UNIVERSIDAD NACIONAL DE INGENIERA FACULTAD DE INGENIERA MECNICA LAB. INGENERIA MECANICA II- MN463

UNIVERSIDAD NACIONAL DE INGENIERAFACULTAD DE INGENIERA MECNICA

Experiencia 6:RAM-JETESTUDIANTES: VELARDE QUIMPER JAHAZIEL 20091055B

CURSO: LABORATORIO DE INGENIERA MECNICA II

AGRADECIMIENTO

Este trabajo est dedicado a todos aquellos que, de una u otra forma nos apoyan para realizar el sueo de terminar la carrera.A nuestros padres, cosas que nos ensean incontables de la vida, como a seguir siempre para adelante a pesar de las circunstancias adversas, y a valorar todo lo realmente importante.A nuestras familias, que son nuestro gran apoyo para seguir luchando y porque tanto ellos como nosotros sabemos que estaremos ah para contar el uno del otro.A nuestros profesores, porque nos solo nos dan su apoyo y sabidura, sino tambin su amistad, y gracias a ellos culminamos cada etapa.Finalmente agradecemos a la Facultad de Ingeniera Mecnica, por ser nuestra cuna, nuestra casa, nuestra alma mter, la que nos ha acogido muy generosamente, en la que cada da aprendemos cosas nuevas, para seguir innovando, para seguir trabajando, y para seguir adelante, tanto institucional como personalmente.

CAPITULO I

1.1. INTRODUCCINEl RAM JET, que es la forma ms simple de propulsin de aeronaves, en la cual se aprovecha una corriente de aire libre que introducida al RAM JET, en el cual se hace cumplir el ciclo Brayton abierto, con la finalidad de producir un cambio en la cantidad del movimiento del fluido.El RAM JET abarca todos los principios bsicos de las mquinas trmicas, las cuales operan de una manera similar, es decir que un aire o gas comprimido se le entrega calor, causando una expansin que puede realizar trabajo, en el RAM JET, esta se realiza sin la ayuda de ninguna parte mecnica mvil y demuestra convincentemente, como solamente la adicin de calor a una corriente de aire que se ha hecho pasar previamente por un difusor para aumentar su presin, puede producir trabajo.El RAM JET, cumple como se mencion anteriormente, cumple con un ciclo Brayton abierto. Esta concepcin ms simple de propulsin de aeronaves. Se le conoce tambin como ESTATORREACTOR. A velocidades supersnicas (M>1) este tipo de motor adquiere mejores ventajas.Un avin de reaccin, o jet, aspira aire a travs de un orificio delantero y lo empuja hacia afuera, a grandes velocidades, por un orificio posterior. Esto empuja al avin hacia adelante. A esto se le llama "propulsin a chorro". Las naves espaciales utilizan "propulsin con cohetes" para moverse para adelante y hacia arriba. Los cohetes hacen uso del empuje creado por el combustible al quemarse. A diferencia de los motores utilizados en los aviones de propulsin a chorro, los cohetes no utilizan aire, puesto que en el espacio no hay aire. Un avin de propulsin a chorro utiliza menos combustible que un cohete. El motor de propulsin a chorro utiliza aire y combustible para empujar el vehculo hacia adelante; el cohete, en cambio, debe utilizar combustible solamente. Ya sea que se est hablando de un cohete o de un motor de propulsin a chorro, el empuje hacia adelante es creado por el llamado "principio del empuje por reaccin".

OBJETIVOS Demostracin del ciclo Brayton abierto en motores aeronuticos.

Determinar las fuerzas de arrastre y empuje neto por efecto de cambio en la cantidad de movimiento.

Para diferentes flujos msicos de combustible y diferentes puntos ver como varia la presin esttica, la presin total, la fuerza de arrastre y la fuerza de reaccin.

