José L. Montañés 
Catedrático de Ingeniería Aeroespacial

Sistemas de Propulsión

Principal Arriba Sistemas de Propulsión Motores de Reacción Información Académica Aerorreactores y Turbinas de Gas Proyecto Fin de Carrera

 

 

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SPr: SISTEMAS DE PROPULSIÓN (4,5 créditos)

En el Plan de Estudios 2000 (95 modificado), (vigente durante el curso académico 2002/03), la Materia Troncal de 1er Ciclo "Ingeniería Aeroespacial" de 9 créditos se imparte en dos asignaturas:

AVE: Aeronaves y Vehículos Espaciales (4,5) y
SPr: Sistemas de Propulsión (4,5)

La asignatura SPr está adscrita al Dpto. de Motopropulsión y Termofluidodinámica y se imparte durante el 2º Cuatrimestre del 2º curso académico. Se desarrolla en 3 horas semanales y consta de dos partes:

Motores Alternativos, MAL y
Motores de Reacción, MR.

El objetivo fundamental de la asignatura es proporcionar conocimientos básicos sobre los distintos sistemas que se utilizan en la propulsión de las aeronaves y naves espaciales.

 

Temario:

1.- Introducción a la propulsión (4h) (MR)

2.- Principales requisitos de los SPr aérea (3h) (MR)

3.- Motores de combustión discontinua (2h) (MAL)

4.- Análisis energéticos y exergéticos de los motores de combustión discontinua (1h) (MAL)

5.- Ciclos y rendimientos (2h) (MAL)

6.- Control de potencia (2h) (MAL)

7.- Requisitos para vehículos aéreos y terrestres (2h) (MAL)

8.- Elementos constructivos (2h) (MAL)

9.- Análisis del ciclo de aerorreactores (4h) (MR)

7.- Actuaciones de aerorreactores (2h) (MR)

8.- Motores cohete (4h) (MR)

 

Prácticas Sistemas de Propulsión (17h) Aula + Laboratorio

 

Bibliografía: Sistemas de Propulsión

"Mechanics and Thermodynamics of Propulsión". Hill & Peterson

 "Aerothermodynamics of Gas Turbine and Rocket Propulsion". Oates

 "Rocket Propulsion Elements". Sutton

 "The Jet Engine". RR

 "The Aircraft Gas Turbine Engine and its Operations". Pratt & Whitney

 "Aircraft Engine Design". Mattingly, Heiser & Daley

 

 

PROBLEMAS de la Asignatura

1.- Para propulsar un vehículo se quieren estudiar los dos sistemas siguientes:

  1. motor alternativo (MA) + ruedas
  2. aerorreactor (AE)

El MA tiene un rendimiento motor del 40% y la relación peso potencia es de 1 kg/kW.

El AE tiene un rendimiento motor del 35%, un impulso de 700 m/s y la relación peso empuje es de 22 kg/kN.

El coeficiente de penetración del vehículo es de 0,3 y su superficie frontal de 2,1 m2.

Se pide calcular la potencia, peso y consumo del motor alternativo así como el empuje, gasto, peso y consumo del aerorreactor cuando se propulsa el vehículo a 200 y 600 km/h.

Para ambos el poder calorífico inferior del combustible, L, utilizado es de 43 MJ/kg.

(Solución: 200 ® (MA):66,2 kW; 66,2 kg; 3,85 g/s; (AE):1190,9 N; 1,7 kg/s; 26,2 kg; 32 g/s.

                600 ® (MA):1786,3 kW; 1786,3 kg; 103,8 g/s; (AE):10718,1 N; 15,3 kg/s; 235,8 kg; 379 g/s.)

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2.- Un avión está propulsado por un turborreactor que proporciona un empuje, E. Si la resistencia, D, al avance del mismo, es proporcional a la velocidad al cuadrado (); se pide: calcular la velocidad máxima, Vmax, qué podrá alcanzar y el tiempo, t, qué tardará en alcanzarla si parte del reposo.

(Solución: ; ).

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3.- Un gas perfecto de masa molar g/ mol y relación de calores específicos se expande adiabáticamente de forma estacionaria desde una presión de 6 Mpa, a temperatura de 3000 K y una velocidad de 200 m/s hasta una presión final de 0,101 MPa.

  1. Si la temperatura final es 1800 K y la velocidad final es despreciable, ¿cuánto trabajo por unidad de masa de gas se ha realizado durante la expansión?
  2. Para alguna expansión adiabática desde la misma presión inicial hasta la misma presión final ¿es posible que la temperatura final sea tan baja como 450 K?
  3. Si el gas no realiza ningún trabajo durante la expansión, ¿cuáles serán su velocidad y temperatura final?

(Solución: 3,013 MJ/(kg/s); No; 2725,68 m/s; 1518,1 K.)

