Solucion_test_13_05_2013

Vista previa del material en texto

VERSION 1 
1 
 
 
ESCUELA TÉCNICA SUPERIOR DE INGENIEROS AERONÁUTICOS 
Motores de Reacción y Turbinas de Gas 4º (MR) 13.05.2013 
 
EXAMEN FINAL 
Instrucciones: 
 En las preguntas 1 a 17 numeradas a continuación sólo existe una 
respuesta cierta. Marque en la hoja de respuestas la solución en la casilla 
correspondiente al número de la pregunta. 
Cada respuesta acertada valdrá un punto. 
Los errores puntúan negativamente (-0,5 puntos). 
 
 
1.- El valor del rendimiento propulsivo óptimo de un turbofán ideal es: 
a) Uno para toda condición de vuelo. 
b) Uno solamente para una condición de vuelo. 
c) Ligeramente menor que uno para grandes alturas. 
d) Uno solo en despegue 
 
2.- El valor de la relación de derivación óptima de un turbofán basado en el 
mismo turborreactor 
a) Crece con la altura de vuelo y decrece con la velocidad de vuelo. 
b) Decrece con la altura de vuelo y decrece con la velocidad de vuelo. 
c) Crece con la altura de vuelo y crece con la velocidad de vuelo. 
d) Siempre es independiente de la altura y de la velocidad de vuelo. 
 
 
3.- Un turbofán ideal con una relación de derivación de 6, funciona con un 
trabajo específico del fan optimizado a una velocidad de vuelo 250 m/s. Si a 
esa condición de vuelo la velocidad de salida del turborreactor base es de 700 
m/s, las velocidades de salida del turbofán serán en m/s: 
a) V19 = 351.5; V9 = 360.8; 
b) V19 = 371.3 V9 = 382.7; 
c) V19 = 371.3; V9 = 371.3; 
d) V19 = 351.5; V9 = 351.5; 
 
4.- En un turbofán optimizado el aumento de la temperatura máxima T4t se 
traduce, para la misma condición de vuelo, en 
a) Una bajada de la relación de derivación óptima 
b) Una bajada del trabajo específico óptimo del fan 
c) Una subida del trabajo específico óptimo de fan 
d) Ninguna de las respuestas anteriores es correcta 
 VERSION 1 
2 
 
 
5.- El trabajo específico óptimo de un turbofán militar es mayor que el de un 
turbofán civil porque 
a) Son motores con alta temperatura fin de combustión 
b) Son motores que se optimizan para altas velocidades de vuelo. 
c) Son motores de impulso específico muy grandes. 
d) Son motores que se optimizan para condiciones de vuelo donde la 
potencia mecánica neta es baja. 
 
6.- La relación de derivación óptima que se obtiene suponiendo ciclo ideal para 
un turbofán militar es función de 
a) La velocidad de vuelo donde se optimiza. 
b) La relación de compresión. 
c) La temperatura fin de combustión. 
d) Ninguna de las anteriores 
 
7.- En un turbofán con relación de derivación dada (), la velocidad del 
primario V9: 
a) Baja cuando sube el trabajo específico del fan 
b) Sube cuando sube el trabajo específico del fan 
c) No depende del trabajo específico del fan 
d) Baja cuando baja el trabajo específico del fan 
 
8.- En postcombustor se aumenta el área de la garganta de la tobera de salida. 
Con dicho aumento de sección se pretende 
a) Disminuir la caída de presión de remanso en el postcombustor 
b) Estabilizar la llama en el psotcombustor 
c) Mantener el gasto de aire constante al encender el postcombustor 
d) Evitar el bloqueo térmico 
 
9.- De un turborreactor de flujo único se conoce su rendimiento de propulsión 
p=0.4 para una velocidad de vuelo de 250 m/s, supuesta expansión ideal en la 
tobera. Dicho turborreactor se optimiza como turbofan para la misma velocidad 
de vuelo. ¿Qué porcentaje de la potencia específica disponible para la 
transformación (Vtb
2/2) habría que extraer en el eje del fan, si la transformación 
fuese ideal? 
a) 93,75% 
b) 92.12% 
c) 98.88% 
d) 46.87% 
 
10.- Un turborreactor de flujo único, que proporciona una velocidad de salida 
ideal de 800 m/s con una velocidad de vuelo de 250 m/s, se ha transformado 
en un turbofán optimizado. Si el turbofán real se optimizase limitando los 
valores máximos aceptables de relación de derivación (), el consumo 
específico de combustible, en la misma condición de vuelo, sería 
a) Siempre mayor 
b) Siempre menor 
c) Igual o superior 
d) Dependería de la altura de vuelo 
 VERSION 1 
3 
 
 
 
11.- En los postcombustores ideales y en despegue, funcionando a máxima 
temperatura fin de combustión, el incremento relativo de consumo de 
combustible respecto al de flujo único 
a) Es mayor que en condiciones de crucero 
b) Es mayor en días cálidos que en días fríos. 
c) Es mayor en aeropuertos situados en grades altitudes 
d) Ninguna de las anteriores es correcta. 
 
