Tese (doutorado) - Universidade Federal de Santa Catarina, Centro Tecnológico, Programa de Pós-Graduaçao em Engenharia Mecânica, Florianópolis, 2016. / Made available in DSpace on 2016-09-20T04:58:26Z (GMT). No. of bitstreams: 1 341692.pdf: 5615058 bytes, checksum: 8111774b060367665a927d02bdb25ce7 (MD5) Previous issue date: 2016 / Turbinas a gás aeronáuticas combinam uma alta relação potência/peso, desempenho eficiente e confiabilidade. Em uma câmara de combustão típica de turbinas aeronáuticas, é comum observar temperaturas de ad-missão da ordem de 750 K, pressões de 20 bar e velocidades média do escoamento de 100 m/s. Fenômenos de fase gasosa que limitam as taxas de combustão, durabilidade e emissões, afetando negativamente o de-sempenho da máquina, incluem os fenômenos da extinção de chama turbulenta, Blow-off para misturas pobres e Relight. A legislação sobre o tema tem avançado no sentido de impor o aumento na adição de bio-combustíveis na indústria da aviação, como por exemplo a utilização de biocombustível tipo HEFA (Hydro-Processed Ester Fatty Acid). Este trabalho enfoca o efeito da adição de um tipo de biocombustível HEFA ao QAV1 (querosene de aviação), criando uma mixtura de combustível alternativo para aviação comercial. Para tanto, foi utilizado uma mistura substituta para reproduzir as caracteristícas físico-químicas de um que-rosene de aviação sintético tipo HEFA. Experimentos com metodologia canônica foram então utilizados para medir tempo de retardo de ignição, limite de inflamabilidade para misturas laminares, propação de chamas laminares e turbulentas e extinção de núcleo da chama (flame kernel) sob condições turbulentas. O tempo de retardo de ignição foi medido utilizando-se uma máquina de compressão rápida (RCM) para mixturas com razão de equivalência entre 0,3 até 1,3, pressões de 7 bar, 10 bar e 15 bar e temperaturas variando entre 650 K até 950 K. A ignição força-da, a propação e extinção de chama foram medidos utilizando-se dois reatores de volume contante (CVR). Um CVR esférico com volume de 15 litros foi utilizado para detectar ignição, utilizando um sistema de fotografia de alta velocidade Schlieren Tipo Z usando uma câmera CMOS capaz de obter 10.000 fotos por segundo. O mesmo CVR foi também utilizado para medir a velocidade de chama laminar aplicando o método da medição do perfil transiente de pressão interna do reator, para misturas com razão de equivalência entre 0,8 até 1,3, pressão inicial de 1 bar e temperatura inicial de 408 K. Com o objetivo de obter a velocidade de chama diretamente da curva de pressão transiente, desenvolveu-se um código computacional em linguagem FORTRAN, assumindo hipóte-se de gás ideal, equilíbrio termodinâmico e sucessivas compressões isentrópicas para reagentes e produtos. A propagação e extinção de chamas turbulentas foram medidos utilizando-se um CVR cilíndrico com volume de 55 litros, para mixturas com razão de equivalência entre 0,8 até 1,3, pressão inicial de 1 bar e temperatura inicial de 310 K. Aexistência de um núclo inicial de chama foi detectado utilizando-se uma câmera do tipo ICCD, e subsequentemente, o perfil transiente de pressão foi medido para o cálculo da velocidade de chama turbulenta. Os resul-tados mostraram um aumento da velocidade de chama laminar entre 5-7% com a utilização do bio-aditivo. A velocidade de chama turbulenta apresentou um menor percentual de aumento, aproximadamente 2% para os maiores níveis de turbulência testados. O tempo de retardo de ignição e o limite inferior de inflamabilidade diminuiram aproximada-mente 3% com a utilização do bio-aditivo, reduzindo assim também as limitações de operacionalidade devido a extinção de chama turbulenta. A análise conjunta das taxas de propagação de chama, ignição, limites de inflamabilidade e extinção de chama turbulenta indicaram um sensí-vel aumento na estabilidade operacional de turbinas a gás aeronáuticas sob as condições testadas com a adição do biocombustível substituto.<br> / Abstract : Jet engines combine a high power to weight ratio with efficient perfor-mance and reliable operation. In the combustion chamber of typical jet engines, inlet temperatures of 750 K, pressure of 20 bar and axial flow velocities of 100 m/s are common. Gas phase phenomena that limit the combustion rate, durability and emissions, affecting negatively the en-gine performance, include turbulent flame extinction, lean blow-off, and relight. Legislation recently advanced has enforced the increase in the content of biofuels in the aviation industry, such as the use of HEFA (hydro-processed ester fatty acid) fuels. This work focus on the effect of the addition of a HEFA biofuel to the Brazilian Jet A-1 fuel, creating alternative jet fuel mixtures. Here, a surrogate fuel mixture was used to reproduce the basic combustion physicochemical characteristics of a HEFA based aviation fuel. Then, canonical experiments were used to measure ignition delay time, laminar flammability limits, laminar and turbulent flame propagation and extinction. Ignition delay time was measured in a rapid compression machine (RCM) for equivalence ratios from 0.3 to 1.3, pressures of 7 bar, 10 bar and 15 bar, and temperatures from 650 K to 950 K. Flame ignition, propagation and extinction were measured using two constant volume reactors (CVR). A 15 liters, spher-ical CVR with optical access was used to detect ignition, using a Z-type Schlieren photography with a 10000 fps CMOS camera, and to measure the laminar flame speed from the pressure transient trace, for equiva-lence ratio from 0.8 to 1.3, pressure of 1 bar, and temperature of 408 K. In order to predict the burning velocity from the pressure trace, a FOR-TRAN code was written assuming the products in full equilibrium and both, reactants and products, are treated as ideal gases and follow isen-tropic compression. Turbulent flame propagation and extinction was measured for methane and PRF fuel using a 55 liters, cylindrical, turbu-lent CVR for equivalence ratio of 0.8 to 1.3, pressure of 1 bar, and tem-perature of 300 K and 310 K. The existence of a flame kernel was de-tected using an ICCD camera and, following combustion, the transient pressure trace was measured. The results show the laminar flame speed has increased about 5-7% with the biofuel additive. The turbulent flame speed has a lower increase of about 2% at the higher turbulence intensi-ties tested. The ignition delay time and the lower flammability limit decreased in about 3% with the addition of the biofuel surrogate, thus reducing the limitations on turbulent flame kernel extinguishment. The joint behavior in terms of burning rates, ignition, flammability limits, and turbulent flame kernel extinguishment indicated a slight increase inthe jet engine operational stability under the conditions tested with the use of the biofuel surrogate.

