1. Intervención de la Disciplina de Prestaciones en las Fases de un Proyecto

1. Pon un ejemplo de la intervención de la disciplina de prestaciones en cada una de las fases de un proyecto.

1. CONCEPT STUDIES (Estudios de Concepto):

   • Estudio de diversos ciclos.
   • Optimización del ciclo.
   • Modelo estacionario inicial.

2. CONCEPT DEVELOPMENT (Desarrollo de Concepto):

   • Modelo estacionario más definido.
   • Generación de BDDm (Base de Datos del Motor).
   • Customer deck inicial.

3. PRELIMINARY DESIGN (Diseño Preliminar):

   • Modelo estacionario con estructura de control definida.
   • Modelo transitorio.
   • Definición de instrumentación.

4. FINAL DESIGN (Diseño Final):

   • Definición de ensayos.

5. FABRICATION and ASSEMBLY (Fabricación y Montaje):

   • Análisis de concesiones.
   • Herramientas de análisis.

6. SYSTEM TESTING (Pruebas del Sistema):

   • Análisis de ensayos.
   • Actualización de modelos.
   • Informes de validación y certificación.

7. SYSTEM INTEGRATION and TESTING (Integración y Pruebas del Sistema):

   • Análisis de ensayos en vuelo.
   • Calibración de bancos.
   • Determinación del deterioro.

8. OPERATION SUSTAINMENT (Sostenimiento Operacional):

   • Análisis de concesiones.
   • Estadísticas de producción.
   • Análisis de flota.

2. Conceptos Fundamentales de Termodinámica y Atmósfera

2. Magnitudes Totales y Gas Real

¿Qué son las magnitudes totales? ¿Cómo se calculan cuando se conocen las magnitudes estáticas y la velocidad para un gas real? Considera gas real aquel que tiene los calores específicos variables con la temperatura.

Las magnitudes totales son las magnitudes estáticas que tendría el fluido al convertir, mediante un proceso adiabático e isentrópico, la energía cinética en energía interna. Las magnitudes totales representan toda la energía presente en el fluido.

La entalpía total ($h_t$) se calcula como la suma de la entalpía estática ($h_s$) y la energía cinética:

$$h_t = h_s + \frac{1}{2}V^2$$

3. Atmósfera Estándar vs. Atmósfera “Hot”

La atmósfera estándar y la atmósfera “hot” ¿tienen la misma distribución de presiones con la altura?, ¿tienen la misma distribución de temperaturas?

Las dos tienen la misma distribución de presiones con la altura porque esta se calcula siempre utilizando la distribución de temperaturas de la atmósfera estándar.

La diferencia principal entre la atmósfera estándar y la atmósfera “hot” es la distribución de temperaturas.

3. Componentes del Motor: Compresores y Turbinas

4. El Parámetro Beta (β) en Mapas de Compresores

¿Qué es el parámetro β en los mapas de los compresores? ¿Por qué es necesario?

El parámetro $\beta$ es un parámetro auxiliar en los mapas de los compresores que permite obtener una salida unívoca de relación de presiones, gasto referido y eficiencia en las zonas de funcionamiento de gasto bloqueado, donde las líneas de vueltas referidas constantes son verticales. Suelen ser líneas paralelas a la línea de surge (pérdida de estabilidad).

5. Estaciones de una Turbina Refrigerada

Si en una turbina refrigerada existen las siguientes estaciones:

• 400: Entrada.
• 405: 400 + incorporación de flujos de refrigeración antes de la garganta.
• 410: 405 + incorporación de flujos de refrigeración después de la garganta, realizando trabajo en el rotor. Es la entrada al rotor.
• 440: Después del rotor.
• 445: 440 + incorporación de flujos de refrigeración que no realizan trabajo en el rotor. Es la salida de la turbina.

