Estudio matemático de un motor turbofan utilizando hidrógeno como combustible y refrigerante en el compresor

ESCUELA SUPERIOR DE INGENIERÍA

MECÁNICA Y ELÉCTRICA UNIDAD ZACATENCO

SECCIÓN DE ESTUDIOS DE POSGRADO E

INVESTIGACIÓN

Estudio Matemático de un Motor Turbo Fan Utilizando Hidrógeno

Como Combustible y Refrigerante en el Compresor”

TESIS

Que para obtener el Grado de:

MAESTRO EN CIENCIAS EN INGENIERÍA MECÁNICA

PRESENTA:

Ing. Diana Melissa García Martínez

AGRADECIMIENTOS

A todo el personal y docentes del LABINTHAP les agradezco el abrirme las puertas y ayudar en mi desarrollo profesional.

Al Dr. Luis A. Moreno Pacheco, director de este trabajo: muchas gracias por la orientación, el seguimiento y la supervisión. Gracias por su paciencia y el apoyo recibido a lo largo de estos años.

A todos mis compañeros (sobre todo a José, Isabel y Benito) gracias por los ánimos, el apoyo y su amistad.

Y gracias a mi hermano Alan, por nunca dudar en ayudarme. Te quiero mucho!

Este trabajo y los últimos años se los dedico a mis padres, por

todo el apoyo tanto económico como personal que me han

dado. Gracias por ser comprensivos y sobre todo gracias por

su dedicación, tiempo y trabajo. Todos los días me inspiran a

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RESUMEN

En este trabajo de investigación se considera el uso del hidrógeno como combustible y se analiza un sistema de intercambio de calor para incrementar su temperatura. El almacenamiento del hidrógeno líquido a presión atmosférica requiere que se mantenga aislado en un rango de temperatura de 20 a 25K. El suministro directo del combustible de los tanques de almacenamiento de una aeronave a la cámara de combustión del motor a tan bajas temperaturas tiene un efecto negativo ya que incrementa el consumo de combustible y disminuye la eficiencia térmica. Por lo tanto, es recomendable calentar el hidrógeno a temperaturas por encima de 250K. Esto, combinado con su alto calor específico da la oportunidad de usar el hidrógeno no solo como combustible sino también como refrigerante en partes estratégicas del motor y optimizar su desempeño.

La primera parte del análisis matemático que se presenta consiste en la comparación del desempeño de un motor Turbo Fan IAE V2527A-5 utilizando queroseno e hidrógeno como combustible. No se considera la temperatura de inyección o ningún intercambio de calor, la única diferencia entre el uso de ambos combustibles fue la modificación del poder calorífico y el calor especifico de los gases de combustión.

Posteriormente, el desempeño del motor es analizado considerando la alteración de la temperatura del combustible (50-600K) al ser inyectado a la cámara de combustión y el proceso de intercambio de calor necesario para incrementar su temperatura. Dos casos diferentes fueron considerados: un motor con un intercambiador externo y un motor con inter-enfriamiento en la zona de compresión.

La idea principal del inter-enfriamiento es reducir la temperatura del aire primario antes de que fluya a través del compresor de alta presión mientras que simultáneamente se caliente el combustible. Se realiza un balance de energía en ambos, el área de intercambio de calor y la cámara de combustión; el balance de energía en la zona de intercambio de calor se realiza para obtener el valor de la temperatura de aire al entrar al compresor de alta presión. El balance en la cámara de combustión tiene como objetivo encontrar el valor de la relación combustible/aire necesaria para que a cualquier condición se obtenga un flujo de salida con una temperatura de 1471K.

Página | ii Cuando se implementa una etapa de inter-enfriamiento y se incrementa la temperatura del combustible el empuje específico incrementa pero la eficiencia térmica, propulsiva y total disminuyen. Comparado con un motor con intercambiador externo, un motor con inter-enfriamiento consume casi la misma cantidad de combustible pero el empuje especifico producido por el motor, su eficiencia térmica y total son mayores. Un motor con inter-enfriamiento tiene menor eficiencia propulsiva que un motor con un intercambiador de calor externo, sin embargo, esto puede ser modificado incrementando el valor del índice de derivación. Cuando el índice de derivación incrementa, la eficiencia propulsiva aumenta y en consecuencia la eficiencia total.

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ABSTRACT

The following work considers the use of hydrogen as fuel and analyses a heat exchange system designed to heat said fuel. The storage of liquid hydrogen at atmospheric pressure requires that the fuel is stored isolated at approximately 20 to 25K. The direct supply of the fuel from the storage tanks to the combustion chamber in the engine at such low temperatures has a negative effect on the fuel consumption and thermic efficiency; therefore it is necessary to heat the fuel to temperatures above 250K. This combined with its high specific heat provides the opportunity to use the fuel as a cold sink in strategic parts of the engine and optimize its performance.

The first part of the mathematical analysis presented is the comparison of the IAE V2527A-5 Turbo Fan Engine performance using kerosene and hydrogen as fuel. It does not consider the fuel injection temperature or any form of heat exchange, the only difference between the uses of both fuels was the modification of the calorific value and the specific heat of the combustion gases.

Subsequently, engine performance is analyzed considering the alteration of the fuel temperature (50-600K) prior to the combustion chamber and the heat exchange process required for raising the fuel’s temperature. Two different cases were considered: an engine with an external heat exchanger and an engine with inter-cooling in the compression zone.

The main idea is to reduce the temperature of the core air before it flows through the high pressure compressor while simultaneously heating the fuel. The objective is to reduce fuel consumption and improve overall engine performance. An energy balance is performed in both the heat exchange area and the combustion chamber; the energy balance in the heat exchange area determines the value of the air’s temperature as it enters the high pressure compressor. The objective of the energy balance in the combustion chamber is to find the value of the fuel to air ratio so that at any given condition the temperature of the fluid exiting the combustion chamber will always be 1471 K.

The results confirmed that the use of hydrogen alone reduces fuel consumption and increases the specific thrust and thermal efficiency.

