Diseño y análisis de una turbina de gas: estudio detallado de la etapa de turbina en un turbofan de gran derivación

El proyecto aquí presentado, intenta exponer y estudiar la metodología en el diseño de la etapa de turbina de un turbofan de gran derivación (o high-bypass) capaz de propulsar un avión semejante a un avión comercial de corto a medio alcance y de pasillo único, como pueden ser un Airbus A320 o un Boeing 737. Para mayor claridad en la exposición de la metodología, los capítulos se suceden siguiendo el proceso de cálculo seguido hasta alcanzar la solución final, partiendo de unas condiciones ambientales y unos objetivos de diseño a cumplir. Los parámetros limitantes del diseño del turbofan son dos: unos consumos específicos (TSFC) máximos para condiciones tanto de crucero (nuestro punto de diseño) como para despegue, y un empuje mínimo para las mismas condiciones. El primer paso ha sido establecer las condiciones termodinámicas de todo el ciclo del turbofan, para dichas condiciones iniciales. Esto se llevará a cabo utilizando un código iterativo de la herramienta MATLAB®. También se comprobará que dichas condiciones satisfacen las necesidades tanto para condiciones de crucero como de despegue. Una vez establecidas las condiciones termodinámicas más óptimas, pasamos a una introducción sobre este tipo de turbomaquinaria a fin de entender todas la variables y conceptos involucrados en el diseño de la geometría del álabe, tales como el triángulo de velocidades, grado de reacción, factor de carga, etc, los cuales son indispensables en la comprensión del funcionamiento de esta maquinaria. Ya adquiridos estos conocimientos, procedemos a obtener los parámetros térmicos, cinéticos y geométricos de la corriente a lo largo de las cinco etapas de la turbina, usando un código en la herramienta MathCad®. Con todos los parámetros de cada etapa de la turbina se crea un modelo en 3D, utilizando la herramienta SolidWorks®. Ésta herramienta nos permitirá también comprobar, de manera general, si la solución obtenida cumple con los objetivos, utilizando el módulo de simulación de flujos incluido en Solidworks para la última etapa de la turbina. Finalmente se hará una recopilación de las conclusiones obtenidas a lo largo del estudio y de la comprobación de las líneas de corriente del flujo. Al tratarse de una primera aproximación de carácter fundamental, la solución alcanzada será en gran medida de carácter generalista, dado que esta temática requiere un conocimiento muy avanzado sobre ella. No se han estudiado los efectos fuera del punto de diseño, así como aspectos de tipo práctico, tales como sistemas de acoplamiento, rodamientos, vibraciones y el resto que no esté relacionado con las partes fundamentales de la turbina como son: eje, coronas de álabes, álabes y carcasa.The following project tries to show and study the methodology involved in the axial stage design of a high byass turbofan which is able to propulse a short to medium range, narrow-body, commercial airplane such as an Airbus A320 or a Boeing 737. In order to be as clear as possible, chapters will follow the same order as the process followed to reach the final solution, starting from certain environmental conditions and design criteria to be met. The limiting criteria for the turbofan design would be: a maximum specific consumption (TSFC) for cruise (the design point) and take-off conditions, and a minimum thrust for the same conditions. In the first step we calculated the thermodynamic conditions of the flow along the turbofan cycle, for these initial conditions. This will be carried out by using an iterative MATLAB® code. Once the thermodynamic conditions are all set, we keep going with an introduction about this type of turbomachinery, so it is possible to understand all the variables and concepts involved in the blade geometry design, such as the velocity triangle, degree of reaction, loading coefficient…which are indispensable in the understanding of the operation of this machinery. In the next step we obtained all the kinematic, thermal parameters of the flow and the geometric parameters of each stage of the turbine, using a MathCad® code. Using the previously calculated geometric parameters we developed a 3D model using SolidWorks®. This tool will also allow us to check whether or not the solution reached meets the design criteria, using the flow simulation complement for the flow at the last stage of the turbine. Finally, we summarized all the conclusions achieved along the study and after the flow simulation check. Since this is a first approximation from a fundamental point of view, the solution met will be greatly general, given the high difficulty of the subject. The effects outside our operational point were not studied, nor practical aspects such as joint systems, bearings, vibrations and anything that is not related to the fundamental parts of the assembly: spool, blades, blade supports and casing.Ingeniería Mecánic