instituto politÉcnico nacionaltesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/i.m. 11-15.pdf ·...
TRANSCRIPT
![Page 1: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/1.jpg)
“ANÁLISIS TERMODINÁMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E,
APLICANDO LEAN MANUFACTURING”
TESIS
PARA OBTENER EL TÍTULO
DE INGENIERO MECÁNICO
PRESENTA
DAVID FLORES CASTILLO
ASESORES
M. EN C. JUAN CARLOS PAREDES ROJAS
M. EN C. FERNANDO ELÍ ORTIZ HERNÁNDEZ
México DF. A 20 DE OCTUBRE DEL 2015
INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONAL
Escuela Superior de Ingeniería Mecánica Y
Eléctrica Unidad Culhuacán
![Page 2: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/2.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
1
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
I N D I C E
CAPITULO I ESTADO DEL ARTE.
1.1.- Turbina………………………………………………………………………………10
1.2.- Turbina Hidráulica……………………………………………………………….…11
1.3.-Turbina de Vapor …………………………………………………………………..19
1.4.- Historia y antecedentes de la Turbina de Gas………………………………….25
1.5.- Historia y antecedentes de Turborreactores…………....…….........................29
CAPITULO II MARCO TEORICO
2.1.-Conceptos Básicos………………………………………………………………....42
2.2.- Generalidades de una T.G………………………………………………………..43
2.2.1.-Ciclo termodinámico de las T.G………………………….……………………..46
2.2.2.- Componentes básicos de una T.G………………………….…………………53
2.3.- Ciclos ideales de propulsión por reacción…………………………….………..56
2.4.- Modificaciones para motores de turborreactor…………………….…………..62
2.5.- Turbofan…………………………………………………………….………………66
CAPITULO III PROCESO DE DESARROLLO
3.1.- Elección de motor y aeronave……………………………………..……………..72
3.2.- Descripción del motor………………………………………………..……………77
3.3.- Descripción de las partes principales del motor………………………………..83
3.4.- Tiempos de vida de las partes giratorias del motor……………………………99
![Page 3: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/3.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
2
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
CAPITULO IV ANALISIS GENERAL Y COMPARACION DE DATOS
4.1.- Características al despegue…………………………….…………..103
4.2.- Análisis de la eficiencia del motor en condiciones reales…..105
4.2.1.- Ciclo Joule-Brayton ideal………………………………………….105
4.2.2.- Ciclo Joule-Brayton real……………………..…………………….110
4.3.- Trabajo de expansión (Wturbina)……………………………………...116
4.4.-Trabajo Neto (Wmotor)…….…………………………………………...118
4.5.- Análisis de la eficiencia del motor con datos obtenidos del
fabricante………………………………………………………….……...…120
4.5.1.-Ciclo Joule-Brayton real….………………………………….……..120
4.5.2.- Trabajo de expansión (Wturbina)…………………………….……..126
4.5.3.-Trabajo Neto (Wmotor)……….………………………………………128
4.6.-Comparacion termodinámica……………………………………… .130
CONCLUSIONES ……………………………………………………………………..134
BIBLIOGRAFIA ………………………………..………………………………….…..139
FIGURAS,TABLAS Y GRAFICAS………………………………………………….. 141
GLOSARIO.……………………………………...………………………………….….144
![Page 4: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/4.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
3
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
RESUMEN
Se realizó un análisis termodinámico para obtener la eficiencia de un motor G.E
CF-700 con datos reales obtenidos en campo y se compararon los resultados con
los que el fabricante provee en sus diferentes manuales (mantenimiento,
entrenamiento, pilotos)
A una altitud y temperatura dada por las condiciones meteorológicas de la Ciudad
de México durante una carrera de despegue se tomaron ciertos datos de los
manuales del fabricante para poder tener una base acerca del desempeño del
motor nuevo y en condiciones ideales; después se tomaron mediciones de
instrumentos que existen en la cabina de pilotos bajo las mismas condiciones y se
dio a la tarea de realizar los cálculos necesarios para obtener la eficiencia y el
trabajo del motor para poder comparar los resultados .
Una vez hecho esto se analizaron los resultados y se logró determinar que a pesar
de que el motor se encuentra en condiciones óptimas después de un overhaul no
logra alcanzar el mismo desempeño que un motor nuevo podría tener según lo
que menciona el fabricante; además se realizaron cálculos en situaciones teóricas
simulando temperaturas más elevadas en la cámara de combustión dando como
resultado un aumento significativo en eficiencia y trabajo de motor
![Page 5: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/5.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
4
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
ABSTRACT
A thermodynamic analysis was performed for the efficiency of a GE CF-700 engine
with actual field data and results comparison with which the manufacturer provides
in different manuals (maintenance, training, pilots)
At an altitude and temperature given by the meteorological conditions in Mexico
City during a takeoff certain data from manufacturers manuals they were taken to
have a base on the performance of the new engine and under ideal conditions;
after measurement instruments that exist in the cockpit under the same conditions
and given the task of making the necessary calculations to obtain the efficiency
and the engine work to compare the results were taken.
Once this is done the results were analyzed and it was determined that even
though the engine is in good condition after an overhaul can not reach the same
performance as a new engine could have as mentioned by the manufacturer;
Calculations were performed also in conditions simulating theoretical higher
temperatures in the combustion chamber resulting in a significant increase in
efficiency and engine work
![Page 6: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/6.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
5
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
OBJETIVO
Generar un análisis termodinámico en condiciones reales sobre un motor G.E
CF-700 nuevo y uno con un tiempo de vida extendido (overhaul), esto analizando
datos obtenidos durante un despegue en condiciones reales y comparando los
mismos con los otorgados por el fabricante.
JUSTIFICACION
A causa de las grandes cantidades de dinero que se invierten en las aeronaves
específicamente en los motores, es necesario realizar un análisis real sobre las
condiciones de trabajo de los motores a los que se extienden su tiempo de vida
(overhaul), por lo que es pertinente realizar una comparativa de eficiencias
térmicas en la etapa de mayor exigencia para el motor, la cual se verá reflejada
principalmente en el consumo de combustible siendo factor predominante a la
hora de realizar las conclusiones.
ALCANCES
• Llevar a cabo un análisis termodinámico sobre el desempeño del motor CF-
700 de General Electrics en condiciones reales a la altura de la ciudad de
México (2230 msnm) y en una carrera de despegue (101%), comparando
![Page 7: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/7.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
6
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
los datos obtenidos a través de cálculos y los otorgados por el fabricante
encontrado en tablas y manual de mantenimiento y/o de entrenamiento.
• Una vez obtenidos los resultados a través de cálculos termodinámicos, se
llevara a cabo una comparativa sobre las eficiencias de dichos motores
además de en análisis real de pérdida de potencia causada por el desgaste
en las primeras etapas del compresor.
Figura I.- (Alabe rotor de 1ª etapa de compresor después de overhaul)
![Page 8: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/8.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
7
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
INTRODUCCION
La manufactura esbelta es "un conjunto de herramientas y principios de trabajo
que permiten actuar sobre la cadena de valor del producto/servicio o de una
familia de productos/servicios. (MALDONADO, 2008).
La manufactura esbelta es un modelo de gestión que al existir de la integración de
diversas herramientas, ofrece múltiples opciones aplicables a todo tipo de
producto.
En este caso en particular la manufactura esbelta estará presente en la reducción
de costos que genera el traslado de la aeronave y el ahorro en combustible
durante el periodo de actividad de la turbina.
Además podremos conocer más acerca de las turbinas de gas y en particular de
los motores de aviación como lo es el G.E CF-700; así como su funcionamiento en
condiciones reales durante una carrera de despegue con datos obtenidos en la
Ciudad de México, también analizaremos las gráficas de rendimiento y podremos
compararlas con aquellas que otorga el fabricante para fines de entrenamiento y
mantenimiento.
Conoceremos acerca de la historia, el desarrollo y la evolución de las turbinas de
Gas hasta llegar a los turborreactores.
![Page 9: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/9.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
8
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
Se expondrán las definiciones y generalidades de las turbinas, hablaremos de los
ciclos termodinámicos que distinguen este tipo de máquinas térmicas; así mismo
como sus componentes básicos, tanto de las turbinas de gas como las turbinas de
propulsión por reacción y las diferentes modificaciones o variables que existen de
este último tipo de máquinas.
Elegiremos un motor en específico sobre el cual se investigara y obtendrán todos
los datos necesarios para llevar a cabo los cálculos y análisis pertinentes.
Realizaremos cálculos, gráficas y comparativos de todos los resultados que se
obtengan, tanto en condiciones reales como teóricos e ideales que maneja el
fabricante; para así lograr tener los resultados buscados.
![Page 10: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/10.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
9
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
CAPITULO I
ESTADO DEL ARTE
La turbina es una máquina que transforma la energía producida por el movimiento
de un fluido en otro tipo de energía, ya sea que la convierta en fuerza motriz que
impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación.
Existen diferentes tipos de Turbinas, que van desde las más sencillas y antiguas;
como lo son las turbinas hidráulicas, turbinas impulsadas por la fuerza del vapor o
algún tipo de gas hasta los diferentes tipos de turborreactores utilizados en la
industria aeronáutica
![Page 11: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/11.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
10
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
1.1.- TURBINA
“La turbina es un mecanismo que recoge la fuerza viva de un fluido para
transmitirla por medio de una rueda y transformarla en otra clase de
energía.” El inventor francés Benoit Fourneyron (1802-1867) diseño la primera
turbina práctica en 1827. Benoit Fourneyron creó la palabra “turbine” (en francés)
del latín turbo (remolino).
Una turbina es una turbomaquina que básicamente esta constituida por un eje el
cual es impulsado por medio de una o dos paletas curvas que son impulsadas por
la fuerza que ejerce sobre ellas algún fluido.
.
Existen diferentes tipos de turbinas, las cuales se pueden diferenciar según los
cambios que pueda tener el fluido a lo largo del trabajo en cuanto a densidad; un
ejemplo muy común es la turbina hidráulica que no presenta variaciones
considerables.
Una de las turbinas en la que el cambio en cuanto a densidad es bastante
considerable sería la turbina térmica pues a medida que pasa a través del rodete
va sufriendo variaciones en presión y volumen. A su vez, es posible encontrar
turbinas térmicas a vapor y las turbinas a gas.
Por ultimo tenemos las turbinas eólicas; las cuales utilizan el viento como fluido de
trabajo, que a su paso por la turbina es transformado en energía eléctrica tomando
la energía cinética del viento en energía mecánica; que a su vez es transformada
(por medio de generadores) en corriente eléctrica.
![Page 12: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/12.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
11
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
La gran diferencia que existe entre una turbina y un turborreactor es que una
turbina es una maquina a través de la cual transita un fluido de manera continua y
un turborreactor como el que es utilizado en motores de aviación comerciales; la
turbina es solo un componente del turborreactor, que consta de otras etapas como
las de compresión e ignición.
1.2.- TURBINA HIDRAULICA
Es una máquina que transforma la energía cinética y potencial del agua para
generar la rotación de un eje que puede estar adosado a otra máquina o un
generador para transformar este trabajo en energía eléctrica.
Al ser una turbomaquina puede estar clasificada en diferentes subgrupos los
cuales estarán definidos según distintas características como:
De acuerdo al cambio de presión en el rodete o al grado de reacción.
TURBINAS HIDRAULICAS DE ACCION
Son aquellas en las que el fluido de trabajo no sufre cambios de presión
considerable durante su paso a través de rodete.
Las turbinas de acción aprovechan únicamente la velocidad del flujo de agua,
mientras que las de reacción aprovechan además la pérdida de presión que se
produce en su interior.
Uno de los tipos de turbina de acción más conocida y utilizada para saltos de agua
de gran altura (50m) es la turbina Pelton, pero también existen otros como la
Turgo y la de flujo cruzado (turbina Ossberger o Banki-Mitchell).
![Page 13: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/13.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
12
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
Los principales tipos de turbina de reacción son: Francis, Deriaz, Hélice, Kaplan,
Tubular y Bulbo. La turbina Francis es muy utilizada en saltos de altura media (5 a
100 m) y la turbina Kaplan lo es en los saltos de baja altura (menos de 10 m).
La potencia teórica de un salto de agua viene dada por la siguiente fórmula:
𝑁 = 𝑉 ∙ 𝑄 ∙ ℎ
Siendo
N = potencia en W
γ = peso específico en N/m³
Q = caudal de agua en m³/s
h = altura de salto en m
De acuerdo con lo anterior, una misma potencia se puede conseguir con gran
altura de salto y poco caudal (centrales hidroeléctricas de montaña), pequeño
salto y gran caudal o con valores medios de ambas magnitudes.
Turbinas Pelton
La turbina Pelton o también conocida como turbina de chorro libre fue inventada
alrededor de 1880 por Lester Pelton, quien después le dio su nombre. En la figura
1.1 se muestra el esquema de una de ellas. Son máquinas robustas y simples,
capaces de un buen rendimiento.
![Page 14: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/14.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
13
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
Figura 1.1.- Turbina Pelton
El chorro se crea por medio de una tobera estacionaria convergente cónica,
denominada Inyector. Este inyector va dotado de una espiga central axil simétrica
capaz de moverse axialmente, la cual controla el área de paso. En la figura se
puede apreciar, estando actuada cada una de ellas por una palanca. Se utiliza
para variar la carga de la turbina. El inyector hace incidir la corriente
tangencialmente al rotor, ocurriendo la deflexión del chorro sin concurrencia de
una variación global de radio significativa y en media en un plano paralelo al eje
del rotor y conteniendo al eje del inyector.
Con el objeto de aumentar la potencia de una misma turbina, con un determinado
salto hidráulico, se añaden más inyectores repartidos en la periferia, pudiendo
llegar a 6 en turbinas de gran tamaño (figura 1.2). Un número excesivo de
![Page 15: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/15.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
14
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
inyectores ocasiona una pérdida de rendimiento por interferir mutuamente sus
flujos, tanto al ser deflactados como al caer el agua.
Figura 1.2.- Turbina Pelton
El principio de la turbina Pelton es muy simple pues convierte la energía cinética
del chorro de agua en velocidad de rotación de la rueda o rotor. A fin de que esto
se haga con la máxima eficiencia el agua debe abandonar las cucharas con una
pequeña cantidad de energía cinética remanente (figura 1.3).
![Page 16: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/16.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
15
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
Figura1.3.- Ejemplo de incidencia de chorro en Turbina Pelton
TURBINAS HIDRAULICAS DE REACCION
Son aquellas en las que el fluido de trabajo si sufre un cambio de presión
importante en su paso a través de rodete.
Turbina Francis,
(Claudio Mataix,1986) En las turbinas de reacción hay una graduación continua y
el paso de una Francis a una hélice no constituye un cambio brusco de forma
como el paso de una Pelton.
La siguiente figura representa una turbina Francis construida por la casa Escher-
Wyss (figura 1.4).
![Page 17: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/17.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
16
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
Figura 1.4.-Turbina Francis
1.- Caja espiral. Según las dimensiones de la turbina se construye de acero
colado, fundición, chapa roblonada o soldada u hormigón armado (solo o blindado
para evitar fugas)
2.- Distribuidor (véase figura 1.5). La caja espiral y el distribuidor dirigen el agua al
rodete con un mínimo de perdidas, y transforman parte de la energía en presión
en energía cinética. El distribuidor es de alabes orientables y sirve también para
reducir el caudal cuando la carga de la turbina disminuye, conservando el mejor
rendimiento posible, es decir; reduciendo a un mínimo las perdidas hidráulicas por
fricción y choque.
![Page 18: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/18.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
17
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
Figura 1.5.- Distribuidor Fink; a) Posición cerrada, b) Posición abierta
3.- Rodete. La figura 1.5.1 es una foto del rodete de una turbina Francis construida
por la casa Voith, de 5,38m de diámetro, Pa = 66.200kW, H= 40 m, construida
para la central de Managua Venezuela.
4.- Codo de entrada en el tubo de aspiración. El tubo de aspiración crea una
depresión a la salida del rodete. En efecto, despreciando las pérdidas en el tubo
de aspiración de la figura 1, la presión según la ecuación de Bernoulli va
aumentando desde la salida del rodete hasta la salida de la turbina, sección S.
S.- Sección de salida de la turbina. Esta sección sirve para definir la altura neta, H,
según las normas internacionales.
5.- Nivel inferior del salto.
![Page 19: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/19.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
18
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
Figura 1.5.1.- Rodete Francis
![Page 20: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/20.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
19
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
1.3.- TURBINA DE VAPOR
Es una maquina en la cual el fluido de trabajo que pasa a través del eje sale con
una menor cantidad de energía. La energía mecánica que se obtiene proviene de
la corriente del vapor y por otra parte la energía térmica que también se aprovecha
al momento de la expansión del vapor. Esta expansión es posible por la variación
del volumen específico del fluido que evoluciona en la máquina.
Figura 1.6.- Ciclo de vapor simple
El trabajo disponible en la turbina es igual a la diferencia de entalpia entre el vapor
de entrada a la turbina y el de salida.
El hecho de la utilización del vapor como fluido de trabajo se debe a la elevada
energía disponible por unidad de kg. de fluido de trabajo. En el caso del agua es
tres veces mayor que en el del aire de forma que para dos turbinas, una de vapor
y otra de gas con la misma potencia de salida se tiene que el gasto másico de la
turbina de vapor es tres veces menor que el de la turbina de gas.
![Page 21: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/21.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
20
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
Dada la gran diferencia que se debe obtener entre la presión de entrada y de
salida de la turbina es necesario producir esta expansión en distintas etapas
(escalonamientos) con el fin de obtener un mejor rendimiento de la operación.
Si sólo se realizase la expansión en una etapa las grandes deflexiones a que
tendría que estar sometido el fluido provocarían pérdidas inaceptables.
Las pérdidas en una turbina de n escalones no son iguales a la suma de las
pérdidas de n turbinas sino que son menores, ya que los escalones de la turbina
son capaces de recuperar parte de la energía degradada en el anterior escalón
para generar energía mecánica.
Sin embargo a medida que aumenta el número de escalonamientos la máquina se
encarece, por lo que hay que buscar un buen compromiso entre rendimiento y
costes.
Tipos de turbinas de vapor
La clasificación de las turbinas de vapor puede hacerse según la forma de
aprovechamiento de la energía contenida en el flujo de vapor (reacción o acción),
según el número de etapas (multietapa o monoetapa), según la dirección del flujo
de vapor (axiales o radiales), si existe o no extracción de vapor antes de llegar al
escape y por último por la presión de salida del vapor (contrapresión, escape libre
o condensación).
Una primera clasificación de las turbinas de vapor puede desarrollarse haciendo
referencia a movimiento de la corriente de vapor dentro de cuerpo de la turbina.