É analisado o problema de transferência de calor em palhetas de turbina a gás, resolvendo-se numericamente as equações que descrevem o desenvolvimento da camada limite bidimensional sobre uma superfcie curva. São consideradas as coordenadas intrínsecas e um método implícito de diferenças finitas para a solução das equações. O modelo utilizado considera as equações que representam o escoamento (continuidade, quantidade de movimento e energia) no regime laminar e turbulento, sendo empregado para o fechamento o modelo k/';épsilon';. Assim, as flutuações turbulentas são expressas em termos do produto do gradiente da variável média associada (velocidade ou entalpia) por um parâmetro de difusão turbulenta (viscosidade turbulenta ou condutibilidade térmica turbulenta), conforme hipótese de Boussinesq. O equacionamento foi feito de modo a permitir o cálculo de escoamentos compressíveis e com gradientes de temperatura da ordem dos encontrados em turbinas axiais. Ressalta-se, porém, que não é prevista a ocorrência de choque. Empregando-se o método dos volumes de controle, apresentado por Patankar [9], o sistema de equações diferenciais não lineares e acopladas é transformado em um sistema de equações algébricas lineares. Com o objetivo de testar o modelo foram feitas comparações com resultados obtidos para escoamento sobre uma placa plana e com resultados experimentais de escoamento sobre palhetas de turbina.

Gas turbine engines are important thermal machines used in industrial and transportation fields. They convert fuel energy into mechanical power or thrust for aerial and maritime vehicles, as well as generate pneumatic and electrical energy that could be used for a large variety of applications. The constant search for fuel burn savings and low pollutant emissions in aviation demands, along with new hardware and material technologies, highly complex engine control systems to optimize fuel consumption throughout the engine operating envelope, and consequently generate more efficient aircraft, in addition to meet the regulatory requirements in terms of safety and performance. These conflicting objectives normally lead to trade-off solutions which are difficult to precisely estimate given the large number of variables involved, including altitude, Mach number, ambient temperature, power and bleed extraction, among others. Therefore, some decisions to characterize the engine controller still reside on experience from previous designs and, as a result, add subjectivity and increase the potential for wrong parameter selection. These control systems significantly contribute to gas turbine performance increase. In this sense, this work proposes the study, design and analysis of multivariable robust controllers for a particular gas turbine engine. Firstly, an algorithmic approach is applied to design an aircraft gas turbine engine controller in a two-degree-of-freedom configuration, obtaining H-infinity robust stabilization. It introduces an optimized loop shape design procedure, with the use of the Genetic Algorithm (GA), to further improve the control system performance, as well as bring the experience applied by controller designers and engineers to an automated process, when setting the parameters to shape the frequency response of the engine control loops. Secondly, a Linear Quadratic Gaussian (LQG) controller, with the Loop Transfer Recovery (LTR) is developed to allow a comparative analysis. The resulting controllers are evaluated by computer simulations under typical operating conditions and compared against each other. Noise immunity is also verified. The complete system is also evaluated against requirements from the aviation industry for commercial aircraft engines. Finally, robustness is evaluated in a similar engine model by generating uncertain state space models based on the boundaries of its nominal model at extreme operating conditions.