Página

Resumen…….……… i

Abstract….……….. iii

Índice de figuras…….………... viii

Índice de tablas………….………. x

Nomenclatura……….………. xi

Introducción……….……… xiv

Capítulo 1:Estado del Arte 1.1 Antecedentes………... 2

1.2 Combustibles alternativos……….. 2

Poder calorífico………... 3

Reducción de gases de escape……….. 3

Reducción de NOx……… 4

Rango de inflamabilidad……….. 5

Velocidad de la flama………... 6

Atomización………. 6

Calor específico……….. 7

Enfriamiento externo de una aeronave………... 7

1.3 Trabajos previos con hidrógeno como combustible………..……. 11

Lockheed Aircraft Corporation………... 11

Cryoplane Project………. 12

1.4 Configuraciones de motor utilizando hidrógeno como refrigerante……….. 13

Lockheed California………... 14

Pre-enfriamiento del flujo de aire que se dirige al compresor………. 14

Inter-enfriamiento del compresor………... 16

Intercambio de calor con el aire de refrigeración de la turbina……… 18

Calentamiento del combustible regenerativo………. 19

Ciclo de expansión con hidrógeno………... 20

Cryoplane Project………. 21

Pre enfriamiento del flujo de aire a la entrada del compresor ……… 22

Pre calentamiento del combustible utilizando el aire de escape………..………... 22

Enfriamiento del aire de refrigeración de la turbina-Incremento de Tt4………... 23

Capítulo 2:Marco Teórico 2.1 Compresión con inter-enfriamiento……… 25

Incremento de la relación de presiones………... 28

2.2 Ecuaciones de desempeño del motor para un análisis de ciclo real……… 30

Parámetros de diseño y condiciones de entrada……… 31

Relación de presiones y temperaturas………. 32

Análisis por componente……… 33

Difusor……… 33

Fan y turbina……… 35

Cámara de combustión………. 36

Relación de velocidades………... 37

Ecuación de empuje………... 38

Relación de empuje (Thrust ratio)……….. 39

Consumo de combustible por empuje específico producido………. 39

Eficiencia térmica……….... 39

Eficiencia propulsiva……….. 40

Eficiencia total……… 40

2.3 Análisis de transferencia de calor……… 40

Conducción……….. 41

Convección………... 41

2.4 Análisis termodinámico: Balance de energía……… 43

Balance de energía para la zona de inter-enfriamiento en el compresor………. 43

Balance de energía en la cámara de combustión……… 45

Capítulo 3:Metodología 3.1 Motor Turbo Fan V2527A-5………. 48

Parámetros de diseño de motor V2427A-5……… 49

Relación de presiones de referencia……… 50

3.2 Análisis de desempeño: Configuración convencional………... 51

Constante de los gases……….. 51

Velocidad del sonido y velocidad de los gases……….. 51

Análisis por componente………... 52

Difusor……… 52

Fan………... 52

Compresor……….. 53

Cámara de combustión……… 54

Turbina……….. 54

Relación de velocidades………... 55

Calculo del empuje y eficiencia del motor……….……….. 57

Eficiencia térmica. ……….. 57

Eficiencia propulsiva……….……… 57

Eficiencia total………...………… 58

Rango de relación de presiones……….. 58

3.3 Configuración convencional: Utilizando hidrógeno como combustible……… 58

3.4 Análisis de desempeño considerando un intercambiador de calor externo ………... 59

Balance de energía y despeje de Tt4………. 60

Determinación de la entalpia del aire entrando la cámara de combustión………. 61

Determinación del combustible administrado al intercambiador de calor………. 62

3.5 Análisis de desempeño considerando un intercambiador de calor interno………... 63

Balance de energía en la zona de intercambio de calor……… 64

Capítulo 4: Análisis de Resultados

4.1 Resultados: Motor con configuración convencional (hidrógeno y _{Queroseno)………..} 70

Eficiencia térmica………. 73

Empuje……….……….. 74

Eficiencia propulsiva……….. 76

Eficiencia total……….. 78

4.2 Resultado de un motor considerando la temperatura de inyección y la aplicación de una _{etapa de inter-enfriamiento en la zona de compresión.} 80 Relación combustible/aire………. 80

Empuje específico……… 83

Eficiencia propulsiva……….. 84

Eficiencia térmica………. 85

Eficiencia total……… 87

4.3 Modificación del índice de derivación.……… 88

Conclusiones……… 92

Recomendaciones……… 94

Anexo I………..………..…….. 95

Anexo II……….………... 99

Página | viii Índice de Figuras

Figura Título Página

1.1 Incremento del costo del petróleo (en dólares por barril) en los últimos 13 años. 2 1.2 Aproximación del forzamiento radiativo de los gases de invernadero. 4 1.3 Comparación de rango de Inflamabilidad hidrógeno contra queroseno. ₆

1.4 Estructura general, LH2, transporte subsónico ₈

1.5 Reducción del coeficiente de arrastre debido al enfriamiento 9

1.6 Pre-enfriamiento del aire del compresor 15

1.7 Desempeño del motor con pre-enfriamiento 16

1.8 Inter-enfriamiento del aire del compresor 17

1.9 Desempeño del motor con inter-enfriamiento 17

1.10 Esquema de enfriamiento del aire de refrigeración de la turbina 19 1.11 Ciclo de turbina de gas con calentamiento de combustible regenerativo. 20

1.12 Ciclo de expansión de hidrógeno 21

1.13 Intercambiador de calor en el ducto de escape 22

2.1 Diagrama P-v de un proceso de compresión isoentrópico, politrópico e isotérmico entre los _{mismos límites de presión.} 27 2.2 Diagrama P-v y T-s para un proceso de compresión de flujo estacionario con inter-_{enfriamiento.} 28 2.3 Ciclos Brayton ideales con diferentes relaciones de presiones y Tt4 constante. 29

2.4 Numeración por estación de un motor turbo fan. 33

2.5 Balance de masa y energía de la cámara de combustión. 46

3.1 Esquema del motor Turbo Fan V2527A-5. 48

3.2 Esquema de compresores y cámara de combustión con una relación de presiones total de _28.5 60 3.3 Condiciones del flujo de aire y el combustible en la última etapa del booster. 63 3.4 Condiciones modificadas del motor con inter-enfriamiento. 65

4.1 Comparación del comportamiento de la relación combustible/aire, _{hidrógeno y queroseno como combustible.} f, del motor utilizando 71

4.2 Comparación del comportamiento del consumo de combustible por empuje específico _{producido del motor utilizando hidrógeno y queroseno como combustible.} 72

4.3 Comparación del comportamiento de la eficiencia térmica de motor utilizando hidrógeno y _{queroseno como combustible.} 74

4.4 Comparación del comportamiento del empuje específico de motor utilizando hidrógeno y _{queroseno como combustible.} 75

4.5 Comparación del comportamiento de la eficiencia propulsiva de motor utilizando hidrógeno _{y queroseno como combustible.} 77

4.6 Comparación del comportamiento de la eficiencia propulsiva del motor a diferentes valores _{de índice de derivación} 78

Página | ix 4.8 Comparación del comportamiento de la eficiencia total del motor a diferentes valores de _{índice de derivación.} 79

4.9 Consumo de combustible por empuje específico producido en función de la temperatura de _{inyección para una relación de presiones de 28.5.} 83

4.10 Comparación del comportamiento del empuje específico en función de la relación de _{presiones total a diferentes temperaturas de inyección.} 84

4.11 Comparación del comportamiento de la eficiencia propulsiva en función de la relación de _{presiones total a diferentes temperaturas de inyección.} 85

4.12 Comparación del comportamiento de la eficiencia térmica en función de la relación de _{presiones total a diferentes temperaturas de inyección.} 87

4.13 Comparación del comportamiento de la eficiencia total en función de la relación de _{presiones a diferentes temperaturas de inyección.} 88

4.14 Grafica de la eficiencia propulsiva en función del índice de derivación para una relación de _{presiones total de 28.5 y una temperatura de inyección de 250K} 89

4.15 Eficiencia total en función del índice de derivación para una relación de presiones total de _{28.5 y una temperatura de inyección de 250K.} 90 4.16 Consumo de combustible por empuje específico producido para una relación de presiones _{total de 28.5 y una temperatura de inyección de 250K en función del índice de derivación. 91}

AI-I Tabla de entalpia del hidrógeno en función de la temperatura. 96 AI-II Tabla de entalpia del aire como gas ideal en función de la temperatura. 97 AI-III Comparación de desempeño de los motores alternativos para el proyecto Cryoplane. ₉₈

AII-I Comparación del comportamiento del empuje específico del motor a diferentes valores de _{índice de derivación y comparado con el uso de keroseno como combustible.} 100

AII-II Comparación del comportamiento de la eficiencia térmica del motor a diferentes valores de _{índice de derivación y comparado con el uso de keroseno como combustible.} 101

Página | x Índice de Tablas

Tabla Título Página

1.1 _{Desglose de arrastre para una aeronave sin inter-enfriamiento 8} 1.2 _{Desglose de arrastre para una aeronave sin inter-enfriamiento} 9

