AE_01_2013_14_V01

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VERSIÓN	1	
	 1
ESCUELA TÉCNICA SUPERIOR DE INGENIERIA AERONÁUTIVA Y DEL ESPACIO 
Aerorreactores.‐ Propulsión Aeroespacial                                                                   13.03.14 
EVALUACIÓN 1ª 
(NOTA: De las cuatro respuestas de las siguientes 10 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) El rendimiento de propulsión es una relación entre 
a) Energías cinética y calorífica 
b) Energía interna y de presión 
c) Energías mecánicas 
d) Entalpías  
 
2) Típicamente, la hélice de barco presenta un rendimiento de propulsión 
a) Más alto que la hélice de avión 
b) Más bajo que la hélice de avión 
c) Parecido a la hélice de avión  
d) No se sabe depende de la hélice 
 
3) Qué característica, principalmente, hace que el aerorreactor sea el sistema utilizado casi 
con exclusividad en la propulsión de aviones: 
a) El rendimiento motor 
b) El rendimiento propulsivo 
c) El consumo específico 
d) La relación empuje/peso 
 
4) El Consumo específico de los aerorreactores: 
a) Es una medida del rendimiento motor 
b) Es una medida del rendimiento de propulsión 
c) Sirve  para  comparar  el  rendimiento  global  de  los  sistemas  volando  a  la misma 
velocidad de vuelo 
d) Sirve  para  comparar  el  rendimiento  global  de  los  sistemas  volando  a  la misma 
velocidad y altura de vuelo 
 
5) La evolución en la toma dinámica de un aerorreactor es: 
a) Isentálpica 
b) Isentrópica 
c) Isobárica 
d) Isocórica 
 
6) La resistencia exterior: 
a) Anula a la adicional 
b) Puede ira a favor del empuje 
c) Siempre va contra el empuje 
d) Es debida principalmente a las fuerzas de fricción. 
 
VERSIÓN	1	
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7) El empuje neto instalado y el empuje neto solo coinciden si se supone que: 
a) El fluido que se mueve alrededor del aerorreactor es ideal 
b) El  fluido  que  se  mueve  alrededor  del  aerorreactor  es  ideal  y  la  tobera  está 
adaptada 
c) La tobera está adaptada 
d) Por simplificación que son iguales 
 
8) En  un  aerorreactor,  visto  como  un  sistema  en  el  cual  entran  un  gasto  de  aire G  y  de 
combustible c y salen unos productos de la combustión G+c, se cumple que: 
a) El incremento de entalpia de remanso es igual al incremente de energía mecánica, 
en ejes ligados al aerorreactor, 
2 2
0( )
2 2
sV VG c G   
b) El incremento de entalpia de remanso es nulo 
c) El incremento de entalpia de remanso es igual a  0( ) ( ) ( )pcc s pccG c H T H T     
d) La entalpía de remanso siempre sube 
 
9) En la figura se muestra el mapa de potencia específica a 1g de un avión de combate. ¿Cuál 
es el máximo nivel de energía que puede alcanzar?: 
 
a) Aproximadamente 115390 ft 
b) Aproximadamente 108880 ft 
c) Aproximadamente 98880 ft 
d) Aproximadamente 83390 ft 
 
 
10) El  exceso  de  potencia  que  un  avión  militar  de  altas  prestaciones  (vuelo  supersónico) 
tendría es siempre 
a) Mayor a mayor velocidad de vuelo 
b) Mayor a mayor altura 
c) Menor cuanto mayor sea el factor de maniobra (n) 
d) Mayor cuanto más grande sea la resistencia aerodinámica 
 
 
 
 
VERSIÓN	1	
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Instrucciones: 
 
Las preguntas siguientes, numeradas de 21 a 29, 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. 
 
Condiciones de despegue es: M0 = 0 y h = 0 (T0 = 288 K; P0 = 101325 Pa)	
 
21	 )	 Un	 avión	 esta	 propulsado	 por	 4	 turborreactores	 iguales	 a	 10000	 m	 (P0	 =	
26,436	 kPa,	 T0	 =	 223,15	 K)	 de	 altura	 y	 un	 mach	 de	 vuelo	 de	 0,8.	 En	 esas	
condiciones	el	turborreactor	ingiere	un	gasto	de	aire	de	70	kg/s.		Las	condiciones	
de	remanso	en	 la	 tobera	convergente	de	salida	son:	650	K	y	45	kPa.	Suponiendo	
expansión	isentrópica	en	la	tobera,	y	sin	tener	en	cuenta	perdidas	de	empuje	por	
instalación,	 ¿cuánto	 vale	 la	 resistencia	 aerodinámica	 del	 avión,	 en	 kN,	 en	 esa	
condición	de	vuelo?		65,45	kN	
	
