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SISTEMAS INCREMENTADORES DE EMPUJE 
1. Introducción, tipos de sistemas, sistemas de postcombustión. 
2. Estudio del postcombustor ideal, ganancia de empuje, incremento de 
consuno y consumo específico de combustible . 
3. Estudio del postcombustor real, planteamiento de las ecuaciones, 
resolución y discusión. 
4. Expresiones aproximadas de la variables de salida y ganancia de 
empuje en el postcombustor real 
5. Otros sistemas. Inyección de agua en el compresor. Inyección de 
agua en la cámara 
12/11/2013 Aerorreactores/4º curso/CTA/©G Corchero 1 
12/11/2013 Aerorreactores/4º curso/CTA/©G Corchero 
1. - Introducción. 
2 
Necesidades puntuales de la misión a realizar por 
una aeronave pueden exigir empujes muy grandes 
comparados con el empuje requerido en el resto 
de la misión. Los aviones militares deben volar en 
régimen subsónico alto durante la mayor parte de 
la misión y puntualmente en régimen supersónico. 
¿Cómo resolver el problema?. Posibles soluciones 
Posibilidad de dimensionar el motor para esos casos puntuales. Sería un sistema costoso 
y antieconómico. Máxime cuando la mayor parte del tiempo no corresponde a esos casos 
puntuales. 
Posibilidad de dimensionar el motor para las condiciones normales de la misión y darle la 
posibilidad de incrementar, apreciablemente y de forma puntual, el empuje con el objetivo de 
cumplir esas necesidades puntuales. Esto nos lleva a la definición de los sistemas 
incrementadores de empuje 
Sistemas Incrementadores de Empuje son aquellos sistemas que incrementan 
apreciablemente y de una forma discontinua el empuje del motor. 
12/11/2013 Aerorreactores/4º curso/CTA/©G Corchero 3 
¿Cómo se puede incrementar el empuje? 
Supóngase tobera adaptada por simplicidad. Entonces 
( )
) ( )
) ( )
s
s
Los Sist. Incrementadores 
de Empuj
E G Vs Vo
a Si V G cte E
b Si G Vs cte
e manejan ambas 
variables ( V y G ) para EE
= − 
↑ = ⇒ ↑ ⇒
↑ = ⇒ ↑ ↑
amb
s p rem
rem
rem s s rem
PV c T
P E (G=cte) Sist. de Postcombustion
T V ; V T
 
γ
γ
− 
  = −    ⇒ ↑   
↑⇒ ∝
1
2 1
rem
Entrada tobera Cámara 
Vs E
existe oxígeno adicional T
  
⇒ ⇒ ↑⇒ ↑⇒ ↑  
  
a) Sistema de postcombustión. 
b) Inyección de líquidos. 
rem
G Inyectar un liquido en 
E
 alguna seccion del motor P
 ↑
⇒ ⇒ ↑ 
↑ 
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Sistema de postcombustión. Consideraciones de interés 
a) Necesidad de difusor de entrada: 
 Pérdidas de presión de remanso 
• Son proporcionales a la velocidad del 
fluido elevada al cuadrado (¿Mach de 
entrada al cuadrado?) 
 Estabilización de llama. 
• Depende de la velocidad. Si V sube => 
apagado de llama. 
• Los estabilizadores establecen una 
recirculación => estabilización de llama 
=> perdidas de presión. 
• Equilibrio entre pérdidas en los 
estabilizadores y su efecto estabilizador. 
 Bloqueo térmico. 
• La adición de calor acelera el fluido hasta 
un límite máximo de Mach unidad. El Mach 
de entrad limita la adición de calor. 
Pablo
Pablo
Pablo
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b) Necesidad de tobera con geometría variable. Necesaria para mantener el gasto y 
mantener fijo el punto de funcionamiento del generador de gas o la turbomaquinaria 
(grupo compresor-cámara de combustión-turbina) 
t pc
pc pc
t pc t t t
pc t t tt
t
pc
t t t
P A
G
RT A P T T
A P T TP AG
RT
AP P T A
7t
5t
( )
( )
( )
( )
 y ; 2 .T T
Γ γ
Γ γ
Γ γ
Γ γ
=
= ≈
=
≈ ≈ ≈ ⇒ ≈
7 8
7 8 5 7 7
8 7 5 55 8
5
8
5 7 7
8
2100 1 4
4t 
9 
9’’ 
5’t 
5t 
7t 
9pc 
9pc’’ 
S 
T 
Pablo
12/11/2013 Aerorreactores/4º curso/CTA/©G Corchero 6 
EJ200 
12/11/2013 Aerorreactores/4º curso/CTA/©G Corchero 7 
2. - Estudio del postcombustor ideal 
Se define postcombustor ideal como aquel en que el rendimiento en la expansión en la 
tobera como de la cámara del postcombustor es la unidad. No existen perdidas de 
presión de remanso en la cámara (P7t=P5t) y se mantiene constante el gasto que circula 
por él e igual al existente con postcombustor apagado. 
La condición de gasto constante se traduce en que nada cambia aguas arriba del 
postcombustor; es como si hubiese una pantalla que evitase que el motor viese si el 
postcombustor esta encendido o apagado. El punto de funcionamiento del generador 
de gas no cambia, consecuentemente el punto 5t es fijo. 
2 3 4
41
5 6 87 9
NGV
Cool.
Overboard
Bleed
Handling
Bleed
HPT
Cooling
31
 
