TFG_Fernando-Maximiliano_Garcia_Hernandez_2019

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Grado en Tecnologías Industriales
Curso 2018-2019

Trabajo Fin de Grado
“Motores de combustión turbohélice:
estudio y simulación”

Fernando Maximiliano García Hernández
Tutor
Luis Miguel García Gutiérrez
Leganés, 2019

Esta obra se encuentra sujeta a la licencia Creative Commons
Reconocimiento – No Comercial – Sin Obra Derivada

III
RESUMEN
El objetivo de este trabajo ha sido el estudio y la simulación de un motor turbohélice,
en concreto el motor General Electric CT7-9C, con el fin de buscar una mejora de este.
Con este estudio se ha buscado un aumento de la potencia del motor, aunque también se
ha tenido en cuenta su impacto medioambiental, pues es un tema que hoy en día concierne
mucho.
Para llevar a cabo la mejora de su potencia, el trabajo se ha centrado en su planta de
potencia y las posibilidades de mejora del ciclo mediante un estudio teórico del ciclo y
con la ayuda del software “Cyclepad”, una herramienta muy útil a la hora de evaluar un
ciclo termodinámico, llegando a dos modificaciones como las mejores opciones. La
primera se basa en la maximización de la potencia mediante la relación de compresión y
la segunda aplicando un interenfriamiento al ciclo. Concluyendo con la segunda pues se
consigue una mayor mejora de la potencia, que es lo primordial de este estudio y, además,
contribuye de forma positiva al medioambiente. Por otra parte, su realización tendría un
menor coste y conllevaría menos tiempo su puesta a punto.

Palabras clave: Turbina de gas; ciclo termodinámico Brayton; Avión; Potencia;
Interenfriamiento.

ÍNDICE DE CONTENIDO

1. INTRODUCCIÓN ..................................................................................................................... 8
1.1. OBJETIVOS ............................................................................................................................... 8
1.2. MOTORES TÉRMICOS .............................................................................................................. 8
1.2.1. Motores alternativos ............................................................................................................ 8
1.2.2. Motor de combustión continua ........................................................................................... 9
1.2.3. Diferencias entre motor alternativo y de combustión interna para su aplicación en la
aviación 10
1.3. MARCO REGULADOR ............................................................................................................. 11
1.4. ENTORNO MEDIOAMBIENTAL ................................................................................................ 12
1.5. ENTORNO SOCIOECONÓMICO ................................................................................................ 14
2. CICLO BRAYTON .................................................................................................................. 16
2.1. HISTORIA ............................................................................................................................... 16
2.2. BASE TEÓRICA ........................................................................................................................ 17
2.3. VARIANTES DEL CICLO BRAYTON .......................................................................................... 21
2.3.1. Ciclo con recalentamiento ................................................................................................ 22
2.3.2. Ciclo con interenfriamiento .............................................................................................. 23
2.3.3. Ciclo con regeneración ..................................................................................................... 24
3. MOTOR TURBOHÉLICE ...................................................................................................... 26
3.1. CÁLCULO DEL TRABAJO NETO MÁXIMO ............................................................................... 26
3.2. MÉTODO PARA LA MEJORA DEL TRABAJO NETO .................................................................. 29
4. ANÁLISIS DE LOS RESULTADOS ....................................................................................... 33
4.1. ANÁLISIS DE LOS RESULTADOS .............................................................................................. 33
4.1.1. Ciclo con el trabajo neto maximizado .............................................................................. 34
4.1.2. Ciclo con recalentamiento ................................................................................................ 35
4.1.3. Ciclo con interenfriamiento .............................................................................................. 35
4.1.4. Ciclo con interenfriamiento y recalentamiento ................................................................ 36
4.2. ANÁLISIS DE COSTE ................................................................................................................ 36
4.3. PRESUPUESTO DEL TFG ........................................................................................................ 40
5. CONCLUSIÓN ........................................................................................................................ 42
6. BIBLIOGRAFÍA ..................................................................................................................... 44

6
ÍNDICE DE ILUSTRACIONES
Fig. 1 Esquema del funcionamiento de un motor alternativo. [1] .................................... 9
Fig. 2 Esquema básico del ciclo Brayton. [2] ................................................................... 9
Fig. 3 Esquema básico del ciclo Rankine.[3] ................................................................. 10
Fig. 4 Diagrama T-S de un ciclo brayton cerrado. [9] .................................................... 17
Fig. 5 Diagrama brayton ideal (negro) frente a uno real (azul). [10] ............................. 21
Fig. 6 Esquema ciclo brayton con recalentamiento. [11] ............................................... 22
Fig. 7 Diagrama T-S de un ciclo brayton cerrado con recalentamiento. [12] ................ 22
Fig. 8 Esquema ciclo brayton con interenfriamiento. [13] ............................................. 23
Fig. 9 Diagrama T-S de un ciclo brayton cerrado con interenfriamiento. ...................... 23
Fig. 10 Esquema ciclo brayton con regeneración. [12] .................................................. 24
Fig. 11 Diagrama T-s de un ciclo brayton cerrado con regeneración. [12] .................... 24
Fig. 12 Diagrama T-S con RC = 27,67. .......................................................................... 28
Fig. 13 Diagrama T-S con RC = 16. ............................................................................... 28
Fig. 14 Propiedades del ciclo maximizado (izquierda) y normal (derecha). .................. 29
Fig. 15 Diagrama T-S del ciclo con recalentamiento. .................................................... 30
Fig. 16 Datos del ciclo con recalentamiento. .................................................................. 30
Fig. 17 Diagrama T-S con interenfriamiento. ................................................................. 30
Fig. 18 Datos del ciclo con interenfriamiento. ............................................................... 31
Fig. 19 Diagrama T-S del ciclo con un interenfriamiento y un recalentamiento. .......... 31
Fig. 20 Datos del ciclo con interenfriamiento y recalentamiento. .................................. 32
Fig. 21. Gráfico de barras de la potencia neta desarrollada y el calor aportadoal sistema
del motor normal, maximizado, con recalentamiento, con interenfriamiento y con
recalentamiento e interenfriamiento ordenados de izquierda a derecha respectivamente.
........................................................................................................................................ 33
Fig. 22. Gráfico de barras del rendimiento de cada tipo de motor. ................................ 34
Fig. 23. Gráfica de la relación entre el calor aportado y el coste de combustible tras una
hora y media de funcionamiento. ................................................................................... 38
Fig. 24. Gráfica de la relación entre el calor aportado y el coste del combustible
empleado para el desarrollo de 16129800kJ de energía. ................................................ 40

