SISTEMAS DE PROPULSION AERONAUTICA

Autor: MORIÑIGO MADUEÑO JOSE ANTONIO.
Año: 2003.
Universidad: POLITECNICA DE MADRID.
Centro de lectura: E.T.S. DE INGENIEROS AERONAUTICOS.
Centro de realización: E.T.S.I. AERONAUTICOS.

Resumen: El presente trabajo numérico analiza los fenoménos de histéresis, modos de separación y transicicón entre ellos observados en un tipo especifico de toberas conocido como empuje óptimo (TOC) en sobre-expansión, propias de motores cohete de lanzadores en su operación a nivel de mar. El estudio se centra en la tobera sub-escala J-2S 1:16 ensayada con aire seco. Mediante simulación numérica de fluidos, se profundiza en la fenomenología citada y en la aparición de fuertes cargas laterales durante los transitorios de arranque y parada del motor , estando el estudio soportado por los resultados experimentales disponibles. Como punto de partida, la realización de simulaciones RANS 2D-axisimétricas estacionarias ha permitido clarificar el papel desempeñado por la onda de choque interna nacida en la vecindad de la garganta de la tobera en la formación y configuración del patrón de ondas de choque denominado cap-shock. Además, las similaciones RANS 2D.axisimétricas no.estacionarias de los transitorios de operación de la tobera han permitido indagar en la no-estacionariedad del flujo y evolución de la configuración de ondas de choque presentes en el divergente. Los resultados revelan la existencia de una transición hacia la situación de flujo readherido (transitrio de arranque) y otra hacia la situación de flujo separado (transitorio de parada). El nacimiento de la gran bolsa de recirculación sobre el eje aguas abajo del cap-shock y subsiguiente crecimiento constituyen fenómenos analizados, postulándose un criterio de nacimiento de la misma de acuerdo con el comportamiento observado. En el contexto de las simulaciones 2D-axisimétricas, el bucle de hisréresis visible en el mapa de eficiencia del empuje, así como los perfiles de presión sobre la pared para varios ratios de presión de cámara (NPRs), muestran un buen ajuste con los ensayos. Las simulaciones RANS 2D y 3D no-estacionarias han puesto de manifiesto el desarrollo de auto-oscilaciones en la corriente para los NPRs simulados, en consonancia con ensayos recientes. El hecho de que la potencia espectral presente una frecuencia dominante función del punto de operación NPR, lleva a postular que es la excitación de un modo de flameo del chorro la causa mas probable de tal movimiento. A su vez, se han abordado simulaciones 3D no-estacionarias para NPR fijo, previa implementación de condiciones de contorno no-reflexivas de radiación y outflow en su formulación 3D. Esta implementación ha sido validada a partir de soluciones 2D obtenidas con condiciones de contorno reflexivas. Por vez primera, las simulaciones 3D no-estacionarias realizadas han logrado capturar el desarrollo de auto-oscilaciones periódicas del flujo en una tobera TOC, caracterizadas por la presencia de fuertes cargas laterales acopladas con fluctuaciones del empuje. La frecuencias de la oscilación axial y lateral del chorro computadas muestran un ajuste excelente con las reportadas en el J-2S 1:16. Dichas simulaciones vienen a confirmar que el fenómeno de separación-readhesión asimétrica es el mecanismo principal responsable de la generación de fuertes cargas laterales.

Autor: GONZÁLEZ MARTÍNEZ EZEQUIEL.
Año: 2002.
Universidad: POLITECNICA DE MADRID.
Centro de lectura: INGENIEROS AERONÁUTICOS.
Centro de realización: ESCUELA TÉCNICA SUPERIOR DE INGENIEROS AERONÁUTICOS.

Resumen: El presente trabajo es un estudio experimental sobre la estructura del flujo turbulento que aparece en combustores LPP (Leam Prevaporized Premixed) actualmente considerados para aplicaciones aeronáuticas con muy baja generación de óxidos de nitrógeno (Nox). Se ha construido un modelo de cámara sin combustión con capacidad para albergar diferentes cofniguraciones y que ha sido caracterizado obteniendo información tridimensional del campo medio y fluctuante de velocidades. Se ha confirmado la existencia del fenómeno de rotura de torbellino como consecuencia de la alta rotación del flujo. El análisis espectral del campo de velocidades revela la existencia de regiones con intensidad espectral dominante localizadas en intervalos de frecuencia limitados, candidatas para albergar estructura coherente del flujo. Para estudiar mejor este punto, se ha diseñado y construido un túnel con un único sistema LPP en el cual se han realizado medidas en fase que revelan la presencia de distintos modos espaciales. Uno de ellos es el modo de precesión que está asociado al desplazamiento transversal de la burbuja de recirculación. Otros parecen ser deformaciones de la burbuja que no desplazan el eje de giro, y que están asociados al desarrollo del flujo en el interior del sistema LPP. Adicionalmente se ha establecido que, bajo ciertas condiciones, existe una clara interacción entre los diferentes modos. Estos hallazgos se han confirmado posteriormente sobre el modelo de cámara. Más aún, se ha comprobado que, en el caso de flujo reactante, el modo de precesión puede amplificarse dando lugar a inestabilidades de combustión. Este último hallazgo ha despertado el interés para controlar la inestabilidad de precesión mediante la manipulación de los otros modos. En el estudio preliminar realizado se ha comprobado que esto es de hecho posible, aunque también se ha puesto en evidencia la complejidad del problema y la necesidad de medios de diagnóstico adicionales para poder completar su estudio. Finalmente han sido estudiados diversos aspectos relacionados con problemas de mezclado existentes en este tipo de combustores. En particular se ha estudiado el potencial de mezclado entre el flujo piloto y principal, revelando la importancia de la posición relativa de los sistemas LPP piloto y principal. Por último, se ha analizado el impacto del flujo de dilución en la fluidodinámica del combustor y se ha estudiado la capacidad de generar mezclado en tres geometrías de orificio.