4t 
9 
5’t 
5t 
7t 
9pc 
S 
T 
12/11/2013 Aerorreactores/4º curso/CTA/©G Corchero 8 
a) Ganancia de empuje 
( ) ( ); pc pcE G V V E G V V= − = −9 0 9 0
Si se supone tobera adaptada: 
Epc = empuje con postcombustor encendido 
E = Empuje con postcombustor apagado 
9 9 9 9
9 0 0 9
1
1
∆ − − −
= = =
− −
pc pc pc pcE E E V V V V
E E V V V V
La condición de entalpía de remanso constante en la tobera permite calcular la 
velocidad de salida. h5t=conste=h9t, h7t=conste=h9pct 
1
9 0
9 7 7
7 7
9
5 7 7 5
1 9
9 0
9 5 5
5 5
2 1 2 1
2 1 2 1
 
γ
γ
γ
γ
−
−
 
    = − = −         
= ⇒ =
 
    = − = −         
pc
pc pe t pe t
t t
pc
t t t t
pe t pe t
t t
T PV c T c T
T P
V
P P T T
V
T PV c T c T
T P
4t 
9 
5’t 
5t 
7t 
9pc 
S 
T 
Pablo
12/11/2013 Aerorreactores/4º curso/CTA/©G Corchero 9 
pc pc spt t t tt
t
V E IT T T TT
TV E V V I V V
∆ ∆− −
= ⇒ = ⇒ =
− −
9 7 5 7 57
59 0 9 0 9
1 1
1 1
Sustituyendo se obtiene la ganancia de empuje e impuso especifico, dada por 
Impulso Específico (altitud = 0 m)
T4t = 1800, πc = 25:1, T7t = 2200
0
200
400
600
800
1000
1200
1400
1600
0 1 2 3 4 5 6
Mach de Vuelo, M0
I s
p 
(m
/s
)
Isp_tb
Isp_pc
Aparte de la ganancia 
importante de impulso obtenida 
es de resaltar: 
• La ganancia relativa es 
mayor cuanto mayor es el 
Mach de vuelo, cuando más 
necesario es, y 
• Permite volar a velocidades 
de vuelo superiores. El 
impulso se anula para Mach 
de vuelo muy superiores al 
caso del turborreactor base. 
Pablo
Pablo
Porque según crece el M el empuje va cayendo a 0. Por tanto la ganancia es mayor
Pablo
12/11/2013 Aerorreactores/4º curso/CTA/©G Corchero 10 
Ganancia importante de empuje, 
mayor ganancia cuanto más alto es el 
Mach de vuelo. ¿Por qué? 
• El motor no ve si el postcombustor 
está encendido o apagado. Se 
comporta como si no existiese. Para 
funcionamiento a T4t=conste, se 
cumple que T5t≅constante y 
V9≅conste (ligera subida con V0). (¿?) 
•Si M0↑=>V0/V9→1 
•T7t se puede suponer constante con 
el Mach de vuelo. 
 pc t t
E T T
Si M V V
E V V
∆ −
↑⇒ → ⇒ = ↑
−
7 5
0 0 9
0 9
1
1
1
pc pc spt t t tt
t
V E IT T T TT
TV E V V I V V
∆ ∆− −
= ⇒ = ⇒ =
− −
9 7 5 7 57
59 0 9 0 9
1 1
1 1
T4t = 1800, πc = 25:1, T7t = 2200
altitud = 0 m
0
0,5
1
1,5
2
2,5
3
0 0,5 1 1,5 2 2,5 3 3,5 4
Mach de Vuelo, M0
∆
E
/E
, ∆
c/
c
DE/E∆E/E 
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b) Incremento de consumo de combustible: 
 (( ) ) ; 
 ( ); ( )
consumo en la cámara y consumo en el postcombust
 
