apnutes comportamiento propulsor

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ESCUELA DE INGENIERÍA AERONÁUTICA Y DEL ESPACIO 
 
 
 
DEPARTAMENTO DE MOTOPROPULSIÓN Y 
TERMOFLUIDODINÁMICA 
 
 
 
 
 
COMPORTAMIENTO PROPULSOR DE LOS 
AERORREACTORES 
 
 
 
 
 
J. L. Montañés 
Madrid, 12-03-11 
EIAE/DMT JLMG/6b/120311 
Comportamiento	Propulsor	de	los	Aerorreactores	 Página	1	
 
6b. COMPORTAMIENTO PROPULSOR DE LOS AERORREACTORES 
 
COMPORTAMIENTO PROPULSOR DE LOS AERORREACTORES 
La variable propulsiva por excelencia es el empuje, E, que para los sistemas adaptados se puede 
poner como 
 E G V Vs  0 . (1) 
La variable intensiva correspondiente se llama impulso específico, Isp, y se define como el 
empuje por unidad de masa 
I V Vsp s  0 . (2) 
Definiendo un impulso específico adimensional, como el impulso referido a la velocidad del 
sonido, y poniéndolo en función de la potencia neta adimensional queda 
20
0 0
0 0
2sp ssp n
I V V
I M M
a RT



     , (3) 
la expresión (3) se puede ver representada en la Fig. 1. 
 
Fig. 1 
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Comportamiento	Propulsor	de	los	Aerorreactores	 Página	2	
 
Poniendo el impulso específico adimensional como función de los parámetros del ciclot y 0c 
se obtiene un comportamiento como el representado en la Fig. 2 para Mach de vuelo igual a 0 y a 2. 
 
Fig. 2 
Se define la potencia útil, Wu, como aquélla asociada al empuje en su movimiento 
W EV G V V Vu s   0 0 0 . (4) 
Como no tiene sentido hablar de potencia útil cuando no hay velocidad de vuelo se puede 
adimensionalizar con GV0
2 , obteniendose 
 'u 
Wu
GV0
2
 Vs
V0
1 , (5) 
esta expresión, en función de la potencia neta adimensional y del Mach de vuelo, es la misma que aparece 
en la Fig. 8 del capítulo anterior, pero con el eje de abcisas trasladado una unidad. 
De igual forma, si se adimensionaliza la potencia neta con GV0
2 , también se tiene una función 
de V Vs / 0 
Wn
GV0
2
 1
2
Vs
V0






2
1








. (6) 
 
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Comportamiento	Propulsor	de	los	Aerorreactores	 Página	3	
 
En la Fig. 3, se representan las potencias neta y útil, adimensionalizadas con GV0
2 , en función 
de 0 sV V . Como se puede apreciar la potencia neta es siempre mayor que la útil excepto cuando V Vs  0 , 
donde ambas son nulas. 
 
Fig. 3 
De las expresiones (5) y (6) se puede obtener una expresión que relaciona las potencias útil y neta 
adimensionalizadas con GV0
2 
Wu
GV0
2
 'u  1 2
Wn
GV0
2
1 . (7) 
En la Fig. 4, se representa la expresión anterior. 
Se define el rendimiento propulsivo como la relación entre las potencias útiles y netas. 
Dividiendo las expresiones (5) y (6) se obtiene dicho rendimiento en función de 0 / sV V . 
 
 p
u
n
s
s s
W
W
EV
G V V
V
V V V
V
 





0
2
0
2
0
0
0
1
2
2 2
1
 . (8) 
En la Fig. 5, se muestra el rendimiento propulsivo en función de 0 sV V . 
 