Según este criterio existen dos tipos de turbinas:
![Page 22: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/22.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
21
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
Turbina de flujo axial: Es el método más utilizado, el paso de vapor se realiza
siguiendo un cono que tiene el mismo eje que la turbina.
Turbina de flujo radial: El paso de vapor se realiza siguiendo todas las
direcciones perpendiculares al eje de la turbina.
Turbina con extracción de vapor: Se realiza en etapas de alta presión, enviando
parte del vapor de vuelta a la caldera para sobrecalentarlo y reenviarlo a etapas
intermedias. En algunas ocasiones el vapor también puede ser extraído de alguna
etapa para derivarlo a otros procesos industriales.
Turbina de contrapresión: La presión del vapor a la salida de la turbina es
superior a la atmosférica, suele estar conectado a un condensador inicial que
condensa al vapor, obteniéndose agua caliente o sobrecalentada, que permite su
aprovechamiento térmico posterior (figura 1.7).
En estas máquinas, la utilización de presiones elevadas implica la utilización de un
armazón doble, un mayor espesor de los conductos de alimentación y un elevado
número de puntos de estanqueidad.
![Page 23: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/23.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
22
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
Figura 1.7.- Sección de turbina de contrapresión
Turbinas de condensación: El vapor sale a una presión inferior a la atmosférica,
en este diseño existe un mayor aprovechamiento energético que a contrapresión,
se obtiene agua de refrigeración de su condensación. Este diseño se utiliza en
turbinas de gran potencia que buscan un alto rendimiento (figura 1.8).
![Page 24: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/24.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
23
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
Figura 1.8.-Sección de una turbina de condensación
Uso de las Turbinas de vapor
Las turbinas de vapor se emplean principalmente en las centrales eléctricas de
generación de energía eléctrica, cuyos componentes principales son:
Caldera: su función es la de generar el vapor necesario para el funcionamiento de
la turbina.
Turbina: es la encargada de utilizar la energía del vapor de la caldera y
transformarla en trabajo útil para mover un generador eléctrico.
Condensador: se emplea para condensar el vapor que sale de la turbina.
Bomba: usada para alimentar la caldera con el agua que proviene del
condensador
![Page 25: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/25.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
24
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
Las primeras turbinas de vapor del tipo industrial, fue la desarrollada por Laval
hace mediados del siglo XIX, la que aprovechaba la energía cinética del vapor
para impulsar un rotor que tenía una serie de paletas sobrepuestas sobre su
superficie mientras que el vapor era acelerado y guiado a través de una boquilla.
Posteriormente con el fin de mejorar su primer diseño, se colocaron varias
boquillas, tratando de cubrir en mejor forma el rotor.
En ambos diseños el vapor empleado se dispersaba en la atmósfera; para
recuperarlo se ideo una carcasa para así poderlo guiar hacia un condensador, a
su vez fue necesario variar la posición de las paletas en el rotor, ubicándolas en la
periferia del mismo para darle sentido axial al vapor y además la boquilla varió su
forma circular a arco de corona circular, llamándose ahora, alabes de tobera o
simplemente estator. Las paletas de rotor se conocen actualmente como alabes
móviles.
Al analizar el primer diseño de la turbina Laval, se observa que el principio de
funcionamiento es el empleo de la energía cinética del vapor que actúa
directamente sobre los alabes del rotor.
![Page 26: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/26.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
25
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
1.4.- HISTORIA Y ANTECEDENTES DE TURBINA DE GAS
H. Saravanamuttoo (1983) La idea del vuelo con aparatos propulsados por
reacción es mucha más antigua de lo que podemos suponer. Aún antes de que
Newton enunciara su famosísima ley, un filósofo alejandrino -Herón- la empleó
para hacer girar su "eolípila", una esfera hueca que recibía la presión del vapor
obtenido de una caldera (figura 1.9).
El vapor se producía en uno de los soportes del eje de la esfera y salía por dos
toberas tangenciales, cuya reacción originaba una fuerza que la obligaba a girar.
Si bien este dispositivo no pasó de ser un juguete con mucha inventiva, esbozó en
su tiempo uno de los descubrimientos más rentables de la humanidad. En cambio,
el que si pensó en la utilidad de las turbinas (del latín turbinis, remolino) para
producir trabajo fue el italiano Giovanni Branca, quien en 1629 ideo un dispositivo
para la molienda que se basaba en una rueda de paletas accionadas por un
chorro de vapor. El giro era transformado mecánicamente en movimientos
alternativos, y se lo aprovechaba para moler los granos en varios morteros.
Figura 1.9.- Turbina de gas desarrollado por Hero en 150 A.C.
![Page 27: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/27.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
26
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
La concepción de aparatos volantes basada en esta ley física estuvo dominada
durante siglos por el cohete de propelente sólido, un dispositivo muy espectacular
pero de escasa utilidad. La primera patente de una turbina de gas fue obtenida por
John Berber en 1792, pero al no ofrecer posibilidades prácticas su máquina no
prospero más allá del croquis. La utilización de estas estaba limitada a máquinas
donde su peso no importara (buques, locomotoras).
Sin embargo a fines del siglo pasado todavía algunos visionarios de la actividad
aérea se aventuraron a incluirla en sus diseños, entre ellos Ader y Henson, pero
no turbinas específicamente sino alternativas, que por entonces habían alcanzado
su máximo desarrollo.
A comienzos de este siglo con el advenimiento del motor de combustión interna, el
vuelo mecánico comenzó a desarrollare a pasos agigantados, lográndose los
mejores resultados con el propulsor de pistón de encendido eléctrico. Sin
embargo, paralelamente al desarrollo de esta planta de poder, no pocos
ingenieros e inventores dedicaban muchas horas y dinero al estudio de la
propulsión a reacción con fondos privados, pues ningún estado manifestó interés
en artefactos que estaban en franca desventaja con los que se producían por
entonces.
La primera turbina de gas realmente construida fue concebida por J.F. Stolze en
1872 a partir de una patente de Fernlhougs, y construida realmente entre 1900 y
1904. Constaba de un compresor axial multietapa, un intercambiador de calor que
precalentaba el aire antes de entrar en la cámara de combustión, utilizando los
gases de escape de la turbina para este fin, y una turbina de expansión multietapa
(figura 1.10). A pesar de lo genial del diseño, el poco éxito fue debido al bajo
rendimiento tanto del compresor como de la turbina, por las bajas relaciones de
![Page 28: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/28.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
27
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
compresión y la baja temperatura máxima alcanzada en función de los materiales
disponibles en la época.
Figura 1.10.- Turbina diseñada por Stolz en 1872. (A) Compresor axial multietapa; (B) Turbina de reacción multietapa; (C) Precalentador de aire de admisión con los gases de escape.
La relación de compresión era sin duda uno de los retos a superar para el
desarrollo de las turbinas, pues mientras no se consiguieran compresores eficaces
era imposible desarrollar turbinas con rendimientos que permitieran su desarrollo.
Los primeros turbocompresores axiales de rendimiento aceptable aparecen en
1926, A. A. Griffith establece los principios básicos de su teoría del perfil
aerodinámico para el diseño de compresores y turbinas, con el cual se llegó a la
conclusión de que se podían alcanzar altos rendimientos con pequeñas etapas
(baja relación de compresión) de compresores y es a partir de aquí cuando se
![Page 29: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/29.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
28
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
emprende el desarrollo de los compresores axiales. La teoría del perfil
aerodinámico expuesta por Griffith es sin duda un importante hito en el desarrollo
de las turbinas de gas tal y como las conocemos hoy en día, y gracias a los
conocimientos desarrollados por Griffith se consiguió desarrollar compresores y
turbinas de alto rendimiento.
Ya en 1903 la compañía General Electric comenzó a trabajar en serio para
desarrollar una turbina de gas funcional. Para los años 30 tanto Alemania como
Reino Unido habían logrado desarrollos funcionales de turbinas perfilándose como
medios de propulsión para aviones. A la cabeza de los diseños alemanes estaba
un joven ingeniero llamado Hans-Joachim Pabst von Ohain ayudado por otro
ingeniero experto en automoción, Max Hahn. Interesado por la tecnología de la
turbopropulsión, Ohain entro en contacto con Ernst Heinkel que le acogió en su
equipo encomendándole el desarrollo de un turborreactor a escala real en 1935.
En 1936 Stodola y Noack desarrollaron la llamada Caldera de Velox que producía
una potencia útil con un rendimiento aceptable.
Hasta 1937 todos los desarrollos de turbinas de gas tenían una finalidad industrial,
y no conseguían competir con los motores alternativos a pistón, debido siempre a
su bajo rendimiento máximo (20%). Pero sus características de bajo peso y
pequeño volumen hicieron que un poco antes del inicio de la segunda guerra
mundial comenzara el desarrollo de turbinas para uso aeronáutico
![Page 30: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/30.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
29
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
1.5.- HISTORIA Y ANTECEDENTES DE TURBORREACTORES
Aproximadamente en el siglo XIII los chinos tuvieron la idea de utilizar el principio
de reacción a gran escala en cohetes, aunque no fue hasta la segunda guerra
mundial donde la idea comenzó a ser una posibilidad más viable.
En la actualidad la turbina de gas es el método eficiente y usado en la aviación,
desplazando al motor reciproco desde la década de los 60s, apareciendo como
turbojet, turbofan, turboprop y turboshaft; la turbina de gas representa el más
grande avance tecnológico en la propulsión de la aviación.
Los primeros ensayos con reactores eran distintas combinaciones de toberas y el
empleo de gases de combustión. Hasta 1908 Rene Lorin intentó aprovechar, los
gases de escape de un motor de ciclo Otto pero la potencia obtenida era muy
inferior a la disponible en el eje del cigüeñal, por lo cual el mismo autor desechó la
idea, no obstante, Lorin obtuvo importantes conocimiento en la utilización de
toberas, que en 1913 le permitieron conseguir un dispositivo considerado
actualmente como el antecesor del moderno estator reactor.
A mediados de la primera guerra mundial otro francés, O. Morize y un británico H.
Harris, propusieron en forma independiente el empleo de un compresor accionado
mecánicamente en el que los gases de la combustión pasaban a través de una
tobera para obtener la fuerza propulsora deseada.
![Page 31: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/31.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
30
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
Cada uno por su lado, coincidieron en la utilización de un compresor para darle al
aire una cierta presión y su posterior inyección en una o varias toberas, al mismo
tiempo que se inflamaba el combustible atomizado. Entre las originalidades del
dispositivo de Harris debemos señalar que empleaba un compresor centrífugo y
estaba diseñado para quemar una gran variedad de combustible, entre ellos
carbono en polvo. Además contemplaba la posibilidad de orientar la salida de
gases, con el fin de contribuir al control de la aeronave, idea que resulto para su
tiempo revolucionaria.
En las décadas del ‘20 y del ‘30 proliferaron los intentos para obtener resultados
prácticos con estatoreactores y los pulsorreactores.
La aplicación de la turbina de gas basada en el ciclo Brayton a la propulsión aérea
se debe al ingeniero inglés Frank Whittle, quien en 1927 patentó la idea y la
propuso a la fuerza aérea inglesa. Una serie de expertos liderados por Alan Arnold
Griffith habían estudiado en los años anteriores las posibilidades técnicas de la
turbina de gas como medio de propulsión aérea, aunque su idea se basaba en
emplear el trabajo mecánico obtenido para accionar una hélice. Whittle, por el
contrario, proponía disponer de un ciclo Brayton tal que no se produjera ningún
trabajo mecánico neto, de manera que la turbina generara tan solo la energía
suficiente como para accionar el compresor. La propulsión se produciría, según él,
debido a la elevada velocidad de los gases a la salida de la turbina, formándose
un chorro propulsivo que generaría sobre el motor una fuerza de empuje.
La idea de Whittle fue planteada casi al mismo tiempo por el alemán Hans Von
Ohain. Durante la Segunda Guerra Mundial se produciría una frenética carrera
entre ambos bandos por el desarrollo de los primeros motores a reacción. Tras
![Page 32: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/32.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
31
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
ésta, la turbina de gas basada en el ciclo de Brayton pasaría a dominar como
sistema propulsivo de aeronaves, al tiempo que continuaría siendo aplicada dentro
de la industria de generación. Igualmente, tiene aplicación como motor marino, en
sistemas de bombeo, grandes maquinarias, entre otras, constituyendo en la
actualidad una de las máquinas más sofisticadas que existen.
Al emplear como fluido termodinámico el aire, el ciclo Brayton puede operar
a temperaturas elevadas, por lo que es idóneo para aprovechar fuentes térmicas
de alta temperatura y obtener un alto rendimiento termodinámico
En 1928 el inventor alemán Paul Schmidt investigo el proceso de combustión
intermitente, y fue quizás el primer estudioso de la propulsión de reacción que
recibió una financiación efectiva por parte del estado, subsidio que duro hasta el
final de la segunda guerra mundial y que retribuyo el gobierno alemán con la
puesta a punto de la planta de poder de las famosas V-1. Por aquel entonces,
Robert Goddard, Heman Oberth y otros escribían el primer capítulo de la era de
los cohetes, mediante el empleo de propelentes líquidos.
El primer hito importante en la historia de los turborreactores es la patente
concedida en enero de 1930 a un oficial de la RAP, Frank Whittle. En ella se
proponía el desarrollo de un motor de reacción provisto con un compresor axial-
centrifugo que era accionado por una turbina mediante los gases provenientes de
varias cámaras de combustión.
Este fue el primer motor de reacción concebido para remplazar al de pistón en la
propulsión de aviones. El proyecto Whittle era avanzado por lo que el ministerio
del aire y las empresas constructoras archivaron el diseño y no le presentaron
![Page 33: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/33.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
32
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
atención. Pero la voluntad de Whittle y sus seguidores dio como resultado la
creación de una compañía privada, la Power Jet, que con un capital de 2000 libras
esterlinas comenzó la fabricación del prototipo, que funciono con un relativo éxito
el 12 de abril de 1937. Sucesivos perfeccionamientos hicieron posibles que el
primer avión británico impulsado por un turborreactor realizara su primer vuelo el
15 de mayo de 1941.
En septiembre de 1937 el primer turborreactor alemán, el HeS-1, arrancó
utilizando como combustible hidrogeno gaseoso (Sistema poco viable). Unos
meses más tarde, patente ya la eficacia de la turbina, el RLM
(Reichsluftfahrtministerium, Ministerio del aire del tercer Reich) instó a los
principales fabricantes a que desarrollasen y mejorasen esa planta motriz para
adaptarla a vehículos aéreos.
Heinkel, estaba tan entusiasmado por el éxito de la turbina que para evitar los
retrasos de la burocracia no informo del proyecto al RML viéndose obligado a
costearlo todo de su propio bolsillo. Solicitó a Karl Schwarzler la construcción de
una célula para llevar esa novedosa planta motriz y de ahí nació el He 178 (figura
1.11). Se le adapto la nueva turbina HeS-3b que quemaba gasolina (Combustible
mucho más factible que el hidrógeno) y que equipaba un compresor centrifugo
ofreciendo 495 kilogramos de empuje estático.
![Page 34: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/34.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
33
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
Figura 1.11.-Avión a reacción "He-178"
El turborreactor iba encastrado dentro del fuselaje ubicando la toma de aire en el
morro y la tobera de salida en la cola, al estilo de los futuros cazas F-86 Sabre o
MiG-15 Fagot. El 27 de agosto de 1939 fue una fecha decisiva para la aviación; el
primer reactor, un He 178, emprendía el vuelo por sus propios medios con total
éxito. Solo hubo un par de incidentes, uno protagonizado por un tren de aterrizaje
defectuoso y otro causado por la ingesta de un pájaro por el sistema propulsor,
pero el objetivo fue cumplido con creces. 20 meses más tarde el prototipo ingles
Gloster E.28/39 alcanzó ese mismo objetivo.
![Page 35: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/35.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
34
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
Figura 1.12.- F-86 Sabre
Si bien los alemanes no tenían el nivel teórico de los ingleses en este campo, no
estuvieron sujetos a la miopía oficial que tuvo el proyecto de Whittle en los
primeros años. Poco antes del año 1935, un estudiante de física avanzada de la
universidad de Goettingen-Hans Von Ohain- se interesó en la propulsión de
aeronaves con turbinas de gas y obtuvo diversas patentes de ingenios similares al
motor Whittle. En aquellos años el constructor aeronáutico Ernest Heiniken
también evidencio interés en el diseño de un avión de alta velocidad, pues
conociendo las limitaciones del motor convencional y las hélices buscaban una
nueva planta motriz para sus proyectos.
Hacia 1936 Heiniken había apoyado con entusiasmo las ideas de Warner von
Praun en el sentido de que en un futuro cercano en cohete de propelente liquido
constituiría la planta motriz de todo avión que intentase superar los 700 km/h, lo
que se quiso demostrar con el He-176. Sin embargo, el escepticismo del Ministerio
![Page 36: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/36.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
35
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
del Aire Alemán y los sucesivos accidentes hicieron pensar a Heiniken que ya era
hora de buscar un proyecto menos mortífero para sus pilotos de prueba. Pero Von
Ohain decidió construir un motor que tendría como finalidad demostrarle al tipo
ese o a cualquier eventual detractor los principios de funcionamiento de la
reacción. El dispositivo lo realizo el mismo von Ohain a un costo de 50,000 marcos
de entonces y obtuvo resultados discretos, pues el empuje logrado fue de solo
249kg usando hidrogeno como combustible.
El primer motor fue ensayado en vuelo en 1938, un año después que el motor de
Whittle, suministrando menos empuje que el previsto, lo que obligo a incorporar
modificaciones que dieron como resultado la reducción del tamaño del compresor.
Más tarde, un motor de 360 kg, Heiniken He 5-3b, desarrollo 500 kg de empuje y
constituyo la planta de poder del H-178, con lo que el capitán Warsitz voló el 24 de
agosto de 1939. Este fue el primer vuelo realizado por un avión propulsado por
turborreactor, que luego de diversas pruebas alcanzo a desarrollar una velocidad
máxima de 700km/h.
Un año más tarde un caza experimental de la Heinkel el He-280 alcanzó los
800km/h. Impulsado por dos motores He-S-8A de 594kg. De empuje. Pero la 2a
Guerra Mundial ya había comenzado y el alto mando alemán auguraba que
finalizaría pronto, con la victoria germana asegurada.
Hitler había prohibido expresamente que ningún experimento distrajera los
esfuerzos de producción de los modelos que ya habían demostrado capacidad de
combate.
![Page 37: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/37.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
36
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
A pesar de esa negativa oficial para brindar apoyo a aquellos proyectos que
interfirieran con la producción establecida, a comienzos de la década del ‘40 el
programa de motores a reacción ya estaba establecido. Tanto en la Heinkel como
en la Junkers, Dairmer-Benz y BMW-Bramo había sendos programas destinados
al estudio e investigación de turborreactores para la aviación. Los ensayos
prosiguieron, hasta que en 1942 voló el prototipo del que luego sería el primer
caza con turbinas en entrar en combate, el Messerchmitt Me-262 (figura 1.13).
