Ayudamemoria Parcial

8/18/2019 Ayudamemoria Parcial

1/17

Indique como funciona un RAM-JET.

0 1

2 3

En un RAM-JET el calor que se le da al sistema esta generado por una reacción

que se realiza internamente. Esta produce un aumento de presión en el

olumen de control !1-2"# por lo tanto la presión $1 de%e ser ma&or que laoriginada por la com%ustión.

'i a la elocidad de desplazamiento no le correspondiera $1# de%emos

adicionarle al sistema aguas arri%a de la sección 1# un dispositio que

trans(orme la energ)a cin*tica inculada a la elocidad +1 en aumento de la

presión est,tica en la entrada del conducto !sección 1". Este dispositio se

denomina di(usor !".

'i quisi*ramos aumentar la elocidad de salida# a los e(ectos de aumentar el

empue# de%emos colocar aguas a%ao de la sección 2 un dispositio que

trans(orme la presión est,tica local en energ)a cin*tica# es decir# aumento de laelocidad de salida. Este elemento se denomina to%era !T%".

/a%e aclarar que con el RAM-JET no puede o%tenerse tra%ao en un ee# por no

tener tur%ina# ni tampoco puede (uncionar de manera est,tica por no tener

compresor.

To%eri(uso

$3$

+3

$2

+

$1$

+1

$0

+


2/17

En un ciclo ideal, y a los efectos de aproximarlo al real, indique

que correcciones efectúa y explique que parámetrostermodinámicos corrie, indique como reali!a estas correcciones

y en qu" luar del Tur#o Jet lo reali!a.

En un ciclo ideal de%emos realizar dos tipos de correcciones

A. e%ido a p*rdidas en las trans(ormaciones del ciclo que 4acen que el

proceso sea irreersi%le.

5os principales par,metros termodin,micos que se corrigen son las ariaciones

de entalpia# temperatura & presión.

a. Trans(ormación 0-2. i(usor.$erdidas por (ricción.


3/17

η0−2=

( PT 2 PS0 )γ c−1

γ c −1

T T 2T S0

−1

o $ T2 6 $resión total en el punto 2.o $'0 6 $resión est,tica.o T T2 6 Temperatura total en el punto 2.o T'0 6 Temperatura est,tica.

%. Trans(ormación 2-3. /ompresor.$erdidas por mala compresión.

η2−3=

∆ hi2−3

∆ hr2−3

c. Trans(ormación 3-7. /,mara de com%ustión.e%eremos eri8car la relación en peso del aire-com%usti%le !( c".

f c=C p comb .T T 4−C p comb. T T 3

ηcomb . H c

o 9c 6 $oder calor)8co del com%usti%le.

o ηcom% 6 Rendimiento de la com%ustión.d. Trans(ormación 7-:. Tur%ina.

η4−5

=∆ hr 4−5

∆ hi4−5=

C p tb (T T 4−T T 5 )C p tb (T T 4 ´ −T T 5 ´ )

e. Trans(ormación :-;. To%era de salida.

η5

−7=

1−T

7

T 5

1−( PT 7 ´ ´

PT 5 )γ −1

γ


4/17

5os (actores de corrección requeridos por la presencia de apor de agua

en el aire que su(re una compresión & una e=pansión de%en ser aplicados a la

ariación de temperatura & entalpia# mediante las siguientes e=presiones

a. ∆ T airehumedo=∆T aire seco (1− Atm )

%. ∆ H aire humedo=∆ H aire seco(1− Ahm )

c. ∆ T airehumedo=∆T aire seco (1−Btm−Btf )

d. ∆ H aire humedo=∆ H aire seco(1−Bhm−Bhf )

• Atm & A4m 6 /oe8cientes de corrección en (unción de la cantidad de

apor de agua en el aire.•


5/17

$)e qu" forma se puede incrementar el empu*e de un tur#o *et(

+Indique al menos dos. raque en un diarama T-/ al menos

una de ellas.

F = ώa

g (V f −

V 0 )

o ?6 Empue.o +( 6 +elocidad 8nal.o +0 6 +elocidad del e4)culo.

o

ώa

g 6 caudal de masa de aire.

@na manera de incrementar el empue ser)a aumentandoώa # in&ectando

agua glicol en la entrada o salida del compresor# para aumentar la densidad.

Btra manera es 4aciendo $;6$0# donde $; es la presión de salida de la to%era#

esto se logra ariando el di,metro de la to%era para lograr una to%era

adaptada.

To%era adaptada $; 6 $0

/ea el siuiente difusor de un propulsor. 0ara el mismo raque

el comportamiento del 1uido en un diarama T-/. 0ara este caso

indicar como de#e ser la temperatura de salida total real

+respecto de la temperatura de entrada y la 2ariaci3n de

entalp4a total.

$0 $1

+0 +1

T0 T1

i(usor iagrama T-'


6/17

∆ H T =−!