7
ÍNDICE DE TABLAS
TABLA 1. RENDIMIENTO, POTENCIA NETA Y CALOR APORTADO POR
CADA MOTOR ............................................................................................................. 33
TABLA 2. PROPIEDADES DEL COMBUSTBLE JET A-1 DE YPF S.A. ................. 36
TABLA 3. CANTIDAD DE COMBUSTIBLE EMPLEADO POR CADA MOTOR
DURANTE UNA HORA Y MEDIA DE FUNCIONAMIENTO .................................. 37
TABLA 4. COSTE DEL COMBUSTIBLE EMPLEADO POR CADA MOTOR TRAS
UNA HORA Y MEDIA DE FUNCIONAMIENTO ...................................................... 38
TABLA 5. COSTE DEL COMBUSTIBLE EMPLEADO POR CADA MOTOR TRAS
1080 HORAS DE VUELO ............................................................................................. 39
TABLA 6. TIEMPO EMPLEADO, CALOR APORTADO Y COSTE DE
COMBUSTIBLE A LA HORA DE DESARROLLAR 16129800kJ DE ENERGÍA .... 40
TABLA 7. DESGLOSE DEL COSTE DEL TFG .......................................................... 41

8
1. INTRODUCCIÓN
1.1. Objetivos
Los motores son dispositivos que proporcionan la transferencia de un tipo de energía
en energía mecánica para realizar un trabajo. Nuestro estudio se va a basar en los motores
de combustión turbohélice, es decir, en motores térmicos que transforman la energía
térmica en mecánica. El trabajo se va a centrar en la planta de potencia de un motor
turbohélice mediante el estudio de uno real y la posible mejora con el programa
informático “Cyclepad”, un software para el estudio de ciclos termodinámicos.
1.2. Motores Térmicos
Los motores térmicos basan su funcionamiento básico en la compresión de un fluido,
aportación de calor, expansión y cesión de calor.
Dentro de los motores térmicos se encuentran dos tipos: los motores alternativos
donde se encuentran los basados en un ciclo Otto o Diésel y los motores de combustión
continua donde se encuentran los basados en un ciclo Brayton o Rankine.
1.2.1. Motores alternativos
Los motores alternativos son aquellos cuya transferencia de energía se basan en el
movimiento rectilíneo mediante el trabajo realizado por el fluido.
Los basados en el ciclo Otto son motores de gasolina. El funcionamiento de estos
consiste en la admisión de una mezcla (combustible y aire) que es comprimida hasta
alcanzar la temperatura idónea para poder generar la combustión mediante una chispa.
Seguidamente se producirá la expansión de los gases de la combustión y finalmente el
escape.
Los basados en un ciclo Diésel son los motores de gasóleo de hoy en día. A diferencia
de los basados en el ciclo Otto, en estos se comprime aire lo que nos permite una mayor
compresión que en los Otto pues no hay riesgo de detonación, esto a su vez implica un
mejor rendimiento. Dicho aire es comprimido hasta alcanzar las condiciones óptimas para
poder inyectar el combustible de tal manera que al entrar en la cámara de combustión se
evapora rápidamente debido a la elevada temperatura, generando así la combustión para
la seguida expansión.

Fig. 1 Esquema del funcionamiento de un motor alternativo. [1]

1.2.2. Motor de combustión continua
Son aquellos en donde el fluido de trabajo se encuentra en constante circulación. Los
más conocidos son los basados en un ciclo Brayton y Rankine.
El ciclo Brayton básico está basado en un compresor, una cámara de combustión y
una turbina como se muestra en la Figura 2. Este se basa en la compresión de un gas que
posteriormente es calentado y finalmente expandido.

Fig. 2 Esquema básico del ciclo Brayton. [2]

El ciclo Rankine realiza la compresión de un líquido, el cambio de fase de este y la
expansión del gas resultante. El ciclo está formado por una bomba para la compresión del
líquido, una caldera para realizar el cambio de fase, una turbina y un condensador para la
recuperación del líquido.
10

Fig. 3 Esquema básico del ciclo Rankine.[3]