Figura 1.13.-Messerchmitt Me-262
Pero poco faltaba para que llegase la hora de la derrota del tercer Reich, y el
motor de reacción ocupo el honor de ser el último dispositivo técnico en el cual los
alemanes alentaron la esperanza de recuperar una superioridad que alguna vez
fue suya.
![Page 38: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/38.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
37
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
En las postrimerías de II Guerra Mundial los alemanes asombraron nuevamente al
mundo cuando en el otoño de 1944 apareció el primer caza de reacción construido
en serie -Me 262- provisto de dos turborreactores Jumo 004 de flujo axial y 900 kg
de empuje cada uno, que le permitían alcanzar una velocidad horizontal cercana a
los 900km/h. A partir de entonces comenzaron a manifestarse diversas tendencias
en la notable evolución que experimentaron estas plantas de poder.
El Rolls-Royce Avon fue el primer motor a reacción de flujo axial diseñado y
producido por Rolls-Royce. Introducido en 1950, se acabaría convirtiendo en uno
de los diseños de motor más exitoso después de la Segunda Guerra Mundial. Fue
utilizado en un gran número de aviones, tanto militares como civiles, dejando de
construirse tras veinticuatro años en 1974.
El motor fue creado como un experimento en motores de flujo axial, así como (si
tenía éxito) reemplazo natural del Nene de 5.000 lbf (22 kN) de empuje.
Originalmente conocido como el AJ.65 por Axial Jet, 6.500 lbf que fue diseñado
por Alan Arnold Griffith, el motor estaba desarrollado como un diseño de una sola
fase con un compresor de ocho y más tarde de diez etapas, con una compresión
de 150 lb/s (68 kg/s) y un radio de presión de 7,45. El desarrollo comenzó en 1945
y el primer prototipo fue construido en 1947. Su introducción fue relativamente
lenta debido a una serie de errores mínimos.
Los primeros Marks tenían ocho cámaras de combustión aunque más tarde los
Marks tenían una cámara de combustión única anular y un compresor de quince
etapas.
![Page 39: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/39.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
38
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
El motor comenzó a producirse finalmente en 1950, la versión original del
RA.3/Mk.101 proporcionaba 6.500 lbf (29 kN) de empuje en el English Electric
Canberra B.2. Algunas versiones similares fueron utilizadas en el Canberra B.6,
el Hawker Hunter y el Supermarine Swift. Aparecieron versiones mejoradas poco
después, la RA.7/Mk.114 producía 7.350 lbf en el de Havilland Comet C.2, el
RA.14/Mk.201 proporcionaba 9.500 lbf (42 kN) en el Vickers Valiant y el RA.26 de
10.000 lbf (44 kN) montado en el Comet C.3 y el Hawker Hunter F.6. Un de
Havilland Comet 4 con motores Avon efectuó el primer vuelo a reacción
transatlántico en 1958. Esta línea marcó su máximo con empujes de 12.690 lbf
(56.450 N) y 16.360 lbf (72.770 N) en post-combustión en los RA.29 Mk.301/2
(RB.146) utilizados en las últimas versiones del English Electric Lightning. Otros
aviones que utilizaron el Avon incluyen el de Havilland Sea Vixen y el Fairey Delta.
Figura 1.14.- Rolls-Royce Avon
![Page 40: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/40.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
39
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
El Avon fue también construido bajo licencia por Svenska Flygmotor como el
RA.3/Mk.109 llamado RM5, y una mejora del RA.29 llamada RM6 con 17.110 lbf
(76.110 N). El RM5 iba de motor del Saab Lansen, mientras que el RM6 fue la
planta de potencia principal del SAAB Draken.
En los Estados Unidos, el Avon fue utilizado para posibilitar el aterrizaje vertical
del Ryan X-13 Vertijet (en la forma de RA.28-49).
En Australia, el Avon fue utilizado por Commonwealth Aircraft Corporation para
motorizar a las variantes pesadas modificadas del F-86 Sabre, conocido como
el CA-27 Avon-Sabre.
A partir de los años ‘60 el uso del reactor se generalizó y en la década de los 70
prácticamente toda la aviación de gran potencia era impulsada por turbinas.
El desarrollo de la turbina de gas ha tenido históricamente, pues, tres obstáculos
que han dificultado y ralentizado su desarrollo:
- La relación de compresión del compresor y su rendimiento.
- La resistencia de los materiales para poder usar altas temperaturas en la
cámara de combustión y en las primeras etapas de la turbina.
- En menor medida, la dificultad para controlar todo el sistema de forma manual.
El desarrollo de la turbina de gas sólo ha sido posible tras desarrollar un
compresor axial a partir de la mejora de conceptos aerodinámicos, que han
permitido altas relaciones de compresión. El segundo de los pilares ha sido la
innovación tecnológica en el campo de los materiales, con el desarrollo de nuevas
aleaciones monocristal y recubrimientos cerámicos. Esto, unido un profundo
![Page 41: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/41.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
40
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
estudio de la refrigeración interior del alabe ha permitido alcanzar temperaturas
muy altas tanto en cámara de combustión como en las primeras ruedas de álabes.
La tercera de las claves ha sido el desarrollo de la informática. El empleo de
ordenadores ha permitido por un lado poder simular determinadas condiciones y
comportamientos, para así mejorar los diseños. Por otro, ha permitido desarrollar
sistemas de control que permiten de forma muy sencilla para el operador arrancar,
parar y vigilar los principales parámetros de operación de la máquina minuto a
minuto, y además pueden diagnosticar el estado técnico del equipo y predecir
futuros fallos.
![Page 42: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/42.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
41
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
CAPITULO II
MARCO TEÓRICO
Una Turbina de Gas es una máquina capaz de transformar la energía contenida
en un combustible en energía mecánica; en general las turbinas de gas constan
cuatro secciones básicas que son, sección de compresión, de combustión,
expansión y escape. El proceso que se lleva a cabo dentro de una turbina de gas
esta descrito por el ciclo termodinámico Joule-Brayton
Las modificaciones más usadas en la industria aeronáutica es el Turbofan, el cual
consiste en agregar al inicio del ciclo un ventilador el cual aumenta la velocidad del
aire que ingresa al compresor, generando una mayor eficiencia en el ciclo pues la
admisión de aire es mayor en comparación del la que sería al tomar el aire a una
velocidad cero ó la velocidad del aire de impacto (en el caso de los aviones al
encontrarse en movimiento) aunque también existen motores en los cuales el
ventilador se encuentra en la zona de expulsión de gases lo cual aumenta la
velocidad de los gases expulsados a la atmosfera generando un mayor empuje
![Page 43: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/43.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
42
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
2.1 CONCEPTOS BASICOS
TURBINAS. Son aquellas máquinas de trabajo cuyo fluido de trabajo sufre un
cambio de densidad considerable a través de su paso por la máquina.
Estas se suelen clasificar en dos subconjuntos distintos debido a sus diferencias
fundamentales de diseño:
Turbinas a Vapor: Su fluido de trabajo puede sufrir un cambio de fase durante su
paso por el rodete; este es el caso de las turbinas a mercurio, que fueron
populares en algún momento, y el de las turbinas a vapor de agua, que son las
más comunes.
Turbinas a Gas: En este tipo de turbinas no se espera un cambio de fase del
fluido durante su paso por el rodete.
También al hablar de turbinas térmicas, suele hablarse de los siguientes
subgrupos:
Turbinas a acción: en este tipo de turbinas el salto entálpico ocurre sólo en el
estator, dándose la transferencia de energía sólo por acción del cambio de
velocidad del fluido.
Turbinas a reacción: El salto entálpico se realiza tanto en el rodete como en el
estator, o posiblemente, sólo en rotor.
![Page 44: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/44.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
43
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
Igual de común es clasificar las turbinas por la presión existente en ellas en
relación a otras turbinas dispuestas en el mismo grupo:
Turbinas de alta presión: Son las más pequeñas de entre todas las etapas y son
las primeras por donde entra el fluido de trabajo a la turbina.
Turbinas de media presión.
Turbinas de baja presión: Son las últimas de entre todas las etapas, son las más
largas y ya no pueden ser más modeladas por la descripción Euleriana de las
turbomáquinas.
2.2.- GENERALIDADES DE TURBINA DE GAS
Basicamente podemos definir una turbina de gas como un motor rotativo de flujo
continuo que posee la característica de presentar una relación de peso potencia
baja y una velocidad de giro muy elevada
La velocidad de giro puede alcanzar hasta las 40000 RPM dependiendo de su
tamaño, lo cual puede ser aprovechado al utilizarse para propulsión a reacción o
también puede acoplarse a otra turbina de eje para su arranque.
![Page 45: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/45.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
44
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
Las turbinas de gas están compuestas por dos elementos principales que son:
El generador de gases
La unidad generadora de potencia
El generador de gases está formado por uno o más compresores, la cámara de
combustión donde se mezclará el combustible con el aire y donde tendrá lugar la
combustión, y la o las turbinas de expansión de gases, que en este caso solo
obtendrá la potencia necesaria para mover los compresores.
La unidad generadora de potencia es donde se obtendrá la potencia útil de la
máquina, dependiendo de la aplicación, será otra turbina de expansión de gases,
o bien, una tobera de propulsión.
En la actualidad, la turbina de gas se utiliza ampliamente, pues es capaz de
desarrollar muy elevadas potencias con un tamaño y peso contenidos, aunque sin
obtenerse rendimientos muy elevados, del orden de 25% máximo.
Las turbinas de gas orientadas a la propulsión a reacción se implementan en la
gran mayoría de aviones comerciales y militares, mientras que las turbinas de gas
orientadas a la generación de trabajo en un eje también se han utilizado en
buques, trenes, tanques, autobuses, camiones y coches y en los compresores de
gasoductos, pero tienen la utilización prioritaria como generadores de energía
eléctrica, bien sea para cubrir las puntas de demanda, gracias a su moderada
velocidad de puesta en marcha, bien sea en un ciclo combinado con una turbina
de vapor para cubrir demandas medianas con un elevado rendimiento u otras
![Page 46: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/46.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
45
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
configuraciones de cogeneración en las que existe un proceso de elevada
necesidad de calor, de modo que el gran caudal de gases de escape, una vez
aprovechado en la turbina de potencia, se utiliza para la generación de vapor o el
secado de un determinado proceso industrial.
El funcionamiento básico de una turbina de gas:
El aire ingresa al compresor donde aumenta parcialmente la presión y
temperatura, luego es llevado al difusor donde se produce el incremento final de
presión, el aire ingresa a la cámara de combustión donde se mezcla con el
combustible y se quema para incrementar la temperatura (y por lo tanto la energía
total contenida en el gas), luego es dirigido hacia el conjunto de alabes estatores
de la turbina (N.G.V., Next Gide Vane) estos tienen como misión dirigir el gas
hacia el disco de turbina con el ángulo correcto y además incrementar su
velocidad, luego el gas pasa por el disco de turbina donde parte de la energía que
contiene es extraída para mover el compresor (en las micro turbinas se extrae una
gran parte de la energía) al cual se encuentra unido por medio de un eje, el gas
deja la turbina con gran temperatura y velocidad pero es acelerado aún más en la
tobera de escape, el gas que sale a gran velocidad es el responsable de la
reacción que se conoce como "empuje" de la turbina.
Las turbinas no pueden arrancar por si solas, necesitan ser llevadas a un
determinado número de RPM para crear suficiente presión en el motor para
permitir el funcionamiento.
![Page 47: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/47.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
46
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
2.2.1.- CICLO TERMODINAMICO DE LAS TURBINAS DE GAS
(Mataix C. 1990) El modelo termodinámico de las turbinas de gas se fundamenta
en el ciclo de Brayton. A pesar de que se generaliza como ciclo termodinámico, en
realidad el fluido de trabajo no cumple un ciclo completo en las turbinas de gas ya
que este finaliza con una composición o en un estado diferente al que tenía
cuando inició los procesos. Algunos autores como Sonntag, Borgnakke y Van
Wylen, clasifican los procesos de una turbina a gas como de ciclo abierto. Las
turbinas de gas de ciclo abierto simple utilizan una cámara de combustión interna
para suministrar calor al fluido de trabajo y las turbinas de gas de ciclo cerrado
simple utilizan un proceso de transferencia para agregar o remover calor del fluido
de trabajo.
En 1 se toma aire ambiente. Este se comprime hasta 2 según una adiabática
(idealmente sin roce, normalmente una politrópica con roce) (figura 2.1).
Luego el aire comprimido se introduce a una cámara de combustión. Allí se le
agrega una cierta cantidad de combustible y este se quema. Al producirse la
combustión se realiza la evolución 2-3. Típicamente esta es isobárica (o casi
isobárica, pues se pierde un poco de presión por roce). Como a la cámara de
combustión entra tanto fluido como el que sale, la presión casi no varía. La
temperatura T3 es una temperatura crítica, pues corresponde a la mayor
temperatura en el ciclo. Además también es la mayor presión. Por lo tanto los
elementos sometidos a T3 serán los más solicitados.
A continuación viene la expansión de los gases hasta la presión ambiente. Esta
expansión la debemos dividir en dos fases. En la primera (de 3 a 3') el trabajo de
![Page 48: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/48.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
47
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
expansión se recupera en una turbina que sirve para accionar el compresor. En la
segunda fase (de 3' a 4) existen dos opciones:
Si entre 3' y 4 se instala una turbina, el trabajo de expansión se convierte en
trabajo mecánico. Se trata de un turbopropulsor o lo que comúnmente se llama
turbina a gas.
Si entre 3' y 4 se sigue con la expansión de los gases en una tobera, el trabajo de
expansión se convierte en energía cinética en los gases. Esta energía cinética
sirve para impulsar el motor. Se trata de un turborreactor o lo que comúnmente se
llama un motor a reacción.
Finalmente los gases de combustión se evacúan a la atmósfera en 4. (La 1 - 2).
Este proceso se puede suponer adiabático. Idealmente es sin roce, pero en
general es politrópica con roce.
![Page 49: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/49.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
48
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
Luego el aire comprimido a p2 pasa a la cámara de combustión. Allí se le agrega
una cierta cantidad de combustible el que se quema. Al quemarse la mezcla, la
temperatura de los gases sube hasta T3. La combustión es prácticamente
isobárica (evolución 2 - 3).
A continuación los gases calientes y a alta presión se expanden en la turbina T1.
Esta turbina acciona el turbocompresor por medio de un eje. La expansión en la
turbina es hasta las condiciones 3'. Idealmente es expansión adiabática sin roce,
pero en general es politrópica con roce (evolución 3 - 3').
Luego los gases de escape se siguen expandiendo a través de una segunda
turbina de potencia hasta alcanzar la presión ambiente (p4, evolución 3' - 4).Esta
turbina de potencia entrega trabajo al exterior. Típicamente el trabajo se usa para
Figura 2.1.-Diagrama P-V ciclo Joule/Brayton
![Page 50: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/50.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
49
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
accionar un generador o bien otro mecanismo (hélice en el caso de aviones con
turbopropulsor o aspas en un helicóptero) evolución 4-1 es virtual y corresponde al
enfriamiento de los gases hasta la temperatura ambiente (figura 2.2).
Figura 2.2.- Diagrama T-S ciclo Joule/Brayton
Si bien este ciclo se realiza normalmente como ciclo abierto, también es posible
realizarlo como ciclo cerrado. Es decir tener un fluido de trabajo que siga las
evoluciones del ciclo. Entre 2 y 3 se le aporta calor externo y entre 4 y 1 se le
extrae. También es posible realizarlo sin combustión interna, haciendo un aporte
de calor entre 2 y 3. Esto se ha hecho en algunos motores solares en que se
opera según un ciclo Brayton.
![Page 51: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/51.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
50
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
Un turbocompresor que toma el aire ambiente (a p1 y T1) y lo comprime hasta p2
(evolución 1 - 2). Este proceso se puede suponer adiabático. Idealmente es sin
roce, pero en general es politrópica con roce (figura 2.3).
Luego el aire comprimido a p2 pasa a la cámara de combustión. Allí se le agrega
una cierta cantidad de combustible el que se quema. Al quemarse la mezcla, la
temperatura de los gases sube hasta T3. La combustión es prácticamente
isobárica (evolución 2 - 3).
A continuación los gases calientes y a alta presión se expanden en la turbina T1.
Esta turbina acciona el turbocompresor por medio de un eje. La expansión en la
turbina es hasta las condiciones 3'. Idealmente es expansión adiabática sin roce,
pero en general es politrópica con roce (evolución 3 - 3').
Figura 2.3 Diagrama de bloques de un turbopropulsor
Luego los gases de escape se siguen expandiendo a través de una segunda
turbina de potencia hasta alcanzar la presión ambiente (p4, evolución 3' - 4).Esta
![Page 52: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/52.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
51
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
turbina de potencia entrega trabajo al exterior. Típicamente el trabajo se usa para
accionar un generador o bien otro mecanismo (hélice en el caso de aviones con
turbopropulsor o aspas en un helicóptero).
Este caso es similar al anterior hasta el punto 3'. La diferencia estriba en que de
allí en adelante, la segunda turbina es reemplazada por una tobera. El potencial
de presión de los gases de escape en 3' es convertido en energía cinética. Los
gases salen a C4 (figura 2.4).
Es decir el trabajo de expansión se convierte en energía cinética y los gases salen
del motor a gran velocidad, produciendo un empuje por efecto del principio de
acción y reacción.
Figura 2.4.- Diagrama de bloques de turborreactor
![Page 53: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/53.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
52
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
En el ciclo Brayton, el trabajo neto realizado por unidad de masa es la diferencia
entre el trabajo obtenido en la expansión y el trabajo invertido en la compresión, es
decir:
Para un gas ideal, el trabajo neto puede escribirse como:
𝑊𝑛𝑒𝑡 = 𝑊𝑡 − 𝑊𝑐
𝑊𝑛𝑒𝑡 = 𝑚𝐶𝑝𝑔(𝑇3 − 𝑇4) − 𝑚𝐶𝑝𝑎(𝑇2 − 𝑇1)
Y el calor de adición por unidad de masa será:
𝑞𝐴 = 𝑚𝐶𝑝𝑔(𝑇3 − 𝑇2)
Al igual que en el ciclo Ranking, la eficiencia térmica del ciclo Brayton es la
relación entre el trabajo neto desarrollado y el calor adicionado:
𝑛𝑡𝑒𝑟 =𝑊𝑛𝑒𝑡
𝑞𝐴
La eficiencia térmica del ciclo Brayton para un gas ideal puede escribirse como:
𝑛𝑡𝑒𝑟 =𝑚𝐶𝑝𝑔(𝑇3 − 𝑇4) − 𝑚𝐶𝑝𝑎(𝑇2 − 𝑇1)
𝑚𝐶𝑝𝑔(𝑇3 − 𝑇2)
![Page 54: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/54.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
53
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
2.2.2.- COMPONENTES PRINCIPALES DE UNA TURBINA DE GAS
Compresor:
El compresor se encuentra en la entrada del motor y se encuentra conectado al
disco de turbina por medio de un eje, el compresor puede ser de tres tipos
diferentes:
Axial:
La corriente de aire que atraviesa el compresor lo hace en el sentido del eje (de
ahí el nombre de axial), consta de varios discos giratorios (llamados etapas) en los
cuales hay una serie de "palas" (alabes), entre cada disco rotor hay un disco fijo
(estator) que tiene como función dirigir el aire con el ángulo correcto a las etapas
rotoras. El compresor axial es el más utilizado en las turbinas para aviación.
