Implementación del modelo de liberación finita de calor de dos zonas para la simulación de las prestaciones de motores alternativos de aviación = Two zone finite heat release model implementation for aircraft reciprocating engines performance simulation

Abstract

[ES] La temática de este trabajo de fin de grado se relaciona con la obtención de las prestaciones de motores de combustión interna, siendo el principal objetivo el desarrollo de un programa informático con este fin. En primer lugar, se ha seleccionado los principales compuestos que intervienen en el funcionamiento de un motor alternativo para a continuación obtener sus propiedades termodinámicas. Se ha escogido un modelo de flujo compresible cuasi-estacionario para determinar el flujo de masa que entra o sale del cilindro, tanto a través de las válvulas de admisión y escape como a través de los segmentos cuando las válvulas están cerradas. La fase de combustión se ha simulado mediante el modelo de liberación finita de calor de dos zonas. La cámara de combustión queda dividida en dos zonas, una formada por la mezcla de aire y combustible, y la otra por los productos de la combustión. Al contrario de lo que indica su nombre, en este modelo no existe liberación de calor, sino que la combustión consiste en la transferencia de masa desde la zona sin quemar hacia la zona quemada. Será necesario calcular el equilibrio químico para determinar la temperatura inicial de la zona quemada (temperatura de llama adiabática) y su composición en cada instante. El equilibrio se alcanza cuando la energía libre de Gibbs es mínima, empleando las propiedades termodinámicas de los compuestos que se han definido previamente. También se tendrán en cuenta las pérdidas de energía en forma de calor debido a la gran diferencia de temperaturas entre los componentes del motor y el fluido, especialmente durante la fase de combustión. Se ha escogido MATLAB para el desarrollo del programa, y se ha incluido el código del programa en el anexo del trabajo. Para la validación del programa se ha escogido el motor Rotax 912, el cual proporciona una potencia máxima de 73.5 kW (100 CV) a 5800 rpm en condiciones de nivel del mar, y está diseñado para propulsar aeronaves ultraligeras.