1.3 _{Reducción de resistencia} 10

1.4 _{Beneficios totales} 10

3.1 _{Eficiencia de los componentes} 49

3.2 _{Pérdidas de presión} 49

3.3 Parámetros de diseño 49

3.4 _{Condiciones del flujo de entrada (en crucero)} 50

3.5 _{Propiedades del flujo de aire y combustible} 50

3.6 Distribución de relación de presiones para el caso de un OPR de 28.5 50 3.7 _{Propiedades modificadas al utilizar hidrógeno como combustible} 58 3.8 _{Datos posteriores a la cámara de combustión al utilizar hidrógeno como combustible} 59

4.1 _{Valor de datos calculados para componentes previos a la cámara de combustión} 70 4.2 _{Valor de datos calculados para componentes posteriores a la cámara de combustión} 70

4.3 Valor de parámetros de desempeño 71

4.4 _{Velocidad del flujo a la salida del núcleo del motor} 75

4.5 Valores de relación combustible/aire, f, para un motor AVG 2527 para un motor con

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NOMENCLATURA

Símbolo Definición Unidades

A Área m2

ao Velocidad del sonido m/s

CD Coeficiente de arrastre

Cp Calor específico J/kg·k

dT/dx Gradiente de temperatura K/m

E Energía J

e Eficiencia politrópica FR Relación de empuje

F/ Empuje específico N/kg∙s

f Relación combustible/aire kgcom/kgaire

h Coeficiente de transferencia de calor por convección W/m2_∙K

h Entalpia kJ/kg

HPR Poder calorífico del combustible kJ/kg

K Conductividad térmica de un material W/m∙K

KE Energía cinética J

L/D Relación sustentación arrastre

Mc Capacidad calorífica del componente kJ/kg

M Número de Mach

̇ Flujo másico kg/s

n Exponente politrópico

OPR, πC Relación de presiones total del compresor

P Presión Pa

̇ Calentamiento aerodinámico J/kg

̇ Tasa de transferencia de calor por conducción J/kg

R Constante universal de los gases J/mol·K

s Entropía kJ/kg∙K

t Tiempo s

T Temperatura K

S Consumo de combustible por empuje específico producido kg/[N∙s]

u Energía interna kJ/kg

v Volumen m3

V Velocidad m/s

̇ Trabajo J

z Altitud m

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Alfabeto Griego

Ƴ Relación de calor específico η Eficiencia

α Relación de derivación τ Relación de temperaturas

Abreviaciones

DOC Costo directo de operación

FADEC Control digital del motor con plena autoridad HPC Compresor de alta presión

HPT Turbina de alta presión

ISA International Standard Atmosphere LH2 Hidrógeno líquido

LPT _{Turbina de baja presión}

OPEC Organización de los países exportadores de petróleo

Subíndices

0 Ambiente

3 Entrada de la cámara de combustión 4 Entrada de la turbina

9 Salida del núcleo del motor 19 Salida del ducto del fan ∞ Aire libre

b Burner/cámara de combustión c Compresor

C Flujo principal/Núcleo del motor ca Compresor de alta presión d Total del difusor

dbooster Posterior a la última etapa del booster DF Fricción

dmax Difusor

ent Entrando al sistema

F Fan

f Combustible fe Fan externo

Ffus Fricción del fuselaje

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Continuación de Subíndices

Fpoods Barquilla del motor FV.I Estabilizador vertical Fwing Fricción del ala i Inducido INY Inyección

n Tobera

r Flujo de aire libre sal Saliendo del sistema sum Suministrado

t Turbina

th Turbina de alta presión

tl Turbina de baja presión

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INTRODUCCIÓN

El constante aumento del tráfico aéreo, contaminación y precios del petróleo han inspirado la reciente tendencia de la búsqueda de combustibles alternativos los cuales puedan substituir el uso del queroseno. Durante los últimos años han surgido diversas propuestas para remplazar el queroseno por otros combustibles, principalmente aquellos generados a partir de biomasa. En este trabajo de investigación se propone el uso de hidrógeno como una alternativa al uso de queroseno. Comparado con otros combustibles el hidrógeno contiene un alto poder calorífico, es decir tiene una gran cantidad de energía por unidad de masa. Adicionalmente es un combustible cuya combustión se puede considerar más limpia que la combustión de un hidrocarburo.

El hidrógeno en estado líquido es criogénico y tiene un alto valor de calor específico. Esto da como resultado la versatilidad de poder utilizar al hidrógeno líquido como un refrigerante sin necesidad de requerir un líquido adicional y agregar peso extra a la aeronave, de tal manera que es posible enfriar ciertas partes estratégicas del motor que permitan incrementar la eficiencia del mismo.

Basado en los métodos de intercambio de calor que se muestran en el reporte final del Cryoplane Project y Lockheed California, se analiza de manera matemática el inter-enfriamiento de un motor turbo fan V2527A-5 cuyo combustible es hidrógeno, el cual se utiliza simultáneamente como refrigerante en la zona de compresión. Se tiene como objetivo comprobar que el enfriamiento durante la compresión mejora el desempeño general del motor. Los resultados obtenidos para este ciclo analizado se comparan con un motor cuyo combustible también es hidrógeno pero cuya modificación de la temperatura del combustible ocurre por medio de un intercambiador de calor externo.

En el capítulo uno se describen las cualidades principales que hacen que el hidrógeno sea un remplazo válido del combustible convencional. Se encuentra un resumen del papel que ha tenido el hidrógeno en la aviación, en que consistió el proyecto Cryoplane y las investigaciones realizadas por Lockheed California sobre el uso del hidrógeno en la aviación. Posteriormente se realiza una descripción de los métodos de intercambio de calor empleados en motores de aviación para incrementar la temperatura del hidrógeno cuando se emplea como combustible.

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El capítulo tres consiste en el procedimiento realizado para la determinación de los datos de desempeño del motor. La primera sección muestra las características de diseño del motor analizado, consecutivamente se muestra paso a paso el cálculo del desempeño del motor convencional quemando queroseno como combustible y posteriormente el mismo motor quemando hidrógeno. En esta sección no se considera la temperatura de inyección del combustible, solamente se modifica el valor del poder calorífico y de las propiedades térmicas de los gases de escape.

En la siguiente sección del capítulo tres se muestra el análisis de este mismo motor pero ahora considerando el efecto que tiene la temperatura de inyección del combustible en la determinación de la relación combustible/aire. El análisis primero se realiza considerando que la temperatura del combustible se incrementa en un intercambiador de calor externo al motor. Posteriormente se determina el desempeño del motor considerado un inter-enfriamiento, en donde la temperatura del combustible se incrementa intercambiando calor con el aire que atraviesa la última etapa del booster y previo al compresor de alta presión.

Capítulo 1: Introducción

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1.1 Antecedentes

La propuesta del uso de un combustible alternativo como el hidrógeno se debe a la demanda pública de combustibles más económicos y ambientalmente compatibles. La búsqueda de un combustible alternativo que compita con los derivados del petróleo comenzó en la década de 1970 como consecuencia de dos crisis petroleras y está sucediendo hoy en día cuando la demanda mundial casi supera la oferta disponible. Aunque no sea completamente cierto que las reservas de petróleo desaparecerán, sin duda la cantidad que se puede extraer disminuye afectando directamente su costo que día a día incrementa.

Según la OPEC el decremento del petróleo ha sido de tal manera que en los últimos trece años su precio ha incrementado cuarenta y cinco veces más el precio original, figura 1.1. Como consecuencia de esto, el centro de análisis de agotamiento de petróleo o ODAC considera que en las siguientes dos décadas los precios seguirán aumentando hasta que el agotamiento convierta al petróleo en un recurso poco sustentable para el trasporte aéreo.