Responde a las siguientes preguntas:

1. ¿Cuál de ellas se utilizará para el cálculo de la capacidad?
   Para calcular la capacidad se usa la estación 405, que es la que incorpora los gastos de refrigeración antes de la garganta.
2. ¿Entre qué estaciones se produce el salto de entalpía que produce la potencia?
   El salto de entalpía se calcula entre las estaciones 410 y 440, la entrada y la salida del rotor.
3. ¿Qué gasto es el que da potencia?
   El gasto de la estación 410, que es igual al de la 440, es el que pasa a través del rotor.
4. ¿Cuál se utilizará para adimensionalizar el salto de entalpía y la velocidad para entrar en los mapas?
   Para adimensionalizar la entalpía y la velocidad se usa la estación 410, la entrada del rotor, porque estas características de la turbina dependen principalmente del funcionamiento del rotor.

4. Arquitectura, Diseño y Grados de Libertad

6. Justificación de Grados de Libertad en la Arquitectura

En la arquitectura de la siguiente figura justifica los grados de libertad:

(Se presenta una matriz de datos de entrada y calculados, incluyendo variables como $\beta$, $N_L$, $N_H$, $W_f$, y capacidades de componentes).

Hay 6 incógnitas y 5 ecuaciones de cierre, por lo tanto, existe un único grado de libertad.

16. Variables de Diseño y Estudio Paramétrico

¿Cuáles son las variables de diseño en la configuración del ejercicio 6? ¿Cuáles de ellas se usan para el estudio paramétrico de selección del punto de diseño?

Variables de Diseño:

• Pérdidas de la toma.
• Relación de presiones y eficiencia de cada uno de los compresores.
• Pérdidas y eficiencia de la cámara de combustión.
• Eficiencia de cada una de las turbinas.

Los dos grados de libertad que resultan (gasto de entrada y gasto de combustible) se resuelven con la temperatura de fin de combustión y el empuje/potencia requerida.

Variables para el Estudio Paramétrico:

Las variables clave para el estudio paramétrico serán la relación de presiones conjunta de los dos compresores y la temperatura de fin de combustión.

5. Ensayos, Simulación y Escalado

7. Determinación del Consumo Específico en Banco (SLS)

Si en un banco de SLS (Static Level Sea) quiero determinar el consumo específico en crucero, ¿a qué empuje tengo que ensayar relativo al empuje en crucero? ¿Cómo calculo el consumo en crucero relativo al consumo en banco? Para ello considera conocido $P_{1cruise}$, $T_{1cruise}$, $P_{1SLS}$, $T_{1SLS}$, $FG_{cruise}$, $SFC_{SLS}$ y utiliza los grupos cuasidimensionales $FG/P_1$ y $SFC/\sqrt{T_1}$.

Utilizando los grupos cuasidimensionales, se tiene:

$$\frac{FG_{cruise}}{P_{1cruise}} = \frac{FG_{SLS}}{P_{1SLS}}$$

El empuje que se debe ensayar en SLS ($FG_{SLS}$) relativo al empuje en crucero ($FG_{cruise}$) es:

$$FG_{SLS} = FG_{cruise} \cdot \frac{P_{1SLS}}{P_{1cruise}}$$

Para el consumo específico ($SFC$):

$$\frac{SFC_{cruise}}{\sqrt{T_{1cruise}}} = \frac{SFC_{SLS}}{\sqrt{T_{1SLS}}}$$

El consumo específico en crucero ($SFC_{cruise}$) relativo al consumo en banco ($SFC_{SLS}$) es:

$$SFC_{cruise} = SFC_{SLS} \cdot \frac{\sqrt{T_{1cruise}}}{\sqrt{T_{1SLS}}}$$

8. Línea Única de Funcionamiento en Turborreactores

¿Cuál es la condición que tiene que cumplirse para que en un turborreactor de un solo eje exista una única línea de funcionamiento sobre el mapa del compresor independiente de la velocidad de vuelo?

La condición necesaria es que la tobera de salida tiene que estar bloqueada.

9. Ajuste de la Tobera para Evitar el Surge

Al ensayar un turborreactor de un solo eje, la línea de funcionamiento está muy cerca de la línea de surge. Para solucionarlo se tiene que modificar el área de la garganta de la tobera. ¿Hay que aumentarla o disminuirla? Para el mismo gasto referido del compresor, ¿la temperatura fin de combustión aumenta o disminuye?

Para alejar la línea de funcionamiento de la línea de surge, hay que aumentar (abrir) el área de la tobera. Esto provoca que la temperatura de fin de combustión disminuya.