or
pc pc pc pc pc
pc pe t t pe t t
pc
c c c c c c c
c L Gc T T cL Gc T T
c c
∆ ∆= + − = =
= − = −
= =
7 5 4 3
( )( ) /
 
( ) ( )
 
/ ( ) ( )
 
( )
Epc pcEpc pc pc pc pc pc
E p E pcc pc pc
C c c E c c c c c c cE E
C c E E c E E
C c
EE c
c
C EE E
∆ ∆
∆
∆
∆∆
+ + + +
=
+
+
= = = = ⇒
+ +
1 1
1 11
1
La aplicación de la ecuación de la energía, considerando 
combustión adiabática, permite obtener 
En consecuencia el incremento relativo de combustible viene dado por 
c) Incremento de consumo específico de combustible: 
pc pc t t
t t
pc t t t t
t t t t t t
t t t t t
t t
pc t t
t t
t t t t
c c T T
c c T T
c T T T TT T T T T T
c T T T T
c T T
T
T T T T
c T
T
T
T
∆
∆∆
−
= =
−
− −
− = − + − = ⇒ = = ⇒
− −
− + − =
−
=
−
−
 
( ) ( ) ( ) 
( ) /
 
( ) ( ) (
 
)
7 5
4 3
7 5 7 5
4 3 4 5
7 5
5 3
4 3 5 2 5
3 2 25
5 3
2
5
1
1
1 1
1
4t 
9 
5’t 
5t 
7t 
9pc 
S 
T 
Pablo
Pablo
12/11/2013 Aerorreactores/4º curso/CTA/©G Corchero 12 
( )
( )
7 5 7 5
0 9 2 5
11 1
1 1 1
; ; pcpc pc Epct t t t
t t E pc
c cE c CT T T T
E V V c T T C E E
∆∆ ∆
∆
+− −
= = =
− − +
Impulso Específico (altitud = 0 m)
T4t = 1800, πc = 25:1, T7t = 2200
0
200
400
600
800
1000
1200
1400
1600
0 1 2 3 4 5 6
Mach de Vuelo, M0
I sp
 (m
/s
)
Isp_tb
Isp_pc
 Para Mach de vuelo subsónicos el CEpc sube apreciablemente frente al CE 
consecuencia de la bajada del rendimiento de propulsión por la subida de Vs con 
postcombutor encendido, aún subiendo el rendimiento motor . 
 Se aproximan cuando el Mach de vuelo sube consecuencia de la subida del 
rendimiento de propulsión, la Vs se aproxima a la V0 
T4t = 1800, 
π
c = 25:1, T7t = 2200
altitud = 0 m
0
0.5
1
1.5
2
2.5
3
3.5
4
0 0.5 1 1.5 2 2.5 3 3.5 4
Mach de Vuelo, M0
∆
E/
E,
 ∆
c/
c
1.2
1.25
1.3
1.35
1.4
1.45
C E
pc
/C
E
DE/E Dc/c CEpc/CE
Pablo
Pablo
Pablo
12/11/2013 Aerorreactores/4º curso/CTA/©G Corchero 13 
3. - Estudio del postcombustor real 
Pérdidas de presión de remanso en el difusor, inyectores y estabilizadores de 
llama. 
Pérdidas de presión de remanso por fricción y adición de calor en el 
postcombustor (fundamental losses). Globalmente se produce una caída π67 del 
orden del 4-8%. 
Combustión estequiométrica o casi estequiométrica. Combustión diluida no válida 
=> Un menor rendimiento de combustión ηq,pc 
 