O Instituto de Aeronáutica e Espaço (IAE) do Departamento de Ciência e Tecnologia da Aeroespacial (DCTA) realizou diversos trabalhos visando à utilização de combustíveis alternativos em motores a pistão, tanto de ciclo OTTO como de ciclo Diesel, e em Turbinas a gás. O DCTA foi um dos responsáveis pelo sucesso técnico do PROÁLCOOL, do Programa de Óleos Vegetais, do Prodiesel e do Prosene, dentre outros trabalhos de visão estratégica nas áreas de mecânica, propulsão e energia. Muitos destes trabalhos, embora tenham atingido seus objetivos iniciais, foram interrompidos devido ao desinteresse gerado, em primeiro momento pela queda de preços dos combustíveis fósseis, e em segundo, e em alguns casos, pelos altos custos da matéria-prima e/ou do processo de obtenção do combustível que estavam ainda em cadência de estudos e desenvolvimento. Não houve preocupação, à época, nem com o registro nem com a divulgação dos resultados das pesquisas. Os documentos originais (relatórios parciais e finais) foram enviados aos órgãos de gestão e/ou de financiamento de pesquisas, ficando apenas as cópias destes documentos no DCTA, que não foram guardadas adequadamente e, por isso, acabaram sendo perdidas ao longo do tempo. Para a realização deste trabalho foi necessária a recuperação das informações a partir de anotações, que restaram, dos principais projetos e instalações de ensaios usados no DCTA, pelo &quot;Grupo de Turbinas&quot;, tais como o álcool em substituição ao querosene Jet A-1 e ao Diesel D2, e o prosene em substituição ao querosene Jet A-1. A análise dos resultados de ensaios em banco de prova com as turbinas a gás utilizando os combustíveis alternativos confirmaram não ter havido necessidade de mudanças significativas da máquina, exceto pela troca e ajustes de alguns componentes dos sistemas de combustível e de controle. Foi comprovado, através da análise de desempenho, que o aumento do consumo específico de combustível reflete a diminuição de seu poder calorífico. Verificou-se também que é possível obter uma maior potência do eixo na condição de temperatura máxima dos gases de escape de uma mesma turbina a gás, quando o álcool etílico é utilizado em substituição ao óleo diesel e ao querosene. O mesmo acontece com o combustível prosene podendo-se obter uma maior potência do eixo ou maior empuxo na condição de temperatura máxima dos gases de escape quando se utiliza este combustível em lugar do querosene. Foram também testados diversos graus de hidratação do álcool etílico em turbina a gás, que operou estavelmente com álcool hidratado com 40% de água.