Tubo de cojinetes o pasaeje:
Es un elemento cilíndrico por cuyo interior pasa el eje de la turbina y además se
encarga de dar estructura al motor va fijado a la parte posterior del difusor y a la
parte delantera del conjunto N.G.V., en su interior se colocan los cojinetes que
soportan el eje estos deben tener adecuada refrigeración y lubricación para que
sobrevivan las tremendas velocidades de rotación a las que son sometidos.
Difusor:
Tiene como misión cambiar la velocidad de la corriente de aire que viene del
compresor para aumentar la presión. Consta de una serie de pasajes que se
![Page 55: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/55.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
54
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
ensanchan hacia atrás (conductos divergentes), el difusor es diferente según el
compresor sea axial o centrifugo.
Cámara de Combustión:
Es una de las partes más críticas de las turbinas, su diseño es crítico dado que la
temperatura de salida es fundamental así como la longitud de la cámara está
limitada por cuestiones de diseño, entonces esta parte debe ser diseñada con
sumo cuidado para permitir la completa combustión dentro de la longitud de la
misma.
Alabes guía de turbina ( N.G.V. Next Guide Vane):
Esta parte tiene como función aumentar la velocidad de la corriente de gas
caliente que sale de la cámara de combustión y dirigirla con el ángulo apropiado al
disco de turbina. Esta pieza es la más expuesta a altas temperaturas por lo tanto
se construyen en aleaciones inoxidables para alta temperatura, básicamente
consta de una serie de alabes "estatores" que se cierran hacia la parte trasera
(conducto convergente), también difieren si son para turbina radial o axial.
Disco de Turbina:
Es la parte encargada de extraer parte de la energía de la corriente de gas para
convertirla en movimiento, su única función es hacer rotar el compresor al cual se
encuentra unido por medio de un eje, la turbina se halla sujeta a elevadas
temperaturas y a elevadas cargas centrifugas que unido a la disminución de
resistencia del material por causa de la temperatura hacen que este sea el
![Page 56: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/56.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
55
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
elemento que más importancia tiene en cuanto a la elección de materiales, sin
excepción se utilizan aleaciones con elevado contenido de níquel y cromo. Existen
dos tipos de discos de turbina:
Los axiales: Son los más utilizados pues poseen excelentes características de
aceleración y un peso bastante reducido, su única contra es que deben respetarse
a estrictamente las temperaturas y velocidades máximas sino se corre el riesgo de
que el disco se "desintegre" literalmente.
Las radiales: Si bien se utilizan menos por ser bastante más pesadas y por lo
tanto tardan más en acelerar tienen la particularidad de ser muy robustas,
soportan más revoluciones a mayor temperatura.
Tobera de escape:
En esta parte los gases de escape son acelerados para aumentar el empuje
producido por la turbina, básicamente es un conducto cónico y algunas veces
también posee un cono interior
![Page 57: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/57.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
56
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
2.3.- CICLOS IDEALES DE PROPULSION POR REACCION
Cengel / M. A. Boles (2003) Los motores de turbinas de gas son muy usados para
impulsar aeronaves porque son ligeros, compactos y tienen una elevada relación
de potencia y peso. Las turbinas de gas para aviones operan en un ciclo abierto
llamado ciclo de propulsión por reacción. El ciclo de propulsión por reacción
ideal difiere del ciclo Brayton ideal en que los gases no se expanden hasta la
presión ambiente en la turbina. En cambio, se expanden hasta una presión tal que
la potencia producida por la turbina es suficiente tanto para accionar el compresor
como el equipo auxiliar, por ejemplo un generador pequeño y bombas hidráulicas.
Es decir, la salida de trabajo neto de un ciclo de propulsión por reacción en cero.
Los gases que salen de la turbina a una presión relativamente alta se aceleran en
una tobera para proporcionar el empuje que impulsa al avión (figura 2.5).También
las turbinas de gas para aviones operan a mayores relaciones de presión (por lo
común entre 10 y 25) y el fluido pasa primero a través de un difusor, donde se
desacelera y su presión de incrementa antes de entrar al compresor.
Los aviones son impulsados por la aceleración del fluido en la dirección opuesta
al movimiento. Esto se logra al acelerar ligeramente una gran masa de fluido
(motor accionado por una hélice) o al acelerar considerablemente una pequeña
masa del fluido (motor de reacción o turborreactor), o ambos procedimientos
(motor de turbohélice).
![Page 58: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/58.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
57
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
Figura 2.5.-Esquema simple de turbina de propulsión
El turborreactor es el tipo más antiguo de los motores de reacción de propósito
general. Son motores pertenecientes al grupo de las turbinas de ciclo abierto, con
la única diferencia que para llamarse turborreactor es indispensable que en él se
encuentre un compresor o turbocompresor, de ahí viene su prefijo “turbo”, hecho
que ocurre también con muchos de los coches con motores sobrealimentados.
El concepto fue desarrollado en motores prácticos a finales de los años 1930 de
manera independiente por dos ingenieros, Frank Whittle en el Reino Unido y Hans
Von Ohain en Alemania; aunque el reconocimiento de crear el primer turborreactor
se le da Whittle por ser el primero en concebir, describir formalmente, patentar y
construir un motor funcional. Von Ohain, en cambio, fue el primero en utilizar el
turborreactor para propulsar un avión.
Grandes compresores axiales o centrífugos llevan enormes volúmenes de aire a
una presión aproximada de 8 atmósferas para comprimirlos. Una vez que se
dispone del aire comprimido, se introduce en cámaras de combustión en las que
se quemará combustible de forma continua para proporcionar energía a ese aire.
![Page 59: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/59.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
58
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
El aire, a mayor presión y a mayor temperatura, se traslada hasta la turbina. Allí se
expande parcialmente y consigue la energía necesaria para mover el compresor.
Después, el aire pasa por la tobera de escape, donde se acelera hasta la salida,
de modo que la presión existente se transforme en velocidad. En este tipo de
motor la fuerza motora se obtiene gracias a la cantidad de movimiento generado.
El aire es lanzado hacia atrás haciendo que la nave se vea impulsada hacia
delante.
En aeronáutica se usa este tipo de motores porque permiten mucha más potencia
que los motores alternativos a igualdad de peso.
El ciclo de trabajo de este tipo de motores es el de Brayton, es similar al del motor
recíproco por contar con la misma disposición de los tiempos de trabajo (Admisión,
Compresión, combustión y Escape).Un turborreactor consiste en una entrada de
aire, un compresor de aire, una cámara de combustión, una turbina de gas (que
mueve el compresor del aire) y una tobera. El aire entra comprimido en la cámara,
se calienta y expande por la combustión del combustible y entonces es expulsado
a través de la turbina hacia la tobera siendo acelerado a altas velocidades para
proporcionar la propulsión.
El esquema de un turborreactor y el diagrama T-s del ciclo de un turborreactor
ideal se muestra en la figura 2.6. La presión de aire se eleva ligeramente cuando
este se desacelera en el difusor. Después el aire se comprime en el compresor y
se combina con el combustible en la cámara de combustión, donde la mezcla se
quema a presión constante. Los gases de combustión a alta presión y a alta
temperatura se expanden parcialmente en la turbina, entonces producen la
![Page 60: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/60.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
59
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
suficiente potencia para accionar el compresor y otros equipos. Finalmente, los
gases se expanden en una tobera hasta la presión ambiente y salen de la
maquina a alta velocidad.
En el caso ideal, el trabajo de la turbina se supone al trabajo del compresor.
Además, los procesos en el difusor, el compresor, la turbina y la tobera se
asumirán como isoentrópicos. En el análisis de los ciclos reales, sin embargo, las
irreversibilidades asociadas con estos dispositivos deben de ser consideradas. El
efecto de estas es para reducir el empuje que puede obtenerse de un
turborreactor.
Figura 2.6.- Componentes básicos de un propulsor a reacción
![Page 61: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/61.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
60
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
Figura 2.7.-Diagrama T-S ciclo de propulsor a reacción
El empuje desarrollado en un turborreactor es la fuerza desbalanceada que causa
la diferencia en la cantidad de movimiento en que el aire a baja velocidad entra al
motor y los gases de escape a alta velocidad salen de él; esto se determina de la
segunda ley de Newton. Las presiones en la entrada y la salida del turborreactor
son idénticas (la presión ambiente), por lo tanto el empuje neto desarrollado por el
motor es:
𝐹 = (�̇�𝑉)𝑠𝑎𝑙𝑖𝑑𝑎 − (�̇�𝑉)𝑒𝑛𝑡𝑟𝑎𝑑𝑎 = �̇�(𝑉𝑠𝑎𝑙𝑖𝑑𝑎 − 𝑉𝑒𝑛𝑡𝑟𝑎𝑑𝑎) (𝑁)
Donde Vsalida es la velocidad de salida de los gases de escape y Ventrada es la
velocidad de entrada del aire, ambas relativas al avión. Así, para una aeronave
que vuele en aire sin corrientes, V entrada es la velocidad de la aeronave. En
realidad, los flujos másicos de los gases a la salida y a la entrada del motor son
![Page 62: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/62.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
61
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
diferentes, pero la diferencia es igual a la rapidez de combustión del combustible.
Sin embargo, la relación de masa, aire y combustible utilizada en los motores de
propulsión a reacción es usualmente muy alta, lo que hace muy pequeña esta
diferencia. Así en la ecuación pasada se toma como el flujo másico del aire en el
motor. Un avión que vuela a velocidad constante utiliza el empuje para superar el
arrastre del aire y la fuerza neta que actúa sobre el cuerpo del avión es cero.
La potencia desarrollada a partir del empuje desarrollada por una maquina recibe
el nombre de potencia de propulsión, que es la fuerza de propulsión (empuje) por
la distancia en que esta fuerza actúa sobre el avión por unidad de tiempo, es decir,
el empuje multiplicado por la velocidad del avión.
�̇�𝑃 = (𝐹)𝑉𝑎𝑣𝑖𝑜𝑛 = �̇�(𝑉𝑠𝑎𝑙 − 𝑉𝑒𝑛)𝑉𝑎𝑣𝑖𝑜𝑛 (𝑘𝑊)
Figura 2.8.- Representación de Fuerza de Propulsión
El trabajo neto desarrollado por un turborreactor es cero. Por lo tanto, no es
posible definir la eficiencia de un turborreactor de la misma manera que para
motores de turbina de gas estacionarios. En lugar de eso se debe utilizar la
![Page 63: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/63.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
62
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
definición general de eficiencia, la cual es la relación de la salida deseada y la
entrada requerida. La salida deseada en un turborreactor es la potencia producida
para impulsar el avión, y la entrada requerida es el poder calorífico del
combustible. La relación de estas dos cantidades se llama eficiencia de propulsión
y está dada por:
𝑛𝑃 =𝑃𝑜𝑡𝑒𝑛𝑐𝑖𝑎 𝑑𝑒 𝑝𝑟𝑜𝑝𝑢𝑙𝑠𝑖ó𝑛
𝑇𝑎𝑠𝑎 𝑑𝑒 𝑒𝑛𝑡𝑟𝑎𝑑𝑎 𝑑𝑒 𝑒𝑛𝑒𝑟𝑔í𝑎=
�̇�𝑃
�̇�𝑒𝑛
La eficiencia de propulsión es una medida de qué tan eficientemente la energía
térmica liberada durante el proceso de combustión se convierte en energía de
propulsión. La parte remanente de la energía liberada se mostrara como la
energía cinética de los gases de escape relativa a un punto fijo sobre el suelo y
como un incremento en la entalpia del aire que sale de la máquina.
2.4.- MODIFICACIONES PARA MOTORES DE TURBORREACTOR
Tanto los motores accionados por hélice como los activados por propulsión por
reacción tienen sus propias ventajas y limitaciones, y se han hecho varios intentos
para combinar las características más deseables de ambos en uno solo. Algunas
de estas modificaciones son el turbohélice (turboprop) y el turbofan.
![Page 64: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/64.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
63
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
Un turbohélice (en inglés: turboprop) es un tipo de motor de turbina de gas que
mueve una hélice. Comparado con un turborreactor, los gases de escape apenas
contienen energía para producir un empuje significativo. En su lugar, se utilizan
para mover una turbina conectada a un eje. Aproximadamente un 90% del empuje
es producido por la hélice y el 10% restante por los gases de escape.
El turbohélice es un punto intermedio entre el motor alternativo y el turborreactor.
Sus condiciones de operación óptimas son entre 250 y 400 mph y entre 18000 y
30000 ft. Su consumo específico de combustible mínimo se encuentra a una
altitud entre 25000 ft y la tropopausa. Generalmente necesita unos dos tercios del
combustible usado por un turborreactor por pasajero.
Por este motivo, se usan principalmente en pequeños y medianos aviones
subsónicos, aunque algunas aeronaves más grandes como el Antonov An-70 o
el Airbus A400M también están equipados con turbohélices.
Existen variaciones de este tipo de motor; como lo pueden ser
Eje único
En los turbo hélice de eje único, la hélice está conectada al mismo eje que la
turbina a través de un engranaje reductor, debido a que su rendimiento máximo se
consigue a una velocidad de rotación muy inferior a la del motor.
Un importante requisito de este tipo de turbohélice es que el paso de la hélice
tiene que poder regularse de forma precisa (entre 8º y 12º) antes del arranque del
motor para disminuir la energía necesaria para moverla.
![Page 65: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/65.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
64
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
Turbina libre
En los turbo hélice de turbina libre existen al menos dos turbinas: una conectada a
la hélice y otra al compresor. Esta última gira a una velocidad casi constante,
independientemente del paso de la hélice y su velocidad, mientras que la primera
tiene su propio engranaje reductor.
La principal ventaja de la turbina libre es que reduce la carga de par motor durante
el arranque del motor, puesto que no es necesario mover la hélice y los
engranajes reductores, sino únicamente la turbina y el compresor.
Los turbo hélice tienen algunas ventajas respecto a los turborreactores:
La potencia disponible es en gran medida independiente de la velocidad de
avance de la aeronave, obteniendo más potencia en la fase inicial del despegue.
Se produce un fenómeno de rebufo tras la hélice que mejora la eficiencia del timón
de profundidad y del timón de dirección a bajas velocidades.
Son más eficientes a altitudes bajas y medias y a baja velocidad, consumiendo
aproximadamente un tercio menos de combustible por pasajero.
Responden de manera más rápida a las variaciones de potencia.
Pueden operar en pistas más cortas.
Sin embargo, tienen también algunos inconvenientes:
No son eficientes a velocidades altas (más de 450-500 kn).
Poseen un techo de operación mucho más bajo, lo que reduce la velocidad con
respecto al suelo.
![Page 66: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/66.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
65
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
El motor utilizado más ampliamente en la propulsión de aviones es el motor
turbofan (o ventirreactor), donde un gran ventilador accionado por una turbina
obliga a que una gran cantidad de aire circule por un ducto (cubierta) que rodea a
la máquina, como se muestra en las figuras siguientes. El escape del ventilador
sale del ducto a una velocidad más alta incrementando de manera considerable el
empuje total del motor. El motor turbofan se basa en el mismo principio que la
potencia, un gran volumen de aire que se mueve con más lentitud producirá más
empuje que un pequeño volumen de aire que se mueve rápidamente. El primer
motor turbofan comercial fue producido con éxito en 1955.
Figura 2.9.- Motor turbofan
![Page 67: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/67.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
66
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
Figura 2.10.-TurbofanPratt&Whitney
2.5.-TURBOFAN
A velocidades cercanas a Mach .8 los motores turboprop y turbojet comienzan a
tener una perdida en su eficiencia de propulsión, esto se debe a que esta
velocidad es muy alta para un turboprop y muy baja para el turbojet. En esta zona
es donde el turbofan exhibe una gran eficiencia a altas velocidades subsónicas,
por lo cual es muy importante para la aviación comercial, pero también lo es para
las aeronaves de combate por su eficiencia y bajo consumo de combustible.
![Page 68: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/68.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
67
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
Figura 2. 11.- Eficiencia de propulsión de turbofan, turboprop y turbojet
El motor de turbofan de un avión puede distinguirse del turborreactor menos
eficiente por la gruesa cubierta del gran ventilador. Todo el empuje del
turborreactor se debe a los gases de escape que salen del motor a
aproximadamente dos veces la velocidad del sonido. En un motor de turbofan los
gases de escape de alta velocidad se mezclan con el aire que tiene una velocidad
inferior lo cual resulta en una considerable reducción de ruido.
Nuevas técnicas de enfriamiento han originado incrementos considerables en las
eficiencias, permitiendo que las temperaturas del gas a la salida del quemador
alcancen valores superiores a 1500 oC, 100 oC por encima del punto de fusión de
los materiales de los alabes de turbina. Los motores de turbofan merecen la mayor
![Page 69: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/69.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
68
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
parte del crédito en el éxito de los jumbo jets que pesan casi 400 000 kg y son
capaces de transportar más de 400 pasajeros a distancias mayores a los 10,000
km con velocidades superiores a 950 km/h con menos combustible por pasajero y
distancia.
La relación entre el flujo másico de aire que se desvía por la cámara de
combustión y el del aire que fluye por ella recibe el nombre de relación de desvío.
Las primeras máquinas comerciales de alta relación de desvío tenían una relación
de desvío de 5. El aumento de esta relación en un motor de turbofan incrementa el
empuje, por eso tiene sentido eliminar la cubierta del ventilador ya que el resultado
es un motor de turbopropulsión, como el que se muestra en la siguiente figura.
Figura 2.12.-Motor turbohélice
Los motores de turbofan y de turbopropulsión difieren principalmente en sus
relaciones de desvío: 5 o 6 para un turbofan y de hasta 100 para los de turboprop.