 
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Comportamiento	Propulsor	de	los	Aerorreactores	 Página	4	
 
 
Fig. 4 
 
 
Fig. 5 
Los parámetros intensivos interesantes, desde el punto de vista propulsivo, son el impulso 
específico (que adimensionalizado con la velocidad de vuelo es lo mismo que la potencia útil 
adimensionalizada con GV0
2 ) y el rendimiento propulsivo. Ambos se pueden poner en función de la 
potencia neta adimensionalizada con GV0
2 
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I
V
W
GV
sp
o
u
n    1 2 1
0
2
, (9) 
 p
nW
GV

 
2
1 1 2
0
2
. (10) 
 
En la Fig. 6 se representan las expresiones anteriores. Como puede verse cuando la potencia neta 
tiende a cero, como es lógico, el impulso tiende a cero, y es entonces cuando el rendimiento propulsivo 
tiende a uno (el máximo posible). Este es el principal problema de los sistemas propulsivos, son eficientes 
cuando dan poca potencia. 
 
Fig. 6 
Combinando las ecuaciones (9) y (10) se encuentra una expresión que liga yp spI 
 p
spI
V


2
2
0
 . (11) 
Esta última expresión se muestra en la Fig. 7, donde se puede apreciar, de nuevo, que a mayor 
impulso menor rendimiento. 
 
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Fig. 7 
Se define el consumo específico como el consumo de combustible por empuje [CE = c/E] 
0 0 0
0 0
n
E
n M P
V W V Vc cL cL
C
L EV L W EV L L 
    . (28) 
Como se puede apreciar el consumo específico es una medida de la calidad global del sistema 
para una velocidad de vuelo dada. En la Fig. 8, se representa el consumo específico adimensional en 
función de los parámetros del ciclo t y 0c para Mach de vuelo igual a 0 y a 2. 
 
Fig. 8 
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Comportamiento	Propulsor	de	los	Aerorreactores	 Página	7	
 
A continuación se representa el consumo específico por el poder calorífico y el impulso 
específico, ambos divididos por la velocidad del sonido  0 0a RT , en función de t y 0c para 
distintos Mach de vuelo, M0. 
En todas las gráficas relativas al 0 0E spC L a I a , se observan, al variar la relación de 
compresión a temperatura constante, hechos análogos a los vistos en las curvas rendimiento motor – 
potencia neta adimensional; conforme se va aumentandot para 0c constante, primero se alcanza 
una0c donde el impulso específico adimensional es máximo, después, para una 0c mayor, se alcanza 
el consumo específico mínimo. 
Por el contrario, al aumentar la temperatura, a relación de compresión constante, se aprecia un 
considerable aumento del impulso específico como era de esperar; sin embargo, también aumenta, 
ligeramente, el consumo específico, a pesar de que el rendimiento motor aumenta. Esto se debe a la 
disminución del rendimiento propulsivo con la temperatura, ya que se aumenta la velocidad de salida de 
los gases y se empeora por tanto el comportamiento propulsivo. Como el consumo específico tiene en 
cuenta los dos rendimientos, el motor y el propulsivo, su variación es un compromiso entre el cambio de 
ambos, observándose la variación ligera, sobre todo para grandes 0c anteriormente apuntada y hasta se 
puede apreciar un mínimo del consumo específico en zonas normalmente de no utilización. 
 
 
Gráfica 0 0E spC L a I a para M0 = 0 
 
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Gráfica 0 0E spC L a I a para M0 = 0,85 
 
 
Gráfica 0 0E spC L a I a para M0 = 2 
 
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Comportamiento	Propulsor	de	los	Aerorreactores	 Página	9	
 
En la siguiente figura, se representa el mismo tipo de curvas, que las anteriores, marcando hechos 
de diseño asociados a la selección de los ciclos representados por los parámetrost y 0c 
CE
reactor de
negocios

T4/T0
monoeje
multieje
refrigeración de
alabes
alabes no
refrigerados
coste
vida
peso y
coste
transporte
subsónico
reactor
sustentador
Impulso Específico
 