Orientador: Waldyr Luiz Ribeiro Gallo / Dissertação (mestrado) - Universidade Estadual de Campinas, Faculdade de Engenharia Mecanica / Made available in DSpace on 2018-07-18T06:50:18Z (GMT). No. of bitstreams: 1 MachadoJunior_HermesAmilcar_M.pdf: 3233002 bytes, checksum: 97f168af6cf23597c4adb0dc3c850d74 (MD5) Previous issue date: 1993 / Resumo: O uso de técnicas de monitoramento de desempenho de turbinas a gás aeronáuticas e industriais tem se tornado cada vez mais freqüente nos últimos anos, tanto com o objetivo de detectar o consumo exagerad0 de combustível quanto para a determinação de problemas operacionais ou de manutenção. A técnica utilizada neste trabalho, bastante comum para a aplicação em turbinas a gás, é a comparação direta de parâmetros medidos e de parâmetros calculados com valores previamente conhecidos de operação, obtidos do fabricante ou de testes de campo. Os pontos de trabalho tomados como referência podem ser relativos a uma máquina nova ou a equipamento saído de revisão. Os desvios medidos através do procedimento descrito acima passam por uma rotina de validação, que distingue erros de medição de problemas no equipamento. Finalmente, as diferenças relacionadas a perda de desempenho são comparadas com matrizes de falhas típicas. Caso haja compatibilidade entre o grupo de dados de alguma das matrizes com os valores determinados pelo programa tem-se então o diagnóstico positivo desse modo específico de falha. Para proceder a rotina de diagnose os parâmetros de desempenho são calculados através da análise termodinâmica dos processos desenvolvidos no interior de cada componente da turbina a gás. O modelo considerado na avaliação das variáveis é construído de forma a permitir o cálculo o mais elaborado possível, sem necessidade do uso de dados normalmente não acessíveis ao operador / Abstract: The use of performance monitoring techniques in gas turbine engines for aeronautical and industrial applications is becoming more frequent lately, both to detect abnormal fuel consumption and to assess operational or maintenance problems. The technique developed in this work, very common to gas turbine application, is the direct comparison of measured and calculated parameters with previously known operational data, taken from the manufacturer or from field tests. Reference operational points may be relative to new or overhauled equipments. Deviations measured through the above procedure are submitted to a validation routine, in which instrumentation problems are distinguished from changes in engine performance. Finally, differences related to performance loss are compared with a tipical fault matrix. ln case of compatibility between any deterioration considered in this matrix and the values determined by the program, there is a positive diagnostic of this specific fault mode. To carry out the diagnosis, performance parameters are calculated through the thermodynamic analysis of the working gas, called gas path analysis. The model considered is intended to allow variables evaluation accurate as possible, without need of data not normally available to operator / Mestrado / Mestre em Engenharia Mecânica

O desempenho de turbinas a gás pode ser melhorado através do aumento da temperatura do escoamento na entrada da turbina. Porém, há uma temperatura máxima na qual o material pode operar sem que ocorram danos e comprometimento da vida útil do mesmo. Acima desta temperatura limite, torna-se necessário fazer o resfriamento do material. O resfriamento das pás e discos da turbina é feito através do ar extraído do compressor. O fluido refrigerante é ejetado no escoamento principal (circuito aberto) após passar pelo interior da pá e trocar calor com a superfície da mesma. A ejeção é feita através de fendas no bordo de fuga, furos no topo da pá e/ou através de diversos furos ao longo da superfície da pá. Após o fluido refrigerante ser misturado com o escoamento principal, ocorre uma diminuição da temperatura do gás e, consequentemente, uma redução da potência/empuxo do motor. A quantidade de fluido refrigerante necessária para o resfriamento está diretamente relacionada ao limite de temperatura do material, à técnica de resfriamento utilizada e aos requisitos de operação do motor e tem efeito direto nos parâmetros de desempenho do motor. Um programa computacional, denominado CTurb, foi desenvolvido para auxiliar na escolha da técnica de resfriamento, na estimativa da quantidade de fluido refrigerante a ser extraída e na análise de desempenho de motores com turbinas resfriadas. Os métodos de Young e Wilcock e Horlock, Watson e Jones foram implementados para a estimativa da vazão do ar de resfriamento e para o cálculo das perdas associadas ao resfriamento. A análise do efeito do resfriamento no desempenho do motor foi feita através da implementação do CTurb no programa de cálculo de ciclo GTAnalysis. Os resultados obtidos apresentaram boa concordância com resultados disponíveis na literatura aberta e demonstraram a importância de considerar o resfriamento nas estimativas de desempenho de ciclos com resfriamento da turbina.

O presente trabalho tem como objetivo apresentar um sistema de automação, controle, aquisição e identificação do modelo laboratorial de uma turbina a gás. Referido sistema de controle foi montado utilizando-se de componentes disponíveis no mercado tais como sensores, atuadores, controladores, softwares, etc. Merece destaque o desenvolvimento de software que instalado no CLP (Controlador Lógico Programável) controla, entre outras funções, a ação de válvulas proporcionais de controle de vazão garantindo as condições necessárias para o correto funcionamento da turbina. Agregado ao sistema funcional, um sistema laboratorial de aquisição e processamento de dados baseado em Labview foi implementado para a identificação dinâmica da máquina, com a finalidade de se obter a função de transferência do sistema que possibilitasse, a posteriori, a simulação e a otimização de estratégias de controle avançadas. A turbina a gás, não convencional e composta de turbo-compressores automotivos, turbina aeronáutica de jatos militares, etc., tinha potência estimada de 50kW e encontrava-se em desenvolvimento experimental por uma equipe de pesquisa sediada nas dependências do CTA-ITA.