![Page 70: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/70.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
69
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
Como regla general, las hélices son más eficientes que los motores de reacción
pero están limitados a una operación de baja velocidad y baja altura porque su
eficiencia disminuye a altas velocidades y altitudes. Los antiguos motores de
turborreactor (turbohélices) estaban limitados a velocidades cercanas a 0.62 mach
y a altitudes de aproximadamente 9200 m. Se espera que los nuevos motores de
turborreactor (propulfan) que están en desarrollo alcancen velocidades de 0.82
mach y altitudes de 12200 m. Se espera que los aviones comerciales de tamaño y
radio medio de acción, impulsados por propulfan, vuelen tan alto y tan rápido
como los aviones impulsados por turbofan y con menos combustible.
Otra modificación muy extendida en los aviones militares es la adición de una
sección de quemadores posteriores entre la turbina y la tobera. Siempre que surge
la necesidad de empuje adicional, como en aterrizajes cortos o condiciones de
combate, se inyecta combustible adicional dentro de los gases de combustión
ricos en oxigeno que salen de la turbina. Como resultado de esta adición de
energía, los gases de escape salen a una velocidad más alta y suministran un
empuje mayor.
Clasificación Turbofan de bajo índice de derivación: Posee entre uno y tres
ventiladores en la parte frontal que producen parte del empuje de la aeronave. Su
índice de bypass (desviación del flujo secundario de fluido) tiene un valor entre el
diez y sesenta y cinco por ciento del flujo primario, que es igual al cociente entre
las áreas de paso. Es normal que exista un carenado a lo largo de todo el
conducto del flujo secundario hasta la tobera del motor. En la actualidad se utilizan
mucho en aviación militar y en algunas aeronaves comerciales como el A340, el
MD 83 y el Fokker 100.
![Page 71: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/71.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
70
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
Turbofan de alto índice de derivación: Estos motores representan una generación
más moderna; la mayor parte del empuje motor proviene de un único ventilador
situado en la parte delantera del motor y movido por un eje conectado a la última
etapa de la turbina del motor. Al utilizarse sólo un gran ventilador para producir
empuje se origina un menor consumo específico de combustible y un menor ruido.
Lo que le hace muy útil para velocidades de crucero entre 600 y 900 km/h.
Algunas aeronaves comerciales siguen utilizando motores de bajo bypass (como
el JT8D).
Propfan, unducted fan y turbofan de índice de ultra-elevado de derivación (ultra
high bypass turbofan): Son la generación de motores turbofan que se está
experimentando. El Propfan resulta básicamente una mezcla entre un turbofan y
un turbohélice, siendo muy parecido al unducted fan que es un turbofan sin el
carenado externo y con mayor índice de derivación. El turbofan con índice de
derivación ultra-elevado es un proyecto similar con índices de derivación mayores
de 20 lo que permitirá menor consumo específico de combustible y gran reducción
de gases contaminantes.
![Page 72: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/72.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
71
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
CAPITULO III
PROCESO DE DESARROLLO
El G.E CF700 además de ser el primer turbofan utilizado en la aviación civil, es
uno de los motores que proveen grandes ventajas debido a su tamaño reducido,
bajo peso y gran capacidad de empuje proporcionado.
En particular este turbofan es de construcción sencilla pues cuenta con
únicamente 5 partes principales, 8 etapas de compresor de flujo axial, 2 etapas de
turbina unidas al compresor y un post ventilador de rotación libre de una sola
etapa
![Page 73: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/73.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
72
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
3.1.-ELECCION DE MOTOR Y AERONAVE
La investigación de campo dentro de empresas privadas y de gobierno llevó a la
conclusión de que uno de los aviones más usados en este campo son los Learjet,
Sabreliner, Jetstar y Falcon, estos contando con distintos modelos y años de
fabricación así mismo como distintos motores.
Debido a la gran historia y capacidad de la aeronave ha sido elegida entre estas
marcas mencionadas el Sabreliner 80, puesto que además de ser utilizado en el
campo de la aviación civil, es una aeronave que cuenta con un fuselaje y motor
por lo cual permite resistir giros bruscos y maniobras complicadas que cualquier
otro avión pequeño no podría aguantar, por lo cual es empleada por la Fuerza
Aérea Norteamericana como un avión de entrenamiento avanzado, además de ser
usado de la misma manera por el cuerpo de guardia costera del mismo país; lo
cual nos da una buena referencia sobre esta aeronave y la resistencia de sus
motores.
El motor del Sabreliner 80 A, es un General Electrics modelo CF-700 el cual es un
turbofan (el primer turbofan pequeño en construcción) con capacidad para otorgar
un gran empuje; este motor también es utilizado en otras aeronaves como el
Falcon 70 y el sabreliner 75 A.
Sabreliner Corporation tiene sus comienzos en el Air force 39 construido bajo
especificaciones militares rigurosas de fuerza y cualidades de vuelo así mismo
como un gran desempeño. En 1963 fue introducido el primer modelo jet privado
bajo estas mismas características el Sabreliner mod. 40.
Tiempo después el modelo del Sabreliner fue considerado uno de los mejores
aviones clase de negocios debido a su rapidez y comodidad otorgados por los
modelos fabricados; los pilotos gustan de volar en estas aeronaves debido a su
![Page 74: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/74.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
73
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
gran eficiencia y fácil maniobrabilidad y los pasajeros disfrutan de los amplios y
cómodos interiores del avión.
Figura 3.1.-Interior de Sabreliner 80
T1.- ESPECIFICACIONES DE LOS MODELOS DE SABRELINER
World's First
Twin-Engine Jet SABRE 40 SABRE 60 SABRE 75
ENGINES
Manufacturer Pratt & Whitney Pratt & Whitney Pratt & Whitney
Type JT12A-8 JT12A-8 JT12A-8
Thrust 3300 Lbs. 3300 Lbs. 3300 Lbs.
![Page 75: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/75.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
74
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
MAXIMUM WEIGHTS
Ramp (Max. Gross) 19,922 Lbs. 20,372 Lbs. 21,200 Lbs.
Take Off 19,612 Lbs. 20,172 Lbs. 21,000 Lbs.
Landing 17,500 Lbs. 17,500 Lbs. 21,000 Lbs.
Zero Fuel 12,800 Lbs. 13,800 Lbs. 14,300 Lbs.
PERFORMANCE
Range (45 min. Reserve, 6 PAX) 1650NM
(1900SM)
1650NM
(1900SM)
1300NM
(1497SM)
Max. Cruise Speed .80 Mach
459 Knots
.80 Mach
459 Knots
.80 Mach
459 Knots
Max. Operating Altitude 45,000 Ft. 45,000 Ft. 45,000 Ft.
Balanced Field Take Off Distance 4900 Ft. 5100 Ft. 5500 Ft.
Landing Distance at Max.
Landing Weight
2950 Ft. 2935 Ft. 3750 Ft.
Max. Usable Fuel 1063 Gal./
7122 Lbs.
1063 Gal./
7122 Lbs.
1101 Gal./
7377 Lbs.
![Page 76: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/76.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
75
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
World's First
Twin-Engine Jet SABRE 75A/80 SABRE 65
ENGINES
Manufacturer General Electric Honeywell
Type CF700-2D-2 TFE731-3R-1D
Thrust 4500 Lbs. 3700 Lbs.
MAXIMUM WEIGHTS
Ramp (Max. Gross) 23,000 Lbs. 24,000 Lbs.
Take Off 22,800 Lbs. 24,000 Lbs.
Landing 22,000 Lbs. 21,755 Lbs.
Zero Fuel 15,620 Lbs. 16,250 Lbs.
PERFORMANCE
Range (45 min. Reserve, 6 PAX) 1678NM
(1932SM)
2890NM
(3326SM)
Max. Cruise Speed .80 Mach
459 Knots
.81 Mach
465 Knots
Max. Operating Altitude 45,000 Ft. 45,000 Ft.
![Page 77: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/77.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
76
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
Balanced Field Take Off Distance 4460 Ft. 5450 Ft.
Landing Distance at Max.
Landing Weight
3450 Ft. 3345 Ft.
Max. Usable Fuel 1101 Gal./
7377 Lbs.
1317 Gal./
8824 Lbs.
La elección de los motores fue debido a que durante la investigación resulto ser un
motor muy utilizado en el medio de la aviación privada; además, de que este
modelo especifico de motores; es como ya se mencionó en primer modelo de
turbofan creado para aviones pequeños y de uso comercial, por lo cual es un poco
más sencillo obtener parámetros reales de vuelo sobre los motores ya con
overhaul.
El motor CF-700 turbofan pertenece al ramo de los afterfan utilizados en el
Rockwell Sabre 75 A y y 80 A, también fue requerido para el Dassault falcon 70,
hasta ahora en el mundo existen aproximadamente 400 motores CF700 en
operación alrededor del mundo, cuya experiencia nos da más de 10 millones de
horas de servicio.
El CF-700 fue el primer turbofan pequeño en el mundo que fue certificado por la
FAA (Federal Aviation Administration)
El CF-700 turbofan fue utilizado durante la expedición lunar en el programa Apolo
como unidad de poder para el vehículo lunar utilizado durante esta misión.
![Page 78: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/78.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
77
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
Figura 3.2.- Motor G.E C.F-700
3.2 DESCRIPCION DEL MOTOR
El motor General Electric CF-700 es un motor de jet a propulsión de flujo axial con
post ventilador (after fan). Está incorporado por 8 etapas de compresión de flujo
axial, que conduce a dos etapas de turbina a reacción, una sección anular de
combustión y un post ventilador de rotación libre de una sola etapa.
Los motores General Electric de la serie CF-700 son motores de flujo axial y
turbofan. Son compactos, de gran empuje y peso reducido, con solo 5 partes
principales, 8 etapas de compresor de flujo axial, 2 etapas de turbina unidas al
compresor y un post ventilador de rotación libre de una sola etapa. El motor es
![Page 79: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/79.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
78
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
controlado por un sistema de combustible Hidro-mecánico y una combinación de
purgas de aire geométricas.
Figura 3.3.- Secciones principales del motor CF700
![Page 80: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/80.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
79
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
Figura 3.4.- Motor CF-700 G.E
T 2.- GENERALIDADES GENERAL ELECTRIC CF-700
MODELO GENERAL ELECTRIC CF-700
TIPO TURBO FAN DE FLUJO AXIAL CON ROTOR
INDIVIDUAL
COMPRESOR 8 ETAPAS CON CONTROL ENTRE ETAPAS POR
PURGA DE AIRE.
RELACION DE PRESION 6.8:1
AFTER FAN 1 ETAPA, ROTOR DE LIBRE DESPLAZAMIENTO.
RELACION DE PRESION 1.6:1
ETAPAS DE TURBINA 2 ETAPAS
ROTACION MOTOR
COMPRESOR: SENTIDO HORARIO (VISTO DESDE
LA PARTE TRASERA DEL MOTOR)
FAN: SENTIDO ANTI HORARIO (VISTO DESDE LA
PARTE TRASERA DEL MOTOR)
TEMPERATURA GASES DE ESCAPE “VER GRAFICA” (FIGURA 3.5 Y 3.6)
![Page 81: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/81.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
80
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
Figura 3.5.-Temperaturas de Escape
![Page 82: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/82.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
81
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
Figura 3.6.-Temperaturas de Escape-EPR
![Page 83: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/83.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
82
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
T 3.- CARACTERISTICAS DEL MOTOR
CARACTERISTICAS DEL MOTOR
ETAPAS DE VENTILADOR 1
ETAPAS DE COMPRESOR 8
ETAPAS DE POTENCIA (TURBINA) 2
DIAMETRO MAXIMO (inches) 33
LONGITUD (inches) 77.5
PESO EN SECO (lb) 725-737
APLICACIONES AERONAVES Falcon 20, Sabreliner 75A y 80A
CONSUMO ESPECIFICO A LA
POTENCIA MAXIMA (galon)
0.643-0.652
MAXIMA POTENCIA AL NIVEL DEL MAR (lb)
DESPEGUE (Max 5 min) 4500
MAXIMO CONTINUO 4120
DIRECCION DE ROTACION (visto desde la parte trasera del motor)
ROTOR DE COMPRESOR Y
TURBINA
SENTIDO HORARIO
ROTOR DEL VENTILADOR SENTIDO ANTIHORARIO
VELOCIDAD RPM DURANTE DESPEGUE
MOTOR 101%
(16,700 RPM)
FAN 105%
(9,000 RPM)
![Page 84: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/84.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
83
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
Nota.- La longitud, así mismo como el peso; puede variar por los accesorios (en
caso de la longitud) que se agreguen al motor por modificaciones indicadas por el
fabricante.
“peso en seco” refiere a el peso bruto del motor; esto quiere decir, que no se
cuenta con accesorios ni aditamentos, únicamente el motor con sus secciones
correspondientes.
3.3.-DESCRIPCION DE LAS PARTES PRINCIPALES DEL MOTOR
SECCION DE COMPRESOR, DESCRIPCION Y GENERALIDADES
GENERALIDADES
La Sección del Compresor de la Turbina CF700 consta de un bastidor frontal del
compresor, una carcasa del estator del compresor, el rotor del compresor y los
montajes del bastidor central. En los siguientes párrafos se cubrirá una breve
descripción de su construcción y funcionamiento.
DESCRIPCIÓN
A. Bastidor Frontal del Compresor. El bastidor frontal del compresor (véase
figura 3.7) está fabricado de acero inoxidable y cuenta con una carcasa interna y
![Page 85: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/85.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
84
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
una carcasa externa, las cuales están unidas entre sí por quince soportes huecos.
Tres de los soportes son más largos y alojan los tubos de servicio del rodamiento
No. 1. El soporte No. 3 aloja el tubo de desahogo del cárter del rodamiento No.1;
el soporte No. 8 aloja el tubo de recuperación de aceite y el soporte No. 13 aloja el
tubo de admisión de aceite. Un tubo de drenaje se localiza en el soporte No. 9
para drenar el aceite que pueda derramarse al pasar el sello de carbón del
rodamiento No. 1.
La carcasa de rodamiento No. 1, que aloja la pista de rodamiento externa No. 1
está soldada en la parte posterior de la carcasa interna y está reforzado al frente
por tres anillos de refuerzo. El sello de carbón, el anillo exterior de la punta guía de
entrada, el anillo del sello y los montajes del colector están atornillados a la
carcasa de rodamiento No. 1.
La tapa del colector se encuentra atornillada al frente de la carcasa interna y
previene cualquier fuga de aceite del área de rodamiento y también funciona como
un dispositivo retenedor para la superficie de rodamiento externa del cojinete No.1.
El bastidor frontal también brinda un soporte a las quince puntas guía de entrada
variables de los álabes, las cuales se encuentran localizadas exactamente detrás
de cada soporte. Alrededor de la carcasa externa, el anillo actuador de la punta de
guía de entrada de los álabes se encuentra ensamblado y conectado a través de
un acoplamiento a los actuadores de las puntas guías variables. El movimiento del
pistón actuador es transmitido a través del acoplamiento al anillo de
accionamiento, el cual a su vez posiciona las guías.
![Page 86: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/86.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
85
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
B. Carcasa del Estator del Compresor. El montaje de la carcasa del estator del
compresor (véase Figura 3.7) es una unidad fabricada con una aleación de acero
chromoloy, partido y bridado a lo largo de la línea central horizontal. Siete etapas
de álabes fijos del estator se encuentran montadas en la superficie interna. Los
álabes están sujetados en segmentos, 12 por etapa, los cuales se encuentran
ensamblados circunferencialmente dentro de sus pistas que están torneadas
dentro del diámetro interior de las carcasas. Las llaves aseguramiento están
ensambladas en doble fila para prevenir la rotación de los segmentos de los
álabes. Los álabes de la primera y segunda etapa cuentan con anillos de refuerzo
sujetados a las uniones internas. Los anillos de refuerzo forman mitades fijas de
los sellos tipo laberinto interfásicos. Todas las partes están separadas en doble fila
horizontal para permitir el ensamble/desensamble de los medios revestimientos.
Los agujeros taladrados en las etapas 3, 4 y 5 de la carcasa permiten al aire del
compresor entrar a los distribuidores que se encuentran alrededor de la carcasa
del compresor. Los distribuidores dirigen el aire hacia los cuatro orificios de los
soportes elásticos de sangrado que están en la parte externa de las carcasas.
Cada soporte elástico cuenta con tres aberturas, una para cada una de las tres
etapas, en cada mitad de las carcasas. Dos actuadores de los álabes variables,
uno a las 10 en punto y uno a las 5 en punto, se encuentran montados en la
carcasa del compresor. Dos válvulas de descarga, una a las 3 en punto y una a
las 9 en punto, se encuentran montadas en los cojinetes de las aberturas de
sangrado de la carcasa del compresor. La unidad de encendido está montada en
![Page 87: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/87.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
86
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
la posición 12 en punto en los soportes que están sujetados en la parte frontal y
posterior de las bridas de la carcasa del compresor.
Figura 3.7.- Marco de la Carcasa Frontal
C. Rotor del Compresor. El montaje del rotor del compresor (véase figura 3.7) es
un rotor axial de 8 etapas. El rotor consta de un eje frontal del disco y un montaje
de álabes, siete etapas de discos y álabes, siete separadores, un eje motor
principal, sellos y partes externas. El eje frontal del disco es un montaje en una
sola pieza de un eje, un disco y un separador. La parte dentada del sello de aire
frontal tipo laberinto del compresor está unida al eje frontal.
![Page 88: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/88.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
87
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
Los álabes de la primera etapa están unidos al eje del disco de la primera etapa
con pernos y anillos de soporte. El resto de las etapas de álabes están unidas al
disco y sujetadas por los separadores. Los álabes de la primera y segunda etapa
están fabricados con material Greek Ascoloy y cubiertos con un revestimiento
resistente a la corrosión. El resto de los álabes, el disco y los separadores están
fabricados con material AM 355.
El eje motor principal está fabricado con material A-286 y está atornillado a la
parte posterior del disco de la etapa cuatro y a la brida interna del separador de la
tercera etapa. Dos ranuras externas en la parte posterior de la flecha con el piñón
de velocidad de despegue y el eje frontal del rotor de la turbina.
El rotor cuenta con un ducto de aire construido con material A-286, ensamblado
entre el disco de la etapa 3 y el disco de la etapa 4. El ducto brinda una pre
ionización positiva del sello de ceñida No. 1.
Los separadores de la primera y segunda etapa cuentan con sellos acanalados
tipo laberinto. Los sellos coinciden con los sellos herméticos de la primera y
segunda etapa del estator del compresor.
El sello de aire de la etapa 8 está montado en la parte posterior del disco de la
etapa 8, el cual es un sello tipo laberinto. Este sello está unido a un sello
estacionario en el bastidor posterior y controla el escape de aire del compresor, el
cual es entonces utilizado para preionización del colector.