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4.- En ciertos componentes de turborreactores, tales como compresores, turbinas y toberas, el tiempo de residencia del fluido dentro del componente es tan corto que la conducción de calor, por unidad de masa del fluido, es despreciable comparada con el trabajo específico o el cambio de energía cinética. Para estos flujos adiabáticos el diagrama T-s indica el rango de posible estados () que pueden ser alcanzados desde una punto inicial.

Demostrar que en un diagrama T-s las líneas de presión constante para gases ideales debe ser cóncava hacia arriba, ya que debe ser positivo. Demostrar, también, que si se da cualquier línea de presión constante en un diagrama T-s, se puede obtener cualquier línea de presión constante sin más que desplazar horizontalmente la magnitud

.

 Demostrar que las líneas de volumen constante deber ser, también, cóncavas hacia arriba y, para unos valores de T y s dados, tiene mayor pendiente que las de presión constante.

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5.- Durante el despegue de un avión provisto de turborreactores, los productos de la combustión se expanden adiabáticamente en la tobera de salida. A la entrada de la tobera, la presión es 0,180 MPa y la temperatura es 1200 K. La energía cinética del gas entrando en la tobera es mucho más pequeña que la energía cinética del gas abandonando la tobera.

El calor específico a presión constante de los productos de combustión varía con la temperatura aproximadamente de la forma siguiente:

en donde las unidades de Cp son kJ/kgK y T es la temperatura en K. El peso molecular del gas es 30.

Suponiendo que la expansión sea sin fricción (reversible) y adiabática, demostrar como la velocidad de salida y presión dependen de la temperatura de salida para los siguientes valores: 1100, 1000 y 900 . A cada temperatura determinar también el número de Mach de salida.

(Solución: 1100Þ 477,6 m/s; 125,822 kPa; 0,751. 1000Þ 672,6 m/s; 85,574 kPa; 1,107. 900Þ 820,2 m/s; 56,286kPa; 1,418.)

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6.- Un inventor asegura tener un artilugio secreto, mostrado figuradamente abajo, que toma las corrientes de aire 1 y 2 y produce, en estado estacionario, una corriente de salida de alta presión. Dentro de la máquina existen mecanismos para el intercambio de masa, cantidad de movimiento y energía entre las corrientes. ¿Es posible que tal artilugio pueda trabajar en estado estacionario? Suponer que la energía cinética en todas las estaciones es despreciable.

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( Solución: No.)

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7.- Se propone una máquina de intercambio de energía nueva que tienen dos flujos de aire de entrada. En una puerta entran 10 kg/s a 10 MPa y 75 ºC. En la otra, 2 kg/s a 2 MPa y 1000 ºC. Hay un único conducto de salida descargando a la atmósfera a 0,1 MPa. No hay ningún aporte de combustible, ni ningún otro intercambio de masa con el exterior. La carcasa de la máquina esta aislada térmicamente. Las energías cinéticas en las entradas y salida son despreciables. ¿Cuál es la máxima potencia que dicha máquina podría producir funcionando en estado estacionario si la presión de salida fuera 0,1 MPa? Para aire y kJ/kgK

(Solución: 4,543 MW)

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8.- Calcular el empuje del cohete y del aerorreactor descritos en la figura. El empuje es la fuerza necesaria, que hay que ejercer, para impedir el movimiento horizontal del motor. En ambos motores el gasto másico de salida es 40 kg/s. La relación aire combustible del aerorreactor es 50:1, y en su plano de salida la velocidad del chorro es de 500 m/s y la presión la misma que la ambiente. El propulsante del cohete sale a una velocidad de 3000 m/s a través de un área de 0,2 m2. La presión en el plano de salida del cohete es 0,15 MPa y la presión ambiente es 0,101 MPa.

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(Solución: 20 kN; 129,8 kN.)

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9.- Se quiere refrigerar una conducción de agua por la que circula un caudal de 5 l/min. La temperatura de entrada es de 80 ºC y se quiere obtener una temperatura de salida de 30 ºC; para ello, se rodea la conducción de agua con otra de aire en dirección contraria siendo la temperatura del aire a la entrada y salida respectivamente Te,a = 15 ºC y Ts,a = 75 ºC. Calcular el gasto de aire necesario.

Cpa (aire) = 0,24 kcal/kgK; C (agua) = 1 kcal/kgK.

(Solución 17,36 kg/min.)

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10.- Una bomba sube 10 litros de agua por segundo, desde un pozo a un depósito situado a 20 metros. Calcular la potencia que consume. ¿Qué potencia consumiría un compresor que produjese el mismo salto de presiones al mismo gasto de aire, desde las condiciones ambientes?

(Solución: 1,960 kW; 600,152 kW.)

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11.- Una instalación de engrase consta de una bomba de aceite, B, de un radiador, R, (cambiador de calor) y del sistema a engrasar, E, donde el aceite recibe 0,5 kcal/s.