Esto afecta directamente a la industria de la aviación que en los últimos años ha crecido de manera significativa y cuyos ingresos dependen en gran parte de los gastos relacionados con el combustible almacenado y consumido por las aeronaves. Por lo tanto la aviación comercial requiere de un combustible renovable, con el que sea posible economizar su consumo sin perjudicar ninguno de los otros parámetros de desempeño.

Figura 1.1 Incremento del costo del petróleo (en dólares por barril) en los últimos 13 años [1]

1.2 Combustibles alternativos

Página | 3 tiene ventajas por encima de los demás combustibles alternativos que lo hacen más eficiente como un combustible para la aviación comercial.

Poder Calorífico

Una de las características con mayor importancia para un combustible es su contenido de energía por unidad de masa. Este parámetro indica la cantidad de energía térmica que el combustible es capaz de liberar durante una reacción química. Sus unidades son dadas por kilojoule sobre kilogramos (kJ/kg) en el sistema métrico.

La mayoría de los combustibles alternativos no contienen la cantidad de energía necesaria para considerarse eficientes. Por ejemplo, los alcoholes tienen un contenido energético muy bajo en términos de masa, lo cual impone grandes penalidades en vuelos de largo alcance y/o capacidad de carga útil. En contraste el hidrógeno es muy eficiente cuando se habla de energía por unidad de masa. El poder calorífico del hidrógeno es de 120,000 kJ/kg, es capaz de liberar aproximadamente tres veces más energía que un combustible de hidrocarburo común [2]. Esto significa que se requiere menos cantidad de combustible para impulsar al vehículo a las velocidades de diseño deseadas. Esta característica es de principal interés en cuanto al diseño de aeronaves supersónicas; en 1960 la Fuerza Aérea Americana realizó diversos diseños de una aeronave supersónica que alcanzaría una velocidad de Mach 12, se planeaba que el vehículo fuera propulsado por hidrógeno líquido almacenado a presión en una sección de su fuselaje.

Reducción de gases de escape

Actualmente la mayoría de los científicos están de acuerdo en que desechar gases de escape al ambiente (particularmente monóxido de carbono, dióxido de carbono, hidrocarburos y óxidos de nitrógeno) contribuye al aumento del efecto invernadero por encima de sus valores naturales y en concentraciones altas son nocivos para la salud.

Se estima que la aviación contribuye aproximadamente con el 3.5% de las emisiones antropogénicas totales de CO2 y se considera responsable de aproximadamente 0.02 W/m2 del forzamiento radiativo total [3]. De acuerdo a la Unión Europea debido al constante desarrollo del tráfico aéreo, el impacto de la aviación a la contaminación ambiental está aumentando. Por ejemplo, entre los años 1990 y 2006las emisiones de gases de efecto invernadero atribuidas a la aviación incrementaron un 87%. Por lo tanto, el reto es desarrollar un transporte ambientalmente sostenible para la aviación, capaz de hacer frente a la demanda creciente de tráfico aéreo y al mismo tiempo limitar las emisiones de gases de efecto invernadero.

Página | 4 es casi despreciable, por lo tanto es posible reducir el forzamiento radiativo provocado por la aviación [4].

El Instituto de la Física Atmosférica también realizó varias simulaciones para determinar los niveles de contaminación atmosférica en el año 2050 suponiendo que todas la aeronaves usaran hidrógeno como combustible, se simularon tres diferentes escenarios de transición (designados Cryo 1, Cryo 2, Cryo 3) los cuales asumen la introducción de los primeros aviones que utilizan hidrógeno como combustible (Cryoplane) entre los años 2015 y 2020 y siguiendo una transición continua hasta el año 2050 (en vez de tener un cambio instantáneo de aeronaves). Cryo 1 representa la gradual introducción de las aeronaves CRYOPLANE con Norte América tomando la delantera, y cinco años después América latina, Asia y el Medio Oriente. En cada caso la introducción del Cryoplane comienza con aeronaves pequeñas avanzando a aeronaves de largo alcance diez años después. Cryo2 Asume un transición rápida, comenzando con aeronaves de pequeño y medio alcance en el 2015, y aeronaves de gran tamaño en el 2025. Suponiendo que en el año 2050 todos los aviones funcionan con hidrógeno. Cryo 3 simula una transición mundial después del año 2020 (después que Cryo 2) con un cambio mucho más acelerado hacia el año 2050. El impacto climático asociado con cada escenario se cuantificó en términos del forzamiento radiativo total global en el año 2050 (figura 1.2). De acuerdo a sus cálculos el forzamiento radiativo provocado por la aviación en el año 2050 puede ser reducido entre el 16% y 29%, dependiendo de la velocidad de transición [4].

Figura 1.2 Aproximación del forzamiento radiativo (W/m2_{)de dióxido de carbono, dióxidos de nitrógeno y}

estelas en el año 2050 considerando el aumento del tráfico aéreo para un escenario de queroseno y tres de transición al hidrógeno.

Reducción de NOx

Página | 5 alta temperatura en la cámara de combustión. En zonas de menor temperatura el NO se oxida para formar NO2. A ambos compuestos se les refiere como NOx y su formación se encuentra directamente ligada con la temperatura de la cámara de combustión.

En general la formación de NOx es independiente del tipo de motor, cámara de combustión, y combustible. Sin embargo, debido a las propiedades particulares del hidrógeno se han investigado diversos cambios que se pueden realizar en la zona de la cámara de combustión para reducir la cantidad de NOx producido.

Propiedades como el rango de inflamabilidad, velocidad de la flama y atomización pueden ser aprovechadas de la siguiente manera para reducir la cantidad de NOx [5].

Rango de inflamabilidad

El rango de inflamabilidad de un gas es determinado en términos de límite inferior y límite superior. El límite inferior es la concentración mínima de gas que soportará una flama cuando se mezcla con aire y se produce la combustión. Por debajo de este límite, no hay suficiente combustible presente para la combustión. El límite superior es la concentración más alta que soportara una flama cuando se mezcla con el aire y se produce la combustión. Por arriba de este valor no hay suficiente oxígeno presente para soportar la combustión. Entre estos dos límites se encuentra el rango de inflamabilidad en la que el combustible y el oxígeno se encuentran en las proporciones correctas para la combustión.

Una mezcla estequiométrica ocurre cuando las moléculas de oxígeno y de hidrógeno se encuentran a la proporción exacta necesaria para completar la reacción de combustión. De tal manera que si la mezcla es rica no se encuentra suficiente oxígeno para tener una combustión completa y parte del combustible permanecerá sin reaccionar. En contraste cuando se habla de una mezcla pobre se refiere a un exceso de oxígeno. Cuando se habla de combustión interna lo más práctico es que se opere con una mezcla pobre para que se promueva la reacción completa de todo el combustible disponible y reducir la cantidad de NOx producido.

Para poder minimizar la producción de NOx, es necesario modificar la relación combustible/aire en la zona primaria de manera que se obtenga una mezcla pobre en todas las condiciones de carga del motor sin que se apague la flama. En condiciones de baja potencia, la relación combustible/aire es esencialmente pobre y tiene que ser mantenida por encima de la zona de extinción de la flama por un margen amplio.

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Figura 1.3 Comparación de rango de inflamabilidad hidrógeno contra queroseno. La comparación aplica solamente a cámaras de combustión convencionales que presenten una zona primaria, intermedia y de

dilución [6].

Velocidad de la flama

Debido a la rápida reacción cinética de las flamas, la velocidad de combustión incrementa ocho veces más al utilizar hidrógeno líquido como combustible. Al incrementar la velocidad de la flama la combustión se vuelve más corta y se reducen los requerimientos de enfriamiento. Como consecuencia hay mayor cantidad de aire disponible durante la combustión y la temperatura de la flama disminuye, reduciendo la producción de NOx. Otro beneficio causado por la alta velocidad de la flama es que el tiempo de permanencia en la zona caliente disminuye, lo cual evita la formación de NOx.