Bloqueo térmico. El proceso de adición de calor acelera la corriente hasta alcanzar 
el Mach unidad 
Los efectos reales son debidos a: 
( )q pc pc pe t tc L Gc T Tη = −. 7 6
4t 
9 
5’t 
5t 
7t 
9pc 
S 
T 
6t 
Entrada 
6t 
Salida 
7t 
12/11/2013 Aerorreactores/4º curso/CTA/©G Corchero 14 
Hipótesis de cálculo: 
 Fluido ideal 
 Conducto de sección constante con 
adición de calor 
 Los efectos fricción se introducen 
globalmente mediante un coeficiente 
de resistencia CD. 
Objetivo: 
Calcular las variables de remanso a 
la salida 7t, P7t y T7t, que permitan 
el cálculo de las variables motoras 
intensivas con postcombustor 
encendido. Conocidas las variables 
en la entrada, 6t 
Planteamiento de las ecuaciones, resolución y discusión. 
12/11/2013 Aerorreactores/4º curso/CTA/©G Corchero 15 
Ecuación de continuidad 
Ecuación de cantidad de movimiento 
Ecuación de la energía 
ρ ρ=V V6 6 7 7
ρ ρ ρ ρ+ = + + = + + DP V P V D P V V C
2 2 2 2
6 6 6 7 7 7 7 7 7 6 6
1
2
.
. 
q pc pct t
pe t q pc pc pe t f
t pe t t
f LT Tc T f L c T
T c T T
η
η+ = → = + → = +7 76 7
6 6 6
1 1 P
ρ ρ
= =; P PRT RT6 76 7
6 7
Ecuaciones del gas 
¿T7t/T6t?. De la ecuación de la energía, conocido el parámetro de combustible Pf, se 
obtiene la relación de temperaturas a la salida: 
. q pc pct t f
t pe t t
f LT T
T c T T
η
= + → = +7 7
6 6 6
1 1 P
Pablo
Pablo
Pablo
12/11/2013 Aerorreactores/4º curso/CTA/©G Corchero 16 
¿P7t/P6t?. Conocidos el M7 y P7/P6 , P7t/P6t podría obtenerse como: 
, si y M conocidos t t
t t
M
P PP P
P P P P
M
γ
γ
γ
γ
γ
γ
−
−
− + 
 = →
− + 
 
12
7
7 77 7
7
6 6 6 612
6
11
2
11
2
 
¿P7/P6?. De la ec.de continuidad 
De la ec.de cantidad de movimiento 
 
t
t
MP V M M TP V P TV V
RT RT P M T M T M
γ
ρ ρ
γ
−
+
= → = → = =
−
+
2
6
6 6 6 6 77 7 7 7
6 6 7 7
26 7 6 7 6 7 6
7
11
2 (I)11
2
( ){ } { }
( )D D
D
P V P V D P V V C C MP
P MP C M P M
ρ ρ ρ ρ γ
γγ γ
+ = + + = + + + −
⇒ =
++ − = +
2 2 2 2 2
6 6 6 7 7 7 7 7 7 6 6 67
2
2 2 6 7
6 6 7 7
1
1 1 22 (II)
11 1 2 1
Pablo
Pablo
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De las expresiones (I) y (II) se obtiene, igualando: y reagrupando términos: 
( )
( ) t
t
D
TM M M M M T
M M M C
γ γ
γ
γ γ γ
− −   + + +   
   =
+ + + −
2 2 2 77 7 6 6 6
6
2 2 2
7 6 6
1 11 1 12 2 (III)
1 1 1 1 2
( )
M M
F M
M
γ
γ
− + 
 =
+
2
2
11
2
1
Si llamamos F(M) a: 
( )
( )
( ) ( )
t
t
D
TM T
F M F M
M C
γ
γ
+
=
+ −
2 7
6
6
7 6 2
6
1
 (IV)
1 1 2
Si en (IV) suponemos el caso sin fricción (CD/2=0), la expresión (IV) se convierte 
en: 
( ) ( ) t
t
TF M F M
T
= 77 6
6
 (V)
y sustituimos en (III) queda 
 