1.2.3. Diferencias entre motor alternativo y de combustión interna para su
aplicación en la aviación
En la aviación lo que se tiende a buscar es un motor pequeño y ligero que sea capaz
de proporcionarnos mucha potencia, es decir, un buen rendimiento adecuado a las
condiciones de un avión. Los motores alternativos anteriormente mencionados, son
motores basados en la compresión de aire o una mezcla de combustible y aire mediante
un pistón dentro de una cámara cerrada consiguiendo grandes presiones. El problema que
tiene esto es el gran volumen y peso que conlleva el diseño de estos motores y que en la
aviación no es práctico. Es por ello, que los motores diésel no se usan en la aviación ya
que se requerirían paredes muy robustas que fueran capaces de aguantar la compresión,
como una bomba de inyección grande capaz de inyectar el combustible a la presión
necesaria para un motor de aviación la cual es muy elevada, unos 700 bares.
Por el contrario, el motor otto si se usa en la aviación, pero en casos excepcionales
como son los aviones de contraincendios. Esto es debido a que otra diferencia entre estos
tipos de motores es su funcionamiento en diferentes regímenes. Los motores alternativos
nos proporcionan un buen funcionamiento a diferentes regímenes mientras que los de
combustión continua nos ofrecen un buen funcionamiento cerca de su régimen de diseño.
Es por ello, que en los aviones contraincendios necesitamos un motor otto ya que estos
aviones vuelan a baja altura y con corrientes de aire que los desestabilizan y por tanto
necesitan salir de dicha zona lo más rápido posible y para esa situación es mejor un motor
otto.
Finalmente, tenemos los motores de combustión continua basados en el ciclo brayton
y en el ciclo rankine. Estos motores a diferencia de los alternativos nos ofrecen unos
11
valores de funcionamiento mejores. Una de las principales diferencias entre estos dos
motores de combustión continua es la dimensión. Aquellos basados en el ciclo rankine
requieren de una gran dimensión ya que utilizan un combustible líquido que es cambiado
de fase por lo que requiere de una caldera de grandes dimensiones, haciendo que estos no
puedan ser usados en la aviación. Es por esto por lo que los aviones de hoy en día tienen
motores basados en el ciclo brayton, el cual tiene una combinación muy buena de tamaño-
potencia.
1.3. Marco regulador
El mundo de la aviación está regulado por entidades gubernamentales como son la
FAA (Federal Aviation Administration) en Estados Unidos o EASA (European Aviation
Safety Agency) en Europa. Estas entidades son las encargadas de establecer todas las
normas y leyes que regulan la aviación. Entre estas se encuentran las de diseño de un
motor de avión que deben cumplir los fabricantes de los motores como pueden ser Airbus
o Boing. Pero estos fabricantes atienden a las normas de la región en la que producen, por
este motivo, estas entidades tienen convenios en los cuales tienen el reconocimiento de
productos para así no tener problemas a la hora de operar en otra región.
En nuestro caso la que importa es EASA pues es la que rige en Europa. EASA tiene
los denominados CS (Certificate Specifications)donde podemos encontrar la regulación
del diseño de aviones deportivos ligeros, la regulación de las emisiones de los aviones,
etc. Es aquí donde nos encontramos con las CS-E (Certificate Specifications for Engines)
que son las normas de diseño de los motores de avión y que también hablan de los códigos
de aeronavegabilidad y los medios aceptables de cumplimiento. Estas normas afectan a
los fabricantes de motores que son los encargados de cumplirlas. Cuando un motor de
avión ya ha sido diseño, EASA es la encargada de aprobarlo acorde con las CS-E
establecidas. Estas normas son de acceso gratuito para todo público en la página oficial
de EASA y nos encontramos con 6:
- “CS-E/ initial issue” publicada el 24 de octubre de 2003 acorde con la “ED
Decision 2003/9/RM”.
- “CS-E/ amendment 1” publicada el 10 de diciembre de 2007 anexo a la “ED
Decision 2007/015/R”.
- “CS-E/ amendment 2” publicada el 18 de diciembre 2009 anexo a la “ED
Decision 2009/018/R”.
- “CS-E/ amendment 3” publicada el 23 de diciembre de 2010 anexo a la “ED
Decision 2010/015/R”.
12
- “CS-E/ amendment 4” publicada el 12 de marza de 2015 anexo a la “ED Decision
2015/009/R”.
- “CS-E/ amendment 5” publicada el 13 de diciembre de 2018 anexo a la “ED
Decision 2018/014/R”.
Una vez que el motor ha sido aprobado por EASA y está operando en un avión nos
encontramos con las organizaciones de mantenimiento las cuales no tienen unas normas
o leyes de entidades gubernamentales que cumplir a la hora de realizar el mantenimiento.
Estas se rigen por el “type certificate data sheet” del fabricante en donde se encuentran
todas las especificaciones que hay que llevar a cabo en el mantenimiento del motor. Es
decir, cuando hay que realizar una revisión en función de las horas de vuelo, cuando se
debe cambiar ciertas partes del motor, etc. Además, estas organizaciones tienen una
función proactiva a la hora del mantenimiento en la cual, si detectan que un tipo de motor
tiene un problema que siempre resulta de la misma operación o debido a un número
particular de horas de vuelo, estas organizaciones deben reportarlo de forma oficial. De
tal manera que el productor lo sepa y lo haga constar en un nuevo manual para futuros
usuarios y para aquellos que ya dispongan del motor, pero aun no lo sepan. En la página
oficial de EASA también podemos encontrar los “type certificate data sheet” de todos
los motores.
Sin embargo, estas organizaciones si están reguladas por EASA. Dicha regulación se
encuentra en lo que se conoce como Anexo Parte 145 del Reglamento (UE) nº 1321/2014
de la Comisión Europea del 26 de noviembre de 2014. Es en este anexo donde se
encuentra toda la regulación relativa al mantenimiento de la aeronavegabilidad de las
aeronaves y productos aeronáuticos, así como los componentes y equipos y la aprobación
de las organizaciones y el personal que realizan dichas tareas. Dentro de estas
organizaciones nos encontramos con los centros CAMO que están regulados por la Parte
121 y son aquellos centros encargados de controlar que el mantenimiento se está
realizando correctamente y emitir el ARC (Awareness Review Certificate) que aprueba
que el funcionamiento del motor es correcto. En otras palabras, el ARC es lo que
conocemos como ITV en el mundo de la automoción.
1.4. Entorno medioambiental
La incidencia medioambiental de las emisiones GEI, tanto de la industria, la aviación,
como otras actividades, nos impulsan necesariamente a la búsqueda a través de la
tecnología de soluciones en las emisiones de residuos en general, para paliar sus efectos
negativos entre los cuales encontramos el conocido efecto invernadero que nos amenaza
13
desde el siglo pasado, según los registros que se están tomando desde hace años. Ya está
sobradamente acreditado que afectan a la salud humana y no solo eso, son los
responsables de la extinción de un 30 por ciento de las especies, la desaparición de los
glaciares y la elevación del nivel del mar con la inevitable desaparición de ciudades y
pueblos que quedarán debajo del mar. [4]
La Organización de Aviación Civil Internacional es una agencia de la Organización
de las Naciones Unidas creada en 1944 por el convenio sobre Aviación Civil
Internacional para estudiar los problemas de la aviación civil, y promover los
reglamentos, y normas, únicos en la aeronáutica mundial. Desde sus inicios, La OACI, y
sobre todo desde el último cuarto de siglo pasado, se ha ocupado de las emisiones de la
aviación al medio ambiente como un factor determinante en el desarrollo de la actividad
por su impacto en el mismo. Todo ello a pesar de que las emisiones de la aviación en CO2
y NOX, sean muy inferiores a otras actividades profesionales e industriales incluido otros
tipos de transportes. La OACI tiene un compromiso firme y muy determinante en el
control de las emisiones de gases efecto invernadero. Por ello, la Industria aeronáutica
desde sus orígenes ha trabajado en las soluciones tecnológicas, no solo en la seguridad de
las aeronaves, también en la reducción de emisiones GEI con desarrollos y mejoras en el
grupo propulsor, implementación de los procedimientos, aerodinámicas que mejoren los
rendimientos, nuevos materiales más ligeros, como soluciones necesarias.
En las mejoras medioambientales que se proponen desde la industria aeronáutica son
significativos y ha tener en cuenta los nuevos diseños implementando los avances
tecnológicos en ahorro de consumos energéticos, rendimientos del combustible,
investigación en combustibles alternativos y desarrollando biocombustibles, siendo
conscientes que hay una limitación tecnológica en la reducción de emisiones GEI. [5]
Desde 1997 con el protocolo de Kioto y 2015 con el acuerdo de París, todos los países
industrializados han puesto en su agenda como objetivo prioritario el control de las
emisiones de CO2 y demás gases de efecto invernadero. Estableciendo las medidas para
el control de las emisiones GEI para no poner en peligro la naturaleza de forma
irreversible. Sin embargo, en ambos tratados no se tuvo en cuenta las emisiones de CO2
del transporte aéreo ya que suponen algo más de un 2%, aproximadamente, de las
emisiones de CO2 a nivel mundial, frente a otros medios de transporte (camiones, motos,
vehículos, etc.) que suponen un 52% y las industrias u otras actividades que superan el
39%. Aún así, es necesario actuar ya que las previsiones de crecimiento de la actividad
aeronáutica son muy elevadas debido a su importancia en el desarrollo económico. Por
14
ello, el 6 de octubre de 2016, con ayuda de la OACI, se llegó a un acuerdo mundial para
tener en cuenta al transporte aéreo y acabar con su omisión en el acuerdo de Paris de
2015, implementando un sistema de venta de bonos de carbono que ya fue propuesto en
el protocolo de Kioto.
La OACI ya establecía la normativa y recomendaciones de protección del medio
ambiente de forma expresa referido a las emisiones de los motores en su Anexo 16 del
convenio de Chicago. Esta ha orientado las actuaciones para la reducción de emisiones
GEI en tres direcciones:
- La tecnología con desarrollo de motores limpios y eficientes, además de diseños
más aeronáuticos.
- La operativa con una gestión más eficiente en los tránsitos aéreos.
- Todo lo relacionado con criterios de mercado, como desarrollo de la actividad en
todas sus áreas.