 
La importanciarelativa del consumo específico en relación con costes del avión queda reflejado en el 
siguiente cuadro, donde para el mismo impacto en el coste de la aerolínea y para la misma relación carga 
de pago / rango, se presenta la equivalencia de la mejora del 1% en el consumo específico para distintos 
tipo de aviones 
 Radio de Acción Bajo Radio de Acción 
Medio 
Radio de Acción Alto 
CE 1,0 % 1,0 % 1,0 % 
Peso 6,5 % 8 % 11 % 
Precio 4 % 5 % 7 % 
Coste Mantenimiento 3,3 % 5,7 % 10,5 % 
 
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A continuación en el Anexo I, se presenta un resumen de lo tratado en los comportamientos motor y 
propulsor del sistema turborreactor de flujo único; en particular, se vuelve a incidir sobre las relaciones 
existentes entre los rendimientos que definen el comportamiento motor y propulsor del sistema y el 
consumo específico. Después, se presenta la posibilidad de optimizar el comportamiento propulsor de los 
aerorreactores mediante sistemas de doble flujo, los que se conocen con el nombre de turbofanes. Estos 
sistemas permiten obtener rendimientos globales mucho más altos que los de flujo único por lo que se han 
hecho indiscutibles como sistemas propulsores de los aviones actuales. Por último se generaliza el 
proceso de optimización a sistemas propulsores distintos del chorro. 
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ANEXO I 
 
Relaciones entre Rendimiento Motor, Rendimiento Propulsivo y Consumo Específico 
Se puede comprobar que dos aerorreactores con rendimientos motores idénticos no son 
igualmente eficaces a la hora de propulsar una aeronave. Esto quiere decir que hay algo más que incide en 
el rendimiento del sistema propulsivo y se conoce como rendimiento propulsivo. Las relaciones entre 
ambos rendimiento motor y propulsor, y lo que se conoce como consumo específico, es lo que se va a 
presentar a continuación. 
El combustible consumido, c, en un aerorreactor le proporciona una energía calorífica por unidad 
de tiempo igual a cL, siendo L el poder calorífico del combustible. La energía mecánica por unidad de 
tiempo que se comunica al gasto de aire, G, a la velocidad de vuelo V0 y al combustible para que salgan a 
con una velocidad de Vs, es 
 W G c V GVn s  
1
2
1
2
2
0
2 (1) 
En estos términos, el rendimiento motor del sistema se puede expresar como 
 
M
sG c V GV
cL

 
1
2
1
2
2
0
2
 (2) 
Se va a considerar ahora que parte de esta energía mecánica es utilizada por el sistema para 
propulsar. El empuje neto que se produce en el aerorreactor debido a la variación de la cantidad de 
movimiento del gasto que lo atraviesa es 
 E G c V GVn s   0 (3) 
Este empuje es la fuerza generada por el sistema para la propulsión, así pues, a la velocidad de 
vuelo V0, la potencia utilizada en la propulsión es el producto del empuje por la velocidad de vuelo 
  W EV G c V GV Vp s   0 0 0 (4) 
El rendimiento propulsivo, P, se define como 
 
  
 
P
s
s
s
EV
G c V GV
G c V GV V
G c V GV

 

 
 
0
2
0
2
0 0
2
0
21
2
1
2
1
2
1
2
 (5) 
despreciando el consumo de combustible c frente al gasto de aire G, se llega a 
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 
 
 
  
0
0
0
00
00
2
0
2
00
1
22
2
1
2
1
V
VVV
V
VVVVG
VVVG
VVG
VVVG
ss
ss
s
s
s
P









 (6) 
sustituyendo el término Vs/V0 en función del empuje neto queda 
 P
s nV
V
E
GV




2
1
2
2
0 0
 (7) 
Una característica importante de un aerorreactor es su consumo específico, CE, definido como el 
consumo de combustible por unidad de empuje 
C
c
EE n
 (8) 
de las expresiones de los rendimiento motor y propulsor se obtiene 
 
c
G c V GV
L
s
M

 
1
2
1
2
2
0
2

 (9) 
 
E
G c V GV
Vn
s P

 




1
2
1
2
2
0
2
0

 (10) 
sustituyendo estas expresiones en el consumo específico queda 
C
V
LE M P
 0
 