CAPITULO II

2.1. FUNDAMENTO TERICO

MOTORES DE TURBINA A GAS PARA AERONAVESHay tres tipos de motor de turbina de gas para aeronaves : turbohlice, turborreactor y turbo ventilador. En la figura 1 aparecen diagramas esquemticos de los tres tipos. En principio, un motor de turbohlice es una versin area del motor industrial de turbina a gas. Su propsito es producir potencia para impulsar una hlice. Como el motor de turbina de gas gira a una velocidad ms alta que la que requiere la hlice, un arreglo de una sola flecha requiere una caja de engranes de reduccin entre la flecha de la salida y la hlice. Alternativamente, un motor turbo hlice puede funcionar como arreglo de doble hlice si la turbina de potencia impulsa la hlice a una velocidad ms baja que el generador de gas. Un motor turborreactor consiste en un generador de gas y una tobera. El generador de gas produce gas caliente que se expande a travs de una tobera para producir una alta velocidad del chorro. Un motor de turboventilador representa un compromiso en cuanto a tamao entre los motores de turbohlice y los de turborreactor. El corazn del motor es un generador de gas. El gas fluye del generador a una turbina de baja presin que impulsa un ventilador en el frente del motor. El aire del ventilador se divide: parte de l se va a travs del generador de gas. Como este ltimo flujo de aire no se calienta mediante el proceso de combustin, se le llama chorro fro . La relacin de aire en el chorro fro en comparacin con el que fluye a travs del generador de gas se define como relacin de desviacin (bypass).Para ver dnde encajan los tres tipos de motor en el campo de la propulsin de aeronaves, es necesario definir los parmetros de rendimiento bsicos para los dispositivos de propulsin.

Propulsin Las hlices, los motores de turborreactor y los de turboventilador funcionan con base en el mismo principio elemental. Admiten aire a una velocidad particular y descargan aire a la atmsfera a una velocidad ms alta, producindose as una fuerza propulsora llamada empuje. Una hlice se puede modelar como se muestra en la figura 2(a). Aunque una hlice emplea varias aspas, se supone que forman un disco completo al girar. El aire entra a la hlice con V, la velocidad de avance de la aeronave, y sale con una velocidad ms alta (Ve). El incremento en la velocidad produce el empuje (F). Para el siguiente anlisis, se supone que el aire a ambos lados de la hlice se encuentra a la misma presin atmosfrica. Tambin se supone que el aire sale de la hlice en direccin axial, sin rotacin.

Un motor de turborreactor, o de turboventilador, se puede modelar como se muestra en la figura 2(b). Siempre y cuando la expansin en la tobera sea hasta alcanzar la presin atmosfrica(una diferencia de presin creara una fuerza adicional, que se ignora en el presente anlisis) y la velocidad sea constante a travs de la salida, el empuje resultante tambin se puede calcular por medio de la ecuacin

F = m*(Ve-V) (E.1)Si estudiamos la ecuacin vemos que el empuje se logra por medio de un flujo msico de aire a travs del dispositivo, relacionado con un incremento en la velocidad. Por lo tanto, se puede lograr un empuje particular si se tiene un gran flujo msico de aire y un pequeo incremento en la velocidad. Por el contrario, es posible lograr el mismo empuje por medio de un pequeo flujo msico de aire y un alto incremento de la velocidad. La pregunta es Cul es la mejor manera de lograr el empuje?, para responderla es necesario introducir otro parmetro de rendimiento: la eficiencia de propulsin. Consideremos una hlice como parte de un sistema de aeronave, segn se observa en la figura 3. La aeronave se mueve hacia adelante con la velocidad V relativa a un observador que se encuentra en tierra. En relacin con la hlice, el aire entra con una velocidad V y sale con una velocidad Ve. Esto da un empuje resultante F que impulsa a la aeronave a la velocidad V. La rapidez de trabajo realizado sobre la aeronave es: Wa = F * V

Sustituyendo para el empuje FWa = m * V * (Ve - V) (E.2)Para lograr este empuje, se aumenta la velocidad del aire a travs de la hlice. Esto significa que la energa cintica del flujo de aire aumenta y que el suministro de potencia a al hlice debe igualar la razn de cambio de la energa cintica:W p = m * (Ve 2 V 2) (E.3)La eficiencia de propulsin es una medida de la rapidez de trabajo efectuado sobre la aeronave en comparacin con el suministro de potencia a la hlice: Si sustituimos las ecuaciones (E.2) y (E.3) obtenemos:

(E.4)

Esta ecuacin para la eficiencia de propulsin tambin es verdadera para un motor de turborreactor. Tambin se puede aplicar para un motor de turboventilador del tipo que se muestra en la figura 1. Donde el chorro fro y el chorro del generador de gas se mezclan antes de fluir a travs de una sola tobera.