![Page 89: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/89.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
88
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
D. Bastidor Central. El Bastidor central (véase Figura 3.8) es ya sea una pieza
fundida Iconel 718 (figura 3.8A), o fabricada de acero chromoloy y formada por
una carcasa interna y una carcasa externa, las cuales están unidas por seis
soportes huecos soldados en las aberturas de la carcasa. Los soportes No. 2 y
No. 6 descargan el aire de escape de la etapa 8 a través de las válvulas de
elevación montadas en los cojinetes del soporte. El soporte No. 3 aloja el tubo de
barrido del rodamiento No. 3 y el tubo de descarga del cárter.
Figura 3.8.-Conjunto del Estator del Compresor
El soporte No. 4 brinda un pasaje para el eje motor radial. El soporte No. 5 aloja el
tubo de provisión de aceite del rodamiento No. 2 y No. 3 y el tubo de barrido del
rodamiento No. 2. El soporte No. 1 no es utilizado durante la operación de la
turbina y es bloqueado.
![Page 90: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/90.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
89
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
El soporte del rodamiento No. 2 está alineado y atornillado al bastidor central y
apoya la parte frontal del alojamiento de la potencia extra (powertake-off - PTO) y
el soporte del sello de carbón del rodamiento. El montaje de transmisión de
potencia extra (PTO) está ensamblado en la carcasa PTO y transfiere la potencia
del eje motor principal de la turbina a través del eje motor radial al tren impulsor
accesorio.
![Page 91: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/91.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
90
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
Figura 3.8A.-Configuración del Armazón Principal
![Page 92: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/92.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
91
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
SECCION DE COMBUSTION, DESCRIPCION Y GENERALIDADES
GENERALIDADES
La sección combustión (figura 3.9), consta básicamente de la carcasa externa de
combustión, carcasa interna de combustión, camisa de combustión, el montante
número 3 y soporte, el sello de carbón número 3 y soporte, sello estacionario de
aire de la turbina, la protección del eje y el escudo del calor de combustión (equipo
opcional).
La tobera de la turbina de la primera etapa es mostrada en la sección de
combustión y no en la sección de la turbina. La descripción de la tobera de la
turbina de la primera etapa se menciona en la sección de la turbina.
Figura 3.9.-Sección de Combustión (sección caliente)
![Page 93: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/93.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
92
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
DESCRIPCION
A. Carcasa Externa de Combustión. La carcasa externa de combustión (13) es
una pieza, y está hecha de material chromoloy. Es un gran conjunto estructural,
atornillado en la parte frontal del bastidor central y en la parte posterior del estator
del compresor.
Una bujía de encendido se encuentra en cada una de las dos copas de encendido
(1) y a lo largo de la carcasa dentro de la camisa interior de combustión. Un
protector de aislamiento (opcional) está asegurado alrededor de la superficie
externa de la carcasa para proteger a los componentes de fuselaje del calor
excesivo.
B. Carcasa Interior de Combustión. La carcasa anular interna de combustión
(11) es una sola pieza que está fabricada de chromoloy. Al frente, está atornillada
a la carcasa interna del bastidor central y a la parte posterior, y sujeta el soporte
del rodamiento No. 3 (5). Se cuenta con orificios adicionales en la pestaña
posterior, los cuales forman conductos para que el aire pueda entrar al área de la
cámara del pistón.
C. Tubo de combustión. El tubo de combustión (12) consta de una sección
cubierta, una sección de cúpula, una coraza externa, una coraza interna, y la
coraza interna y externa y las pestañas interna y externa. Todos estos
componentes están soldados y remachados, que forman una sola pieza, la cual
![Page 94: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/94.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
93
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
está fabricada con material Hastelloy. El aire de la sección del compresor entra en
el tubo a través de las áreas perforadas designadas como agujeros guardacabo y
rejillas de ventilación. Los agujeros guardacabo dirigen el aire hacia el interior de
la sección caliente mientras que las rejillas de ventilación brindan capas límite de
aire a lo largo de la superficie interna del tubo para prevenir el calentamiento de
estas zonas. Se permite una expansión térmica libre del tubo gracias al siguiente
método de apoyo. Los doce espreas de combustible sobresalen dentro del tubo de
mezcla (2) y brindan un firme soporte en la parte frontal. En la parte posterior, la
pestaña externa está sujetada en su lugar por la junta de la carcasa de la turbina y
la carcasa exterior de combustión.
La pestaña interna está sujeta en su lugar por la unión de la carcasa interna de
combustión y la esprea de la primera etapa. Por lo tanto, el tubo está apoyado
principalmente por sus pestañas internas y externas al post ventilador. Igualmente
los agujeros separados en las pestañas externas dirigen el conducto del aire
relativamente frío desde la carcasa externa de combustión hasta las divisiones
huecas de la esprea de la primera etapa de la turbina (4).
D. Soporte del Rodamiento El soporte del rodamiento No. 3 está fabricado con
material Chromoloy y retiene el rodamiento exterior y el montaje de la caja o jaula
del rodamiento No. 3 (8); sujeta el montaje del rociador de aceite, el cual lubrica el
rodamiento No. 3; y también sujeta el soporte del sello No. 3. El soporte del sello
retiene el sello de aceite y el sello de aire interno de la turbina. El soporte del
rodamiento No. 3 y la pista delantera de la corona móvil de la primera etapa
turbina dan balance a la cámara de aire del pistón. El aire de las capas límites de
la carcasa interior de combustión entra en esta cámara y ejerce fuerza sobre la
cara de la corona móvil de la turbina para contrarrestar el empuje delantero del
rotor.
![Page 95: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/95.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
94
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
E. Shaft Shield. El Shaft Shield (3) está fabricado con acero inoxidable 321. La
pestaña delantera está atornillada al collarín del montaje de potencia de despegue
(PTO) y la pestaña posterior está atornillada al soporte del rodamiento No. 3 (5).
Este protege los tubos de aceite y el eje del motor del calor excesivo y conecta el
área de rodamiento No. 2 al área de rodamiento No. 3, los cuales forman un
colector de aceite.
SECCION DE TURBINA, DESCRIPCION Y GENERALIDADES
GENERALIDADES
La sección de la turbina consta de la carcasa de la turbina, anillos de refuerzo,
espreas y rotor (véase figura 3.10). La función primaria de la turbina es extraer
energía del aire caliente para impulsar el compresor.
![Page 96: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/96.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
95
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
Figura 3.10.-Sección de Turbina
DESCRIPCION
A. Carcasa de la Turbina. La carcasa de la turbina es una caja anular fabricada
de acero, con una separación y pestaña a lo largo de su línea central horizontal.
Los rodamientos dentro de la carcasa sirven como montajes para los anillos de
refuerzo de la primera y segunda etapa de la turbina y para las espreas de la
segunda etapa de la turbina. Ninguno de los salientes externos admiten los
pernos anti-rotación, los cuales cierran la esprea de la segunda etapa a la
carcasa.
![Page 97: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/97.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
96
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
El motor CF-700-2D y el -2D-2 cuentan con conductos de aire de enfriamiento
para brindar aire adicional de enfriamiento para el área del rociador de la segunda
etapa e incluso tienen ranuras adyacentes a los canales para disminuir el escape.
B. Anillos de refuerzo de la Turbina. El anillo de refuerzo de la primera etapa de
la turbina CF-700-2C es un anillo sólido de refuerzo de metal; el anillo de refuerzo
de la segunda etapa es un anillo panal. Cada anillo de refuerzo consta de cuatro
segmentos entrelazados, los cuales se deslizan dentro de las pistas montadas 1
que se encuentran dentro de la carcasa de la turbina. Los anillos de refuerzo de la
primera y segunda etapa de la turbina CF-700-2D y -2D-2 son anillos panal
llenados con Bradelloy. Cada etapa de anillos consta de cuatro segmentos
entrelazados, los cuales se deslizan en las pistas montadas dentro de la carcasa
de la turbina.
C. Espreas de la Turbina. La esprea de la primera etapa consta de una banda
externa unida a una banda interna por medio de divisiones huecas radialmente
posicionadas y soldadas en su lugar. La banda externa tiene una pestaña con
agujeros para los tornillos que aseguran y unen la carcasa externa de combustión,
el rociador de la primera etapa y la carcasa de la turbina. Una brida interna de
soporte, soldada a la banda interna, está atornillada al soporte del rodamiento
número tres y a la carcasa interna de combustión. El rociador de la segunda etapa
consta de una banda externa unida a una banda interna por medio de divisiones
soldadas y está partido de forma horizontal. La banda externa está montada en
pistas dent9ro de la carcasa de la turbina. La pestaña de la banda interna sujeta
en una posición estacionaria el sello interfásico de la turbina en el CF-700-2C. El
sello interfásico de la turbina CF700-2D y -2D-2 consta de 6 segmentos
![Page 98: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/98.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
97
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
atornillados a la pestaña interna del rociador de la segunda etapa. Ambos modelos
de turbina emplean un sello tipo de construcción tipo panal.
D. Rotor de la Turbina. Los principales componentes del montaje del rotor de la
turbina son: dos montajes de corona móvil de la turbina, un montaje de sello
interfásico de la turbina, un montaje de anillo de torsión y carcasa estándar (véase
figura 3.11). La corona móvil de la primera etapa de la turbina es integral con un
eje internamente estriado, el cual soporta el montaje completo en el eje conductor
del motor. Los álabes de la turbina están insertados en ensambladuras en colas
de milano alrededor de la circunferencia de la corona móvil y se encuentran
sujetados en su lugar con bandas de seguridad. Los deflectores se encuentran
insertados entre las raíces de los álabes de la turbina para prevenir cruce de flujos
de las carcasas y reducir la vibración. El anillo tipo laberinto del sello interno está
remachado a la cara frontal de la corona móvil de la primera etapa. Una tuerca de
seguridad y una arandela sujetan el sello de contacto deslizante No. 3 y la pista
de rodaje interior del rodamiento No. 3. El montaje del anillo de torsión está
montado en la parte posterior de la corona móvil de la primera etapa. Los tornillos
que aseguran este montaje también aseguran el anillo tipo laberinto del sello
externo de la cara frontal de la corona móvil de la primera etapa. El montaje del
anillo de torque engancha las dos coronas móviles de la turbina y cuenta con un
deflector integral con agujeros que permiten la conducción de aire de enfriamiento.
El sello interfásico del motor CF-700-2C de la turbina está sujetado con pins, los
cuales se alojan en la banda interna ranurada de la esprea de la segunda etapa (el
sello para el CF-700-2D y para el 2D-2, está atornillado a la esprea de la segunda
etapa).
![Page 99: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/99.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
98
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
La porción tipo panel de este sello soporta el anillo de torque para el sellado. La
porción tipo laberinto del sello es integral con el anillo de torque.
Figura 3.11.- Conjunto de Rotor de Turbina
![Page 100: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/100.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
99
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
3.4.-TIEMPOS DE VIDA DE PARTES GIRATORIAS DEL MOTOR
1.- GENERAL.
A.- La FAA ha aprobado el servicio y ciclos de vida para partes giratorias
instaladas en motores G.E de aviación CF-700-2C,-2D y 2D turbofan.
B.- Las partes giratorias de todos los motores de turbina tienen algún tiempo límite
de servicio. Estas partes son críticas debido a que la falla repentina podría poner
en peligro la integridad estructural del motor.
Estas piezas cuando son sometidas a largos y/o repetidos esfuerzo pueden
presentar fallas debido a la fatiga de los materiales, estas fallas son debidas al
número de ciclos que han experimentado durante su funcionamiento.
Los ciclos de tensión en las partes giratorias de los motores de turbina son
resultado de los cambios de velocidad y temperatura que ocurren durante el
funcionamiento normal del mismo. Por lo tanto, los ciclos y límite de vida
proporcionan al operador un medio de seguimiento de la vida útil de diferentes
piezas para que puedan ser retiradas de servicio antes de una posible falla por
fatiga.
![Page 101: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/101.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
100
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
Estos límites de vida se suelen expresar en términos de ciclos u horas y pueden
relacionarse directamente con el número de ciclos de fatiga que ocurre durante la
operación del motor.
Los límites de vida de las partes críticas de las partes rotativas se establecen a
través de análisis y pruebas.
Los ciclos acumulados se comparan con los límites de vida para determinar si el
material afectado es todavía serviciable y ninguno de los componentes debe ser
autorizado a permanecer en servicio una vez que el límite de vida del mismo se ha
cumplido.
2.- Requisitos.
A.-Definiciones.- Un ciclo es definido como un vuelo consistente con
potencia de aceleración de despegue, despegue y aterrizaje con o sin el uso de
reversas debido a que este no afecta la cuenta de los ciclos pertinentes.
Otros procedimientos y operaciones afectan los tiempos de vida en partes
giratorias como son las siguientes.
1) Un arranque en vuelo realizado para entrenamiento de pilotos cuenta
como un ciclo para todas las partes giratorias del motor.
2) Cada vuelo (despegue y aterrizaje) cuanta como un ciclo
independientemente de si los motores fueron apagados entre el
despegue siguiente.
![Page 102: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/102.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
101
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
3) Encendido y apagado de motor para revisiones operacionales,
mantenimiento en tierra y taxeo, no cuentan como ciclos.
4) Ciclos parciales como los siguientes deben de ser contados si se
producen en más de un 10% del total de vuelos realizados o estén
sujetos a condiciones que aceleren el uso de LFC (Low Cicle
Fatigue)
a.- Un aterrizaje sin apagar el motor seguido de vuelo cuenta
como 1/6 de ciclo para cada parte giratoria del motor.
b.- Un toque y despegue o “irse al aire” (aborto de aterrizaje)
cuenta como 1/6 de ciclo para cada parte giratoria.
c.- Misiones de menos de 15 minutos de duración (incluyendo
el tiempo de funcionamiento antes del despegue) se consume el eje del ventilador
el doble que en una misión de mayor duración.
*Para información sobre el tiempo de vida de cada uno de los componentes
generales del motor dirigirse al apéndice A donde encontrara copia del manual de
servicios del motor CF-700-2D en la sección referida a:
-Componentes del rotor del ventilador.
-Componentes del rotor del compresor.
-Componentes del rotor de turbina.
![Page 103: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/103.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
102
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
CAPITULO IV
ANÁLISIS GENERAL Y
COMPARACIÓN DE DATOS
Se realizaron análisis termodinámicos en condiciones reales con datos obtenidos
directamente en campo durante la carrera de despegue y se comparó con los
análisis realizados con datos obtenidos de manuales en las mismas condiciones
indicadas (temperatura y altitud).
Una vez obtenidos todos los resultados necesarios se realizo la comparación de
eficiencia, trabajo del motor y trabajo de la turbina, además de llevarse a cabo
cálculos en condiciones que el fabricante prohíbe operar, buscando lograr una
mayor eficiencia térmica del motor.
![Page 104: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/104.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
103
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
4.1.- CARACTERISTICAS AL DESPEGUE
Aquí se muestran las características al despegue y preparaciones debidas al
mismo mostrando la información y gráficas necesaria para obtener la distancia de
rodaje en tierra para alcanzar una altura mínima de 35 pies y la trayectoria de
vuelo hasta los 1500 ft.
El rendimiento al despegue es afectado por un gran número de variables como
temperatura, altitud, peso bruto y viento; así como, con presurización de cabina
encendida o apagada; uno o dos de los motores en operación, superficie de la
pista y pendiente.
CONFIGURACION DE EPR PARA DESPEGUE ESTATICO
Un despegue estático según la relación de presión del motor (EPR) que se
muestra en la tabla, indica las EPR requeridas para el despegue en cualquier
temperatura ambiente a cualquier altitud. Este gráfico es para usarse con la
presurización de cabina encendida pero el factor de corrección esta agregado para
cuando este sistema se encuentre apagado. La temperatura indicada en el
instrumento del tubo pitot no debe de ser utilizada para calcular la EPR; se debe
de solicitar la temperatura ambiente a la torre de control.
DISTANCIA DE DESPEGUE -DOS MOTORES EN OPERACION-
Las tablas de despegue normal (2 motores) proveen una distancia total de rodaje
para operación normal con flaps en 0 Grados y 60%. Las tablas también pueden
ser usadas para reducir la carrera de despegue usando flaps en 0 y 60%.
![Page 105: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/105.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
104
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
Use la carta de la izquierda con la temperatura del aire del aeropuerto y proceda a
la derecha para obtener la distancia total de frenado.
T 4.- DATOS SEGÚN FABRICANTE
CARACTERISTICAS OBTENIDAS DURANTE DESPEGUE *
PESO DEL AERONAVE 20,000 LB
TEMP. EXTERIOR 20 oC
ALTITUD 3700 msnm
EPR 5.2- 5.4
% POTENCIA 101%
VEL. GENERADA 134 km/h
PPH 22-25 PPH X 100
% FUNCIONAMIENTO DEL FAN 0
*Estos datos son obtenidos a través de tablas proporcionadas por el mismo
fabricante.
T 5.- DATOS REALES EN LA CIUDAD DE MEXICO
CARACTERISTICAS OBTENIDAS DURANTE DESPEGUE **
PESO DEL AERONAVE 20,000 LB
TEMP. EXTERIOR 20 oC
ALTITUD 3700 m snm
EPR 5.4
![Page 106: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/106.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
105
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
% POTENCIA 101% hasta 102%
VEL. GENERADA 140 kmh
PPH 25- 30 PPH X 100
% FUNCIONAMIENTO DEL FAN 0
**Estas características con reales a la altura de la ciudad de México con una
temperatura promedio de 20 C obtenidas de un motor con 800 hrs de vuelo
después un overhaul.
4.2- ANALISIS SOBRE LA EFICIENCIA TERMICA DEL MOTOR NUEVO EN
CONDICIONES REALES.
4.2.1.-CICLO JOULE-BRAYTON IDEAL
T1= 20 oC = 293 K
Altitud= 3700 msnm = .63 Atm = .64
bar
𝜋= 6.8
![Page 107: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/107.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
106
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
Tomando en cuenta que de 1 a 2 se tiene un proceso adiabático donde ∆𝑆1-2 = 0
𝜋 = 𝑃2
𝑃1= 6.8
T3 = 800 oC = 1073 K
Índice adiabático del aire
CpCv= 𝛾=1.4
Sabiendo que el proceso de P2 a P3 es a presión constante.
(𝑃2
𝑃1)
𝛾−1
𝛾
𝑃2𝑃1𝛾 − 1𝛾 = 𝑇2
𝑥 = 𝛾−1
𝛾 = 0.285
𝑃2
𝑃1= 𝜋𝑃2 = 𝑃1𝜋 = (. 64𝑏𝑎𝑟)(6.8) = 4.352𝑏𝑎𝑟 ; 𝑷𝟐 = 𝟒. 𝟑𝟓𝒃𝒂𝒓
Para obtener T2s de un proceso de compresión isoentrópica.