Autor: FERNÁNDEZ TARRAZO EDUARDO.
Año: 2002.
Universidad: POLITECNICA DE MADRID.
Centro de lectura: INGENIEROS AERONÁUTICOS.
Centro de realización: ESCUELA TÉCNICA SUPERIOR DE INGENIEROS AERONAUTICOS.

Resumen: En esta tesis se abordarán dos problemas: 1,- El anclaje de una llamada de difusión en la estela cercana de un inyector. 2,- La propagación de una llama de difusión sobre un combustible sólido. El objeto de esta tesis es el análisis de la región del frente de la llama de difusión, que determina en un caso las condiciones de anclaje de la llama al inyector y, en el otro caso, la velocidad de propagación de la llama sobre el combustible. Estos dos problemas, aunque aparentemente son muy distintos, comparten elementos esenciales. En ambos problemas existe una llama de difusión que separa una región del campo fluido en la que hay combustible y no hay oxígeno de otra región en la que hay oxígeno de otra región en la que hay oxígeno y no hay combustible. Esta llama de difusión se extiende desde un frente de llama cerca del inyector o de la superficie del combustible sólido hasta que, aguas debajo de este frente de llama, se consume todo el combustible del chorro o del combustible sólido. El frente de la llama de difusión no llega a la superficie del inyector, en el primer problema, ni a la superficie del combustible sólido en el segundo porque, debido a las pérdidas de calor, se produce la extinción local de la llama, quedando una región sin reacción química apreciable entre el frente de la llama de difusión y la superficie sólida. En esta región se produce una premezcla de combustible y oxígeno que da lugar a dos llamas premezcladas, una rica y otra pobre. En el punto de confluencia de estas dos llamas se inicia la llama de difusión que se prolonga aguas abajo. Esta estructura, característica del borde de la llama de difusión que se prolonga aguas abajo. Esta estructura, característica del borde de la llama de difusión, es una llama triple y es un elemento esencial común a los dos problemas tratados es esta tesis. Se mostrará que la escala de la región que acabamos de describir está determinada por una velocidad característica, propia de la región del frente de llama, y por un balance entre la convección y la difusión aguas arriba de modo que, en la región del frente de la llama de difusión, el número de Reynolds local es la unidad. En el caso de propagación de llamas combustibles sólidos, es preciso considerar la vaporización de la fase sólida previa a la combustión, mientras es el primer problema del anclaje de una llama de difusión a un inyector, se considerará que el chorro de combustible es inyectado en fase gaseosa. En el problema de un anclaje de una llama de difusión a un inyector, la llama permanece estacionaria cuando se observa desde un sistema de referencia ligado al inyector. En cambio, el problema de la propagación de una llama de difusión sobre un combustible sólido sólo es estacionario en un sistema de referencia que se mueve con la velocidad de propagación de la llama, que es desconocida a priori y debe ser calculada como parte de la solución. El problema en la región del frente de la llama está, en principio, acoplado con el campo fluido en el exterior de esta región. A lo largo de este trabajo se realizará una descripción matemática de la región del frente de la llama de difusión teniendo en cuenta -en las condiciones de contorno. El acoplamiento con el campo fluido exterior a esta región. También se procederá a la resolución numérica del problema, una vez formulado éste, para un conjunto de casos representativos.

Autor: CORCHERO DIAZ GREGORIO.
Año: 1982.
Universidad: POLITECNICA DE MADRID.
Centro de lectura: INGENIEROS AERONAUTICOS .
Centro de realización: ESCUELA TECNICA SUPERIOR DE INGENIEROS AERONAUTICOS.

Resumen: EL TRABAJO DE INVESTIGACION EFECTUADO ESTUDIA LOS AFECTOS DE LAS PERDIDAS O INCREMENTOS DE ANTROPIA SOBRE EL CAMPO FLUIDO EN ANILLOS DE ALABES DE COMPRESORES TRANSONICOS. EN LA PRIMERA PARTE SE EFECTUA UN ESTUDIO DE PERDIDAS DE PERFIL EN LA ZONA SUPERSONICA DE COMPRESORES AXIALES TRANSONICOS. SU FINALIDAD ES DETERMINAR LOS PARAMETROS DE QUE DEPENDA Y FUNDAMENTAR UNA CORRELACION EXPERIMENTAL. SE HA OBTENIDO UNA RELACION ENTRE EL COEFICIENTE DE PERDIDAS DE PERFIL Y LOS PARAMETROS DE QUE DEPENDERA; ATRAVES DEL ESPESOR DE CANTIDAD DE MOVIMIENTO DE CAPA LIMITE EN LA SECCION DE SALIDA OBTENIDO ESTA COMO SOLUCCION APROXIMADA DE SU ECUACION DIFERENCIAL EN REGIMENES COMPRESIBLE. EL MODELO DESARROLLADO PROPORCIONA RESULTADOS SATISFACTORIOS TANTO CUALITATIVA COMO CUANTITATIVAMENTE AL SER CONSTRASTADO EN LOS RESULTADOS EXPERIMENTALES. LA SEGUNDA PARTE ESTUDIA LA INFLUENCIA DE LOS PROCEDIMIENTOS RADIALES DE ANTROPIA EN LAS VENABLES DE SALIDA DE UN ESCALON DE COMPRESION TRANSINICO: DICHOS GRADIANTES SON GENERADOS SIMULTANEAMENTE LA SOLUCION EN VELOCIDAD. SE OBTIENE UNA SOLUCION APROXIMADA; CON BUENA APROXIMACION EN LOS RESULTADOS FINALES.