Comparacin entre dispositivos de propulsin

La relacin entre el flujo msico y la velocidad de escape es importante: cuanto ms alto sea el primero, menor ser el incremento de la velocidad, (Ve-V), y mejor ser la eficiencia de propulsin. Una hlice logra el flujo msico alto a travs de un dimetro mucho ms grande, en comparacin con el turborreactor. Si una hlice es tan eficiente, la pregunta obvia es por qu hay tan pocas aeronaves impulsadas por hlices? Para dar una respuesta es necesario ver con mayor detalle el funcionamiento de la hlice. En la figura 4 muestra la velocidad del aire en relacin con el aspa de una hlice. El aire entra en direccin axial con una velocidad V, sin embargo, el aspa en si se mueve y tiene una velocidad de rotacin, de manera que para una observador que estuviera sobre las aspas, la velocidad de avance es, 200 m/s, entonces la velocidad del aire que fluye sobre el aspa podra tener una velocidad de 300 m/s. A este valor de velocidad, el aire estara muy cerca de la velocidad local del sonido, lo que tendra como resultado la formacin de ondas de choque sobre las aspas.Las ondas de choque ocasionan una gran cada en la eficiencia de propulsin.

En la figura 5 se muestra una variacin caracterstica de la eficiencia de propulsin de una hlice. Arriba de una velocidad de avance de 200 m/s, la eficiencia cae en forma bastante rpida. Comparativamente, la eficiencia de propulsin de un turborreactor aumenta con la velocidad y alcanza valores aceptables de funcionamiento por encima de los 450 m/s. Esta es la razn por que el Concorde esta impulsado por motores de turborreactor. A una velocidad de avance entre 200 y 450 m/s hay una regin en la que la eficiencia de propulsin tanto de la hlice como la del turborreactor es inadmisiblemente baja. Es dentro de esta regin que se usan motores de turboventilador.

Un motor de un turboventilador tiene un mayor flujo msico que el motor de turborreactor, requiere una velocidad de escape ms baja y tiene una eficiencia de propulsin ms alta. As mismo, el ruido del motor es una funcin de la velocidad de escape ; las velocidades de escape ms bajas del motor de turboventilador ayudan a reducir la contaminacin por ruidos en los aeropuertos.

El motor de turboventilador puede funcionar a velocidades de avance cercanas o superiores a la velocidad del sonido porque la toma de aire acta como difusor y reduce la velocidad real del aire que entra en el ventilador. Motores de turborreactor Aunque los motores de turborreactor todava se usan para las aeronaves subsnicas (es decir, por debajo de la velocidad del sonido), en general estn siendo desplazados por motores de turboventilador debido a la eficiencia de propulsin mejorada de estos ltimos. No obstante, se propone considerar el anlisis de los motores de turborreactor en lugar de los motores de los turboventilador, por la sencilla razn de que el ciclo del turborreactor es mucho ms sencillo de comprender y de analizar que el ciclo de turboventilador. Como tal, el turborreactor constituye una base til para el anlisis de todos los motores de turbina a gas para aeronaves.

Adems, el motor de turborreactor fue el primero de los motores de turbina de gas para aeronaves que se desarroll y que tuvo un papel importante en la aplicacin de motores de reaccin a la propulsin de aeronaves. El diagrama esquemtico del motor de turborreactor (fig 6) es algo sencillo. No toma en cuenta el hecho de que el aire podra estar entrando al motor con un amplio intervalo de velocidades.

Cuando la aeronave se encuentra esttica en tierra, la velocidad de avance efectiva es cero y entonces se puede suponer que la velocidad de entrada al compresor es cero. Esta claro que esto no es prctico, porque una velocidad de cero implica que no hay flujo msico, sin embargo, el anlisis de un motor turborreactor en condiciones estticas se basa en la suposicin de que la velocidad a travs del generador de gas es muy baja, es decir, se puede aproximar a cero. En el otro extremo de la escala de velocidad, un motor del Concorde que funciona a dos veces la velocidad del sonido tendr una velocidad de avance de ms o menos 600 m/s. Es imposible disear componentes de motor que funcionen de manera eficiente si se quiere que correspondan a tan amplio intervalo de velocidades. Se requiere algn dispositivo para controlar la velocidad del aire que entra al compresor. Este dispositivo es un difusor. En la prctica, la toma de aire para el motor acta como difusor y reduce la velocidad del aire que entra al compresor a lmites aceptables. En la figura 6 se muestra un diagrama esquemtico de un motor de turborreactor. Como tal se trata de una mejora sobre el que se da en la figura 1, ya que ahora incluye difusor. Las estaciones 1-4 representan el generador de gas. Adelante de ste se encuentra el difusor, 0-1, para controlar la velocidad del aire que entra al compresor. Por ltimo, el aire que fluye a travs de la tobera, 4-5, para lograr la velocidad de escape que se requiere.

