CICLOS IDEALES DE PROPULSIÓN POR REACCIÓN

Los motores de turbinas de gas son muy usados para impulsar aeronave porque son ligeros, compactos y tienen una elevada relación entre potencia y peso. Las turbinas de gas para aviones operan en un ciclo abierto llamado ciclo de propulsión por reacción, el ciclo de propulsión por reacción ideal difiere del ciclo Brayton ideal en que los gases no se expanden hasta la presión ambiente en la turbina. En cambio, se expanden hasta una presión tal que la potencia producida por la turbina es suficiente para accionar tanto el compresor como el equipo auxiliar, por ejemplo un generador pequeño y bombas hidráu- licas. Es decir, la salida de trabajo neto de un ciclo de propulsión por reacción es cero. Los gases que salen de la turbina a una presión relativamente alta se aceleran en una tobera para proporcionar el empuje que impulsa al avión (Fig. 9-47), también las turbinas de gas para aviones operan a mayores relaciones de presión (por lo común entre 10 y 25) y el fluido pasa primero a través de un difusor, donde se desacelera y su presión se incrementa antes de que entre al compresor.

fig. 9-47

Los aviones son impulsados por la aceleración de un fluido en la dirección opuesta al movimiento. Esto se logra al acelerar ligeramente una gran masa de fluido (motor

accionado por una hélice) o al acelerar considerablemente una pequeña masa de fluido (motor de reacción o turborreactor), o ambos procedimientos (motor de turbohélice).

El esquema de un turborreactor y el diagrama T-s del ciclo de turborreactor ideal se muestran en la figura 9-48 .la presión del aire se eleva libiamente cuando éste se desacelera en el difusor. Después el aire se comprime en el compresor y se combina con combustible en la cámara de combustión, donde esta mescla se quema a presión constante. Los gases de combustión a alta presión y alta temperatura se expanden parcialmente en la turbina, entonces producen la suficiente potencia para accionar el compresor y otros equipos. Finalmente, los gases se expanden en una tobera basta la presión ambiente y salen del motor a alta velocidad.

En el caso ideal, el trabajo de la turbina se supone igual al trabajo del compresor. Además, los procesos en el difusor, el compresor, la turbina y la tobera se asumirán como isotrópicos. En el análisis de los ciclos reales, sin embargo, las irreversibilidades asociadas con estos dispositivos deben ser consideradas. El efecto de éstas es la reducción del empuje que puede obtenerse de un turborreactor

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El empuje desarrollado por un turborreactor es la tuerza no balanceada que está causada por la diferencia en la cantidad de movimiento con que el aire a Baja velocidad al motor y los gases de escape de alta velocidad salen de él; esto se determina de la segunda ley de Newton. Las presiones en la entrada y la salida del turborreactor son idénticas (la presión ambiente), por lo tanto el empuje neto desarrollado por el motor es

𝐹 = 𝑚 𝑉_{𝑠𝑎𝑙𝑖𝑑𝑎} − 𝑚 𝑉𝑒𝑛𝑡𝑟𝑎𝑑𝑎 = 𝑚 𝑉𝑒𝑛𝑡𝑟𝑎𝑑𝑎 − 𝑉𝑠𝑎𝑙𝑖𝑑𝑎 𝑁 (9 − 27)

dondeVsalida es la velocidad de salida de los gases de escape y Ventrada es la velocidad de entrada del aire, ambas relativas al avión. Así, para una aeronave que vuele en un aire sin corrientes, Ventrada velocidad de la aeronave. En realidad, los flujos másicos de los gases a la salida y a la entrada del motor son diferentes. Y la diferencia es igual a la rapidez de combustión del combustible Sin embargo, la relación de masa de aire y combustible utilizada en los motores de propulsión por reacción es usualmente muy alta, lo que hace muy pequeña esta diferencia. Así. en la ecuación 9-27 se toma como el flujo másico del aire en el motor. Un avión que vuela a una velocidad constante utiliza el empuje para superar el arrastre del aire, y la fuerza neta que actúa sobre el cuerpo del avión es cero. Los aviones comerciales 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.

La potencia desarrollada a partir del empuje de una maquina recibe el nombre de potencia de propulsión 𝑊 p que es la fuerza de propulsión (empuje) por la distancia en que esta fuerza actúa sobre el avión por unidad de tiempo; es decir, el empuje multiplicado por la velocidad del avión (Fig. 9-49):

fig. 9-49

𝑊 _𝑝 = 𝐹𝑉_{𝑎𝑣𝑖𝑜𝑛} = 𝑚 𝑉_{𝑠𝑎𝑙𝑖𝑑𝑎} − 𝑉_{𝑒𝑛𝑡𝑟𝑎𝑑𝑎} 𝑉𝑎𝑣𝑖𝑜𝑛 𝑘𝑊 (9 − 28)

El trabajo neto desarrollado por un turborreactor es cero. Por lo tanto, no es posible definir la eficiencia de un turborreactor de la misma manera que para máquinas de turbina de gas estacionarias. En lugar de eso se debe usar la definición general de eficiencia, la cual es la relación de la salida deseada y la entrada requerida. La salida deseada en un turborreactor es la potencia producida para impulsar el avión 𝑊 𝑝, y la entrada requerida es el calor

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liberado por El combustible 𝑄 _{𝑒𝑛𝑡𝑟𝑎𝑑𝑎}La relación de estas dos cantidades se llama eficiencia de propulsión y está duda por:

𝜂 = 𝑝𝑜𝑡𝑒𝑛𝑐𝑖𝑎 𝑑𝑒 𝑝𝑟𝑜𝑝𝑢𝑙𝑠𝑖𝑜𝑛

𝑟𝑒𝑙𝑎𝑐𝑖𝑜𝑛 𝑑𝑒 𝑒𝑛𝑡𝑟𝑎𝑑𝑎 𝑑𝑒 𝑒𝑛𝑒𝑟𝑔𝑖𝑎= 𝑊 𝑝

𝑄 _{𝑒𝑛𝑡𝑟𝑎𝑑𝑎} (9 − 29)

La eficiencia de propulsión es una medida de qué tan eficientemente la energía térmica liberada durante el proceso de combustión se convierte en energía de propulsión. La parte remanente de la energía liberada se mostrará como la energía cinética de los gases de escape relativa a un punto fijo sobre el suelo y como un incremento en la entalpia del aire que sale del motor.