1.5. Entorno socioeconómico

La aviación ha supuesto un factor determinante a la hora de la globalización
permitiendo un gran desarrollo tanto a nivel económico como social, facilitando las
relaciones entre personas y empresas. La importancia de la aviación a nivel económico y
social fue analizada en el 2009 con vistas al año 2026 por El Oxford Economics,
encargado por AIRBUS con ayuda de British Airways e EasyJet. En dicho estudio, se
analizó los flujos de pasajeros y mercancías, la eficiencia, la productividad, el comercio,el turismo, la situación económica social, así como las inversiones. Concluyendo con que
la contribución de la industria aeronáutica sería de 50 millones de puestos de trabajo y
3,6 billones del Producto Interior Bruto (PIB) mundial para el año 2026, lo cual tiene un
importante impacto económico. Por aquel entonces también lo tenia, pues sus cifras eran
de 430.000 millones del PIB mundial, siendo de mayor tamaño que el de la industria
farmacéutico o la textil. [6]
En 2018 se realizó otro estudio con vistas al 2036 por el Grupo de Acción del
transporte aéreo (ATAG, siglas en inglés), en el cual se decía que el sector de la aviación
civil suponía una creación de 65,5 millones de puestos de trabajo y una contribución de
casi tres billones de dólares a la economía global. En palabras de Michael Gill, director
ejecutivo de ATAG:
15
“Más de 10 millones de mujeres y hombres trabajan en la industria para garantizar que
12 millones de pasajeros en 120.000 vuelos diarios viajen seguros hasta sus destinos. La
amplia cadena de suministro, los beneficios y el impacto sobre el turismo que tiene el
transporte aéreo demuestran que la industria genera, al menos, 65,5 millones de empleos
y aporta el 3,6% de la actividad económica mundial.”
Los resultados obtenidos de cara al 2036 se estimaban en 97,8 millones de empleos y 5,7
billones de dólares. Todo ello siempre y cuando no prosperen medidas proteccionistas
que ciertos gobiernos están llevando a cabo en la actualidad, lo cual se traduciría en una
diferencia de 12 millones de empleos y 1,2 billones de dólares menos. [7]
Esta importancia de la aviación a nivel socioeconómico se puede ver reflejada en el
aeropuerto de Londres, Heathrow. Dicho aeropuerto es el empleador más grande del país
en relación a una única localización y supone un núcleo importante de la economía del
país aportando, en el 2016, 23.000 millones de libras. Además, la ampliación de este
aeropuerto se traducirá en 180.000 empleos nuevos y en un aumento de su capacidad de
44,5 millones de pasajeros más anualmente.
La importancia de la aviación actualmente, también se puede obtener mediante el estudio
de otras industrias y regiones del mundo, de donde se podría apreciar las consecuencias
que conlleva su desarrollo, pues esta claro que existe una dependencia de otros sectores
de la aviación para su propio desarrollo.