Pablo
Pablo
Pablo
Pablo
Pablo
F(M)
0
0.05
0.1
0.15
0.2
0.25
0.3
0.35
0.4
0.45
0.5
0 1 2 3 4 5
Número de Mach, M
12/11/2013 Aerorreactores/4º curso/CTA/©G Corchero 18 
( ) ( ) t
t
TF M F M
T
= 77 6
6
 
La función F(M) presenta un máximo para 
M=1. Se conoce como bloqueo térmico. 
 Si M6<1 la corriente se acelera al calentar 
(subir T7t/T6t ≡ quemar combustible). M7>M6 
El máximo de T7t/T6t o máximo 
combustible a quemar corresponde a M7=1 
(bloqueo térmico). 
Si M6>1 la corriente se decelera al calentar 
(subir T7t/T6t ≡ quemar combustible). El 
máximo de T7t/T6t o máximo combustible a 
quemar corresponde también a M7=1 
(bloqueo térmico). Parámetro de Combustible Límite
0
5
10
15
20
25
0 0.2 0.4 0.6 0.8 1
Número de Mach a la entrada del postcombustor, M6
Cd = 0
Cd = 2
Cd = 4
( )
( )
( ){ }
,lim
,lim
max
;Df
t
f
t
M CF M
F M M
T
T
γ
γ
 + −=
 = −
+  
 
= + 
 
22
67
2
6 6
7
6
1 1 21
1
1
 1
P
P
Los efectos de fricción son equivalente 
a subir T7t/T6t , ver expresión (VI) 
F(M6) 
F(M7) 
12/11/2013 Aerorreactores/4º curso/CTA/©G Corchero 19 
Finalmente la expresión (IV), dados T7t/T6t, combustible quemado, variables en la sección 6t, 
y geometría, CD, proporciona el Mach en la sección de salida M7 => ecuación de segundo 
grado en M72 . El resto de ecuaciones proporcionan las demás variables de interés: 
( )
( )
( ) ( ) ( )
t
t
D
TM T
F M F M F M k M
M C
γ
γ
+
= → = ⇒
+ −
2 7
6
6
7 6 7 72
6
1
 (IV) 
1 1 2
( )DC MP PM
P M P
γ
γ
+ −
→ = ⇒
+
2
67 7
7 2
6 7 6
1 1 2
 (II) 
1
t t
t t
M
P PP P
P P P P
M
γ
γ
γ
γ
γ
γ
−
−
− + 
 → = ⇒
− + 
 
12
6
7 77 7
6 6 6 612
7
11
2 
11
2
. .)q pc pc q pc pct tf f
pe t t pe t t
f L f LT T
c T T c T T
η η
→ = + → = +7 7
6 6 6 6
 ( 1 1 P P
12/11/2013 Aerorreactores/4º curso/CTA/©G Corchero 20 
Parámetro de Combustible Límite
0
5
10
15
20
25
0 0.2 0.4 0.6 0.8 1
Número de Mach a la entrada del postcombustor, M6
Cd = 0
Cd = 2
Cd = 4
Las dos figuras presentan: a) el parámetro de combustible limite (bloqueo térmico) o 
máxima relación T7t/T6t =1+Pf, y b) la caída de presión de remanso para T7t/T6t=2. Para 
M6=0.2, puede observarse: 
 Una pérdida de presión de remanso muy elevada (10%), lo que originaría una caída no 
aceptable del incremento de empuje para (T7t/T6t=2). Si T7t/T6t=6, las pérdidas serían 
mucho más grandes, peor situación. Las pérdidas suben con T7t/T6t como veremos 
La relación de temperaturas (T7t/T6t =1+Pf≅6) sería muy superior a la alcanzable con un 
queroseno estándar (T7t/T6t≈2) 
La caída de presión/estabilización de llama suelen fijar el Mach M6 limite (condición 
crítica) y no el bloqueo térmico . En diseño M6≅0.1. Normalmente nunca se alcanza el 
bloqueo 
12/11/2013 Aerorreactores/4º curso/CTA/©G Corchero 21 
4. - Expresiones aproximadas de la variables de salida y 
ganancia de empuje en el postcombustor real. 
El número de Mach aparece siempre como M62 y al mismo tiempo M6≅0.1 => 
M62≅0.01<<1, lo que permite hacer el desarrollo en serie y despreciar los termino de 
orden M64. Así se obtienen las expresiones aproximadas como: 
( )
( )
( )
........
........
........
f f D
f
f
t
f D
t
f D
M C M
M
T
T M
P M C
P
P M C
P
γ γ
γ
γ
γ
γ
  +
= + + − +  
  