Atomización

Página | 7 temperatura relativamente uniforme que minimiza la formación de contaminantes y esfuerzos térmicos en el metal.

Calor específico

La propiedad de mayor interés para este trabajo de investigación es el alto calor específico del hidrógeno. Su valor está por encima del de otros combustibles y combinado con su baja temperatura en estado líquido permite que el combustible sea utilizado como disipador de calor.

En los tanques de combustible, el hidrógeno líquido se encuentra almacenado a una temperatura de 20 K. Si el combustible es alimentado directamente a la cámara de combustión entraría a una temperatura de aproximadamente 50 K [7] y la mayoría de la energía durante la combustión sería desperdiciada calentando el combustible. Debido a esto, antes de entrar a la cámara de combustión el hidrógeno debe de ser calentado a una temperatura mayor a 150 K [4]. Esto brinda la oportunidad de permitir que el combustible sea utilizado como refrigerante para enfriar diversas partes estratégicas de la aeronave o el motor, algo que puede beneficiar a las aeronaves supersónicas e hipersónicas ya que su estructura está sujeta a calentamiento aerodinámico intenso.

Enfriamiento externo de una aeronave

Es posible realizar reducciones de la resistencia aerodinámica en aeronaves impulsadas por hidrógeno usando el combustible para enfriar selectas superficies aerodinámicas de la aeronave a medida que fluye desde los tanques de combustible a los motores. Esto se debe a que a velocidades subsónicas, una capa límite laminar fría es más estable que una capa límite adiabática y por lo tanto más resistente a una transición a flujo turbulento.

Hace varios años se notó en diversos experimentos que a bajas velocidades la ubicación de la transición de la capa límite del aire en una placa plana se adelanta aguas arriba como resultado del calentamiento de la superficie. Este comportamiento fue confirmado por los cálculos de estabilidad de Lees Lester quien demostró que el enfriamiento puede estabilizar la capa límite de una placa plana, mientras que calentar la desestabiliza. Las ventajas de enfriar dependen de si la capacidad de refrigeración del combustible puede enfriar el revestimiento de la aeronave a temperaturas necesarias para el retardo de transición [8].

Para cada componente que se enfría el balance de energía se escribe:

̇

(1.1)

En donde Mc es la capacidad calorífica del componente, ̇ el flujo másico del combustible, y es el incremento de entalpía del combustible al pasar de su temperatura de

Página | 8 El calentamiento aerodinámico, , depende de las propiedades del aire por el que circula la aeronave, la longitud y área que hace contacto con el componente, el estado laminar o turbulento del flujo y la temperatura de transición local. El enfriamiento de un componente solo puede ocurrir si la capacidad de enfriamiento del combustible excede el calentamiento aerodinámico, es decir, cuando el lado derecho de la ecuación es negativo, por lo tanto el gradiente de temperatura del combustible debe ser amplio, algo que se beneficia si el calor específico tiene un valor grande como es el caso del hidrógeno.

El artículo de Reshotko [8] describe un estudio en el que se determinó analíticamente la disminución de arrastre de una aeronave con enfriamiento en su superficie. La aeronave utilizada para el estudio es un diseño conceptual desarrollado por Brewer [7], figura 1.4. Tiene la apariencia de un transporte convencional de gran capacidad, excepto por su largo fuselaje en el cual se encuentran los tanques de almacenaje de hidrógeno líquido. Se asume que la aeronave vuela en crucero a una altitud 11.27 km.

Figura 1.4: Estructura general, LH2, transporte subsónico

El desglose del arrastre en crucero para la aeronave sin inter-enfriamiento asumiendo una capa límite turbulenta se muestra en la tabla 1.1.

Tabla 1.1 Desglose de arrastre para una aeronave sin Inter-enfriamiento

Componente de Coeficiente de

% del Total

Arrastre Arrastre

Arrastre Inducido CDi 0.00680 25.0

Aleta de centrado CDtrim 0.00125 4.6

Compresibilidad

CDpfuselaje 0.00090 3.3

XDpala 0.00179 6.6

Fricción CDF 0.01650 60.5

Página | 9 Como se muestra en la tabla 1.1 el arrastre por fricción es el mayor contribuidor al arrastre general. Su desglose se muestra en la tabla 1.2.

Los candidatos principales para una reducción de arrastre son el ala, el fuselaje, y la barquilla del motor. Realizando cálculos previos se determinó que solo era necesario analizar el enfriamiento del 75% del ala y 20% del fuselaje. El enfriamiento de la superficie externa de la barquilla del motor también fue considerado. Para el propósito de los cálculos se asumió que la aeronave ha llegado a crucero antes de que el combustible circule para enfriar. Por lo tanto la superficie de la aeronave está inicialmente a condiciones adiabáticas. En el proceso de enfriamiento, el refrigerante debe de intercambiar calor en la fase turbulenta.

Tabla 1.2 Desglose de arrastre para una aeronave sin Inter-enfriamiento

Componente de Coeficiente de

% del total

Arrastre por Fricción Arrastre

Ala CDfwing 0.00586 34.4

Fuselaje CDffus 0.00813 49.3

Estabilizador

CDFH.I 0.00040 1.9

Horizontal Estabilizador

CDFV.I 0.00032 2.7

Vertical

Barquilla del motor CDfpods 0.00134 8.1

Otros Total CDF 0.0165 100

Como resultado se observó que a medida que la superficie se enfría, la ubicación de transición de la capa límite se desplaza aguas abajo de acuerdo con la suposición hecha previamente, por lo que el coeficiente de transferencia de calor es reducido pero la diferencia de temperatura aumenta. Los resultados del enfriamiento se muestran en la figura 1.5, y en la tabla 1.3.

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Tabla 1.3 Reducción de Resistencia

Componente ΔCD

Resistencia del Resistencia por Resistencia de

Componente, % Fricción, % la aeronave, %

Ala 0.0042 72 25 15.4 Fuselaje 0.0019 23 12 7 Barquilla del

Motor 0.0012 90 7.3 4.4

Al obtener un flujo laminar debido a la reducción de la temperatura del flujo puede reducir el coeficiente de arrastre por casi 0.0013, que es el 26.8% del el arrastre original de la aeronave. El enfriamiento solo del fuselaje y las alas resulta en una reducción del 22%. Se puede reducir el consumo del flujo másico del combustible 26.8%, cantidad que sigue siendo suficiente para mantener la aeronave en condiciones de enfriamiento.

Un detalle importante que considerar es el peso del intercambiador de calor, entre mayor sea menores beneficios se obtienen, para solucionar esto el sistema de enfriamiento se considera adyacente a la superficie de la aeronave para minimizar las penalidades de peso. Se estimó que el peso total del sistema de enfriamiento seria de aproximadamente 1 814 kilogramos. De tal manera que los beneficios totales considerando el peso del sistema de enfriamiento y la reducción del coeficiente de fricción de 0.0073 se muestran en la tabla 1.4. Si la reducción de la resistencia fuera de solo 0.0054 ó 20%, el ahorro de energía sería del 20.7 % y el peso total de despegue sería reducido un 20 %.