16
2. CICLO BRAYTON
El ciclo Brayton, también llamado ciclo Froude o Joule, es un ciclo termodinámico
cuyo esquema básico consta de una compresión adiabática, seguido de un calentamiento
isobárico y acaba en una expansión adiabática. Hoy en día está asociado a las turbinas de
gas la cual tiene muchas aplicaciones debido a la gran capacidad de generación de trabajo.
La generación eléctrica y la aviación son sus principales campos de aplicación. En el área
de generación eléctrica nos lo encontramos en sistemas de emergencia, debido a su gran
capacidad de reacción rápida, como en el ciclo combinado (brayton más rankine). Y en
la aviación lo podemos ver en la mayoría de los aviones tanto militares como comerciales.

2.1. Historia
Es en 1971 cuando se ve por primera vez el ciclo Brayton en la máquina de gas de
John Barber. Pero la máquina de Barber no triunfó y fue olvidada ya que constaba de un
sistema de compresión muy poco eficaz que no llegaba a comprimir más de 2 atmósferas.
Además, dicha máquina tenía unas pérdidas de calor considerables en la etapa de
calentamiento que junto al problema de compresión hicieron de la máquina de Barber un
fracaso.
Fue en los años 1840 cuando el físico James Prescott Joule desarrollo el ciclo Brayton
de forma teórica y tras su estudio termodinámico establecía que para poder obtener
potencias elevadas era necesario un consumo de combustible cuantioso o un sistema de
compresión considerable. Estas conclusiones se debían a que el estudio se basaba en un
flujo discontinuo en donde la compresión era realizada por sistema de pistón. Es por ello
por lo que el primer motor basado en dicho ciclo, el Ready Motor de George Brayton,
tenía problemas en el calentamiento ya que no se podía asegurar una presión constante.
[8]
Es en el siglo XX cuando se empieza a desarrollar la turbina de gas solucionando el
problema de George Brayton en la etapa de compresión, transformando su ciclo
discontinuo en uno continuo donde la admisión y expulsión de gas en vez de ser
intermitente es continua. Para ello, en vez de emplear un sistema de pistón en la
compresión, se utiliza un compresor que confiere al gas energía cinética mediante unos
álabes rotatorios y posteriormente son frenados por otros fijos transformando así la
energía cinética sobrante en presión. Esto es lo que permite la obtención de elevadas
potencias sin la necesidad de unas dimensiones elevadas.
17
2.2. Base teórica
El ciclo brayton representa el modelo básico de la planta de potencia de una turbina
de gas. Como ya se ha mencionado, está formada por tres componentes principales:
compresor, cámara de combustión y turbina. El funcionamiento de esta se basa en la
admisión de aire (punto 1) que es comprimido a elevados valores de presión (punto 2),
posteriormente este aire comprimido es mezclado con combustible para ser quemado en
la cámara de combustión a presión constante (punto 3) y finalmente el gas caliente
resultante entra en la turbina (punto 4) donde es expandido.

Fig. 4 Diagrama T-S de un ciclo brayton cerrado. [9]

El ciclo brayton esta regido por la termodinámica en donde hay que diferenciar entre
un sistema abierto y uno cerrado cuya diferencia es el intercambio de masa con el entorno,
en un sistema cerrado no hay intercambio mientras que en uno abierto si. Esta
diferenciación es importante, pues un ciclo brayton puede ser abierto o no lo cual tendría
diferencias en el balance de energía.
Para poder analizar un ciclo brayton hay que plantear previamente una serie de
hipótesis:
- El flujo de fluido es estacionario, es decir, este no varia con el tiempo:
𝑑
𝑑𝑡 = 0
- La variación de la energía cinética y la energía potencial son consideras cero ya
que su variación frente a la energía del flujo es despreciable.
- El fluido de trabajo, que es un gas, es considerado como gas ideal caloríficamente
perfecto.
18
- El proceso que tiene lugar en la cámara de combustión (proceso 2-3 en la Fig.4.)
es considerado isobárico.
- Los procesos que tiene lugar en la turbina (proceso 3-4 en la Fig.4.) y en el
compresor (proceso 1-2 en la Fig.4) son considerados adiabáticos e isoentrópicos
Por lo que si se realiza un balance de energía se obtiene:
&'
&(
= �̇� − �̇� + �̇�(h1 − h4) (2.1)