 
12.- El objetivo fundamental del ciclo regenerativo (con cambiador de calor) en 
turbinas de gas es: 
a) La disminución del consumo específico de combustible. 
b) El aumento de su potencia específica 
c) La disminución de su tamaño 
d) Poder subir la temperatura máxima T4t 
 
13.- Un turborreactor de flujo único, provisto de postcombustor, funciona a su 
régimen máximo con unas temperaturas de salida de la cámara de combustión 
principal y del postcombustor de 1600 K y 2000 K respectivamente. Cuál sería 
la relación de áreas de garganta (Ag con post/Ags in post) en despegue (T0=288 K 
P0=101.325 kPa) si la temperatura de salida del compresor es de 700 K y 
supuesto postcombustor ideal. 
a) 1.412 
b) 1.297 
c) 1.000 
d) 0.770 
 
14.- Un turborreactor de flujo único, provisto de postcombustor, funciona a su 
régimen máximo con unas temperaturas de salida de la cámara de combustión 
principal y del postcombustor de 1600 K y 2000 K respectivamente. Cuál sería, 
en porcentaje, la ganancia relativa de empuje en despeque y en tanto por cien 
(T0=288 K P0=101.325 kPa), si la temperatura de salida del compresor es de 
700 K y supuesto postcombustor ideal. 
a) 41.2 
b) 29.7 
c) 39.0 
d) 77.0 
 
15.- Se dispone de un turborreactor de flujo único con dos posibles puntos de 
diseño, el A con un rendimiento de propulsión de 0.3 y el B con un rendimiento 
de propulsión de 0.5. En una hipotética conversión optimizada de ambos 
puntos de diseño en los turbofanes optimizados A y B respectivamente, ¿Cuál 
de ellos tendría una mayor relación de derivación  
a) El B 
b) El A 
c) Ambos tendrían la misma relación de derivación 
d) La relación de derivación  no depende del rendimiento de propulsión 
del turborreactor 
 VERSION 1 
4 
 
 
16.- Una turbina de gas funcionando con cambiador de calor y ciclos ideales, 
tiene una relación de temperaturas T=6 (T4t/T0). ¿Cuál sería el máximo 
rendimiento motor que se podría obtener en tanto por cien? 
a) 83.33% 
b) 16.66% 
c) 53.33% 
d) 63.33% 
 
17.- En una turbina de gas, el objetivo fundamental de introducir el cambiador 
de calor es 
a) Disminuir la relación de compresión del ciclo 
b) El aumento del rendimiento motor 
c) La disminución del tamaño global de la turbina 
d) Subir la relación de compresión del ciclo 
 
 
 VERSION 1 
5 
 
Instrucciones: 
Las preguntas siguientes, numeradas de 21 a 26, sólo admiten una 
respuesta numérica. 
Escriba y marque, según indican las instrucciones de la hoja de 
respuestas, la solución correcta. 
En estas preguntas no se puntuará negativamente en caso de fallo. 
Se obtendrá un punto por pregunta, si la solución numérica indicada se 
corresponde con la solución correcta ± 2%. Excepto cuando la solución 
numérica se corresponda con un hecho teórico; en este caso no se 
aceptará error alguno; por ejemplo, el rendimiento adiabático de un 
compresor en una evolución ideal es = 1. 
Suponga, para el aire, siempre que no se indique lo contrario, que  = 1,4 
y R = 287,074 J/kg/K. 
 
Para una condiciones de crucero dadas (a=10000 m, T0 = 223.2 K; P0 = 26.437 
kPa, M0 = 0.80), un turborreactor de flujo único proporcionauna velocidad de 
salida, Vtb, de 900 m/s. Dicho sistema se transforma en turbofán con una =9. 
Suponiendo que la evolución es isentrópica tanto en la toma dinámica como en 
el fan y la turbina que mueve el fan, calcular para obtener un turbofán que dé el 
mínimo consumo específico en la condición de vuelo mencionada: 
 
21.- La velocidad de salida, en m/s, de la corriente del secundario. 
364.24 
22.- La velocidad de salida, en m/s, del corriente primario 
364.24 
23.- La relación de compresión del fan 
1.62 
24.- El impulso específico referido al gasto primario en m/s 
 1246.33 
Si para las mismas condiciones del caso anterior y con el objetivo de mínimo 
consumo específico de combustible se optimizasen tanto el trabajo específico 
del fan f como la relación de derivación , calcular: 
 
25.-La relación de compresión del fan. 
 1 
Si para las mismas condiciones del caso anterior, salvo para unas nuevas 
condiciones de crucero (a=9000 m, T0 = 233.2 K; P0 = 31.437 kPa, M0 = 0.72), 
y con el objetivo de mínimo consumo específico de combustible se optimizasen 
tanto el trabajo específico del fan f como la relación de derivación , calcular: 
 
26.-La nueva relación de compresión del fan. 
1