𝑇2𝑠= 𝜋𝑥𝑇1 = (6.8.285)(293 𝐾) = 505.97 𝐾
![Page 108: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/108.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
107
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
𝑻2s=𝟓𝟎𝟓.𝟗𝟕 𝑲
De 3 a 4 existe un proceso de expansión
P3 = 4.35bar = P2
𝑇4𝑠
𝑇3= (
1
𝜋𝑥) → 𝑇4𝑠
= 𝑇3 (1
𝜋𝑥) = (1073 𝐾) (
1
6.8.285)
𝑻𝟒𝒔= 𝟔𝟐𝟏. 𝟑𝟒 𝑲
Calculando el Calor suministrado Qsum
𝑄𝑠𝑢𝑚 = ℎ3 − ℎ2𝑠
𝑄𝑠𝑢𝑚 = 𝐶𝑝(𝑇3 − 𝑇2𝑠)
𝑄𝑠𝑢𝑚 = (1.0034𝐾𝐽
𝐾𝑔 𝐾) (1073 𝐾 − 505.97 𝐾)
𝑸𝒔𝒖𝒎 = 𝟓𝟔𝟖. 𝟗𝟓 𝑲𝑱
𝑲𝒈
El Calor Rechazado 𝑄𝑟𝑒𝑐ℎ
𝑄𝑟𝑒𝑐ℎ = 𝐶𝑝(𝑇4𝑠− 𝑇1)
![Page 109: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/109.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
108
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
𝑄𝑟𝑒𝑐ℎ = ℎ4𝑠− ℎ1
𝑄𝑟𝑒𝑐ℎ = (1.0034𝐾𝐽
𝐾𝑔 𝐾) (621.34 𝐾 − 293 𝐾)
𝑸𝒓𝒆𝒄𝒉 = 𝟑𝟐𝟗. 𝟒𝟓 𝑲𝑱
𝑲𝒈
Para calcular el Trabajo del Compresor Wcomp
𝑊𝑐𝑜𝑚𝑝 = (ℎ2𝑠− ℎ1)
𝑊𝑐𝑜𝑚𝑝 = 𝐶𝑝(𝑇2𝑠− 𝑇1)
𝑊𝑐𝑜𝑚𝑝 = (1.0034𝐾𝐽
𝐾𝑔 𝐾) (505.97 𝐾 − 293 𝐾)
𝑾𝒄𝒐𝒎𝒑 = 𝟐𝟏𝟑. 𝟕𝟎𝑲𝑱
𝑲𝒈
Calculando el Trabajo de la Turbina Wturb
![Page 110: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/110.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
109
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
𝑊𝑇𝑢𝑟𝑏 = (ℎ3 − ℎ4𝑠)
𝑊𝑐𝑜𝑚𝑝 = 𝐶𝑝(𝑇3 − 𝑇4𝑠)
𝑊𝑐𝑜𝑚𝑝 = (1.0034𝐾𝐽
𝐾𝑔 𝐾) (1073 𝐾 − 621.34 𝐾)
𝑾𝑻𝒖𝒓𝒃 = 𝟒𝟓𝟑. 𝟏𝟗𝑲𝑱
𝑲𝒈
𝑊𝑚𝑜𝑡𝑜𝑟 = 𝑊𝑡𝑢𝑟𝑏 − 𝑊𝑐𝑜𝑚𝑝 = 453.19𝐾𝐽
𝐾𝑔− 213.70
𝐾𝐽
𝐾𝑔
𝑾𝒎𝒐𝒕𝒐𝒓 = 𝟐𝟑𝟗. 𝟓𝟎 𝑲𝑱
𝑲𝒈
Rendimiento térmico
h= 𝑊𝑚𝑜𝑡𝑜𝑟
𝑄𝑠𝑢𝑚 =
239.5𝐾𝐽
𝐾𝑔
568.95𝐾𝐽
𝐾𝑔
= 0.42
h=42%
Eficiencia de Carnot
𝑄𝑠𝑢𝑚 − 𝑄𝑟𝑒𝑐ℎ
𝑄𝑠𝑢𝑚=
568.95𝐾𝐽
𝐾𝑔− 329.45
𝐾𝐽
𝐾𝑔
568.95𝐾𝐽
𝐾𝑔
= 0.42
![Page 111: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/111.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
110
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
4.2.2.- CICLO JOULE-BRAYTON REAL
𝑃1 = 0.8 𝑎𝑡𝑚 = 0.64 𝑏𝑎𝑟
𝑇1 = 20℃ = 293°𝐾
𝜋 = 6.8
𝑇2 = 277℃ = 550 𝐾
hcom=𝑊𝑖𝑠𝑜𝑒𝑛𝑡𝑟𝑜𝑝𝑖𝑐𝑜
𝑊𝑟𝑒𝑎𝑙=
ℎ2𝑠−ℎ1
ℎ2−ℎ1=
𝐶𝑝(𝑇2𝑠−𝑇1)
𝐶𝑝(𝑇2−𝑇1)=
(505.97 𝐾−293 𝐾)
(550 𝐾−293 𝐾)= 0.82
hcom=82%
hturb=𝑊𝑟𝑒𝑎𝑙
𝑊𝑖𝑠𝑜𝑒𝑛𝑡𝑟𝑜𝑝𝑖𝑐𝑜=
ℎ3−ℎ4
ℎ3−ℎ4𝑠
=𝐶𝑝(𝑇3 −𝑇4)
𝐶𝑝(𝑇3−𝑇4𝑠)=
(1073 𝐾−648 𝐾)
(1073 𝐾−621.34 𝐾)= 0.94
![Page 112: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/112.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
111
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
hturb=94%
Calculando el Calor suministrado Qsum
𝑄𝑠𝑢𝑚 = ℎ3 − ℎ2
𝑄𝑠𝑢𝑚 = 𝐶𝑝(𝑇3 − 𝑇2)
𝑄𝑠𝑢𝑚 = (1.0034𝐾𝐽
𝐾𝑔 𝐾) (1073 𝐾 − 550 𝐾)
𝑸𝒔𝒖𝒎 = 𝟓𝟐𝟒. 𝟕𝟕 𝑲𝑱
𝑲𝒈
Calor Rechazado 𝑄𝑟𝑒𝑐ℎ
𝑄𝑟𝑒𝑐ℎ = 𝐶𝑝(𝑇4 − 𝑇1)
𝑄𝑟𝑒𝑐ℎ = ℎ4 − ℎ1
𝑄𝑟𝑒𝑐ℎ = (1.0034𝐾𝐽
𝐾𝑔 𝐾) (648 𝐾 − 293 𝐾)
𝑸𝒓𝒆𝒄𝒉 = 𝟑𝟓𝟔. 𝟐𝟎𝟕 𝑲𝑱
𝑲𝒈
![Page 113: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/113.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
112
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
Para calcular el Trabajo del Compresor Wcomp
𝑊𝑐𝑜𝑚𝑝 = (ℎ2 − ℎ1)
𝑊𝑐𝑜𝑚𝑝 = 𝐶𝑝(𝑇2 − 𝑇1)
𝑊𝑐𝑜𝑚𝑝 = (1.0034𝐾𝐽
𝐾𝑔°𝐾) (550 𝐾 − 293 𝐾)
𝑾𝒄𝒐𝒎𝒑 = 𝟐𝟓𝟕. 𝟖𝟕𝑲𝑱
𝑲𝒈
Calculando el Trabajo de la Turbina Wturb
𝑊𝑇𝑢𝑟𝑏 = (ℎ3 − ℎ4)
𝑾𝒕 = 𝑪𝒑(𝑻𝟑 − 𝑻𝟒)
𝑾𝒕 = (𝟏. 𝟎𝟎𝟑𝟒)(𝟏𝟎𝟕𝟑°𝑲 − 𝟔𝟒𝟖°𝑲)
𝑾𝑻𝒖𝒓𝒃 = 𝟒𝟐𝟔. 𝟒𝟒𝑲𝑱
𝑲𝒈
![Page 114: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/114.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
113
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
𝑊𝑚𝑜𝑡𝑜𝑟 = 𝑊𝑡𝑢𝑟𝑏 − 𝑊𝑐𝑜𝑚𝑝 = 426.44𝐾𝐽
𝐾𝑔− 257.87
𝐾𝐽
𝐾𝑔= 168.55
𝐾𝐽
𝐾𝑔
𝑾𝒎𝒐𝒕𝒐𝒓 = 𝟏𝟔𝟖. 𝟓𝟓 𝑲𝑱
𝑲𝒈
Rendimiento térmico
h= 𝑊𝑚𝑜𝑡𝑜𝑟
𝑄𝑠𝑢𝑚 =
168.55𝐾𝐽
𝐾𝑔
524.77𝐾𝐽
𝐾𝑔
= 0.32
h=32%
Eficiencia de Carnot
𝑄𝑠𝑢𝑚 − 𝑄𝑟𝑒𝑐ℎ
𝑄𝑠𝑢𝑚=
524.77𝐾𝐽
𝐾𝑔− 356.207
𝐾𝐽
𝐾𝑔
524.77𝐾𝐽
𝐾𝑔
= 0.32
Graficando el rendimiento térmico h
ℎ = 𝑊𝑚
𝑄𝑠𝑢𝑚=
𝑄𝑠𝑢𝑚 − 𝑄𝑟𝑒𝑐ℎ
𝑄𝑠𝑢𝑚=
(ℎ3 − ℎ2𝑠) − (ℎ2𝑠
− ℎ1)
(ℎ3 − ℎ2𝑠)
ℎ = 1 −(ℎ4𝑠
− ℎ1)
(ℎ3 − ℎ2𝑠)
= 1 −𝐶𝑝(𝑇4𝑠
− 𝑇1)
𝐶𝑝(𝑇3 − 𝑇2𝑠)
![Page 115: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/115.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
114
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
ℎ = 1 −𝑇1 (
𝑇4𝑠
𝑇1− 1)
𝑇2𝑠(
𝑇3
𝑇2𝑠
− 1)
Sabiendo que
𝑃4 = 𝑃1 ; 𝑃3 = 𝑃2
𝑇2𝑠
𝑇1= (
𝑃2
𝑃1)
𝑥
→→ (𝑃3
𝑃4)
𝑥
=𝑇3
𝑇4𝑠
𝑠𝑖 𝑠𝑎𝑏𝑒𝑚𝑜𝑠 𝑞𝑢𝑒 𝑇2𝑠(
𝑇3
𝑇2𝑠
− 1)
𝑇2𝑠
𝑇1=
𝑇3
𝑇4𝑠 →
𝑇4𝑠
𝑇1=
𝑇3
𝑇2𝑠 ∴ ℎ = 1 −
𝑇1
𝑇2𝑠
Por lo tanto
𝒉 = 𝟏 −𝟏
𝝅𝒙
![Page 116: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/116.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
115
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
𝜋 η
0 0
10 0,4811
20 0,574
30 0,62
40 0,65
50 0,67
60 0,688
70 0,702
80 0,713
90 0,722
100 0,73
Grafica 4.1 Rendimiento térmico real
0
0.1
0.2
0.3
0.4
0.5
0.6
0.7
0.8
0 10 20 30 40 50 60 70 80 90 100
η
ΔΠ
![Page 117: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/117.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
116
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
4.3.- TRABAJO DE EXPANSION (Wturbina)
𝑊𝑡𝑢𝑟𝑏𝑖𝑛𝑎𝑠= ℎ3 − ℎ4𝑠 = 𝐶𝑝(𝑇3 − 𝑇4𝑠) = 𝑊𝑡𝑢𝑟𝑏𝑖𝑛𝑎𝑠
𝑊𝑡𝑠 = 𝐶𝑝𝑇3 (𝑇1 −1
𝜋𝑥)
𝜋 T3= 1173 K T3=1273 K T3=1373 K
10 566.366 614.65 662.933
20 675.825 733.44 791.056
30 730.517 792.795 855.073
40 765.663 830.937 896.211
50 791.007 858.442 925.878
60 810.551 879.652 948.752
70 826.301 896.745 967.188
80 839.396 910.956 982.516
90 850.54 923.05 995.56
100 860.197 933.53 1006.864
![Page 118: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/118.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
117
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
Grafica 4.2 Trabajo de expansión (Trabajo turbina)
0
500
1000
1500
2000
2500
3000
10 20 30 40 50 60 70 80 90 100
Wt
π
1373 K
1273 K
1173 K
![Page 119: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/119.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
118
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
4.4.- TRABAJO NETO (Wmotor)
𝑊𝑚𝑠 = 𝑊𝑡 − 𝑊𝑐
𝑊𝑚 = 𝐶𝑝𝑇3 (1 −1
𝜋𝑥) − 𝐶𝑝𝑇1(𝜋𝑥 − 1)
𝜋 873 K 973 K 1073 K
0 0 0 0
5 151.288627 188.23569 225.182753
10 148.960554 197.287466 245.614379
15 129.119064 183.132022 237.144981
20 106.617183 164.284011 221.950839
25 84.2426842 144.544403 204.846121
30 62.702158 125.035761 187.369364
35 42.1573242 106.128382 170.099439
40 22.6006908 87.9331761 153.265661
45 3.97076308 70.4618526 136.952942
![Page 120: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/120.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
119
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
Grafica 4.3 Trabajo Neto (Trabajo motor)
0
50
100
150
200
250
300
0 10 20 30 40 50
W motor
π
873 K
973 K
1073 K
![Page 121: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/121.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
120
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
4.5.- ANALISIS SOBRE LA EFICIENCIA TERMICA DEL MOTOR CON DATOS
OBTENIDOS DEL FABRICANTE
4.5.1.- CICLO JOULE-BRAYTON REAL (SEGÚN DATOS FABRICANTE)
𝑃1 = 0.8 𝑎𝑡𝑚 = 0.64 𝑏𝑎𝑟
𝑇1 = 20℃ = 293°𝐾
𝜋 = 6.8
T2 = 270 oC = 543 K
hcom=Wisoentropico
Wreal=
h2s-h1
h2-h1=
Cp(T2s-T1)
Cp(T2-T1)=
(505.97 K-293 K)
(543 K-293 K)= 0.86
hcom=86%
hturb=Wreal
Wisoentropico=
h3-h4
h3-h4s
=Cp(T3 -T4)
Cp(T3-T4s)=
(1073 K-640 K)
(1073 K-621.34 K)= 0.95
hturb=95%
![Page 122: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/122.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
121
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
Calculamos el Calor suministrado Qsum
𝑄𝑠𝑢𝑚 = ℎ3 − ℎ2
𝑄𝑠𝑢𝑚 = 𝐶𝑝(𝑇3 − 𝑇2)
𝑄𝑠𝑢𝑚 = (1.0034𝐾𝐽
𝐾𝑔°𝐾) (1073 𝐾 − 543 𝐾)
𝑸𝒔𝒖𝒎 = 𝟓𝟑𝟏. 𝟖𝟎 𝑲𝑱
𝑲𝒈
Calculamos el Calor Rechazado 𝑄𝑟𝑒𝑐ℎ
𝑄𝑟𝑒𝑐ℎ = 𝐶𝑝(𝑇4 − 𝑇1)
𝑄𝑟𝑒𝑐ℎ = ℎ4 − ℎ1
𝑄𝑟𝑒𝑐ℎ = (1.0034𝐾𝐽
𝐾𝑔°𝐾) (640 𝐾 − 293 𝐾)
![Page 123: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/123.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
122
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
𝑸𝒓𝒆𝒄𝒉 = 𝟑𝟒𝟖. 𝟏𝟕 𝑲𝑱
𝑲𝒈
Para calcular el Trabajo del Compresor Wcomp
𝑊𝑐𝑜𝑚𝑝 = (ℎ2 − ℎ1)
𝑊𝑐𝑜𝑚𝑝 = 𝐶𝑝(𝑇2 − 𝑇1)
𝑊𝑐𝑜𝑚𝑝 = (1.0034𝐾𝐽
𝐾𝑔°𝐾) (543 𝐾 − 293 𝐾)
𝑾𝒄𝒐𝒎𝒑 = 𝟐𝟓𝟎. 𝟖𝟓𝑲𝑱
𝑲𝒈
Calculando el Trabajo de la Turbina Wturb
𝑊𝑇𝑢𝑟𝑏 = (ℎ3 − ℎ4)
𝑾𝒕 = 𝑪𝒑(𝑻𝟑 − 𝑻𝟒)
![Page 124: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/124.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
123
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
𝑾𝒕 = (𝟏. 𝟎𝟎𝟑𝟒)(𝟏𝟎𝟕𝟑°𝑲 − 𝟔𝟒𝟎°𝑲)
𝑾𝑻𝒖𝒓𝒃 = 𝟒𝟑𝟒. 𝟒𝟕𝑲𝑱
𝑲𝒈
𝑊𝑚𝑜𝑡𝑜𝑟 = 𝑊𝑡𝑢𝑟𝑏 − 𝑊𝑐𝑜𝑚𝑝 = 434.47𝐾𝐽
𝐾𝑔− 250.85
𝐾𝐽
𝐾𝑔= 183.62
𝐾𝐽
𝐾𝑔
𝑾𝒎𝒐𝒕𝒐𝒓 = 𝟏𝟖𝟑. 𝟔𝟐 𝑲𝑱
𝑲𝒈
Rendimiento térmico
h= 𝑊𝑚𝑜𝑡𝑜𝑟
𝑄𝑠𝑢𝑚 =
183.62KJ
Kg
531.80KJ
Kg
=0.34
h=34%
Eficiencia de Carnot
𝑄𝑠𝑢𝑚 − 𝑄𝑟𝑒𝑐ℎ
𝑄𝑠𝑢𝑚=
531.8𝐾𝐽
𝐾𝑔− 348.17
𝐾𝐽
𝐾𝑔
531.80𝐾𝐽
𝐾𝑔
= 0.34
h=34%
Graficando el rendimiento térmico h
ℎ = 𝑊𝑚
𝑄𝑠𝑢𝑚=
𝑄𝑠𝑢𝑚 − 𝑄𝑟𝑒𝑐ℎ
𝑄𝑠𝑢𝑚=
(ℎ3 − ℎ2𝑠) − (ℎ2𝑠
− ℎ1)
(ℎ3 − ℎ2𝑠)
![Page 125: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/125.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
124
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
ℎ = 1 −(ℎ4𝑠
− ℎ1)
(ℎ3 − ℎ2𝑠)
= 1 −𝐶𝑝(𝑇4𝑠
− 𝑇1)
𝐶𝑝(𝑇3 − 𝑇2𝑠)
ℎ = 1 −𝑇1 (
𝑇4𝑠
𝑇1− 1)
𝑇2𝑠(
𝑇3
𝑇2𝑠
− 1)
Sabemos que
𝑃4 = 𝑃1 ; 𝑃3 = 𝑃2
𝑇2𝑠
𝑇1= (
𝑃2
𝑃1)
𝑥
→→ (𝑃3
𝑃4)
𝑥
=𝑇3
𝑇4𝑠
𝑠𝑖 𝑠𝑎𝑏𝑒𝑚𝑜𝑠 𝑞𝑢𝑒 𝑇2𝑠(
𝑇3
𝑇2𝑠
− 1)
𝑇2𝑠
𝑇1=
𝑇3
𝑇4𝑠 →
𝑇4𝑠
𝑇1=
𝑇3
𝑇2𝑠 ∴ ℎ = 1 −
𝑇1
𝑇2𝑠
Por lo tanto
𝒉 = 𝟏 −𝟏
𝝅𝒙
![Page 126: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/126.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
125
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
ΔΠ η
0 0
10 0,4811
20 0,574
30 0,62
40 0,65
50 0,67
60 0,688
70 0,702
80 0,713
90 0,722
100 0,73
Grafica 4.4. Rendimiento térmico ideal
0
0.1
0.2
0.3
0.4
0.5
0.6
0.7
0.8
0 10 20 30 40 50 60 70 80 90 100
η
ΔΠ
![Page 127: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/127.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
126
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
4.5.2.- TRABAJO DE EXPANSION IDEAL (Wturbina)
𝑊𝑡𝑢𝑟𝑏𝑖𝑛𝑎𝑠= ℎ3 − ℎ4𝑠 = 𝐶𝑝(𝑇3 − 𝑇4𝑠) = 𝑊𝑡𝑢𝑟𝑏𝑖𝑛𝑎𝑠
𝑊𝑡𝑠 = 𝐶𝑝𝑇3 (𝑇1 −1
𝜋𝑥)
𝜋 Wt
0 0
10 493.94127
20 589.402983
30 637.101309
40 667.752383
50 689.855593
60 706.900384
70 720.636437
80 732.056996
90 741.776136
100 750.19802
![Page 128: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/128.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
127
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
Grafica 4.5. Trabajo de expansión según fabricante (Trabajo turbina)
0
100
200
300
400
500
600
700
800
0 20 40 60 80 100 120
Wt
π
1023 K
![Page 129: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/129.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
128
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
4.5.3.-TRABAJO NETO (Wmotor)
𝑊𝑚𝑠 = 𝑊𝑡 − 𝑊𝑐
𝑊𝑚 = 𝐶𝑝𝑇3 (1 −1
𝜋𝑥) − 𝐶𝑝𝑇1(𝜋𝑥 − 1)
𝜋 873 K
0 0
5 151.288627
10 148.960554
15 129.119064
20 106.617183
25 84.2426842
30 62.702158
35 42.1573242
40 22.6006908
45 3.97076308
![Page 130: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/130.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
129
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
Grafica 4.6.Trabajo motor según datos del fabricante
0
50
100
150
200
250
0 10 20 30 40 50
Wmotor
π
1023 K
![Page 131: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/131.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
130
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
4.6.-COMPARACION TERMODINAMICA.