/omo no 4a& intercam%io de calor ni tra%ao

" ∆ H T =0

"0=C p (T T 1 # # −T T 0 )

"T T 1 # # =T T 0

0ara el siuiente esquema escri#ir la ecuaci3n de empu*e

eneral, las simplicaciones que se puedan reali!ar e indicar la

ra!3n de las mismas.

Ecuación general de empue neto

$s%=∫e

❑

( &e V e2cos

2

ϕe+ Pe− P' )dAe−ḿi V '

'uponemos

V ' es la correspondiente a la elocidad no pertur%ada en la

sección 0 !+0".

+e !elocidad de salida" est, re(erida a una sección en la cual se

supone que las l)neas de corriente del gas son paralelas a las de la

corriente no pertur%ada ! ϕe=0¿ .

Entonces

$s%=∫e

( &e V e2

+ Pe− P' ) dAe−ḿi V 0


7/17

'i suponemos que la distri%ución de elocidades en la sección 1 como en la ;

son constantes

$s%=( ώa+ώcg )V 7− ώa

g V

0+ ( P7− P0 ) A7

5a temperatura a la entrada de la tur%ina de%e ser %aa# compati%le con la

resistencia del material utilizado. Esta limitación conduce a queώc sea

menor que el 2C deώ

a . Entonces

ώa+ώc ≅ ώa

D considerando que no 4a& sangr)as

$s%=( ώag )(V 7−V 0 )+( P7− P0 ) A7

'i la to%era es adaptada ! P

7= P

0 "

$s%=( ώag )(V 7−V 0 )

En una to%era no adaptada e=istir, una sección ( en la que tendremos

P7= P

0 & la elocidad en esta sección ser, +( # que denominaremos elocidad

e(ectia del c4orro.

$s%=( ώag )(V f −V 0)= ώa V f

g −

ώaV 0

g = F f −

ώa V 0

g

V f =V 7+g Ae

ώa

( P7− P0 )

o F f 6 Empue e(ectio.

oV f 6 +elocidad e(ectia.


8/17

o

ώa V 0

g 6 Empue o resistencia de entrada.

El empue ser, m,=imo cuando +060 !aerorreactor detenido# prue%a en %anco#

empue est,tico" & cuando P

7

= P0 !to%era adaptada".

$%u" clase de aerorreactor se de#e utili!ar si se desea tener

randes empu*es con altos rendimientos de propulsi3n(

'e de%e utilizar un tur%o (an.

Indique que parámetros in1uyen so#re los parámetros de

desempe5o de un aerorreactor.

+aria%les asociadas al medio

a" +elocidad del e4)culo.%" E(ecto de la 4umedad del aire.c" Altura de uelo.

+aria%les proenientes de caracter)sticas operatias

a" R$M del motor que conllea cam%ios enώa & rc.

%" eometr)a de la to%era de descarga.

c" ?luo de com%usti%le ώc .

d" 'angr)as del motor.e" Fn&ecciones de agua.(" Temperatura m,=ima.

$En qu" caso coincide la potencia de propulsi3n con la potencia

de empu*e y, en dic'o caso, cuánto 2ale el empu*e del

tur#orreactor(

5a potencia de propulsión es igual a la potencia de empue cuando la e8ciencia

de propulsión !Gp" es igual a 1# esto ocurre cuando H61# que signi8ca que

+8nal6+0. En este caso al ser +8nal6+0# el empue ale cero.


9/17

$0ara qu" 2alor de la relaci3n 6786f la potencia de empu*e es

máxima( Justique.

5a potencia de empue es

P $= ´ωag

V f 2 ( (−(2 )

$ara o%tener $Em,= 4agod P $

d( =0

d P $

d( =

ώa

g V f

2 (1−2( )=0" (=1

2

5a $Em,= se o%tendr, cuando +06+( I2.

0ara un tur#orreactor que se ensaya en condiciones estáticas a

ni2el del mar se tiene que la relaci3n de compresi3n es 9 2eces

superior a la relaci3n de expansi3n. /i considera el fen3meno

como isoentr3pico, exprese cualitati2amente c3mo o#tendr4a T9

para mantener la mencionada relaci3n de expansi3n.

'i rc67re & consideramos el (enómeno isoentrópico

"( re)

γ −1

γ

=

T 4

T 5

" T 4=T 5(rc

4 )γ −1

γ

Esta de%er)a ser la T7 para mantener dic4a relación de e=pansión.

$/o#re qu" parámetros de#o poner atenci3n si deseo o#tener

randes relaciones de compresi3n en el compresor de un

aerorreactor en prue#a estática operando con #a*as relaciones

de expansi3n de la tur#ina( +/e supone que es un ciclo ideal sin

p"rdidas en la cámara de com#usti3n, que se desprecia la

cantidad de com#usti#le respecto a la de aire y que opera encondiciones estáticas.

5os par,metros a los que de%o poner atención si deseo o%tener grandes

relaciones de compresión en el compresor & %aas relaciones de e=pansión en

la tur%ina en un aerorreactor en prue%a est,tica son

6 relación de temperaturas del ciclo !6T7IT0".