TIPO DE MOTORES DE PROPULSIN A CHORRO

Hay cuatro tipos bsicos de motores de propulsin a chorro: el turborreactor, el turbopropulsor, el turboventilador, y el ramjet. Los diseadores deciden qu tan rpidamente debe volar el avin, y los ingenieros eligen el motor que mejor funciona a esas velocidades. posible. El turborreactor y el ramjet usan mucho combustible. El turbopropulsor y el turboventilador utilizan menos combustible. Cualquiera de estos cuatro motores genera una fuerza propulsora mayor a la de un avin propulsado por una hlice normal. Estos cuatro motores cuentan con los 5 componentes descritos anteriormente: la entrada de aire, un compresor, un combustor, una turbina, y un difusor de salida. Un dispositivo de poscombustin (afterburner) puede ser agregado para generar an ms potencia (empuje). Sin embargo, el dispositivo de poscombustin utiliza mucho combustible y slo puede ser utilizado por poco tiempo.

El combustor genera altas temperaturas. Los ingenieros deben tener cuidado de disear una manera de que el motor permanezca fresco. A veces las aspas de la turbina son huecas para que aire fresco pueda fluir a travs de ellas para prevenir que las aspas se doblen o se rompan. Los aviones de combate y algunos jets de negocios necesitan volar con velocidades superiores a la velocidad del sonido (Mach 1,0). El turborreactor puede hacer esto posible, y por lo tanto, este es el tipo de motor que se instala en estos aviones.

Turbopropulsor: El turbopropulsor tiene los mismos componentes que el turborreactor. Este motor produce dos tipos de empuje usando el principio de la propulsin a chorro. El primer empuje proviene de un gran propulsor accionado por la turbina. Hay tambin un chorro de gases que al ser despedido empuja al avin hacia adelante. Los aviones con turbopropulsores son ms rpidos que los aviones accionados por propulsor normales, pero ms lento que los turborreactores. Un turbopropulsor debe volar con una velocidad menor a la del sonido. El empuje generado por el propulsor y una gran caja de velocidades (que hace que el propulsor funcione a gran velocidad) ayudan a que el consumo de combustible se mantenga a un nivel bajo. Los aviones ms lentos utilizan este tipo de motor.

Turboventilador:

Puede utilizarse para volar con velocidades de hasta Mach 6,0. El diseo de un motor ramjet se muestra en la figura de abajo. El ramjet no tiene compresor ni turbina. Est formado solamente por la entrada de aire, el quemador (combustor) y la tobera de salida. Este motor utiliza mucho combustible y se usa generalmente en aviones de caza. El turboventilador tiene un propulsor o ventilador interno. Este propulsor o ventilador se encuentra dentro de un conducto o tubo. Esto produce mucho ms empuje que el turbopropulsor cuyos propulsores se encuentran en la parte exterior. Esto permite que un avin turboventilador viaje a casi la velocidad del sonido, cerca de Mach 0.9. La figura de abajo muestra el diseo de un motor turboventilador. Esto lo hace ms rpido que el turbopropulsor, pero ms lento que el turborreactor. Este motor tambin produce dos empujes diferentes, uno proviene del ventilador y el otro del chorro de eyeccin. La caja de velocidades del turboventilador es mucho ms pequea que la del turbopropulsor. Esto significa que hay menos probabilidades de que algo se rompa. El motor turboventilador se instala en aviones comerciales subsnicos de alta velocidad.