 (11) 
Definiendo un rendimiento global o de motopropulsión, MP, como el producto de los 
rendimientos motor y propulsor se obtiene 
  MP M P
E
V
C L
  0 (12) 
Por consiguiente el consumo específico es una medida del rendimiento global del sistema 
motopropulsor a una velocidad de vuelo dada. Además no debería pasarse por alto la influencia de las 
altas velocidades de vuelo en la mejora del rendimiento global. 
A continuación se va a ilustrar la variación de los rendimientos con la velocidad de vuelo. 
Fijándose en la expresión del rendimiento propulsivo se observa que crece rápidamente desde cero 
cuando la velocidad de vuelo aumenta a velocidad de salida fijada. Como para obtener empuje es 
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necesario que la velocidad de salida sea mayor que la vuelo, el rendimiento propulsivo tiende 
asintóticamente a uno. 
El rendimiento motor se puede suponer constante si se fijan tanto la temperatura fin de 
combustión como la temperatura de salida del compresor, así que la forma de la curva del rendimiento 
global función de la velocidad de vuelo es la misma que la forma de la curva del rendimiento propulsor. 
A la vez que el rendimiento global crece el consumo específico también crece con la velocidad de vuelo. 
Para comparar la bondad de los distintos ciclos de aerorreactores, el consumo específico es un 
medidor muy útil pero es evidente que todas las comparaciones se deben realizar a la misma velocidad de 
vuelo y para que dicha comparación sea representativa se debería utilizar una velocidad cercana a la 
velocidad de crucero de la aeronave considerada. 
 
Turborreactores de Doble Flujo 
El consumo específico se puede mejorar extrayendo energía del ciclo (de la corriente primaria) 
para suministrársela a un fan y producir un segunda corriente propulsiva. Se conoce como relación de 
derivación, , al cociente entre el gasto de la corriente secundaria y la primaria. La variable fundamental 
que es afectada por la relación de derivación es el empuje por unidad de gasto primario. Para 
turborreactores de flujo único cuanto más baja es la temperatura fin de combustión menor es el empuje 
por unidad de gasto. 
Para cada relación de derivación se verá que existe una relación de compresión del fan óptima. O 
sea, existe una cantidad de energía óptima a transferir de la corriente primaria (o del generador de gas) a 
la corriente secundaria (o de derivación). Por consiguiente emerge otro rendimiento, el de transferencia, 
para ser considerado. 
Como se vio anteriormente, y considerando c << G, el empuje neto de un turborreactor de flujo 
único es 
 E G V Vn s  0 (13) 
 y la energía por unidad de tiempo añadida a la corriente es 
  W G V Vn s 
1
2
2
0
2 (14) 
Supóngase que la corriente de salida de este turborreactor se utiliza para mover una turbina que 
mueve a un fan que produce una corriente secundaria G, el empuje de este sistema será 
   E G V V G V Vn     0 0 (15) 
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Comportamiento	Propulsor	de	los	Aerorreactores	 Página	14	
 
y si la energía se transfiere del primario al secundario con un rendimiento trans, entonces la 
energía por unidad de tiempo total disponible del generador se divide entre las dos corrientes como sigue     W G V V G V V G V Vn s trans     12
1
2
1
2
2
0
2 2
0
2 2
0
2
   (16) 
La cantidad de energía óptima a transferir será aquella que produzca un máximo en el empuje por 
unidad de gasto primario, En/G. Esto es cuando   E Vn  0. 






