(411112844) AE_02_2013_14_V01

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ESCUELA TÉCNICA SUPERIOR DE INGENIERIA AERONÁUTICA Y DEL ESPACIO
Aerorreactores.‐ Propulsión Aeroespacial 10.04.14
EVALUACIÓN 2ª
(NOTA: De las cuatro respuestas de las siguientes 15 preguntas sólo una es la correcta, por favor márquela en la hoja de soluciones. Tenga en cuenta que la respuesta acertada vale 1 punto, la respuesta incorrecta vale ‐0,5 y no puntuara si se deja en blanco.)
1)		De un turborreactor de flujo único, se conocen la relación de presiones global, P3t/P0, la relación de temperaturas T4t/T0 y la calidad de las evoluciones (rendimientos y pérdidas de remanso). Se podría conocer el consumo específico adimensional (CEL/a0) si además se conociese
a) El rendimiento motor. b) La altura de vuelo.
c) El Mach de vuelo.
d) El gasto que atraviesa el motor.
2) Basándose en el generador de gas de un turborreactor militar (con capacidad de vuelo supersónica), se quiere obtener un turbofán civil (para uso a velocidades subsónicas elevadas). Para ello, se disminuye la temperatura fin de combustión en 100 K, que otra modificación sería exigible para tener un bajo CE
a) Un aumento en la relación de compresión del compresor.
b) La incorporación de un fan de baja relación de derivación.
c) La incorporación de un fan con alta relación de compresión.
d) La incorporación de un tercer eje.
3) Se tiene un turborreactor diseñado para obtener rendimiento motor máximo a una temperatura fin de combustión y condición de vuelo dadas. Si se quiere obtener un diseño con máximo rendimiento a una altura más elevada, manteniendo la misma velocidad de vuelo y temperatura fin de combustión habría que:
a) Aumentar la relación de compresión del compresor. b) Disminuir la relación de compresión del compresor.
c) Dejar constante la relación de compresión del compresor. d) No se sabe.
4) Si a un turborreactor funcionando en la misma condición de vuelo y con la misma temperatura fin de combustión se le suministra un combustible con mayor poder calorífico
a) El rendimiento motor aumenta.
b) El rendimiento propulsivo disminuye.
c) El consumo específico aumenta.
 
d) El consumo de combustible disminuye.
 
