9.11. CICLO IDEALES DE PROPULSION POR REACCION

El ciclo de propulsión por reacción, viene a ser un ciclo abierto. Siendo los motores de las turbinas de gas muy usadas para impulsar aeronaves, ya que son ligeros, compactos y tienen una elevada relación entre potencia y peso.

Este ciclo se distingue del ciclo Brayton ideal simple en que los gases se expanden parcialmente en la turbina. Los gases que salen de la turbina a una presión relativamente alta se aceleran posteriormente en una tobera para proporcionar el empuje necesario para propulsar el avión.

El impulso de los aviones se debe a la aceleración de un fluido en la dirección opuesta al movimiento, lográndose por ejemplo al acelerar considerablemente una pequeña masa de fluido (turborreactor).

El empuje.- El empuje es una fuerza no balanceada causada por la diferencia en la cantidad de movimiento con que el aire, a baja velocidad, entra al motor y con que los gases de escape de alta velocidad salen de él.

El empuje neto que desarrolla el motor (turborreactor) es:F=m (V salida−V entrada )…(N )

Donde: m, es el flujo másico de los gases, V salida, es la velocidad de salida de los gases de escape V entrada, es la velocidad de entrada del aire, ambas relativas al avión.

Sabías que... Los aviones ahorran combustible al volar a mayores altitudes durante largos viajes, ya que el

aire a altitudes más grandes es menos denso y ejerce una fuerza de arrastre más pequeña sobre el avión.

Potencia de propulsión.- Es aquella potencia desarrollada a partir del empuje del avión, es decir igual a:Empuje×Velocidad del avion

W p=m (V salida−V entrada )V avion… (kW )

Eficiencia de propulsión.- Es aquella medida de que tan eficientemente la energía liberada durante el proceso de combustión se convierte en energía de propulsión, y se define como:

n= Potencia de propulsiónRelaciónde entradade energía

=W p

Qentrada

Ejemplo 9.9 El ciclo ideal para propulsión por reacción

Un avión de turborreactor vuela con una velocidad de 850 pies/s a una altura donde el aire está a 5 psia y –40°F. El compresor tiene una relación de presión de 10 y la temperatura de los gases a la entrada de la turbina es de 2 000°F. El aire entra al compresor a una tasa de 100 lbm/s. Utilice las suposiciones del aire estándar frío para determinar: a) la temperatura y la presión de los gases en la salida de la turbina. b) la velocidad de los gases en la salida de la tobera. c) la eficiencia de propulsión del ciclo.

Solución

En el proceso 1-2 (compresión isentrópica de un gas ideal en un difusor): porconveniencia, podemos suponer que el avión está en reposo y que el aire semueve hacia el avión a una velocidad de V1=850 pies/s. Idealmente, el airesaldrá del difusor con una velocidad insignificante (V2 =~0):

Proceso 2-3(compresión isentrópica de un gas ideal en un compresor)

Proceso 4-5 (expansión isentrópica de un gas ideal en una turbina): sin tomar en cuenta los cambios de la Ec. en el compresor y la turbina, y suponiendo que el trabajo de ésta será igual al trabajo del compresor, encontramos que la temperatura y la presión a la salida de la turbina son:

b) Para encontrar la v.salida de la tobera, primero se necesita determinar la Tº.salida de la tobera y después aplicar la ecuación de energía de flujo estacionario. Proceso 5-6 (expansión isentrópica de un gas ideal en una tobera):

c) La eficiencia de propulsión de un turborreactor es la relación entre la potencia de propulsión desarrollada W p y la razón de transferencia de calor totalhacia el fluido de trabajo:

Es decir, 22.5 por ciento de la entrada de energía se usa para impulsar el avión y para superar la fuerza de arrastre ejercida por el aire atmosférico.