6. Operación, Control y Maniobras del Motor

10. Efecto de la Extracción de Potencia en el Compresor de Alta

¿Cómo cambia la línea de funcionamiento del compresor de alta al extraer potencia para los servicios del avión? Justifica la respuesta asumiendo que la potencia extraída es un porcentaje X de la potencia del compresor.

Si despreciamos el gasto de combustible frente al gasto de aire, la ecuación de equilibrio de potencia entre la turbina de alta (HPT) y el compresor de alta (HPC) es:

$$W_{C_{HPT}}(T_4 – T_{45}) = (1+X)W_{C_{HPC}}(T_3 – T_2)$$

Donde $X$ es el porcentaje de potencia extraída. Reordenando:

$$\frac{T_4}{T_2} \frac{C_{pT}}{C_{pC}} (1 – \frac{T_{45}}{T_4}) = (1+X) (\frac{T_3}{T_2} – 1)$$

Si no hay extracción de potencia ($X=0$):

$$\frac{T_{4_{old}}}{T_2} \frac{C_{pT}}{C_{pC}} (1 – \frac{T_{45}}{T_4}) = (\frac{T_3}{T_2} – 1)$$

Si consideramos el mismo punto de relación de presiones del compresor ($rac{T_3}{T_2}$ constante) y la relación $rac{T_{45}}{T_4}$ es constante (porque no cambian las capacidades de los componentes al cambiar la potencia), se deduce que la nueva temperatura de entrada a la turbina ($T_4$) debe aumentar:

$$T_4 = T_{4_{old}} \cdot (1+X)$$

Como la capacidad de la turbina de alta no cambia y las pérdidas de la cámara de combustión tampoco, la capacidad de la turbina se mantiene:

$$\frac{W_4 \sqrt{T_4}}{P_4} = \frac{W_{4_{old}} \sqrt{T_{4_{old}}}}{P_4}$$

El nuevo gasto de aire a través de la turbina ($W_4$) es:

$$W_4 = W_{4_{old}} \sqrt{\frac{T_{4_{old}}}{T_4}} = W_{4_{old}} \sqrt{\frac{1}{1+X}}$$

El nuevo gasto es más pequeño que el antiguo para la misma Relación de Presiones (PR), por lo que la línea de funcionamiento del compresor de alta sube (se mueve hacia la izquierda en el mapa).

11. Comportamiento en Maniobras de Aceleración

¿Durante una maniobra de aceleración, se acerca el punto de funcionamiento del compresor de alta a la línea de surge?

Sí. Si se aumenta el gasto de combustible, la temperatura a la entrada de la turbina aumenta, lo que hace aumentar la potencia que esta proporciona al compresor. La relación de presiones del compresor aumenta para mantener la capacidad de la turbina. Estos cambios en el fluido son más rápidos que los cambios en las vueltas de los ejes debido a la inercia de los mismos, por lo que el aumento de presión se produce a vueltas constantes. Esto produce el acercamiento a la línea de surge y la disminución inicial del gasto.

12. Uso de Vanes de Geometría Variable (VGV)

¿Para qué se utilizan los VGV en los compresores? ¿En qué condiciones de operación es necesario su uso?

Los VGV (Variable Geometry Vanes) se usan para evitar las inestabilidades del compresor, como el surge, al cambiar el ángulo de incidencia de los perfiles. Se utilizan en los primeros escalones del compresor.

Son necesarios siempre que la relación de compresión es mayor que 5. Su posición se controla con la relación $N/\sqrt{T}$ (vueltas referidas).

13. Concepto de “Thrust Rated”

Explica el concepto de “thrust rated” y por qué se utiliza.

En la filosofía de “thrust rating” (empuje nominal), el empuje se mantiene constante incrementándose la temperatura de turbina hasta una determinada temperatura ambiente. A partir de esa temperatura ambiente límite, el empuje disminuye y se mantiene la temperatura de turbina constante. Las vueltas siguen la misma evolución que la temperatura.

Con esto se consigue dar el empuje que la aeronave necesita sin consumir la vida útil del motor, al no utilizar constantemente la temperatura máxima de operación.