Ramjet:

Este motor funciona SOLAMENTE a velocidades superiores a Mach 1.0. Un avin con este tipo de motor primero debe utilizar un turborreactor para alcanzar velocidades arriba de Mach 1.0, y es entonces cuando el ramjet asume el control de la propulsin. El ramjetLos ingenieros continan diseando mejores motores que utilicen menos combustible, pesen menos, y produzcan ms empuje. Tambin estn desarrollando nuevos materiales que puedan resistir ms altas temperaturas sin romperse ni doblarse.

ESTATORREACTOR O RAMJET

Es un motor de reaccin carente de los elementos principales de las turbomquinas; compresores y turbinas, pues la compresin se efecta por la alta presin dinmica debida a la alta velocidad que es necesario imprimir al estatorreactor para su funcionamiento. El aire, despus de comprimido por alta presin dinmica, se somete a un proceso de combustin en una cmara, y despus a expansin en la tobera de escape. Esta forma de trabajo es continua.El principio de funcionamiento de los estatoreactores es el de todos los motores de reaccin: la variacin de la cantidad de movimiento del aire a la entrada y del gas aire-combustible a la salida.Tecnolgicamente el estatorreactor es el mas sencillo de los motores de reaccin, ya que no contiene ninguna pieza mecnica mvil, a excepcin de la bomba de combustible. Enumerados los componentes principales desde la admisin al escape son: difusor de admisin, cmara de combustin y tobera de escape.El combustible se inyecta finalmente atomizado despus de que el aire se haya comprimido, y previo al encendido inicial por la chispa de una buja que funciona de forma continua. La expansin en la tobera es aproximadamente hasta la presin atmosfrica, es decir, funcionando como una tobera adaptada, y la velocidad de salida de los gases es normalmente muy prxima al doble de la de admisin del aire.El difusor de admisin y la tobera de escape tienen diferente configuracin, segn que el estatorreactor este diseado para velocidades subsnicas o supersnicas.Para velocidades subsnicas, el difusor de admisin tiene forma divergente, y la tobera convergente.A velocidades supersnicas, es necesario tanto en el difusor de admisin como en la tobera de escape, conductos de forma convergente divergente.En el difusor de admisin para velocidades supersnicas, la elevacin de presin se obtiene con el conducto convergente, disminuyendo la velocidad del aire hasta la del sonido y, a continuacin, en la zona divergente sigue disminuyendo la velocidad hasta un valor subsnico, continuando el aumento de presin. Este dispositivo de conducto convergente divergente para el difusor de admisin, tiene el inconveniente de que por variaciones del gasto de aire puede suceder que aparezca una onda de choque o superficie de discontinuidad de presiones, con la consiguiente disminucin del rendimiento. Este problema se evita situando en la admisin un cono de desplazamiento axial que haga variar la configuracin de la seleccin convergente y la formacin de las ondas de choque. La posicin de este cono ha de ajustarse segn el nmero de Mach de la operacin, para que la onda de choque incida exactamente con el borde de ataque de la periferia del difusor de admisin.Las toberas de escape para propulsin supersnica, como hemos dicho, tienen tambin forma convergente divergente. En el tramo convergente, la velocidad aumenta hasta la del sonido, y en la divergente la velocidad tambin sigue aumentando a costa de la disminucin de presin.El rendimiento de los estatoreactores se obtiene a altas velocidades, mayores de 1000 km por hora, y este es uno de los motivos por los cuales en la actualidad se combina el funcionamiento de los turborreactores supersnicos con los estatoreactores, en la periferia del turboreactor.Problemas trmicos impiden alcanzar muy altas velocidades; no obstante, a velocidades subsnicas pueden refrigerarse las paredes interiores de la cmara de combustin, haciendo circular una corriente de aire fro de forma tal que en la capa lmite de dicha corriente de aire (zona donde tiene efecto la viscosidad del fluido a lo largo de la pared), no exista combustin y, adems se protege con un revestimiento cermico. Para velocidades supersnicas, el problema de refrigeracin de las cmaras de combustin es mucho mas difcil, pues el rozamiento de la capa lmite exterior hace que se eleve mucho la temperatura, disminuyendo la refrigeracin por corriente de aire. Las paredes alcanzan temperaturas de 1200 C a pesar de la refrigeracin, para velocidad de nmero de Mach 4, a 1000 metros de altura.La potencia equivalente de un estatorreactor aumenta lgicamente con la velocidad para un mismo empuje, y esta velocidad es tanto mayor cuanto disminuye la resistencia al avance, por lo que la potencia equivalente aumenta con la altura, si bien cuando estas son superiores a los 60000 pies, aparecen dificultades de pulverizacin del combustible y, por lo tanto extincin de llame por dificultades en la combustin.