Tabla 1.4 Beneficios totales

Asunto Valor de Ahorros

Referencia Cantidad %

Combustible total

Crucero, kg 23 001.66 6 395.65 27.8

Peso total

Despegue, kg 171 367.1 12 700.58 7.4

L/D* crucero

D.O.C** 16.4 20.9 27

Asiento, por mi 1.6 0.37 23.1

*L/D-lift to drag ratio, relación de sustentación/arrastre **D.O.C- direct operating cost, costos directos de operación

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1.3 Trabajos previos con hidrógeno como combustible

La primera vez que se empleó hidrógeno en la aeronáutica fue en globos inflables alrededor del año 1783. El diseño de estos era bastante básico y no contaban con un sistema de control o propulsión. Su propósito principal era ayudar a estudiar la física y química de la troposfera, transportando a dos personas a una altura de 914 metros. Durante los siguientes 50 años se mantuvo un gran enfoque en obtener control sobre la dirección y velocidad con la que volaban estos globos.

En 1852 el francés Henri Giffard, construyó el primer dirigible. Con 44 metros de longitud y 12.19 m de diámetro, era impulsado por un motor de vapor del mismo diseño de Giffard. Su vuelo alrededor de París fue la primera demostración de control sobre un globo aerostático, sin embargo, no fue hasta el año 1884 que voló el primer dirigible con un sistema de control lo bastante eficiente como para regresar a su punto de partida.

El evento más significativo del uso del hidrógeno en el transporte aéreo comercial ocurrió en 1900, cuando el primer dirigible rígido, el LZ-1 diseñado por Ferdinand von Zeppelín, realizó su primer vuelo exitoso. Durante seis años posteriores cinco dirigibles Zeppelín realizaron mil seiscientos vuelos transportando a treinta y siete mil pasajeros sin incidente, las operaciones fueron terminadas debido a la primera guerra mundial.

Al igual que en Europa, Estados Unidos también utilizó el dirigible como medio de transporte. El dirigible LZ-126, también llamado LOS ANGELES, realizó el primer vuelo transatlántico y fue utilizado por la fuerza aérea americana durante 15 años. Similarmente, el dirigible LZ-127, también conocido como GRAF ZEPPELIN, cumplió nueve años de servicio exitosos.

Desafortunadamente, el dirigible más conocido es el Hidenburg LZ-129. Destruido a causa de un incendio cuando aterrizaba en Nueva Jersey el 6 de mayo de 1937, causó la muerte de 35 pasajeros y un miembro de la tripulación. El hidrógeno fue culpado como la causa principal de este incidente, sin embargo, un estudio en 1997 concluyó que la explosión no se debió el gas hidrógeno, sino más bien a una descarga de electricidad estática relacionada con el clima y los materiales altamente inflamables de la cubierta del dirigible. No obstante, debido a este incidente el concepto de utilizar hidrógeno como combustible gano mala reputación por ser considerado extremadamente peligroso.

Lockheed Aircraft Corporation

Página | 12 hidrógeno líquido, la mayoría de estos diseños y conceptos han sido redactados por Daniel G. Brewer [7].

Cryoplane Project

Hace doce años la industria aeronáutica Europea inicio un proyecto con el objetivo de desarrollar una aeronave comercial impulsada por hidrógeno. El proyecto consistió en la participación de agencias gubernamentales de once países (entre ellos Alemania, España, Suecia, Italia, Francia, Reino Unido y Grecia) y 45 empresas asociadas. El proyecto se dio a conocer con el nombre de CRYOPLANE Project.

El proyecto demostró que el hidrógeno puede ser un combustible alternativo adecuado para el futuro de la aviación. Sin embargo, debido a la falta de materiales, partes y componentes es necesario incrementar el trabajo en investigación y diseño para que el hidrógeno pueda ser utilizado como un combustible para la aviación.

El estudio abarcó todos los aspectos técnicos, ambientales y sociales los cuales se dividieron en nueve áreas principales:

a) Administración de proyecto: Con el objetivo de desarrollar una base conceptual para la aplicación, seguridad y compatibilidad ambiental de una transición de queroseno a hidrógeno, además de analizar los futuros escenarios de corto a largo alcance de esta transición.

b) Configuraciones de Aeronaves: En esta área se analizaron las diferentes posibilidades de almacenamiento del combustible. Estas configuraciones tenían que reunir los requisitos para una operación eficiente y segura en todas las categorías,

desde „aeronaves ejecutivas‟ hasta „aeronaves de largo alcance.

c) Sistemas y componentes: Ésta área se encargó de enlistar los componentes y sistemas principales necesarios para la aeronave y seleccionar el material ya existente, así como también señalar el material que necesite rediseño, enfocándose principalmente en el sistema de combustible y los tanques de almacenamiento.

Página | 13 e) Compatibilidad ambiental: Como su nombre lo indica, el objetivo de esta área fue

evaluar el estado actual de los conocimientos acerca de la compatibilidad ambiental del hidrógeno líquido como combustible de aviación, teniendo en cuenta su producción, en comparación con el queroseno.

f) Fuentes de energía e infraestructura, escenarios de transición: fueron tres áreas encargadas de investigar todas las modificaciones necesarias para la transición a hidrógeno en aeropuerto. Estos estudios incluían procesos de producción de hidrógeno, distribución, almacenamiento en tierra, operaciones de aeronave en tierra, altitud de crucero optima, estudios económicos, transición global, cuestiones técnicas y aspectos normativos y legislativos.

g) Propulsión: Esta área de investigación se dividió en dos secciones:

 Configuraciones de motor con cambio mínimo

Estudio realizado en la Universidad Politécnica de Madrid

El propósito de esta tarea fue determinar la viabilidad de hidrógeno líquido como combustible para los motores existentes de turbina de gas con cambios mínimos de los componentes, así como cuantificar las principales características de rendimiento. Se utilizó el código Gasturb para realizar las simulaciones. Las especificaciones termodinámicas del motor, aproximaciones de desempeño, atmosfera estándar, propiedades del gas y propiedades del combustible fueron elegidas para que coincidan con las características elegidas en el estudio de motores no convencionales.

Como resultado se determinó que quemar hidrógeno en un motor convencional parece ser factible con cambios mínimos de los componentes del motor.

 Configuraciones de motor alternativas

Estudio realizado en Cranfield University SME, UK [4]

Esta área se encargó del estudio de turbinas de gas a cuyo ciclo térmico se le ha agregado una etapa de inter-enfriamiento. Como se mencionó previamente las turbinas de gas modificadas pueden demostrar mejoras en el rendimiento utilizando, en diversas maneras, el hidrógeno como disipador de calor.

1.4 Configuraciones de motor utilizando hidrógeno como refrigerante.

Página | 14 que se modifique el ciclo termodinámico y se obtenga una ganancia en la eficiencia total del motor, factor principal que reduce el consumo de combustible.

Lockheed-California Company For NASA-Langley Research Center y la Universidad de Cranfield se dieron a la tarea de investigar diferentes conceptos de motores que utilizan hidrógeno como un refrigerante. Estos conceptos tienen como objetivo mejorar la eficiencia y empuje o disminuir el consumo de combustible del motor.

Lockheed California

Lockheed-California Company calculó todos los conceptos considerando el diseño de un motor experimental, el cual en su tiempo fue considerado un concepto avanzado de un motor turbo fan de alto índice de derivación. El análisis de cada concepto alternativo se realizó en condiciones de crucero, a una altitud de 10.668 km, una velocidad de 0.85 Mach, generalmente con un índice de derivación de 12.95 y una relación de presiones de 35. El criterio utilizado para la evaluación de estos conceptos es el cambio del costo directo de operación, o DOC. La sensibilidad del valor de DOC a los cambios del consumo específico de combustible (SFC) y del peso del motor se basó en la siguiente relación:

Para cada análisis del ciclo el empuje, relación de presiones total, temperatura máxima del ciclo (Tt4) y relación de presiones del fan se mantuvieron constantes. De la misma manera el empuje específico (F/ ̇ ) se mantuvo constante fijando la extracción de energía en la turbina de baja presión. Esto se logró manteniendo la relación de velocidades de la tobera (Vnucleo/Vfan) constante. El no modificar estos parámetros permitió analizar cada uno de los conceptos independientes de algún cambio en la eficiencia propulsiva.