=
−
+ −
= − + +
= − + +
2
27
62
6
7
26
6
2
7 6
6
27
6
6
11
2
1
11 1
2
1
2
1
P P
P
P
P
P
12/11/2013 Aerorreactores/4º curso/CTA/©G Corchero 22 
 M6 
 
 
CD 
Epc/E 
Bloqueo 
Térmico 
M7 = 1 
Falta de 
O2 
T7t 
12/11/2013 Aerorreactores/4º curso/CTA/©G Corchero 23 
5. - Otros sistemasincrementadores de empuje. 
Otros sistemas. Tal como se expresó en la introducción, consisten en la 
inyección de líquidos (agua) en alguna sección del motor. 
Representan un problema de calculo de actuaciones de motor. Su estudio será 
cualitativo. 
Hipótesis de cálculo: las mismas o equivalentes a las utilizadas para el cálculo 
simplificado de actuaciones: 
t
t p t
t
Tc T conste
T
τ
 
⇒ = − = 
 
5
4
4
1
Tobera y turbina 
críticas. ηt=conste 
t
t
t
t
P conste
P
T conste
T
 =  
 
 =
 
4
5
4
5
T4t=conste 
12/11/2013 Aerorreactores/4º curso/CTA/©G Corchero 24 
a) Inyección de agua en el compresor 
Ecuación de acoplamiento, sin inyección de agua, 
( ) ( ) ( ) c tc t c t c
p t
G G f f f
c T
γ
γη ττ τ τ τ π
− 
= + → = + → = + +  
 
1
2
1 1 1 1
La bajada de T2t, debido al proceso de evaporación del agua inyectada, originaría una subida 
de la πc 
 Si el enfriamiento se produce en etapas intermedias de compresión el efecto sería el mismo 
 Subida de P3t => subida de P4t => subida de P5t => subida de P5t/P0 =>subida de Vs 
4 4
4 5 5 5 3
5 3
3
Turbina y 
 
tobera críticas
 ( = gasto salida) Empuje sube
Para 
curvas caracteristicas del Compresor
t t
t t t S t S t
t t
S t S
e
P P(T / T cte T cte, cte, cte ) G KP G kPP P
G P G
N conste G

= => = = ≈ => = ⇒ =

↑⇒ ↑⇒
=
→ 0
Empuje sube
compresor se aproxima al surge
ntrada GV ↓⇒ ↓⇒

Pablo
Pablo
12/11/2013 Aerorreactores/4º curso/CTA/©G Corchero 25 
a) Inyección de agua en la cámara 
El agua se inyecta a la entrada de la cámara de combustión. 
Ecuación de acoplamiento, sin inyección de agua, 
( ) ( ) (1)c tc t c
p t
G G f f
c T
γ
γη ττ τ π
− 
= + → = + +  
 
1
2
1 1 1
Ecuación de acoplamiento, con inyección de agua, 
( ) ( ) ( ) (2)' ' ' c tc t c t c
p t
G G g f ' g f ' g f '
c T
γ
γη ττ τ τ τ π
− 
= + + → = + + → = + + +  
 
1
2
1 1 1 1
Dividiendo entre si las expresiones (2) por (1) 
( )
( )
( ) ( )
1
2
2
1 1
1 1
1 1
 si > 
c t
'
p t 'c
c c
c tc
p t
g f '
c T
g f ' f
f
c T
γ
γη τ
π π πη τπ
− + + + 
 = + + + ⇒ >
 + + 
 