22)	Un	compresor	 funcionando	en	banco	(P0	=	101,325	kPa,	T0	=	288,15	K)	con	
aire	 tiene	 un	 rendimiento	 politrópico	 de	 0,91.	 Sabiendo	 que	 la	 potencia	 que	 se	
suministra	al	compresor	vale	2	MW	y	que	el	gasto	que	lo	atraviesa	es	90	kg/s.	¿Qué	
relación	de	compresión	está	proporcionando	el	compresor?			1,26	
	
23)	 En	 condición	 de	 despegue	 (T0	 =	 288,15,	 P0	 =	 101,325	 kPa,	 M0	 =	 0),	 la	
temperatura	de	salida	de	turbina	de	un	turborreactor	de	flujo	único	monoeje	vale	
950	 K	 y	 la	 presión	 de	 salida	 del	 compresor	 1500	 kPa.	 Suponiendo	 ciclo	 ideal,	 y	
propiedades	del	gas	constantes	en	todo	el	ciclo,	y	que	el	gasto	de	aire	que	atraviesa	
del	 motor	 es	 80	 kg/s,	 ¿Cuánto	 vale	 el	 consumo	 de	 combustible,	 en	 kg/s.		
(despreciar	el	gasto	de	combustible	frente	al	de	aire	en	las	ecuaciones).			1,26	kg/s	
	
24)	La	máxima	velocidad	ascensional	de	un	avión	en	 la	condición	de	vuelo	M0	=	
0,7;	 h	 =	 3000	 m	 (T0	 =	 269	 K;	 P0	 =	 70	 kPa)	 es	 15	 m/s.	 Cuál	 sería	 la	 máxima	
velocidad	ascensional,	en	m/s,	que	tendría	el	mismo	avión	con	el	mismo	peso	en	la	
condición	de	vuelo	M0	=	0,85;	h	=	9000	m	(T0	=	230	K;	P0	=	30	kPa)	si	la	eficiencia	
aerodinámica	en	ambas	condiciones	fuese	 igual	a	20	y	se	pudiera	suponer	que	el	
empuje	del	motor	 es	proporcional	 a	 la	densidad	ambiente	e	 independiente	de	 la	
velocidad.		2	m/s	
	
VERSIÓN	1	
	 4
25)	 El	 peso	 de	 combustible	 de	 un	 avión	 de	 gran	 autonomía	 es	 el	 35%	 del	 peso	
máximo	de	despegue.	Si	se	quiere	que	el	radio	de	acción	del	avión	sea	15000	km,	
volando	a	M0	=	0,82;	h	=	11000	m	(T0	=	216	K;	P0	=	22,6	kPa),	cuando	tendría	que	
ser	como	máximo	el	consumo	específico	de	sus	motores,	en	g/kNs.	Suponga	que	se	
puede	 considerar	 la	 eficiencia	 aerodinámica	 constante	 e	 igual	 a	 20	 y	 que	 el	
consumo	en	 las	 fases	de	despegue	y	ascenso	se	puedan	considerar	despreciables	
frente	al	consumo	de	crucero.			14,2	g/kNs	
	
26)	 Analizado	 los	 productos	 de	 una	 combustión	 realizada	 con	 una	 relación	
combustible/	aire	de	0,03,	se	han	encontrado	las	siguientes	fracciones	másicas:	
CO	 =	 1100	 ppm;	 H2	 =	 50	 ppm,	 HC	 =	 959	 ppm	 y	 NOx	 =	 25	 ppm.	 Si	 los	 poderes	
caloríficos	del	CO,	H2	y	HC	son,	respectivamente,	10	MJ/kg,	121	MJ/kg	y	42	Mj/kg,	
calcular	el	rendimiento	de	la	combustión.			0,953	
	
	
El	 área	 de	 entrada	 de	 un	 aerorreactor	 se	 ha	 diseñado	 para	 tener	 resistencia	
adicional	nula	en	la	condición	de	vuelo	M0	=	0,45;	h	=	10000	m	(T0	=	223	K;	P0	=	
26,4	kPa).	En	esta	condición	el	gasto	de	aire	que	atraviesa	el	motor	es	100	kg/s.	Se	
quiere	calcular	la	resistencia	adicional	en	despegue	con	un	gasto	es	346	kg/s,	para	
ello	calcule	
27)	el	área	de	entrada	del	motor	en	m2		1,798	m2	
28)	el	Mach	de	entrada	al	motor	en	despegue				0,55	
29)	la	resistencia	adicional	en	despegue			29,1	kN