en donde se sabe que &'
&(
es la variación de la energía con el tiempo y es igual a cero ya
que es estacionario; �̇� es el calor obtenido en la cámara de combustión; �̇� es el trabajo
neto que desarrolla el ciclo que además es igual al trabajo obtenido en la turbina menos
el trabajo que consume el compresor;
�̇� = �̇�𝑡 − �̇�𝑐 (2.2)
�̇� es el gasto másico del fluido; y h1 y h4 son las entalpías por unidad de masa del fluido
en los puntos 1 y 4 del proceso. Despejando la fórmula 2.1 se llega a que el trabajo neto
también es igual a
�̇� = �̇� + �̇�(ℎ1 − ℎ4) (2.3)
Para la obtención de los valores de �̇�𝑡, �̇�𝑐 y �̇� se va a estudiar cada componente de
forma individual.
Primero está el compresor por lo que se realiza un balance de energía entre los estados 1
y 2
&'
&(
= −(−�̇�𝑐) + �̇�(ℎ1 − ℎ2) (2.4)
obteniendo que
�̇�𝑐 = �̇�(ℎ2 − ℎ1) (2.5)
Analizando la cámara de combustión, balance de energía entre los estados 2 y 3, se tiene
&'
&(
= �̇� + �̇�(ℎ2 − ℎ3) (2.6)
�̇� = �̇�(ℎ3 − ℎ2) (2.7)
Y finalmente con el balance de energía de la turbina, proceso entre los estados 3 y 4,se
consigue la expresión 2.9
&'
&(
= −𝑊𝑡̇ + �̇�(ℎ3 − ℎ4) (2.8)
𝑊𝑡̇ = �̇�(ℎ3 − ℎ4) (2.9)
Hay que destacar que este balance de energía es para un ciclo abierto, en el caso de que
fuese cerrado se tendría que el trabajo neto es igual a la diferencia entre el calor generado
19
en la cámara de combustión (proceso 2-3 de la fig.4) y el cedido al entorno (proceso 4-1
de la fig 4).
Al tratarse de un gas ideal caloríficamente perfecto se pueden poner todas estas
expresiones en función de las temperaturas. Se puede apreciar que las expresiones están
en función de las entalpias por unidad de masa en cada estado y la entalpia es una
magnitud termodinámica que indica la variación de energía de un cuerpo a presión
constante y se expresa como la suma de la energía interna y el producto del volumen por
la presión.
𝐻 = 𝑈 + 𝑃𝑉 (2.10)
Por un lado, se tiene la fórmula de los gases ideales
𝑃𝑉 = 𝑛𝑅𝑇 (2.11)
Y por otro lado se tiene que la energía interna al tratarse de un gas ideal solo depende de
la temperatura porque no se tiene en cuenta la interacción entre las moléculas, teniendo
solamente energía cinética ya que las colisiones entre partículas son elásticas y por tanto
esta solo depende de la temperatura. De este modo, la energía interna se puede expresar
como
𝑈 = 𝑛𝐶𝑣𝑇 (2.12)
en donde Cv es el calor específico a volumen constante. Sustituyendo la expresión 2.12
y 2.11 en la 2.10 se obtiene
𝐻 = 𝑛𝐶𝑣𝑇 + 𝑛𝑅𝑇 (2.13)
pudiendo apreciar que la entalpía es una función que depende de la temperatura.
Finalmente, si se aplica la ley de Mayer
𝐶𝑝 = 𝐶𝑣 + 𝑅 (2.14)
donde Cp es el calor específico a presión constante, se tiene que la entalpía es
𝐻 = 𝑛𝐶𝑝𝑇 (2.15)
por lo que las expresiones 2.7, 2.3, 2.5 y 2.9 quedarían, respectivamente, como
�̇� = �̇�𝐶𝑝(𝑇3 − 𝑇2) (2.16)
�̇� = �̇�𝐶𝑝 (𝑇3 − 𝑇2) + �̇�𝐶𝑝(𝑇1 − 𝑇4) (2.17)
𝑊𝑐̇ = �̇�𝐶𝑝(𝑇2 − 𝑇1) (2.18)
𝑊𝑡̇ = �̇�𝐶𝑝(𝑇3 − 𝑇4) (2.19)
Además, en la expresión 2.2 se expresa el trabajo neto como una diferencia del trabajo de
la turbina y el compresor, entonces aplicando las expresiones 2.18 y 2.19 se llega a que
la expresión 2.2 es
20
�̇� = �̇�𝐶𝑝(𝑇3 − 𝑇4) − �̇�𝐶𝑝(𝑇2 − 𝑇1) (2.20)
En cuanto al rendimiento del ciclo, este es igual a la división entre lo que se obtiene del
sistema y lo que se aporta al sistema, es decir, al cociente entre el trabajo neto y el calor
aportado en la cámara de combustión
𝜂 = Ċ
Ḋ
= EFG(HI J HK) L EFG(HM J HN)
EFG(HI J HK)
= 1 − HN J HM
HI J HK
(2.21)
Otra forma de expresar el rendimiento es mediante la relación de compresión. En el
diagrama T-s de la figura 4 se puede apreciar que los procesos 2-3 y 4-1 son isobáricos,
esto significa que son procesos a presión constante. Por otro lado, se sabe que los procesos
1-2 y 3-4 son adiabáticos lo que significa que no hay transferencia de calor, por lo que
aplicando el primer principio de la termodinámica tenemos
Δ𝑈 + 𝑊 = 𝑄 = 0 (2.22)
que junto a la expresión 2.12 y a la del trabajo
𝑊 = 𝑃Δ𝑉 (2.23)
y sustituyendo estas dos en la 2.22, si despejamos obtenemos la siguiente expresión
𝑛𝐶𝑣𝑑𝑇 = −𝑃Δ𝑉 (2.24)
Despejando P mediante la fórmula de los gases ideales y aplicando la ley de Mayer se
obtiene
&H
H
= (PJM)&Q
Q
(2.25)
en donde g es el cociente entre el calor específico a presión constante y el calor
específico a volumen constante. Si se resuelve la ecuación 2.25 y se integra entre dos
puntos 1 y 2 se llega a la siguiente expresión
HK
HM
= (QM
QK
)(PJM) (2.26)
Y volviendo a aplicar la fórmula de los gases ideales, la ecuación 2.26 queda
HK
HM
= (RK
RM
)
STU
S (2.27)
es decir, se obtiene una relación de temperaturas en función de la relación de compresión
a la cual se denomina P. Volviendo al rendimiento, si se saca factor común a T1 y a T2
𝜂 = 1 −
HM(VWVUJM)
HK(VXVYJM)
(2.28)
que junto a la expresión 2.27, sabemos que
HK
HM
= HI
HN
= Π
STU
S (2.29)
21
por lo que si despejamos la expresión 2.29 y la aplicamos en la 2.28 obtenemos el
rendimiento del ciclo en función de la relación de compresión
𝜂 = 1 − M
[
STU
S
(2.30)
Todos estos cálculos son obtenidos considerando que los procesos son reversibles, es
decir, procesos ideales. Además, tampoco hemos tenido en cuenta el rendimiento del
compresor y la turbina que son iguales al cociente entre el trabajo ideal y el real y el
trabajo real entre el ideal, respectivamente. Las diferencias al tener en cuenta estos
rendimientos son las temperaturas a la salida de ambos y la de salida de la cámara de
combustión. T2 y T4 real se calcularían mediante el rendimiento y la formula 2.29 y la
T3 real mediante la formula 2.16 con la T2 real
𝜂𝑐 = C\
C]
(2.31)
𝑇2𝑟 = 𝑇1 + HK J HM
_`
(2.32)
𝜂𝑡 = C]
C\
(2.33)
𝑇4𝑟 = 𝑇3𝑟 − 𝜂𝑡(𝑇3 − 𝑇4) (2.34)
esto se vería reflejado en un diagrama T-s de la siguiente manera:

Fig. 5 Diagrama brayton ideal (negro) frente a uno real (azul). [10]

2.3. Variantes del ciclo brayton
El esquema básico de un ciclo brayton es abierto, es decir sin unir la salida de la
turbina con la entrada del compresor, como el de la figura 2. En el cual el flujo de trabajo
no es el mismo, sino que continuamente se esta admitiendo y expulsando. La diferencia
22
con uno cerrado, aparte del hecho de que la turbina y el compresor están unidos es el uso
de un intercambiador en vez de cámara de combustión debido a que el flujo de trabajo es
el mismo. Es decir, la generación de calor no se hace mediante la combustión de la mezcla
combustible y gas, sino aparte y el calor generado es transferido a nuestro gas. En cuanto
al cálculo del rendimiento es la misma fórmula y la diferencia en el diagrama T-s es
únicamente la unión del punto cuatro con el uno.
2.3.1. Ciclo con recalentamiento

Esta variante se basa en la adición de una segunda cámara de combustión y una
segunda turbina.

Fig. 6 Esquema ciclo brayton con recalentamiento. [11]

Se utiliza para un aumento del trabajo generado, en donde la primera turbina suele
generar el trabajo para el funcionamiento del compresor y la segunda turbina nos
proporciona el trabajo que queremos aprovechar en otras aplicaciones. Para poder obtener
este aumento del trabajo neto se requiere un aporte mayor de calor debido a la segunda
cámara de combustión.

Fig. 7 Diagrama T-S de un ciclo brayton cerrado con recalentamiento. [12]
23

Dicho aporte de calor es mayor al trabajo obtenido como se puede apreciar en el
diagrame T-s, lo que implica una bajada del rendimiento ya que el cálculo de este se
resume en el cociente entre el trabajo neto obtenido y el calor aportado.
𝜂 = (Ha – Hc) L (HI – HN) – (HK – HM)
(HI – HK) L (Ha JHN)
(2.35)

2.3.2. Ciclo con interenfriamiento
En esta variante se añade un refrigerador tras el compresor seguido de un segundo
compresor.

Fig. 8 Esquema ciclo brayton con interenfriamiento. [13]
El objetivo de esta variante es una reducción del trabajo consumido en la etapa de
compresión mediante un enfriamiento intermedio en la etapa, de tal manera que en vez
de realizar una compresión grande, se comprime en dos veces menores requiriendo así
menor consumo de trabajo.

Fig. 9 Diagrama T-S de un ciclo brayton cerrado con interenfriamiento.

24
Al igual que en el ciclo con recalentamiento, esta variante también requiere un mayor
aporte de calor. Como podemos ver en el diagrama T-s, el calor aportado en caso de una
sola compresión sería la línea entre el corte de la línea de la primera compresión con la
del calor aportado hasta el inicio de la expansión. Mientras que si se utiliza un
interenfriamiento el calor que hay queaportar sería la línea desde la segunda compresión
hasta el inicio de la expansión, siendo esta mucho mayor. Entonces, en esta variante
también hay un rendimiento peor, a pesar del aumento del trabajo neto generado.
𝜂 = (HaJ Hc) J (HN JHI) J (HKJ HM)
(Ha J HN)
(2.36)
2.3.3. Ciclo con regeneración
En esta variante se emplea un intercambiador justo antes de la cámara de combustión
y que está unido con los gases de escape de la turbina.

Fig. 10 Esquema ciclo brayton con regeneración. [12]
El objetivo es el aprovechamiento de la temperatura de los gases de escape para
calentar el gas, de tal manera que el aporte de calor por la cámara de combustión sea
menor.