10/17

Gtc 6 e(iciencia de la m,quina !Gtc6GtGc".

Kc6relación de temperaturas del compresor.

1IKt 6 relación de temperaturas de la tur%ina.

$:3mo se e2alúa la 0otperd en un tur#o-reactor( $; en un tur#o-

2entilador(

5a $otperd para un tur%o-reactor & un tur%o-entilador se de8ne como

Pot perd= Pot P− P $

onde

o $ot$ 6o $E 6

$ara un tur%o-reactor ser,

Pot perd= ώ

2g V f

2 (1−( )2

onde

o +( 6

o ν 6

$ara el caso del tur%o-entilador# en el c,lculo de las potencias de%emos tener

en cuenta que el empue es logrado en parte por el Luo que pasa por el (an &


11/17

en parte por el que pasa por el reactor. 5a $otperd en este caso es menor que en

un tur%o-reactor.

0or qu" en un propulsor de aspiraci3n de aire la eciencia de

propulsi3n no tiene sentido para relaciones de 6786f mayores a


12/17

) a= F

ώd [ 1

seg ]onde

o Fa 6o ? 6

o ωd 6

• $otencia de propulsión

Es la potencia total disponi%le en un aerorreactor. 'e desarrolla como

consecuencia de la energ)a t*rmica del com%usti%le quemado.

P P= ´ $S−

´ $e

P P= ώ

2 gV f

2 (1−(2 )

onde

o $$ 6o E' 6o Ee 6

o ω 6o +( 6

o ν 6

• $otencia de empue'e de8ne como el producto del empue !E" por la elocidad de

desplazamiento del e4)culo !+0". Es la energ)a por unidad de tiempo

utiliza%le# necesaria para mantener el e4)culo en moimiento.

P $= $ . V 0

P $=ω

g ( V f −V 0 )V 0


13/17

onde

o $E 6o E 6o +0 6o +( 6

o ω 6

• $otencia perdidaEs la di(erencia entre la potencia disponi%le & la utilizada.

Pot perd= P P− P $

• E8ciencia de propulsiónos muestra cu,n e8ciente es usada la energ)a disponi%le del propulsor.

'e de8ne como la relación entre $E & $$.

η P= P $

P P=

$−V 0

P P

η P= 2(

(1+( )

• E8ciencia t*rmica'e de8ne como la relación entre la $$ & la energ)a calórica suministrada

al sistema.

ηte= P

0

( ώa i * )

onde

o $0 6

o ωa 6o i 6 /alor suministrado por masa de aire.o J 6

• E8ciencia total


14/17

Es la relación entre la $E & el calor suministrado al sistema. i la

e8ciencia t*rmica ni la de propulsión# cuando se consideran por

separado# se de%en tomar como criterio signi8catio del sistema de

propulsión.

η=ηte

. η P

/i se tienen dos 2e'4culos a"reos, uno propulsado por un

tur#orreactor y el otro por un motor co'ete, que se despla!an ala misma 2elocidad 67= indique cuál de los dos motores posee

mayor eciencia de propulsi3n. Justique.

$ara realizar la comparación entre el tur%orreactor & el motor co4ete de%emos

tomar como re(erencia la misma elocidad de desplazamiento del e4)culo# &

tener en cuenta que la elocidad de salida de los gases productos de la

com%ustión del primero es del orden de los 2000 piesIseg & del segundo del

orden de los N000 piesIseg.

Esto signi8ca que para comparar los dos rendimientos de%emos 4acerlo para

distintos alores de ν !m,s pequeOo para el co4ete & m,s grande para el

aerorreactor".

'egPn estas consideraciones tendremos el siguiente gra8co


15/17

:omo se denomina el ciclo termodinámico que representa el

funcionamiento de un propulsor a aspiraci3n de aire( %u"

diferencia existen entre el ciclo ideal y el que sucede realmente(

El ciclo de un aerorreactor puede analizarse adaptando el ciclo en aire Joule-


16/17

A la entrada de la to%era

Exprese el rendimiento que se da en el compresor y en la to#era

de un Tur#o Jet y el que se da en la tur#ina de un Tur#o Jet.

• Rendimiento del compresor

ηc= +hidea,

+hrea,

• Rendimiento de la tur%ina

ηt = + hrea,

+ hidea,

• Rendimiento de la to%era

ηtb=

1−T

4 ´

T 5 ´

1−( PT 0 PTs ´´ )γ −1

γ

/ea la siuiente to#era de un propulsor.

0ara la misma raque el comportamiento

del 1uido en un diarama T-/. 0ara este

caso indicar como de#e ser la 2ariaci3n de

entalpia total ideal y real, y como

calcular4a la 2elocidad de descara de los

ases.

atos $: T:


17/17

Ayudamemoria Parcial

Documents

Transcript of Ayudamemoria Parcial