Los estatoreactores se caracterizan por una elevada relacin empuje/peso, con la consiguiente posibilidad de transportar grandes cantidades de combustible.Comparadas las actuaciones del estatoreactor con el turboreactor, en este, la variacin del empuje es pequea con la variacin de velocidad, en tanto que en el estatoreactor, tanto el empuje como la potencia equivalente varan mucho con la velocidad.

Las principales aplicaciones de los estatoreactores son:

Propulsin adicional de aviones, despus de haber adquirido la velocidad que el estatoreactor requiere para su funcionamiento.Propulsin de helicpteros, por pequeos estatoreactores en los bordes marginales de las palas del rotor de sustentacin traccin.Propulsin para lanzamiento de cohetes.Las primeras investigaciones sobre los estatorreactores, llamados conductos trmicos continuos, inicialmente conocidos con la palabra atodino (contraccin de aero termo - dinmico), se deben al francs Lorin que a partir del ao de 1908, conjuntamente con las investigaciones de Marconnet y Chanute.

CAPTULO III

3.1 INSTRUMENTOS

1. SOPLADOR CENTRFUGO: Marca Tornado Keith Blackman Ltd. Engineers London

2. ESTATOR REACTOR: RAM JET SUBSNICO HILTON & CO. ENGINEERS

3. TABLERO DE CONTROL ( TOMA DE DATOS )

4. Motor de induccin trifsico, 8.5 HP y 220 V.

5. Sistema de refrigeracin para mantener a una temperatura adecuada al tubo de pitot.

6. Orejeras

CAPTULO IV

4.1.REALIZACION DEL LABORATORIO4.1.1.PROCEDIMIENTOa. Determinar la temperatura de suministro de aire y la presin atmosfrica.Operarador midiendo la presin atmosfrica (Po)

Termmetro que indica To

b. Para una determinada presin total de aire de suministro y un determinado flujo de combustible, encontrar su empuje neto y hacer variar el tubo de Pitot, de la entrada de aire al ramjet (2 pulg), y luego en la entrada y posteriormente tomar las medidas cada 2 pulg de espaciamiento hasta 16 pulg tanto para determinar la P total como la P esttica.

Tomar datos de Pe, Pt.

Tomar datos de Pec, Psc, Fa y Fn.

c. Variar el flujo de aire y de combustible y realizar el mismo procedimiento anterior, tomando las presiones a 2 de la boca del RJ, en la boca de entrada del RJ, a 6 de la boca y a la salida del RJ (principalmente).Nota: Verificar la posicin del tubo de pitot para cada empuje.

Regular el flujo de combustible

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

Manecilla para variar el flujo de aire

CAPTULO V

VI. Clculos y resultadosDatos obtenidos en el laboratorio:Po(Aire)TocFNFAPtPeTc

inH2OCLibf/hLibrasLibrasinH2OinH2OC

2610017/3217/324,11,720

42610017/3217/322,92,720

2610017/3217/322,50,420

26,51000,2538/327,73,322

826,51000,2538/325,4522

26,51000,2538/324,80,622

Tabla con datos convertidos (Temperaturas y presiones absolutas):Po(Aire)TocFNFAPtPeTc

inH2OKKg/sNNPaPaK

29912,599788-32,363117742,363117741020,244423,028293

429912,599788-42,363117742,36311774721.636671,868293

29912,599788-52,363117742,36311774622,199,536293

299.512,599788-61,11205545,282263171916,068821,172295

8299.512,599788-71,11205545,282263171343,7361244,2295

299.512,599788-81,11205545,282263171194,432149,304295

Ahora calculamos los parmetros que nos piden:Para el punto 1 y 1 calculamos el N de Match*Con combustible de 1 M1= = 1.195811*Con combustible de 2M2= = 0.321144*Con combustible de 3M1= = 1.85483*Con combustible de 1M4= =1.170261