Pre-enfriamiento del flujo de aire que se dirige al compresor

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Figura 1.6 Pre-enfriamiento del aire del compresor

Las desventajas de este ciclo son las caídas de presión y severos problemas de congelamiento del aire. La recirculación del aire fue investigada como una solución potencial pero resulto ser poco práctica. Además, la facilidad con la que el intercambiador de calor puede ser dañado debido al impacto de un objeto externo también fue identificada como un problema serio para esta configuración.

Página | 16 Figura 1.7 Desempeño del motor con pre-enfriamiento

Inter-enfriamiento del compresor

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Figura 1.8 Inter-enfriamiento del aire del compresor

Los resultados de este ciclo se muestran en la figura 1.9. Datos preliminares del diseño del intercambiador de calor señalaron que del lado de hidrógeno líquido se obtuvo una eficiencia de 0.8 y una caída de presión de 4%. Esta combinación dio una mejora de 1.0% en el consumo de combustible específico relativo al ciclo de referencia. El peso del motor utilizado se redujo 18.14 kg pero el intercambiador de calor pesaba 45.35. Por lo tanto, el efecto total de esta modificación fue una mejora en el costo operacional directo de 0.57%

Página | 18 Intercambio de calor con el aire de refrigeración de la turbina.

Este concepto consiste en utilizar el hidrógeno líquido para disminuir la temperatura del aire de refrigeración de la turbina. Como se muestra en la figura 1.10 el aire es extraído del compresor y encaminado a un intercambiador de calor donde se reduce su temperatura al crear un gradiente de temperatura con el combustible. Al salir del intercambiador se dirige a la turbina de alta presión con el propósito de enfriar y proteger los álabes de la turbina que se encuentran expuestos a altas temperaturas. Esta configuración tiene dos propósitos: el primero es reducir la cantidad de aire que se necesita extraer del compresor y al mismo tiempo reducir el efecto del aire frío descargado en la corriente de la turbina. La eficiencia de una turbina está penalizada por la cantidad de aire de enfriamiento que necesite, entre menos aire necesite mayor será la eficiencia. La razón de esto es que el flujo de enfriamiento perturba al flujo de la turbina por lo cual al disminuir el flujo de aire frío, ocurren menos perturbaciones con el flujo original y por lo tanto existe un incremento en la eficiencia.

El segundo objetivo de esta configuración es aumentar la temperatura máxima a la entrada de la turbina. Al enfriar el aire de sangrado utilizando el combustible, el enfriamiento de los álabes se hace más efectivo y permite aumentar la temperatura máxima permisible. La energía que se suministra al núcleo del motor depende de la temperatura a la entrada de la turbina, si esta temperatura se incrementa, la cantidad de energía que se suministre por medio del combustible también incrementara lo cual es un resultado poco deseable. No obstante el aumento de la temperatura a la entrada de la turbina permite rediseñar el ciclo de tal manera que se pueda modificar la relación de presiones total y el número de etapas de la turbina de alta, permitiendo así aumentar el empuje específico producido por el motor.

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Figura 1.10 Esquema de enfriamiento del aire de refrigeración de la turbina

Calentamiento del combustible regenerativo

Un ciclo regenerativo puede cambiar de complejidad dependiendo de la configuración que se elija realizar. Es posible elaborar un ciclo complejo incrementando los componentes utilizados, sin embargo, entre mayor sea el número de elementos agregados mayores serán los riesgos de seguridad para el equipo.

En la figura 1.11 se muestra la configuración analizada por Lockheed-California. Este ciclo es esencialmente el de una turbina de gas regenerativa excepto que la energía es administrada al combustible en vez de al aire. Los ciclos regenerativos son diseñados para proteger la turbina y la tobera de las altas temperaturas a la salida de la cámara de combustión que puedan dañar el material. Este ciclo es común en turbinas estacionarias, y para la mayoría de los casos se utiliza un fluido alterno para enfriar, por ejemplo agua. Sin embargo, en una aeronave el peso extra no es conveniente por lo cual la solución más eficiente es utilizar un combustible criogénico como el hidrógeno.

Como se muestra en la figura 1.11, el hidrógeno líquido pasa a través de un intercambiador de calor montando en el escape de la turbina de baja presión. Su temperatura se incrementa y sale del intercambiador para ser introducido a la cámara de combustión.

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Figura 1.11 Ciclo de turbina de gas con calentamiento de combustible regenerativo.

Ciclo de expansión de Hidrógeno

El concepto de este ciclo es proveer potencia a los accesorios de la aeronave por medio de una turbina de expansión de hidrógeno en lugar de extraer la potencia de una caja de engranes como normalmente se realiza. Esta configuración es una adaptación a la idea original de Pratt & Whitney que fue incorporada en un motor modelo 304 en 1957. Originalmente se esperaba que el ciclo de expansión proporcionara potencia al fan y compresor. Sin embargo, cálculos preliminares demostraron que sería necesario bombear el combustible a presiones muy altas para poder proveer la suficiente potencia requerida por el fan y compresor. Por ejemplo, se requeriría una presión de 13 789.51kPa para producir 580 hp, tan solo el 5% de la potencia requerida por el compresor. Debido a esto la idea principal se modificó de proveer potencia al compresor y fan a suministrar potencia a la caja de accesorios.

El ciclo de expansión se ilustra en la figura 1.12. Este esquema consiste en bombear el hidrógeno líquido a un nivel de presión por encima del requerido para la entrega al motor, calentarlo con los gases de escape en un intercambiador de calor y expandirlo por una turbina. Los beneficios que se esperan son resultado de la eliminación de la potencia requerida para mover la caja de los accesorios y la disminución del flujo de combustible debido al aumento de temperatura del combustible. El peso del motor también disminuiría debido a que el tamaño de la caja de accesorios sería más pequeño, sin embargo, esta ventaja sería descompensada con el peso de la turbina extra.

Página | 21 calculada como función del aumento de la presión. Se considera que el hidrógeno se expandió a través de la turbina a una presión de 2 482.11kPa. La temperatura a la salida de la turbina se calculó con una eficiencia adiabática de 90%. Con una relación de velocidades en la tobera de 1.19, se obtuvo como resultado una mejora en el consumo del combustible específico de 4.31%. El peso del generador es de 50.80 kg y el peso del motor disminuyó 12.24 kg. Por lo tanto se obtuvo un beneficio en el costo operativo directo de 2.9

Figura 1.12 Ciclo de expansión de hidrógeno

Cryoplane Project

La universidad de Cranfield (School of Mechanical Engineering) en el Reino Unido se encargó de investigar configuraciones de motor utilizando hidrógeno como combustible y refrigerante. Debido a que el estudio es más reciente, se realizaron diferentes simulaciones de un motor turbo fan V2527-A5 de dos ejes ideal para vuelos de corto alcance. Los efectos de cada configuración en el desempeño del motor fueron estimados por medio de la herramienta de simulación Turbo Match (Software de propiedad y diseño de la misma universidad). Las comparaciones de desempeño se realizaron en condiciones de despegue a nivel del mar, ISA +10 K, tomando como parámetros de diseño principales un índice de derivación de 4.8 y una relación de presiones de 28.5 [9]. En cada simulación se mantuvo la temperatura a la salida de la cámara de combustión (Tt4) o el empuje total constante.