E
V
G
V
V
n  





 (17) 
Por consiguiente se debe cumplir 




V
V
  (18) 
para obtener empuje máximo. 
La energía disponible en el generador de gas es constante esto quiere decir que 



 



W
V
G V
V
V
Vn
trans
 





 
1
2
2 2 0 (19) 
Por consiguiente, se obtiene la siguiente relación de velocidades 
V
V
V
V
trans
trans




 





 (20) 
para tener empuje por unidad de gasto primario máximo. Como se puede observar si la 
transferencia de energía fuese ideal las velocidades de las dos corrientes debería ser la misma. 
Utilizando la condición calculada para el funcionamiento óptimo se obtiene el siguiente empuje 
        E G V V G V V G V Vn trans trans          0 0 01 1   (21) 
y la siguiente energía mecánica por unidad de tiempo 
      W G V V G V Vn trans trans s     12 1 1
1
2
2
0
2 2
0
2
    (22) 
Por tanto, la velocidad del primario debe ser 
V
V Vs
trans
trans



2
2
0
2
1





 (23) 
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y por consiguiente el empuje queda 
   E G V V Vn s
trans
trans 





   








2
0
2
01 1

 

 (24) 
Comparando este empuje del turbofan con el del turborreactor con el mismo generador de gas se 
obtiene 
   
E
E
V
V
V
V
V
V
tf
tb
trans s
trans
s
s







   

1 1 1
1
0
2
2
0
0

 


 (25) 
Debido a que en ambos sistemas el consumo de combustible es idéntico la relación anterior 
también representa la relación de consumos específicos. 
Para velocidad de vuelo cero la relación anterior llega a ser 
E
E
tf
tb V
trans





  
0 0
1  (26) 
 
Generalización de la Metodología de Optimización 
Se trata de generalizar la metodología de Optimización anteriormente descrita para turbofanes a 
cualquier otro sistema de propulsión. 
El planteamiento del problema responde al siguiente esquema: 
Se tiene una potencia neta, Wn, producida por un generador de gas y empleada para crear un 
chorro propulsivo que finalmente genera una fuerza de empuje, E, utilizada para la propulsión. La 
potencia útil, Wu, empleada en la propulsión será por tanto EV0. La relación entre las potencias útil y neta 
es lo que se conoce como rendimiento propulsivo. 
Se quiere mejorar el rendimiento propulsivo, o sea, la relación existente entre la potencia neta del 
generador de gas y la potencia útil empleada en la propulsión. Para ello, se transfiere parte de la potencia 
neta del generador de gas a un segundo sistema productor de potencia útil, o sea, un sistema generador de 
fuerzas empleadas para la propulsión. En principio, existirá un rendimiento para esta transferencia. Por 
consiguiente fruto de esta transferencia es la aparición de dos entes productores de potencia útil, uno el 
generador de gas o primario (sistema ) y otro el sistema secundario (sistema ) utilizador de la potencia 
transferida del primario. 
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La pregunta que se puede hacer es ¿cual será, en caso de existir, la potencia a transferir que 
produzca una potencia útil máxima?. La respuesta es que puede existir esa potencia útil máxima para una 
transferencia de potencia neta dada, que será función, aparte de los parámetros que definan al sistema 
secundario de propulsión y de la forma de la transferencia, de la velocidad de vuelo. 
 
Una vez planteado el problema se va a pasar a calcular dicho proceso de optimización. Sea Wtrans 
la potencia neta transferida al sistema secundario , y V la salida del chorro primario fruto de la potencia 
neta del generador de gas no transferida, la potencia neta será 
 W G V V Wn trans trans  12
2
0
2
  (27) 
donde trans es el rendimiento del proceso de transferencia de potencias. 
La potencia transferida proporcionará una potencia útil secundaria, Wu, = p,Wtrans, por lo que la 
potencia útil del sistema será la del sistema primario más la del secundario 
 , , 0 0 ,u u u p transW W W GV V V W        (28) 
Utilizando V, como parámetro característico de la trasferencia de potencia, la potencia útil será 
máxima cuando dWu/dV sea cero, o sea 
*
0 , 0
u trans
p
dW dW
GV
dV dV 
   (29) 
donde se ha supuesto que el rendimiento propulsivo del segundo sistema es independiente de la potencia 
transferida. 
Como la potencia neta es constante, se cumple 
* *
* *1 10n trans trans
trans trans
dW dW dW
GV GV
dV dV dV    
      (30) 
Sustituyendo (30) en (29) se obtiene que el valor de V* para potencia útil máxima, que será 
* 0
,trans p
V
V
 
