Análisis de causa raíz de rajaduras prematuras en la cámara de combustión del motor AI-20D-5 y simulación numérica de condiciones de falla

• Autor: Valdivia Paredes, Jorge Luis
• Formato: tesis de grado
• Fecha de Publicación: 2023
• Institución: Universidad de Ingeniería y tecnología
• Repositorio: UTEC-Institucional
• Lenguaje: español
• OAI Identifier: oai:repositorio.utec.edu.pe:20.500.12815/333
• Enlace del recurso: https://hdl.handle.net/20.500.12815/333
• Nivel de acceso: acceso abierto
• Materia: Turbinas de gas; Cámaras de combustión; Cámaras de combustión en turbinas de gas de aviones; Método de elementos finitos; Dinámica de fluidos computacional; Resistencia de los materiales; Tensiones y esfuerzos (Mecánica); Fracturas dúctiles; Fatiga crecimiento de grieta; Gas turbines; Combustion chambers; Combustion chambers in aircraft gas turbines; Finite element method; Computational fluid dynamics; Strength of materials; Strains & stresses (Mechanics); Ductile fractures; Fatigue crack growth; https://purl.org/pe-repo/ocde/ford#2.03.01

La aparición temprana de rajaduras en la cámara de combustión de los motores AI-20D-5 en las aeronaves Antonov AN32-B es un problema que no ha sido investigado por completo. Estudios previos proponen que la causa de estas fallas es la fatiga térmica del material, sin embargo, no existe a la fecha un análisis que tome en cuenta mecanismos de falla combinados. Para este proyecto, se investigó la aparición de estas fallas prematuras a partir de la información de operación del motor y un análisis computacional de la interacción (térmica y de esfuerzos) entre los gases de combustión y la estructura de la cámara. Se aplicó un análisis computacional de fluidos para obtener las cargas térmicas y un análisis de elementos finitos para calcular la distribución de esfuerzos y deformaciones en el material de la cámara de combustión en la condición de operación de despegue. Por último, se estimó el factor de daño por suma lineal utilizando la regla de acumulación de Palmgren-Miner y de fracción de tiempo para que el material falle por creep y fatiga. Los resultados del cálculo de temperaturas y esfuerzos tienen relación con las zonas de aparición de rajaduras sumado a que se observa el relevante impacto del modo de falla por creep a condiciones de temperatura de flama reducida. Después de realizar el análisis cualitativo de los resultados de la simulación numérica en el material de la cámara de combustión se puede concluir que el causante principal de la aparición de fallas prematuras es que se opere el motor en régimen de despegue a 10% o más del tiempo total de vuelo. La acumulación de daño por creep discrepa de las teorías planteadas por investigaciones de posgrado anteriores en el mismo motor.