*Con combustible de 2M5= = 0.3334097*Con combustible de 3M6= = 2.014258

Clculo del Nmero de Mach M :

PuntoM1M3

11.958111.170261

20.321140.3334097

31.854382.014258

Clculo de las velocidades en 1Con combustible de 1

V1= = 363.043 m/s

Con combustible de 2

V2= = 109.440 m/s

Con combustible de 3V3= = 491.501 m/s

Con combustible de 1V1= = 356.939 m/s

Con combustible de 2V2= = 113.532 m/s

Con combustible de 3 V3= = 515.250 m/sClculo de la Velocidad:

PuntoV1V2

1363.043356.939

2 109.440113.532

3 491.501515.250

Ahora para el punto 3 calculamos el flujo de masa de aire W3 en kg/s**Dimetro en D3=0.1254125m

Con combustible de 1= =0.953406 kg/s

Con combustible de 2= = 0.198299 kg/sCon combustible de 3= = 0.810398 kg/s

Con combustible de 1= = 1.75879 kg/sCon combustible de 2= = 0.383119 kg/s

Con combustible de 3= = 1.64355 kg/s

Clculo del Flujo de masa de aire :

Puntom1m2

10.9534061.75879

2 0.1982990.383119

3 0.8103981.64355

Clculo de la relacin aire combustible:

Punto 1 2

175.6684139.589

2 15.738330.40682

3 64.3184130.442

GRFICOS

OBSERVACIONES Se observa que cuando aumento el flujo de aire y el flujo de combustible se mantuvo constante, la combustin no se produca por la relacin aire combustible en exceso (demasiado oxgeno). Si el flujo de combustible aumenta y el flujo de aire se mantiene constante, entonces la mezcla aire combustible se hace muy rica y la llama a la salida se expande y es amarilla (prueba de la excesiva presencia de CO). Se pudo observar la influencia de la cantidad de movimiento de los gases (producto de la combustin), aumentando la fuerza neta de empuje (aproximado 1 lb); y que esta disminuye conforme se va disminuyendo el flujo de combustible. Cuando se apaga la fuerza de arrastre aumenta, siendo esta mayor a la de empuje. No se pudo hacer mediciones de presiones a lo largo del Ram-Jet ya que en el tubo de pitot su sistema de refrigeracin estuvo malogrado.

RECOMENDACIONES Debido a que est trabajando con un combustible altamente inflamable, se deben tomar las mximas precauciones en el manipuleo del mismo.

Asegurarse que el agua de refrigeracin est circulando libremente por el tubo de Pitot en todo momento de la experiencia.

Ver que el tubo de pitot est bien asegurado al sistema de accionamiento por cadena, y en correcta posicin horizontal, para que se mueva libremente.

En ningn momento la vlvula de combustible debe estar abierta, sin que el ventilador centrfugo est funcionando y que est circulando agua de refrigeracin por el tubo de pitot.

Conclusiones

Se logr apreciar los parmetros que influyen en el Ram Jet y como varan stos conforme se cambia la cantidad de combustible y la posicin del tubo de pitot.

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

Se observ que el Ram Jet es la aplicacin del ciclo Brayton en un motor real el cual se usa en la aeronutica.

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

La toma de datos se realizo usando cmara digital por la rapidez con la cual se hizo el experimento por el calentamiento del tubo de pitot

BIBLIOGRAFA SIFUENTES J. Fluidos II (Teora) IRWING H. SHAMES. Mecnica de Fluidos MANUAL DE LABORATORIO DE INGENIERIA MECANCA II UNI FIM

ANEXO 01: CICLO BRYTONElciclo Brayton, tambin conocido comociclo Jouleociclo Froude, es unciclo termodinmicoconsistente, en su forma ms sencilla, en una etapa de compresin adiabtica, una etapa de calentamiento isobrico y una expansin adiabtica de unfluido termodinmico compresible. Es uno de los ciclos termodinmicos de ms amplia aplicacin, al ser la base del motor deturbina de gas, por lo que el producto del ciclo puede ir desde un trabajo mecnico que se emplee para la produccin de energa elctrica o algn otro aprovechamiento caso de las industrias de generacin elctrica y de algunos motores terrestres o marinos, respectivamente, hasta la generacin de un empuje en un aerorreactor.

RAM-JETPgina 19