Pablo
12/11/2013 Aerorreactores/4º curso/CTA/©G Corchero 26 
( ) ( )>¿ g f ' f ?+ + +1 1
Ecuación energía en la cámara, sin inyección de agua, 
( ) ( ) (3)q p t t q p t tcL (G c )c T T fL ( f )c T Tη η= + − → = + −4 3 4 31
Ecuación de la energía en la cámara ,con inyección de agua, 
( ) ( )+ (4)
 calor latente de vapaorización; =fracción de agua inyectada
q p t ' t q p t ' tc' L (G c' gG )c T T Ggq f ' L ( g f ')c T T gq
q g
η η= + + − + → = + + −
=
4 3 4 31
Al mismo tiempo debe cumplirse que (ηc≈conste) 
( )
 (5)
'
p t c
c
p ' t t
c T
c T T
γ
γπ
η
− 
−  
 =
−
1
2
3 2
1
Dado el punto de funcionamiento sin inyección, g y q, las ecuaciones (2) , (4) y (5) 
permiten obtener las incógnitas f’, π’c y T3’t 
12/11/2013 Aerorreactores/4º curso/CTA/©G Corchero 27 
Si se hace la simplificación conservativa de T3t≈T3’t, esto permite 
( ) ( ) ( ) ( )
q q
q p t ' t p t t q
fL fL
f ' L ( g f ')c T T gq; c T T f ' L ( g f ') gq
f f
η η
η η= + + − − = → = + +
+ +
+ + 4 3 4 31 11 1
operando 
( ) ( )
( )
( )
+ 
 
q q q
'
c c t S
gq gq gqf ' g f f f ' g f f ' f
L L L
g f '
f ' f P V
f
η η η
π π
 
= + + → = + + + ⇒ >  
 
+ +
> ⇒ > ⇒ > ⇒ ↑⇒ ↑
+ 3
1 1 1
1
1
1
En cuanto al gasto de salida se tiene que, suponiendo tobera crítica: 
Tobera crítica 
gasto sin inyección
gasto con inyección
t
tt
t
t
t
t
t
t
g
t
w ' t
w g
' t
T conste T consteconste
T
T conste
P consteconste P
G T
A f ( ,R ) conste
P
G
G TG A f ( ,R ) conste
P
τ
η
γ
γ
 = ⇒ ==   = ⇒ 
  ==  

= = 
 = ⇒ 
 = = = 

4
5
5
4
4
5
0 5
5
0
5
5
El gasto de salida
'
cw
c
G
G
π
π





= >
⇒
 ↑




0
1
12/11/2013 Aerorreactores/4º curso/CTA/©G Corchero 28 
¿Qué ocurre con el gasto de aire en la entrada? 
gasto de aire sin inyección
 
gasto de aire con inyección
 (6)
a a
w aw aw aw
' '
c aw aw aw aw cw
c a a a c
G G c G
G G gG c' G
G gG c' G GG g f ' f
G G c G f G g f '
π π
π π
= + =
= + + =
+ + + + +
= = = ⇒ =
+ + + +
0 0 0
0 0
1 1
1 1
La expresión (6) muestra la variación del gasto de aire. La primera fracción baja (<1) 
mientras la segunda sube (>1). ¿El gasto de aire subirá? Globalmente sube: 
 
El empuje sube debido a la subida de gasto. 
El gasto de salida sube más que el gasto de aire a la entrada. 
El empuje también sube debido a la subida de la velocidad de salida 
Las subida de empuje (≈25-30%) son superiores a las obtenidas en el caso de 
inyección de agua en el compresor. 
 
Pablo
Pablo
Pablo
Pablo
Pablo
Pablo
Pablo
12/11/2013 Aerorreactores/4º curso/CTA/©G Corchero 29 
Gasto salida 
Gasto de aire 
πc 
πc 
πc 
	SISTEMAS INCREMENTADORES DE EMPUJE
	Número de diapositiva 2
	Número de diapositiva 3
	Número de diapositiva 4
	Número de diapositiva 5
	Número de diapositiva 6
	Número de diapositiva 7
	Número de diapositiva 8
	Número de diapositiva 9
	Número de diapositiva 10
	Número de diapositiva 11
	Número de diapositiva 12
	Número de diapositiva 13
	Número de diapositiva 14
	Número de diapositiva 15
	Número de diapositiva 16
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	Número de diapositiva 19
	Número de diapositiva 20
	Número de diapositiva 21
	Número de diapositiva 22
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