1
5) En unas condiciones de vuelo y funcionamiento, el rendimiento propulsivo de un turborreactor es p. Si se convierte en turbohélice, con una hélice de rendimiento h. La potencia que habrá que enviar a la hélice para obtener mínimo consumo específico será
a) Mayor si el rendimiento propulsivo es mayor. b) Menor si el rendimiento de la hélice es mayor. c) Menor si el rendimiento propulsivo es mayor.
d) Menor si el rendimiento del reductor es mayor.
6) Se tiene un turborreactor diseñado para obtener rendimiento motor máximo a una condición de vuelo dada. Se transforma en turbofán optimizado a esa condición de vuelo. Si se quiere obtener un turbofán con consumo específico mínimo a una altura más elevada, manteniendo la misma velocidad de vuelo y temperatura fin de combustión habría que
a) Disminuir el trabajo específico del fan. b) Aumentar el trabajo específico del fan.
c) Aumentar la relación de derivación del fan. d) Disminuir la relación de derivación del fan.
7) Suponiendo que no hay pérdidas en la toma dinámica de un turbofan, la velocidad del flujo secundario que optimiza el sistema
a) Es mayor que la velocidad de vuelo.
b) Es mayor que la velocidad del flujo primario
c) Es la velocidad del flujo primario dividida por los rendimiento del fan y de la
turbina que lo mueve.
d) Es igual a la velocidad de vuelo.
8) Para un turborreactor que presenta una velocidad de salida de 800 m/s cuando vuela a
200 m/s cual sería la mejor opción desde el punto de vista de obtener un mejor consumo
específico
a) Transformarlo en Turbofan.
b) Transformarlo en Turbohélice.
c)	No transformarlo y dejar que siga siendo turborreactor porque a esa velocidad de vuelo su rendimiento propulsivo es adecuado.
d) Depende de los rendimientos de la hélice y de los rendimiento del fan de la turbina que lo mueve y del difusor de entrada.
9) Se dispone de un turbohélice optimizado para una velocidad de vuelo. Si se le incorpora una hélice de mayor rendimiento para que siga estando optimizado para esa velocidad de vuelo habrá que:
a) Instalarle una turbina que gire más rápida y mantener el reductor.
b) Instalarle una turbina que envíe menos potencia a la hélice. c) Instalarle una turbina que envíe más potencia a la hélice.
d) Instalarle una turbina que gire más lenta y mantener el reductor.
10) Un turborreactor de flujo único, diseñado para máximo impulso especifico, se quiere transformar en turbofán óptimo. En la transformación se decide subir la relación global de presiones del turborreactor base para T4t = cte. Si se quiere seguir obteniendo un turbofán óptimo para la misma velocidad de vuelo, ello se traduce, comparando con el diseño inicial del turbofán en:
a) Aumentar la relación de derivación del fan. b) Aumentar la relación de compresión del fan c) Disminuir la relación de derivación del fan. d) Disminuir la relación de compresión del fan
11) En un turbofan con relación de compresión del fan dada, la velocidad del primario V9:
a) Baja cuando sube la razón de derivación.
b) Sube cuando sube la razón de derivación. c) No depende de la razón de derivación.
d) Baja cunado sube la temperatura fin de combustión.
12) En un turbofan siempre se cumple que:
a) La velocidad de salida del secundario es mayor que la del primario. b) La velocidad de salida del secundario es menor que la del primario.
c) La potencia por unidad de gasto primario extraída para el mover el fan es menor que (Vtb2 – V02)/2.
d) El impulso específico por unida de gasto total es mayor que la del turborreactor
origen.
13) Para un  dado, se optimiza la relación de presiones del fan, f, para tener un turbofan con
CE mínimo. Se puede decir que la f resultante
a) Es independiente de la f.
b) Aumenta con la V0.
c) Disminuye al mejorar la calidad de la turbina.
d) Aumenta con la T4t.
14) 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.
15) Se dispone de dos turborreactores de flujo único, el turborreactor A con V0/Vtb = 0.2 y el B con V0/Vtb = 0.5. Para la misma velocidad de vuelo, en una hipotética conversión optimizada de ambos turborreactores en los turbofanes A y B respectivamente, ¿Cuál de ellos tendría una mayor relación de compresión del fan.
a) El B. b) El A.
c) Ambos tendrían la misma relación de compresión del fan.
d) Depende del valor de Vtb.
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  = 0 1,4 y R =
287,074 J/kg/K.
Tómese como Poder Calorífico del Combustible, L = 42 MJ/kh
Condiciones de despegue es: M0 = 0 y h = 0 (T0 = 288 K; P0 = 101325 Pa) 
21 ) Suponiendo ciclo ideal, cuál es el rendimiento motor de un turborreactor que en banco está diseñado para obtener máximo potencia mecánica específica adimensional y funciona con una T4t = 1750 K 0,41
Se tiene un turborreactor militar diseñado a máxima potencia mecánica específica adimensional cuando vuela a M0 = 1,8 y 9000 m ( = 0,797; = 0,3034). Suponiendo ciclo ideal, si en esa condición la relación de compresión del compresor (no la global) es 10:1,
22) Cuál sería, en K, la temperatura fin de combustión. 2325 K
23) Cuál sería la relación de compresión en despegue, suponiendo la misma temperatura de funcionamiento. 16,36
24) Si en despegue se acelera el motor hasta tener una relación de compresión de
10:1, cuál sería, en K, su temperatura fin de combustión. 1770 K
25) Si el gasto del motor en las condiciones de vuelo definidas en el enunciado es de
10 kg/s, cuál sería el gasto en despegue, en kg/s, con la temperatura fin de combustión calculada en el ejercicio 22). 9,39 kg/s
26) Cuál sería el gasto en despegue con el motor acelerado (temperatura fin de combustión del ejercicio 24). 6,57 kg/s