En la siguiente grafica mostramos el trabajo en relación a la temperatura T3 y la
relación de compresión del motor. Podemos ver que en condiciones reales con un
motor con pocas horas de uso y un overhaul a una T3=973 K es menor a la que
los datos que maneja el fabricante debería estar operando (T3=1023 K)
Grafica 4.7 Trabajo Neto Comparativo
0
50
100
150
200
250
300
0 10 20 30 40 50
W motor
π
873 K
973 K
1073 K
1023 K
![Page 132: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/132.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
131
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
CONDICIONES REALES CONDICIONES IDEALES
hcomp=82% hcomp=86%
hturb=94% hturb=95%
Wcomp=257.87 KJ/Kg Wcomp=250.85 KJ/Kg
Wturb= 426.44 KJ/Kg Wturb= 434.47 KJ/Kg
Wmot= 168 KJ/Kg Wmot= 183 KJ/Kg
htermica= 32% htermica= 34%
hcarnot= 32% hcarnot= 34%
TRABAJO NETO (CONDICIONES NO PERMITIDAS POR EL FABRICANTE)
En el siguiente análisis se realizaron cálculos completamente teóricos a
temperaturas más elevadas de lo que permite el fabricante operar puesto que
excede los límites operacionales del motor.
Las temperaturas fueron arriba de los 1073 K que son permisibles para la
operación segura del motor.
Todos los demás datos surgieron de los cálculos y condiciones anteriormente
mencionados.
![Page 133: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/133.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
132
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
𝜋 1173 K 1273 K 1373 K
0 0 0 0
5 262.129816 299.076879 336.023942
10 293.941291 342.268203 390.595115
15 291.15794 345.170899 399.183857
20 279.617666 337.284494 394.951322
25 265.14784 325.449559 385.751277
30 249.702967 312.03657 374.370172
35 234.070496 298.041553 362.012611
40 218.598147 283.930632 349.263117
45 203.444032 269.935121 336.426211
Grafica 4.8 Trabajo motor excediendo teorico
0
50
100
150
200
250
300
350
400
450
0 10 20 30 40 50
Wmotor
π
1173 K
1273 K
1373 K
![Page 134: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/134.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
133
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
Grafica 4.8.1 Trabajo Neto Comparativo
0
50
100
150
200
250
300
0 10 20 30 40 50
W motor
π
873 K
973 K
1073 K
1023 K
![Page 135: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/135.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
134
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
CONCLUSIONES
Al llevar a cabo todos los cálculos podemos mostrar la diferencia en los datos que
se obtuvieron, que aunque la diferencia en las temperaturas es de únicamente
50 K las gráficas nos presentan que el trabajo máximo que podría ejercer dicho
motor está cerca de los 200 KJ/Kg, mientras que según las condiciones
presentadas por el fabricante dicho trabajo puede llegar hasta los 220 KJ/Kg, lo
cual nos indica que después de un overhaul el motor no recupera al 100% su
eficiencia ni características iníciales.
CONDICIONES REALES DESPUES
DE UN OVERHAUL
CONDICIONES IDEALES MOTOR
NUEVO
hcomp=82% hcomp=86%
hturb=94% hturb=95%
Wcomp=257.87 KJ/Kg Wcomp=250.85 KJ/Kg
Wturb= 426.44 KJ/Kg Wturb= 434.47 KJ/Kg
Wmot= 168 KJ/Kg Wmot= 183 KJ/Kg
htermica= 32% htermica= 34%
hcarnot= 32% hcarnot= 34%
![Page 136: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/136.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
135
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
Grafica 4.9 Comparativa de Resultados
Una vez obtenidos estos datos se realizaron los cálculos aumentando la
temperatura en la tercera etapa del ciclo, fuera de los rangos permitidos por el
fabricante lo cual dio un aumento bastante considerable en el trabajo de motor
mientras más se aumentaba la temperatura, puesto que únicamente llegamos a
realizar los cálculos hasta 1373 K el trabajo de motor prácticamente llego a
duplicarse llegando hasta 400KJ/Kg.
0
50
100
150
200
250
0 10 20 30 40 50
W motor
π
973 K
1023 K
![Page 137: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/137.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
136
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
Grafica 4.10 Trabajo Neto teorico
La temperatura más alta operacional del motor es de 1073 K debido a que
temperaturas superiores podrían causar daños catastróficos a la sección de
turbina como lo advierte la siguiente tabla. Aunque como lo hemos visto una
temperatura mayor podría generar un mayor empuje.
0
50
100
150
200
250
300
350
400
450
0 10 20 30 40 50
Wmotor
π
1373 K
![Page 138: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/138.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
137
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
En conclusión, un overhaul siempre va a representar perdidas en todos los
aspectos de eficiencia y empuje del motor puesto que en su mayoría las piezas y
alabes de las diferentes secciones no son sustituidos en su totalidad pues la
deformación que van sufriendo no excede los límites establecidos y estos al
presentar leves deformaciones generan una perdida (que aunque es mínima) en la
potencia generada.
Particularmente este motor teóricamente podría generar una potencia de casi el
doble de lo que actualmente presenta únicamente elevando la temperatura en el
área de combustión (sección caliente) pero por la constitución de los elementos de
![Page 139: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/139.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
138
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
esta sección sería peligroso elevar tanto la temperatura pues se presentarían
deformaciones en los materiales. Por lo cual si se pudieran remplazar dichas
partes por algunas construidas por algún material más resistente a altas
temperaturas o diseñar un sistema de enfriamiento que no intervenga con la
temperatura dentro de la sección, podría ser un motor mucho más eficiente y
potente.
![Page 140: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/140.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
139
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
BIBLIOGRAFÍA
MALDONADO, G. (2008). “Herramientas y técnicas lean manufacturing en
sistemas de producción y calidad. Hidalgo México: Universidad Autónoma del
Estado de Hidalgo
CLAUDIO MATAIX (1986) “MECANICA DE FLUIDOS Y MAQUINAS
HIDRAULICAS” segunda edición, Claudio Mataix, Ed. Oxford.
H. SARAVANAMUTTOO (1983) “Teoría de las Turbinas de Gas” (G. Rogers,
H. Saravanamuttoo H. Cohen) 4ª edición
MATAIX CLAUDIO. 1990 “Turbomaquinas térmicas” Ed. Liumusa Mex 1990.
Mataix C.
YUNUS A. CENGEL / MICHAEL A. BOLES (2008) Termodinamica 4ª edición Ed.
Mc Graw Hill
http://www.edicionsupc.es/ftppublic/pdfmostra/EM04001M.pdf
http://www.uamerica.edu.co/tutorial/4turgas_text1.htm
http://www.cec.uchile.cl/~roroman/cap_10/t-gas01.htm
http://farm2.static.flickr.com/1254/1448604110_99fc9c3f8b_o.jpg
www.machtres.com/he178-002
www.jetplanes.co.uk/vintageaircraft/sabre.html
http://repository.uaeh.edu.mx/bitstream/bitstream/handle/123456789/10591/Herra
mientas%20y%20tecnicas.pdf?sequence=1
http://www.2worldwar2.com/images/messerschmitt-me-262.jpg
![Page 141: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/141.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
140
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
http://opex-
energy.com/ciclos/principios_de_Gas_CTCC.html#3._ESTUDIO_CONSTRUCTIV
O_DE_LOS_ELEMENTOS
http://enciclopedia.us.es/index.php/Turbina_hidr%C3%A1ulica
https://es.wikipedia.org/wiki/Rolls-Royce_Avon
http://es.wikipedia.org/wiki/Turbina_hidr%C3%A1ulica
http://www.monografias.com/trabajos/turbinagas/turbinagas.shtml
http://www.mavainsa.com/documentos/8_turbinas_de_vapor.pdf
“TERMODINAMICA” quinta edición, Yunus A. Cengel, Michael A. Boles. Ed Mc
Graw Hill
“DE LA TECNICA A LA MODERNIDAD” (Construcciones técnicas, ciencia,
tecnología y modernidad” Asdrubal Valencia Giraldo. Ed. Universidad de Antioquia
“JET ENGINES” (Fundamentals of theory, desing and operation) Klaus Hünecke.
Ed. Motorbooksinternational&Wholesalers
http://www.megamex.com/span/hastelloy-c-276-c276-nickel-alloy.htm
http://es.wikipedia.org/wiki/Acero_41xx
www.hightempmetals.com/.../hitemp418data.php
“An overview of gas turbine health monitoring methods. Congreso y exposicion
latinoamericana de turbo maquinaria. ESIME Culhuacan, SEPI 2008
![Page 142: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/142.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
141
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
FIGURAS, TABLAS Y GRAFICAS
Fig 1.- Alabe de rotor 1ª etapa de compresor después de overhaul………………6
Fig 1.1.-Turbina Pelton…………………………………………………………………13
Fig 1.2.- Turbina Pelton…………………………………………………………………14
Fig 1.3.-Ejemplo de incidencia de chorro en turbina Pelton………………………..15
Fig 1.4.- Turbina Francis………………………………………………………………..16
Fig 1.5.- Distribuidor Fink……………………………………………………………….17
Fig 1.5.1.- Rodete Francis………………………………………………………………18
Fig 1.6.- Ciclo de Vapor simple…………………………………………………………19
Fig. 1.7.- Sección de turbina de contrapresión…….…………………………………22
Fig. 1.8.- Sección de turbina de condensación……………………………………….23
Fig 1.9.- Turbina de gas desarrollada por Hero………………………………………25
Fig 1.10.-Turbina desarrollada por Stolz………………………………………………27
Fig 1.11 Avion a reacción “He-178”……………………………………………………33
Fig 1.12.- F-86 Sabre……………………………………………………………………34
Fig 1.13.- Messerchmitt Me-262……………………………………………………….36
Fig 1.14.- Rolls-Royce Avon……………………………………………………………38
Fig 2.1.- Diagrama P-V Ciclo Joule/ Brayton…………………………………………48
Fig 2.2.-Diagrama T-S Ciclo Joule/Brayton………………………………………….49
Fig 2.3.- Diagrama de bloques de un turbopropulsor………………………………50
Fig 2.4.- Diagrama de bloques de un turborreactor………………………………….51
Fig 2.5.- Esquema simple de una turbina de propulsión…………………………….57
Fig 2.6.- Componentes básicos de una turbina de propulsión a reacción…………59
Fig 2.7.- Diagrama T-S ciclo propulsión a reacción………………………………….60
![Page 143: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/143.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
142
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
Fig 2.8.- Representacion de fuerza de propulsión…………………………………...61
Fig 2.9.- Motor Turbofan………………………………………………………………...65
Fig 2.10.- Turbofan Pratt & Whitney...…………………………………………………66
Fig 2.11.- Eficiencia de propulsión turbofan/turboprop/turbojet….…………………67
Fig 2.12.- Motor turbohélice…………………………………………….………………68
Fig 3.1.- Interior Sabreliner 80………………………………………….………………73
Fig 3.2.- Motor General Electric CF-700………………………………………………77
Fig 3.3.- Secciones principales del motor G.E CF-700………………………………78
Fig 3.4.- Motor General Electric CF-700-2D…………………………………………..79
Fig 3.5.- Temperatura de escape………………………………………………………80
Fig 3.6.- Temperatura de escape (EPR)………………………………………………81
Fig 3.7.- Marco de la carcasa frontal……………….………………………………….86
Fig 3.8.-Conjunto del estator del compresor………………………………………….88
Fig 3.8A.-Configuracion del armazón principal….……………………………………90
Fig 3.9.- Sección de combustión (sección caliente)………………………………….91
Fig 3.10.- Sección de turbina…………………………………………………………...95
Fig 3.11.- Conjunto de rotor y turbina………………………………………………….98
T1.- Especificaciones de los modelos de sabreliner.………………………………...73
T2.- Generalidades del motor General Electric CF-700……………………………..79
T3.- Caracteristicas del motor General Electric CF-700……………………………..82
T4.- Datos según fabricante…………………………………………………………..104
T5.- Datos reales……………………………………………………………………….104
![Page 144: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/144.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
143
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
Grafica 4.1.- Rendimiento térmico real………………………………………………115
Grafica 4.2.- Trabajo de expansión (Trabajo turbina)………………………………117
Grafica 4.3.- Trabajo neto (Trabajo motor)…..………………………………………119
Grafica 4.4.- Rendimiento térmico ideal….………………………………………….125
Grafica 4.5.- Trabajo de expansión según datos del fabricante…………………..127
Grafica 4.6.-Trabajo motor según datos del fabricante…………………………….129
Grafica 4.7.- Trabajo neto comparativo………………………………………………130
Grafica 4.8.- Trabajo neto teórico…….………………………………………………132
Grafica 4.8.1.- Trabajo neto comparativo……………………………………………133
Grafica 4.9.-Comparativa de resultados…………………………………………….135
Grafica 4.10.- Trabajo neto teorico………………………………………………...…136
![Page 145: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/145.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
144
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
GLOSARIO
Código ATA.- Es la sigla que significa “Air Tranport Association of America”, que
establece Especificaciones para la presentación de datos técnicos en forma
estándar.
Boroscopio.- Dispositivo de inspección óptica sin contacto consistente en un tubo
rígido o flexible con un ocular en un extremo y una lente de aumento en el otro.
Overhaul.- Servicio general o reacondicionamiento de un componente
Miopía.- Incapacidad para ver cosas que son muy claras y fáciles de entender o
para darse cuenta con perspicacia de algún asunto.
Monocristal.- Es un material en el que la red cristalina es continua y no está
interrumpida por bordes de grano hasta los bordes de la muestra
Knots (kn).- una medida de velocidad utilizada tanto para navegación marítima
como aérea, 1 nudo = 1 milla náutica por hora = 1852 m/h (metros por hora)
FAA.- Federal Aviation Administration
Acero Chromoloy,.- es una familia de aceros microaleados de alta resistencia y de
baja aleación, Sus elementos aleación incluyen el cromo y molibdeno y como
resultado de estos materiales se refiere a menudo como
acero CRMO o Chromoly (CrMo o CroMo). Tienen una fuerza excelente al cociente
de peso.
![Page 146: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/146.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
145
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
Greek Ascoloy.- Es un aleación de Cromo, níquel y tungsteno, esta diseñado
para soportar temperaturas mayores a 1200 oF
Hastelloy.- Es una superaleación de níquel-molibdeno-cromo con adición de
tungsteno diseñado para tener una excelente resistencia a la corrosión en un
rango amplio de ambientes severos.
Guardacabo .- Anillo de hierro, acanalado en la circunferencia exterior, a la cual
se ajusta un cabo, para que pase a otro sin rozarse.
Taxeo.- Se entiende por rodaje al movimiento del avión en el suelo. El propósito
principal del rodaje es maniobrar el avión para llevarlo a la posición de despegue o
retornarlo al área de aparcamiento después del aterrizaje.
Tubo Pitot.- instrumento elemental para la medición de velocidades de flujo de
gases o de aire en canales
Flaps.- Dispositivo hipersustentador aerodinámico diseñado para aumentar
la sustentación, en determinadas fases del vuelo de una aeronave
msnm.- Metros sobre el nivel del mar
PPH.- Libras por hora
EPR.- Engine pressure rattio (relación de presión de motor)
Euleriano y Lagrangiano.-
A la hora de describir el movimiento de un fluido existen dos puntos de vista. Una
primera forma de hacerlo es seguir a cada partícula fluida en su movimiento, así
como las propiedades de la partícula fluida en cada instante. Ésta es la
descripción Lagrangiana. Una segunda forma es asignar a cada punto del
![Page 147: INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONALtesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/15597/1/I.M. 11-15.pdf · impulse a un eje o en empuje; como lo sería en una turbina de aviación. Existen diferentes](https://reader031.vdocuments.pub/reader031/viewer/2022011817/5e7e2f1fa48dd43439374fe0/html5/thumbnails/147.jpg)
INGENIERIA MECÁNICA DAVID FLORES CASTILLO
146
ANALISIS TERMODINAMICO DE UN MOTOR CF-700 G.E, APLICANDO LEAN MANUFACTURING
espacio y en cada instante, un valor para las propiedades o magnitudes fluidas sin
importar que en ese instante. Ésta es la descripción Euleriana.