 (31) 
Sustituyendo este valor en las expresiones de las potencias, neta y útil, anteriores se tiene 
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 
*
,2 2 2
0 0 2 2
, ,
* 2 *
0
,
1 1 1
1
2 2
1
1
u
n s
trans p trans p
u u
trans p
W
W cte G V V GV
W GV W

 


   
 
 
       
 
 
    
 
 (32) 
donde el (*) se usa para indicar los valores máximos. De la primera ecuación del conjunto (32) se puede 
despejar Wu, y sustituirlo en la segunda, para obtener 
* 2
, , 0 2 2
,
*
,2 2 2 2
0 , 0 ,
,
, 2
0 , ,
1 1
1
2
1 1 1
1 1
2
1 1
1 1
2
u trans p n
trans p
u n
trans p
trans p trans p
trans pn
trans p
trans p trans p
W W GV
W W
GV GV
W
GV
 


 


 
 
 
 
   
 
 
   
  
        
    
                 
 
     
 
1
  
      
 
A continuación se encuentra el rendimiento propulsivo y la relación de potencias útiles que proporciona el 
sistema optimizado y el turborreactor 
 
,
*
, ,*
,
2
0
,
, ,
, 2
*
,
1 1
1 1 1
2
1 1
1 1 1
2
1
1 1
trans p
trans p trans pu
p trans p
nn
trans p
trans p trans p
trans p
p
trans pu
tb
u
W
WW
GV
W
W

 


 


 
   
  
 
   
 

 
    
                 
    
               
 
   
 

,
, ,
1 1
1 1 1
2
1
2
trans p
trans p trans p
p
p

 
 
   


    
              

 (33) 
 
EIAE/DMT JLMG/6b/120311 
Comportamiento	Propulsor	de	los	Aerorreactores	 Página	18	
 
Aplicación al caso del turbofán 
Como se definió anteriormente, este sistema utiliza la potencia transferida para producir un 
chorro secundario (por eso también denominado turborreactor de doble flujo) y como consecuencia un 
empuje secundario. La potencia transferida y la útil de este segundo chorro es 
 
 
W G V V
W E V GV V V
trans
u
 
  
1
2
2
0
2
0 0 0



  
 (34) 
donde  es la relación entre los gastos del flujo secundario y primario. 
De las definiciones anteriores, se tiene 
dW
dV
GV
dW
dV
GV
dW
dW
df
dW
V
V
trans
u
u
trans trans














  

 0
0 (35) 
 
Sustituyendo el valor anterior en la expresión de la potencianeta (32) queda 
   W cte G V V GV V
V
G V Vn s
trans
trans    





  
1
2
1
2
1
1
2
2
0
2
0
2
2
0
2
2
0
2


*2
* (36) 
donde despejando, el valor V* se obtiene 
V
V
W
GV
V
V
trans
n
trans
trans
trans
s
trans
trans
  

 

*2
0
2
2 0
2
2
2
0
2
2 1
1 1

 








 (37) 
y sustituyendo en la potencia útil máxima de la expresión (23) queda 
   W GV V
Vu trans
s
trans
*   





  








0
2
2
0
21 1



 (38) 
y la relación de la anterior potencia con la que proporciona el turborreactor es 
   
W
W
V
V
V
V
u
u
tb
trans
s
trans
s
*

 





  

1 1
1
2
0
2
0




 (39) 
EIAE/DMT JLMG/6b/120311 
Comportamiento	Propulsor	de	los	Aerorreactores	 Página	19	
 
que como puede comprobarse se corresponde con la relación de empujes del sistema turbofan y 
del turborreactor obtenidos en el epígrafe anterior, ya que la relación de potencias útiles es para estos 
sistemas la misma relación que la de los empujes. 
 
