. La expansin en la tobera es aproximadamente hasta la presin atmosfrica, es decir, funcionando como una tobera adaptada, y la velocidad de salida de los gases es normalmente muy prxima al doble de la admisin del aire.El difusor de admisin y la tobera de escape tienen diferente configuracin, segn cmo el RAM JET est diseado (para velocidades subsnicas o supersnicas).Para velocidades subsnicas, el difusor de admisin tiene forma divergente, y la tobera convergente.A velocidades supersnicas, es necesario tanto en el difusor de admisin como en la tobera de escape, conductos de forma convergente-divergente.El rendimiento de los RAM JET se obtiene a altas velocidades, mayores de 1000 km/h, y este es uno de los motivos por los cuales en la actualidad se combina el funcionamiento de los turborreactores supersnicos con los RAM JET, en la periferia del turborreactor.Problemas trmicos impiden alcanzar muy altas velocidades; no obstante, a velocidades subsnicas pueden refrigerarse las paredes interiores de la cmara de combustin, haciendo circular una corriente de aire fro de forma tal que en la capa lmite de dicha corriente de aire (zona donde tiene efecto la viscosidad del fluido a lo largo de la pared), no exista combustin y, adems se protege a las paredes con un revestimiento cermico. Para velocidades supersnicas, el problema de refrigeracin de las cmaras de combustin es mucho ms difcil, pues el rozamiento de la capa lmite exterior hace que se eleve mucho la temperatura, disminuyendo la refrigeracin por corriente del aire. Las paredes alcanzan temperaturas hasta 1200 C a pesar de la refrigeracin, para velocidad de nmero de Mach 4, a 1000 metros de altura.La potencia equivalente de un RAM JET aumenta lgicamente con la velocidad para un mismo empuje, y esta velocidad es tanto mayor cuanto disminuye la resistencia al avance, por lo que la potencia equivalente, aumenta con la altura, si bien cuando estas son superiores a los 60000 pies, aparecen dificultades de pulverizacin del combustin y, por lo tanto extincin de llama por dificultades en la combustin.Los RAM JET se caracterizan por una elevada relacin empuje / peso, con la consiguiente posibilidad de transportar grandes cantidades de combustible.Comparadas las actuaciones del RAM JET con el turborreactor, en este, la variacin del empuje es pequea con la variacin de velocidad, en tanto que en el RAM JET, tanto el empuje como la potencia equivalente varan mucho con la velocidad.

Las principales aplicaciones de los RAM JET son:-Propulsin adicional de aviones, despus de haber adquirido la velocidad que el RAM JET requiere para su funcionamiento.

-Propulsin de helicpteros, por pequeos RAM JET en los bordes marginales de las palas del rotor de sustentacin-traccin.

-Propulsin para lanzamiento de cohetes.

Las primeras investigaciones sobre los RAM JET, llamados tambin conductos trmicos continuos, inicialmente conocidos con la palabra atodino (contraccin de aero-termo-dinmico), se deben al francs Lorin a partir del ao 1908, conjuntamente con las investigaciones de Marconnet y Chanute.Las casas fabricantes de estatorreactores mas calificadas han sido: Turbomeca, en Pay, Francia; Marquardt Aircraft Company en Venice, California, U.S.A; la Aerojet Engineergin Corporation, en colaboracin con la Johns Hopkins University, en USA; la Wright Aeronautical Corporation en Wood Ridge, New Jersey, USA; La Dornier y la Focke-Wulf en Alemania; la Skoda en Checoslovaquia, y la Bristol desarrollando proyectos de la Royal Aircraft Establishment, en Inglaterra.

Propiedades de estancamiento para un gas idealPara reposos isoentrpico, tenemos:So = S = cte, y gas ideal

Entalpa de estancamiento: ho

Donde: g = aceleracin de la gravedadv = velocidad del fluido

Temperatura y presin de estancamiento: To; Po

Donde: Po = Presin de estancamiento (presin total)

P = Presin del fluido (presin esttica)To = Temperatura de estancamiento (Temperatura total)T = Temperatura del fluido obtenida con un instrumento en reposo con respecto al fluido que se mueve a la velocidad del fluido en movimiento.

Con el nmero de Mach: M

Donde:c = velocidad del sonido, Para el aire: c = 343.7 m/s

EQUIPOS Y MATERIALES

RAM JET

Soplador centrfugo

Motor de induccin trifsico

Tablero de control

Termmetro bimetlico

Batera

PROCEDIMIENTO

Determinar la temperatura de suministro de aire y la presin atmosfrica.

Para un determinado flujo de combustible encontrar la fuerza de arrastre, empuje neto, presiones total y esttica, antes de la entrada de aire al RAM JET y luego en la entrada y posteriormente tomar las medidas cada 3pulg. de espaciamiento hasta 15pulg.

Variar el flujo de combustible y registrar los mismos parmetros que fueron anotados en el paso anterior.

Verificar la posicin del tubo de Pitot para cada empuje.

Teniendo un flujo de combustible constante, hacer variar el flujo de aire, para obtener varios empujes netos.