14. Parámetros de Control de Empuje en Cabina

¿Qué parámetros disponibles en la consola del piloto se utilizan normalmente para controlar el empuje?

Con la palanca, el piloto puede regular el empuje. Para conocer el nivel de empuje que le está proporcionando el motor, utiliza la indicación de vueltas (N1 o N2), la temperatura de turbina (EGT/ITT) o la EPR (Engine Pressure Ratio).

15. Ventajas y Desventajas del Control FADEC

Ventajas e inconvenientes de un control electrónico de autoridad total (FADEC) frente a uno hidromecánico.

Ventajas del FADEC (Full Authority Digital Engine Control):

• Mayor repetibilidad y precisión en el control.
• Menor degradación y desgaste funcional.
• Mayor número de parámetros de control y monitorización.
• Mayor complejidad en la lógica de control, permitiendo optimizaciones avanzadas.
• Las leyes de control se pueden modificar fácilmente mediante software.
• Pueden responder a entradas discretas del sistema de control electrónico de la aeronave.
• Es más fácil la autodetección de fallos y el diagnóstico.

Desventajas del FADEC:

• Los componentes electrónicos están más limitados en cuanto a niveles de temperaturas y vibraciones/ruido que pueden soportar durante la operación. Suele ser necesario incorporar sistemas de refrigeración.
• Los fallos no se presentan poco a poco (degradación gradual) sino que aparecen repentinamente.
• Aparecen fallos aleatorios en los circuitos integrados sin motivo aparente.
• Tienen bastante “mortalidad infantil” (fallan al principio de su vida operativa).
• Los circuitos electrónicos son especialmente sensibles al funcionamiento continuo.
• Requieren largos procesos de validación y certificación cada vez que se realiza una modificación de software.

7. Optimización del Ciclo y Rendimiento Propulsivo

17. Relación de Presiones Óptima en un Turbofan

En un turbofan, para una relación de compresión del primario, una temperatura de salida de la cámara de combustión y una relación de bypass constantes, ¿la relación de presiones óptima del secundario del empuje específico es igual a la del consumo específico? Justifica la respuesta.

Sí. Para cada combinación de relación de bypass, relación de presión en el primario y temperatura de salida de la cámara de combustión, hay una relación óptima de presión del secundario que produce el máximo empuje específico y el mínimo consumo específico.

Esto es así puesto que si la relación de presiones del primario y la temperatura de salida en la cámara de combustión son constantes, el FAR (Fuel-Air Ratio) es fijo y la única influencia en el SFC (Specific Fuel Consumption) es el empuje específico.

18. Efecto del Aumento de Temperatura Final de Combustión

Al aumentar la temperatura final de combustión de diseño en un turborreactor, ¿el empuje específico aumenta o disminuye? y ¿el consumo específico?

• El empuje específico aumenta al aumentar la temperatura de salida de la cámara de combustión, debido al incremento de la velocidad del chorro.
• El consumo específico aumenta al aumentar la temperatura de fin de combustión, debido al incremento de la velocidad del chorro que empeora el rendimiento propulsivo.

19. Disciplinas en la Selección del Punto de Diseño Conceptual

¿Qué disciplinas intervienen en la fase de diseño conceptual para la selección del punto de diseño?

El diseño del motor implica, por lo menos, las siguientes disciplinas:

• Termodinámica
• Aerodinámica
• Transferencia de calor
• Combustión
• Estructuras
• Materiales
• Procesos de fabricación
• Instrumentación
• Control

20. Márgenes de Diseño en la Especificación

Respecto a los requisitos de la especificación, ¿por qué motivos hay que añadirles márgenes durante el diseño?

Es necesario añadir márgenes de diseño debido a varios factores:

• Tolerancias de Fabricación y Montaje: Hay una variación en las características de motor a motor durante la producción.
• Deficiencias en el Diseño y en el Desarrollo: Errores o simplificaciones iniciales que deben ser compensados.
• Deterioro en Servicio: Pérdida de rendimiento del motor a lo largo de su vida operativa.
• Pérdidas de Instalación: Efectos aerodinámicos y de integración en la aeronave.
• Posibilidad de Crecimiento: Previsión de futuras necesidades de potencia o empuje.