This work presents an approach to optimise the preliminary design of high-performance axial-flow compressors. The preliminary design within the Gas Turbine Group at ITA, is carried on with an in-house computational program based upon the streamline curvature method, using correlations from the literature to assess the losses. The choice of many parameters of the thermodynamic cycle and of geometries relies upon the expertise from the members of the Group. Nevertheless, it is still a laborious and time-consuming task, requiring successive trial and errors. Therefore, to support the compressor designer in the choice of some parameters, an optimisation program, named REMOGA, was written in FORTRAN language, allowing an easy integration with the programs developed by the Gas Turbine Group. The program is based upon a multi-objective genetic algorithm, with real codification and elitism. Then the REMOGA and the preliminary design program were integrated to design a 5-stage axial-flow compressor. Therefore, the stator air outlet angles, the temperature distribution and the hub-tip ratio were varied aiming at higher efficiencies and higher pressure ratios, but controlling the de Haller number and the camber angle. Thanks to the REMOGA, thousands of designs could be quickly evaluated. Finally, using a choice criterion, four solutions were selected for further analysis, revealing that the developed program was successful in finding more efficient and feasible compressor designs.

This work focuses on a comparative analysis among three compressor inlet air cooling techniques using a thermodynamic approach to simulate the gas turbine cycle. Firstly, a Base Case is tested to determine the gas turbine performance without any cooling method. The effect of site altitude on the power output gas turbine even without any cooling technique is also simulated. After, the evaporative cooling, absorption and mechanical refrigeration chillers are studied under different ambient temperature and relative humidity. Results showed that the cooling potential of the evaporative system is dependent of its effectiveness, while the absorption chiller cooling load is determined by pre-established compressor inlet air temperature. For the mechanical chiller method, however, it is necessary also to consider the power demand required by the vapour refrigerant compression. It is important to observe that although the absorption chiller has been the more suitable cooling method, it is only a realizable solution if the exhaust gases heat are available and with adequate discharge temperature. Furthermore, the gas turbine analysis is carried out at two brazilian locations: Campos/RJ and Goiania/GO. The monthly power output gain offered by the evaporative cooling method is low due to its intrinsic limitation, the ambient wet-bulb temperature. Further, the mechanical chiller system provided a considerable improvement in power output monthly results. However, the best power output increment is reached when the absorption chiller system is employed. Besides, a preliminary economic analysis showed that evaporative cooling offered the lowest unit electric energy cost, but associated with the lesser incremental power generation potential. On the other hand, the chillers systems are more expensive, while provide larger values of incremental electric energy. Results also showed that the cooling techniques allow obtaining a considerable increase in power generation with a lower cost in comparison with the gas turbine plant without any cooling method.

O desenvolvimento de equipamentos na área de energia tem sido amplamente discutido por diversas nações e empresas, dentre os quais é possível destacar as turbinas a gás. O estudo desse tipo de motor é bastante complexo, pois envolve diversas áreas do conhecimento como aerotermodinâmica, combustão, controle e integridade mecânica. A integridade mecânica possui um papel importante, uma vez que falhas mecânicas podem ocasionar graves acidentes e elevados prejuízos financeiros. Dessa forma, é importante analisar corretamente todos os parâmetros que estão envolvidos nesse contexto, como análises estruturais, desenvolvimento de novos materiais e também estudos relacionados às vibrações mecânicas que são as principais causas de falhas mecânicas. O presente trabalho foi desenvolvido para justamente entender o comportamento dinâmico de rotores e assim evitar que qualquer dano estrutural seja causado por vibrações excessivas do conjunto rotativo. Para isso foi caracterizada toda uma metodologia de projeto para a construção de um modelo eficiente capaz de traduzir esse comportamento dinâmico. Além disso, para realização do estudo foi utilizado o método de elementos finitos juntamente com o software comercial ANSYS que é uma ferramenta adequada para resolução de diversos problemas de engenharia. Primeiramente foram desenvolvidas validações através de modelos simples obtidos da literatura para a verificação do método e do software. Posteriormente, estudos mais detalhados foram introduzidos para comparar diferentes tipos de modelagem, utilizando elementos de viga, elementos sólidos 2D e 3D. Finalmente, a metodologia proposta foi aplicada a um rotor com todas as características reais de um conjunto rotativo de turbina a gás.