Aplicación al caso de turbohélices 
En los turbohélices la potencia secundaria sangrada del primario sirve para mover una hélice la 
cual a su vez produce una fuerza llamada de tracción, T, que sirve para la propulsión. Las energías 
transferidas y útil del sistema secundario son 
W P
W TV
trans h trans
u


/
 0
 (40) 
donde Ph es lo que se conoce como potencia de hélice y el trans en este caso es el rendimiento 
mecánico, m, de la transmisión de potencia entre la turbina y la que damos a la hélice después de pasar 
por un reductor. 
Se define el rendimiento de la hélice, h, como 
h
h
TV
P
 0 (41) 
Por consiguiente, en este caso la función f (Wtrans) será 
f W W
df
dWtrans
h
m
trans
trans
h
m
( )   




 (42) 
Sustituyendo en (32) resulta 
W
GV V
V
GV
P P
GV V
Vn
s
m
m
h
h h
s
h
 





  





    





0
2 2
0
2
0
2
2
2
2
0
2 2
0
2 22
1
2
1
1
2
1


 
* * (43) 
siendo la potencia útil máxima del sistema 
W GV P GV
GV V
V
GV V
Vu h
h h
h
h
s
h
h
s
h h
* * 





   





  





   





0
2
0
2 0
2 2
0
2 2
0
2 2
0
2 2
1
1
1
1
2
1
2
2 1






 
(44) 
y la relación entre esta potencia máxima y la obtenida por el turborreactor será 
EIAE/DMT JLMG/6b/120311 
Comportamiento	Propulsor	de	los	Aerorreactores	 Página	20	
 
W
W
V
V
V
V
u
u
tb
h
s
h h
s
*

 







  
2
2 1
1
2
0
2 2
0
 (45) 
La anterior relación representa también la relación entre el empuje más la tracción del turbohélice 
y el empuje del turborreactor. 
En este caso para velocidad de vuelo cero se tiene 
W
W
TV
P
P
T V
u
u
tb
V
s
h
h
s
*




  






0 0
2
2 22
1 (46) 
 
 
 
 
 
 
EIAE/DMT JLMG/6b/120311 
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FORMULARIO: COMPORTAMIENTO MOTOR Y PROPULSOR DE LOS 
AERORREACTORES 
2 2
0
2
0
 
2 2
1 1
' 1 (fig. 1, Cap. 6.a)
1 '
' ' 1
1 (fig. 2, Cap. 6.
1 ( 1) '
s
n
n
e
c
n e c
M q
c
V V
W G
W P
T
Ga P
W T P
cL T P P

 
  

 
  
 
         
            
2 2
0
2
02 2
0 0
2
0
2
02
0 0
2 2 2
0 0 0 0
a)
2 2
1
 (fig. 6, Cap. 6.a)
2
2 2
2
 (fig. 9)
2 2 1
1 1 (fig. 8, Cap. 6.
s
s n
s n
s n
s
s n
s n n
V V
W G W G
W W
M
Ga Ga
W W
V V
G G
V W
M
a Ga
V W W
V GV Ga M
  
 
  
 
   
 
 
0 0
2
0 02
0 0
0 0 0
2
0 0
2
2
0 0
a)
;
2 (fig. 1, Cap. 6.b)
1 (fig. 2, Cap. 6.b)
1 1 (fig. 2
s sp s
sp n
u s
u s
n s
E G V V I V V
I W
M M
a Ga
W EV G V V V
W V
GV V
W V
GV V
   
  
  
 
  
      
2 2
0 0
0
2 2
0 0 0
2
0
2, Cap. 6.b)
1 2 1 (fig. 3, Cap. 6.b)
2
 (fig. 4, Cap. 6.b)
1
1 2 1 (fig. 5, Cap. 6.b)
2
 
1 1 2
u n
u
p
n s
sp u n
p
n
W W
GV GV
W
W V V
I W W
V GV GV
W
GV


  
 

   

 
0
 (fig. 5, Cap. 6.b)
2
 (fig. 6, Cap. 6.b)
2p spI V
 
