Análise da transferência de calor por radiação em combustor de Turbina Turbo-FAN pelo Método LBL

• Ano de defesa: 2019
• Autor(a) principal: Alves, Camilo Gustavo Araújo
• Orientador(a): Maurente, André Jesus Soares
• Tipo de documento: Dissertação
• Tipo de acesso: Acesso aberto
• Idioma: por
• Programa de Pós-Graduação: PROGRAMA DE PÓS-GRADUAÇÃO EM ENGENHARIA MECÂNICA
• País: Brasil
• Palavras-chave em Português: Transferência de calor por radiação; Turbina aeronáutica; Equação da Transferência Radiativa; Método Linha-por-Linha
• Área do conhecimento CNPq: CNPQ::ENGENHARIAS::ENGENHARIA MECANICA
• Link de acesso: https://repositorio.ufrn.br/jspui/handle/123456789/26976

As turbinas são máquinas térmicas e podem ser classificados como estacionários ou não estacionários, dentre as turbinas não estacionárias a aplicação industrial que mais tem recebido destaque atualmente é a indústria aeronáutica. Neste segmento, a turbina turbo-fan é o tipo de motor mais utilizado no transporte de passageiros e de cargas. Por ser uma máquina térmica o turbo-fan é um equipamento sujeito as dinâmicas associadas à transferência de calor. A análise deste modo de transferência de calor possibilita melhor seleção dos materiais utilizados na fabricação das turbinas aeronáuticas, controle dos produtos indesejados da combustão e maior segurança em seu regime de funcionamento, relacionado principalmente ao controle dos HotStreaks, principal mecanismo de falha nas turbinas. O objetivo deste trabalho é analisar a transferência de calor por radiação dentro de um combustor de turbina turbo-fan com parâmetros de combustão e geometria predefinida. Os campos de temperatura e fração molar das espécies emissoras e absorvedoras de energia radiativa utilizados na análise foram obtidos pelo Glenn Research Center (NASA), que simularam combustão, turbulência e convecção na câmara de combustão, mas desconsideraram a transferência de calor por radiação. A análise feita no trabalho foi para um caso unidimensional. A análise do calor convertido foi feita através de rotinas computacionais aplicadas sobre uma linha unidimensional dentro do combustor da turbina. Dessa linha foram obtidos 93 pontos de temperaturas e frações molares de gases participantes (, 2 2), que para melhorar a performance computacional, foram agrupados em 25 grupos. O banco de dados utilizado nesta pesquisa foi o HITEMP2010 que forneceu informações características espectrais para cada grupo de Frações Molares e temperaturas de cada gás participante. Com base nesses dados o método Linha-por-Linha (LBL) foi utilizado para obter os coeficientes de absorção característicos para cada fração molar de substância participante e temperatura, fixando-se a pressão em 3 atm. Os coeficientes de absorção, juntamente com as seções transversais de absorção foram utilizados na solução da transferência radiativa (RTE), através do método dos Volumes Finitos, fornecendo o fluxo radiativo e o divergente do fluxo para as condições que foram estabelecidas. Este trabalho possibilitará uma melhor compreensão da distribuição e quantificação do fluxo de calor no motor, gerando melhor entendimento sobre as dinâmicas de combustão, melhor escolha de materiais do dispositivo e maior segurança contra falhas inerentes ao equipamento. Observouse neste sistema descontinuidades na curva devido aos processos dinâmicos da malha de temperatura e Frações Molares, onde o fluxo de calor radiativo na região imediatamente após o queimador do combustor apresentou valor de aproximadamente 24 /2 e na região das aletas de direcionamento do fluxo de 21 /2 para a mistura das substâncias, em que a influencia majoritária foi do 2.