El aceite llega a la bomba en el estado

pB1 = 1,1 kg/cm2    TB1 = 40 ºC

y sale en el estado

pB2 = 5 kg/cm2    TB2 = 40,5 ºC

Las condiciones a la salida del sistema E son

pE2 = 1,2 kg/cm2    TE2 = 70 ºC

 

Determinar:

  1. El gasto de aceite que circula por el sistema
  2. Potencia comunicada a la bomba
  3. Calor desprendido en el radiador

Nota: La bomba y conducciones se suponen adiabáticas; las conducciones son de sección constante y se desprecia la fricción en ellas. El aceite se supone incompresible y con las siguientes características:     r = 0,95 kg/dm3; Cv = 0,8 kcal/kgK .

(Solución: 0,211 kg/s; 43,83 W; 0,51 kcal/s (2135,3 W).)

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12.- Para desalinizar agua de mar, se puede emplear la técnica de ósmosis inversa, que consiste en comprimir el agua de mar hasta una presión superior a la presión osmótica y filtrar parte del caudal comprimido a través de una membrana ultrafiltrante que no deja pasar la sal. El agua no filtrada acarrea toda la sal, siendo interesante recuperar su energía de presión mediante una turbina que ayude al motor de gasoleo empleado en accionar la bomba.

Con los datos siguientes:

        presión de bombeo = 70 kg/cm2

        rendimiento de la bomba = 0,75

        caudal de agua filtrada = 25% de la bombeada

        rendimiento de la turbina = 0,85

        rendimiento del motor de gasoleo = 0,2

        poder calorífico del gasoleo = 9000 kcal/kg

        densidad del gasoleo = 0,8 kg/dm3

Calcular el coste del m3 de agua potable, si el precio del gasoleo es de 'p' pts/l en los siguientes caso:

  1. cuando no se emplea la turbina
  2. cuando se emplea la turbina.

(Solución: 1,495'p' pts/m3; 0,78'p' pts/m3.)

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13.- Dado un compresor capaz de proporcionar una relación de compresión, pc = 4:1, con un rendimiento adiabático, hc = 0,75 y un sistema de calefacción. Se pide: diseñar y calcular la instalación para obtener

    ps = 3 kg/cm2;     Gs = 10 kg/s; Ts = 800 K; Vs = 180 m/s

Calcular la potencia consumida por el compresor y la potencia eléctrica consumida por el sistema de calefacción.

Datos: g = 1,4; R = 29,27 kgm/kgK; p0 = 1 kg/cm2; T0 = 288 K

(Solución: 1529 kW; 3776,8 kW.)

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14.- Calcular la potencia obtenida en una turbina cuando se expande aire desde 4 atmósferas a 1.

        Gasto, G = 10 kg/s,

        temperatura de entrada (fin de combustión), T4t = 1100 ºC,

        rendimiento adiabático, ht = 0,9.

Calcular, asimismo, la temperatura de remanso a la salida de la turbina, T5t y T5’t.

(Solución: 4060,8 kW; 969,0 K; 924,1 K.)

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15.- Estimar las diferencias de empuje, que a nivel del mar, proporciona un turborreactor según funcione con tobera convergente o tobera adaptada. Se conocen los siguientes datos sobre el funcionamiento con tobera convergente:

        G = 100 kg/s,    p8 = 1,4 kg/cm2,    M8 = 1,    T8 = 940 K.

(Solución: (g = 1,33) DE = 171,3 N.)

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16.- Comparar los consumos por km de los sistemas de propulsión que se indican para propulsar un aerotren a 360 km/h, siendo la potencia necesaria 2500 CV. Las soluciones a estudiar son:

  1. Turbina de gas que mueve una hélice, hh = 0,7; hM = 0,3; L = 10000 kcal/kg (se desprecia la energía cinética a la salida de la turbina).
  2. Turborreactor de CE = 1 kg/kgh.
  3. Cohete de propulsante líquido con una Vs = 4000 m/s.

(Solución: 2,12 kg/km; 7,55 kg/km; 66,58 kg/km.)

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  17.- En 1942, el ingeniero Campiny proyecto y llevó a práctica el sistema de propulsión que se indica en el esquema, con los siguientes datos:

hMAL = 0,2;    LMAL = 11000 kcal/kg;

h02 = 1;     h23 = 0,75;      t23 = 20000 m

hq = 1;     p34 = 1;      T4t = 1200 ºC

P9 = P0;     LR = 10000 kcal/kg

Se pide:

  1. Definir los rendimientos motor, de la propulsión y global.
  2. Expresar estos tres rendimientos en función de los parámetros anteriores.
  3. Hacer aplicación numérica para un avelocidad de vuelo de 720 km/h y condiciones ambientales estándar (P0 = 1 kg/cm2, T0 = 288 K).
  4. Comentar el sistema.

(Solución: hM = 0,253; hP = 0,329; hMP = 0,083.)

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