CLCULOS Y RESULTADOS

Esquema del RAM JET:

Largo del RJ = Largo del difusor =

CAMARA DE COMBUSTIONDIFUSOR7311SOPLADOR CENTRIFUGOLLAMAGASESANILLOS DE MEZCLAAIRECOMBUSTIBLETOBERA

MTODO DE CLCULO Medir la presin atmosfrica: Patm

En el punto 1

Medir Po y P1 Convertirlo a presiones absolutas en (N/m2), Pascal Calcular: Para el punto: 1 y 1

Aplicando propiedades de estancamiento, calculamos el N de Mach. (k = 1,4)

Medir To1 en el ducto de salida de aire del soplador Calcular la velocidad del fluido en el punto 1 y 1.

Donde: v1 (m/s)To1 (K)R1 = 287 Joule/kgK 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 estacin o punto, donde se conozca el rea de la seccin transversal. El punto 3, es conveniente si las condiciones de flujo son o estn razonablemente uniformes (como se ha asumido).

Para el punto 3

Medir Po3 y P3 y convertirlas a absolutas.

Calcular , 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 pequea y no hay proceso trmico grande.

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

Donde: A3 es rea de seccin transversal del punto 3 en m2.Adems: 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 adems k7 depende tambin de la eficiencia de la combustin pero como existe una gran eficiencia de combustin, esta dependencia puede ser despreciada.

k7 y T7, pueden tomarse a las condiciones de combustin completa. Medir Po7 y P7 y convertirlos a absolutas. Considerando k7 = 1.275, como promedio apropiado (experimantal). Calcular Calcular

Medir el flujo de combustible: WF (kg/s) Adems: W7 = W1 + WF Calcular To7

Donde: k7 asumidoR7 puede ser tomado igual a R1 (excepto para muy altas temperaturas de salida) con un error despreciable.Como k7 es una funcin de T7, puede ser formada como funcin de To7 con un error despreciable para valores moderados de M7, como el de esta experiencia.

Calcular v7:

Clculo del Empuje Interno: Xi, Xi

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

Clculo del arrastre externo: D, D

Medir el empuje neto: Xn en Newtons

Nota: Tericamente la mquina debe ser colocada en una corriente de suministro de aire infinita. Por razones prcticas el suministro de aire est limitado. Realmente el valor D difiere del obtenido anteriormente.

Clculo del coeficiente de empuje

Respecto al empuje interno:

Respecto al empuje neto:

Clculo del coeficiente de arrastre

Relacin Aire/combustible:

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

Para el empuje interno:

Para el empuje neto:Componentes del rendimiento: Para Gas Ideal

Rendimiento del RAM JET:

1. En la entrada: Difusor

a. Presin de Recuperacin: Esta relacin se acerca a la unidad para una alta eficiencia de esta parte.

Prdida de presin en el difusor =

b. Eficiencia Isoentrpica:

Clculo de T3I:

Clculo de T3R:

Clculo de T1:

Teniendo en cuenta que: To3 = To1Po3R = Po3Po3I = Po1

2. En el sistema de combustin y expansin

En el Ram Jet subsnico de relativa longitud corta, no es posible dibujar una lnea entre los dos sistemas. La combustin continua en la regin perteneciente a la expansin, por lo tanto, es ms recomendable considerar el proceso de estabilizacin de la flama, combustin y expansin en toda la base (toda la cc y tobera).

a. Eficiencia de la combustin:

La elevacin de temperatura en el combustor (To7 To1), depende de To1 y la efectiva relacin aire/combustible (E). Para una apropiada referencia E deber ser determinado.

La eficiencia de la combustin

b. Prdidas de presin en todo el combustor

Estas prdidas son ms atribuidas a la estabilizacin de la flama y combustin. Las toberas subsnicas tienen alta eficiencia.

Los datos recogidos se presentan a continuacin:

7504/3214/320.81.83.520

34/3213/3212.83.530

94/3214/321.82.43.630

124/3214/321.81.93.430

154/3213/321.82.13.531

10004/3212/321.51.83.530.5

34/3212/321.92.83.530.5

94/3213/321.92.33.531

124/3213/321.81.93.531

154/3213/321.11.23.732

Haciendo la conversin de unidades:

0.0094500.556251.947199.264448.344871.78293

73.50.556251.808249.08697.424871.78303

220.50.556251.947448.344597.792896.688303

2940.556251.947448.344473.252846.872303

367.50.556251.808448.344523.068871.78304

0.012600.556251.669373.62448.344871.78303.5

73.50.556251.738473.252697.424871.78303.5

220.50.556251.808473.252572.884871.78304

2940.556251.808448.344473.252871.78304

367.50.556251.808273.988298.896921.596305

1. Para el punto 1 calculamos el N de Match

Con combustible de 75 lb/h

Con combustible de 100lb/h

2. Clculo de las velocidades en 1

Con combustible de 75 lb/h

Con combustible de 100lb/h

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

Dimetro en D3=0.1254125m.

Con combustible de 75lb/h

Con combustible de 100lb/h

CONCLUSIONES

Se aprecia cmo varan los parmetros que influyen en el RAM JET conforme se cambia el flujo msico de combustible y la posicin del tubo de Pitot.

El RAM JET es la aplicacin del ciclo Brayton en un motor real, el cual es usado en el mbito aeronutico.

El empuje presenta una relacin directa con respecto a la velocidad de aire en la entrada.

BIBLIOGRAFA

Manual de laboratorio de ingeniera mecnica

www.wikipedia.org

www.fluidos.eia.edu.com