Los ciclos considerados para el análisis en orden de complicación fueron: a) Pre enfriamiento del flujo de aire a la entrada del compresor

b) Inter-enfriamiento del aire entre el booster y el compresor de alta presión c) Pre calentamiento del combustible utilizando el aire de escape

Página | 22 e) Enfriamiento directo de las turbinas con el combustible

f) Calentamiento externo del combustible aumentado por la expansión por medio de una turbina auxiliar

g) “Topping” cycle

Debido a su complejidad o posibles problemas mecánicos de la lista anterior solo tres ciclos fueron elegidos para un estudio más detallado:

a) Pre enfriamiento del flujo de aire a la entrada del compresor

Con la misma configuración que el ciclo analizado por Lockheed-California el combustible es calentado a una temperatura 280 K en un intercambiador de calor situado antes de la entrada del compresor. La temperatura del aire en el núcleo disminuye a 25 K y permite que la compresión del núcleo se incremente sin sobrecargar la turbina de alta presión, la etapa extra se agrega al final del compresor de alta presión. Además, debido a que la presión en la entrada de la turbina aumenta ligeramente, el índice de derivación puede ser incrementado de 4.8 a 5.2. El efecto total fue la disminución del consumo específico del combustible por 4.4% y el incremento del empuje de 6.7% relativo a un motor impulsado por hidrógeno convencional.

c) Pre-calentamiento del combustible utilizando el aire de escape

El calentamiento del combustible con los gases de escape del núcleo del motor es probablemente el ciclo más práctico de todos. La diferencia principal entre este ciclo y el analizado por Lockheed-California es que el intercambiador analizado para el proyecto Cryoplane es simplemente un espiral envuelto alrededor del ducto de escape del núcleo del motor, figura 1.13. La temperatura del flujo de aire en el núcleo del motor ha sido adecuadamente reducida y se ha tenido en cuenta en la evaluación del rendimiento del motor. El combustible es vaporizado y calentado a 600 K. El resultando fue una ligera reducción del empuje y una disminución del consumo específico del combustible de 3.9 %.

Página | 23 d) Enfriamiento del aire de refrigeración de la turbina- Incremento de Tt4

Capítulo 2: Marco teórico

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2.1 Compresión con Inter-enfriamiento

El sentido común nos dice que puede ser más sencillo y eficiente evaporar el hidrógeno en las zonas de mayor temperatura del motor, por ejemplo utilizar el hidrógeno para enfriar la turbina o intercambiar calor con los gases de escape, como se mostró en el análisis realizado por Lockheed California. Sin embargo, estas configuraciones presentan pérdidas de temperatura y presión, lo cual disminuye el empuje total del motor. Adicionalmente, debido a las altas temperaturas que se registran en la turbina y el escape, realizar cambios en estas zonas del motor implica grandes complicaciones mecánicas y posibles problemas estructurales tales como fatiga de los álabes debido al choque térmico entre dos temperaturas extremas.

Es importante entonces realizar el intercambio de calor en una zona del motor en donde el empuje no se vea afectado de manera negativa por un decremento brusco de temperatura y sea técnicamente factible.

El pre-enfriamiento, inter-enfriamiento y el enfriamiento continúo en el compresor son las configuraciones alternativas que requieren mínimas modificaciones del equipo y no requieren maquinaria extra como es el caso de los ciclos expansivos. Como el calor específico del hidrógeno es diez veces mayor al de cualquier combustible de hidrocarburo, solo se necesita una pequeña área de intercambio de calor para evaporar el hidrógeno, de tal manera que el intercambiador de calor puede ser simplemente un ducto.

Basado en los ciclos analizados por Lockheed-California y la universidad de Cranfield este trabajo de investigación tiene como objetivo analizar de manera analítica el intercambio de calor entre el flujo de aire atravesando el núcleo del motor y el flujo del combustible circulando por dentro de los álabes estatores de la última etapa del booster.

Es un ciclo similar al ciclo de inter-enfriamiento analizado por Lockheed- California. Sin embargo, el intercambio de calor no ocurre dentro de un compresor individual. El concepto se mezcló un poco con el estudio realizado para el proyecto Cryoplane considerando un inter-enfriamiento al final de compresor de baja presión (o booster) y el concepto de inter-enfriamiento de una superficie propuesto por Reshotko [8], circulando el flujo de combustible por un ducto situado en la parte interna de los álabes estatores.

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específico del gas lo más pequeño posible durante el proceso de compresión. Esto se hace manteniendo la temperatura del gas lo más bajo posible durante la compresión ya que el volumen específico del gas es proporcional a la temperatura. Por lo tanto, para reducir el trabajo necesario para la compresión se requiere que el gas sea enfriado mientras se comprime.

Para tener un mejor entendimiento del efecto del enfriamiento durante el proceso de compresión, se compara la entrada de trabajo necesario para tres procesos de compresión:

 Un proceso isoentrópico : sin inter-enfriamiento

 Un proceso politrópico: con algo de inter-enfriamiento

 Un proceso isotérmico: con máximo enfriamiento

Asumiendo que los tres procesos están siendo ejecutados dentro de los mismos niveles de presión (P1 y P2) en una manera internamente reversible y el gas se comporta como un gas

ideal (Pv=RT) con calor específico constante. El trabajo de compresión se determina con una integral:

∫ (2.1)

Los tres procesos se trazan en el diagrama P-v en la figura 2.1. En un diagrama P-v, el área a la izquierda de la curva es la integral de v dp, por lo tanto es una medida del trabajo suministrado al realizar el proceso de compresión. En el diagrama es interesante observar que de los tres casos internamente reversibles considerados, el proceso isoentrópico requiere la mayor cantidad de trabajo y el proceso isotérmico el mínimo. En el caso del proceso politrópico (que sigue la función Pvn_{= contante) se encuentra entre los otros dos procesos y disminuye cuando}

Página | 27 Figura 2.1 Diagrama P-v de un proceso de compresión isoentrópico,

politrópico e isotérmico entre los mismos límites de presión [10].

Con estos argumentos está claro que el enfriamiento del gas mientras es comprimido es algo deseable ya que reduce el trabajo requerido por el compresor. Sin embargo, no es posible tener un enfriamiento constante a través de la carcasa del compresor durante todo el proceso de compresión y se vuelve necesario utilizar otras técnicas para obtener un enfriamiento efectivo. Una de estas técnicas es la compresión por etapas donde un gas es comprimido hasta alcanzar una presión intermedia Px, entra a un intercambiador de calor a presión constante hasta

alcanzar una temperatura T1 y continua a una segunda etapa de compresión hasta alcanzar la

presión final P2. La compresión por etapas con inter-enfriamiento es especialmente atractiva

Página | 28 Figura 2.2 Diagrama P-v y T-s para un proceso de compresión de flujo estacionario con inter-enfriamiento

[10].

Incremento de la relación de presiones

Para poder explicar en qué consiste el aumento de la relación de presiones por inter-enfriamiento es necesario conocer la definición de relación de presiones y que sucede cuando se modifica su valor.

La relación de presiones es un parámetro de diseño el cual indica la proporción entre la presión de entrada y salida del compresor.

⁄ (2.2)

Entre mayor sea la relación de presiones mayor será el incremento de temperatura a través de este dispositivo.

La relación de presiones se encuentra limitada por la temperatura a la entrada de la turbina, un valor impuesto por consideraciones metalúrgicas que oscila entre 1000 a 1700 K. Si se excede esta temperatura el material de la turbina puede fundirse y deformarse. La diferencia entre la temperatura a la salida del compresor y temperatura a la entrada de la turbina determina la cantidad de energía que se suministrara al motor, en otras palabras establece la cantidad de combustible que se suministra al motor.