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1 ESCUELA DE INGENIERÍA AERONÁUTICA Y DEL ESPACIO Aerorreactores y Turbinas de Gas (3º PA) 28.02.13 EVALUACIÓN 1 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). PREGUNTAS 1.-‐ Cuál de los siguientes sistemas tiene mayor rendimiento propulsivo: a) Un tren propulsado por un motor eléctrico que mueve las ruedas. b) Un tren propulsado por el chorro de un aerorreactor. c) Un tren propulsado por un motor diésel que mueve una hélice propulsora (la de los aviones). d) Los tres sistemas tienen rendimientos propulsivos parecidos. 2.-‐ Que condición es necesaria y suficiente para que el rendimiento propulsivo de un aerorreactor propulsando un avión sea la unidad a) Que la velocidad del chorro sea menor que la del avión. b) Que la velocidad del chorro sea igual que la del avión. c) Que la velocidad del chorro sea mayor que la del avión. d) Nunca se puede obtener un rendimiento propulsivo igual a la unidad. 3.-‐ Los aerorreactores son sistemas que se caracterizan por a) La potencia que producen b) Lo silencioso que son c) Lo mucho que pesan d) El empuje que producen 4.-‐ Cuál de los siguientes elementos es prescindible a la hora de construir un aerorreactor con capacidad de despegue a) El compresor b) La cámara de combustión c) La turbina d) La tobera de salida 5.-‐ Se usan los aerorreactores en aviación por: a) El bajo consumo específico b) El empuje tan grande que dan c) La poca contaminación que producen d) Por lo poco que pesan en relación al empuje que producen. Diego Esquinazi 2 6.-‐ Si el consumo específico del turborreactor A, a una velocidad de 250 m/s, es 15 g/kN/s y el del turborrector B, a una velocidad de 200 m/s, es 14 g/kN/s. Se puede decir, si los dos usan el mismo combustible, que a) El turborrector A tiene un rendimiento motopropulsivo mejor que el del B b) El turborrector B tiene un rendimiento motopropulsivo mejor que el del A c) Los dos tienen el mismo rendimiento motopropulsivo d) El rendimiento propulsivo del B es peor que el del A 7.-‐ El rendimiento adiabático es mayor que el rendimiento politrópico a) En compresores, siempre b) Solo en compresores centrífugos c) En turbinas, siempre d) Solo en turbinas axiales 8.-‐ Funcionando a altura cero y atmósfera ISA, la temperatura a la salida de un compresor moderno utilizado en la fabricación de motores de avión, cuya relación de compresión es 25:1 será a) Aproximadamente de 360 K b) Aproximadamente de 540 K c) Aproximadamente de 650 K d) Aproximadamente de 780 K 9.-‐ La temperatura fin de combustión de los motores de reacción utilizados en turborreactores es más baja que la temperatura fin de combustión de los motores alternativos de los automóviles porque a) Los motores de reacción tienen compresores muy grandes delante de la cámara de combustión. b) El funcionamiento de los motores de reacción es continuo. c) Los motores de reacción no van refrigerados y los motores alternativos de los automóviles sí. d) El mantenimiento es más difícil. 10.-‐ Para un típico avión de transporte, a medida que el vuelo de crucero transcurre, el peso del avión va bajando; si se quiere mantener altura y velocidad constantes, la relación Empuje/Peso debe ir a) Aumentando. b) Disminuyendo c) Permanecer constante d) No se sabe 11.-‐ A medida que un vuelo transcurre el peso del avión va bajando; si se quiere mantener altura y Mach de vuelo constantes, se puede decir para cualquier tipo de polar y vuelo de crucero que la relación Empuje/Peso debe ir a) Aumentando. b) Disminuyendo. c) Permanecer constante. d) No se sabe depende de la polar parabólica del avión. Diego Esquinazi Diego Esquinazi Diego Esquinazi Diego Esquinazi 3 12.-‐ Un compresor axial de tres etapas gira a 3250 rpm y comprime 5 kg/s de aire en condiciones normales de presión y temperatura (T0 = 2889 K y p0 = 101325 Pa). Si presenta un rendimiento adiabático de 0.91, ¿cuánto vale el rendimiento politrópico? a) 0,90. b) 0,91. c) 0,92. d) 0,93 13.-‐ Suponiendo constante CD y CL, el empuje/peso necesario para que un avión típico de transporte subsónico realice un vuelo de crucero (rectilíneo, uniforme y a velocidad constante): a) Crece con la altura. b) Decrece con la altura. c) Decrece con la velocidad de vuelo d) Es independiente de la altura. 14.-‐ En un avión con polar parabólica, CD = K1CL2+CD0, qué se sabe del mínimo empuje/peso necesario para volar a una altitud P0 y Mach de Vuelo, M0. a) Que crece con el M0 b) Que vale c) Que va como P0M02 d) Que vale 15.-‐ Exceso de potencia específica nula de una aeronave significa: a) Su nivel de energía está subiendo b) El empuje es igual a la resistencia c) Que puede subir su altura de vuelo y velocidad de vuelo simultáneamente d) Que no dispone de combustible 16.-‐ Para un despegue dado, un avión necesita un T/W de 0,25. Si se mantuviera la eficiencia aerodinámica, el T/W necesario para realizerel despegue en un aeropuerto a mayor altitud presión sería a) Mayor que 0,25 b) Menor que 0,25 c) Igual a 0,25 d) Depende de la temperatura ambiente 1 02 DK C 1 02 DK C Diego Esquinazi 4 Instrucciones: Las preguntas siguientes, numeradas de 21 a 24, 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 γ = 1,4 y R = 287,074 J/kg/K. EJERCICIOS 21.-‐ Si el impulso específico de un aerorreactor en vuelo es 800 m/s, calcular el rendimiento propulsivo, a una velocidad de vuelo de 250 m/s. 0,385 22.-‐ Si el coeficiente de sustentación, CL, de un gran avión de 500 ton en despegue, no puede exceder de 1,6 y la velocidad de despegue (esto es cuando la sustentación es justo el peso del avión) no debe exceder 90 m/s (177 knots), encontrar la superficie alar, en, m2, necesaria, suponiendo las condiciones estándar (ISA) al nivel del mar. 740,79 m2 23.-‐ Un consumo específico, CE, de 1 lb/lb/h es equivalente a 1 kg/kg/h y a 0,0283x10-‐3 kg/s/N. Estimar el radio de acción, en km, de un avión si en crucero L/D = 20; CE = 0,57 lb/lb/h, la masa inicial al comenzar es 612,9 ton y la masa al finalizar es 399,5 ton. Como simplificación suponga que durante todo el crucero la velocidad es constante y se corresponde con M0 = 0,85 y 31000 ft (P0 = 28,7 kPa; T0 = 226,73 K). 13871,5 km 24.-‐ El crucero para un avión tetramotor comienza a 31000 ft y debería llegar a esta altitud con un empuje suficiente para que le fuera posible tener una velocidad ascensional de 300 ft/m (1,5 m/s) con un número de Mach de 0,85. Suponiendo que la relación L/D es 20 y que la masa al inicio del crucero es 612,9 ton, hallar el empuje, en kN, de cada motor para obtener esta velocidad de subida. 83,86 kN Diego Esquinazi Diego Esquinazi
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