Fig. 11 Diagrama T-s de un ciclo brayton cerrado con regeneración. [12]
25
En cuanto al trabajo neto generado es el mismo que en un ciclo brayton normal, sin
embargo, el rendimiento es mayor ya que al tener el mismo trabajo neto y aplicar menor
calor, el cociente entre estos es mayor. Por otro lado, hay que tener en cuenta que al
tratarse de un intercambiador la temperatura en el estado 5 no puede ser mayor a la de los
gases de escape, estado 4. Y la temperatura a la salida del intercambiador, estado 6, es
como mínimo la temperatura del estado 2.
𝜂 = (HI J HN) J (HK J HM)
(HI J Ha)
(2.37)

26
3. MOTOR TURBOHÉLICE
Son un tipo de turbina de gas cuyo objetivo es el movimiento de una hélice. En este
tipo de motores de avión, el empuje es realizado por las hélices y los gases de escape,
aunque el empuje generado por estos es poco en comparación al generado por las hélices.
De tal manera que cuanto mayor sea la potencia que desarrolla, mayor será el empuje que
obtenemos de la hélice. Este tipo de motor suele usarse en aviones de tamaño pequeño y
mediano debido a su elevado gasto de combustible frente a un motor turborreactor.
Además, son motores de aviones que no vuelan a velocidades muy altas, como son los de
transporte militar y civil a escala regional. El motor que se va a estudiar es un motor
General Electric CT7-9C. Este motor esta formado por un compresor de 5 etapas axiales
y 1 centrífuga, una turbina de dos etapas y una cámara de combustión anular.
3.1. Cálculo del trabajo neto máximo
A la hora del cálculo del trabajo neto desarrollado se ha visto, en el capítulo 2, que es
la diferencia entre el trabajo generado por la turbina y el consumido por el compresor,
que expresado por unidad de masa es
Ċ
Ė
= (ℎ3 − ℎ4) − (ℎ2 − ℎ1) (3.1)
y como el calor específico Cp es constante, se puede expresar en función de las
temperaturas.
Ċ
Ė
= 𝐶𝑝[(𝑇3 − 𝑇4) − (𝑇2 − 𝑇1)] (3.2)
Si trasladamos esta expresión al diagrama T-S, se puede apreciar como es la
diferencia entre el área de la función del trabajo desarrollado y el área de la función del
trabajo consumido, siendo la resultante el área del ciclo. Por lo que, el trabajo neto
desarrollado máximo se puede calcular si se consigue maximizar el área.
En un motor turbohélice se conocen ciertos datos de partida como son el estado 1, ya
que es la entrada al compresor y el gas utilizado es el aire de la atmósfera. Por razones de
los materiales empleados se conoce cual será la temperatura máxima, es decir, la del
estado 3, postcombustión. A estos datos hay que añadir que los procesos de compresión
y expansión son dos procesos isoentrópicos, mientras que el de combustión se trata de un
proceso isobárico. Es decir, se conoce T3, T1 y P1 y además, se sabe que P1 es igual a
P4 y P2 es igual a P3.
Sacando factor común a T1 la expresión del trabajo neto por unidad de masa sería
Ċ
Ė
= 𝐶𝑝𝑇1(HI
HM
− HN
HM
− HK
HM
+ 1) (3.3)
27

de la cual los únicos datos que no se conocen son las temperaturas de los estados 4 y 2,
Ċ
Ė
= 𝐶𝑝𝑇1(HI
HM
− HN
HM
HI
HI
− HK
HM
+ 1) (3.4)
sin embargo, si se conoce la relación entre las temperaturas, expresión 2.27, que
sustituyendo nos permite expresar el trabajo neto por unidad de masa de la siguiente
manera
Ċ
Ė
= 𝐶𝑝𝑇1[(1 + HI
HM
− HI
HM
(GM
GK
)
STU
S − (GK
GM
)
STU
S )] (3.5)
En la expresión 3.5 se tiene expresado el trabajo neto por unidad de masa en función
de las temperaturas de los estados 1 y 3, de la relación de compresión y de las propiedades
del gas empleado, todas conocidas y constantes menos la relación de compresión, por lo
que el trabajo neto por unidad de masa depende solamente de la relación de compresión.
De tal manera que hay que hallar cual es la relación de compresión que nos permita
obtener el trabajo neto por unidad de masa máximo con las constantes conocidas. Para
ello, se hará el análisis de la función, es decir, derivamos el trabajo neto por unidad de
masa respecto de la relación de compresión
f(Ċ Ėg )
f(GK GMg )
= f
f(GK GMg )
(𝐶𝑝𝑇1[(1 + HI
HM
− HI
HM
(GM
GK
)
STU
S − (GK
GM
)
STU
S )])

f(Ċ E)̇h
f(GK GMg )
= 𝐶𝑝𝑇1(P J M
P
)[HI
HM
(GM
GK
)
YSTU
S − (GK
GM
)J
U
S] (3.6)
igualando la derivada a cero y despejando la relación de compresión se obtiene
GK
GM
= (HI
HM
)
S
Y(STU) (3.6)
Finalmente, hay que estudiar el signo de la segunda derivada para determinar si el
trabajo neto por unidad de masa es máximo cuando se cumple la expresión 3.6

fY(Ċ E)̇h
f(GK GMg )
Y
= f
f(GK GMg )
(𝐶𝑝𝑇1(P J M
P
)[HI
HM
(GM
GK
)
YSTU
S − (GK
GM
)J
U
S])

fY(Ċ E)̇h
f(GK GMg )
Y
= 𝐶𝑝𝑇1(PJM
P
)[− KPJM
P
HI
HM
(GM
GK
)
XSTU
S + M
P
(GK
GM
)J
UiS
S ] (3.7)
pudiendo observar que el signo de la derivada depende de lo expresado entre corchetes.
Analizando cada término de los corchetes, se puede apreciar que el primer término es
mayor que el segundo por lo que el signo de esta derivada es negativo y se confirma que
el trabajo neto es máximo si se usa una relación de compresión como la de 3.6.
28
Si se traduce a datos reales, un avión que vuela a unos 22000 ft va a tomar aire que
se encuentra a una temperatura de -29ºC y una presión de 0,42 atm, aproximadamente.
Además, los motores GE CT7-9C tienen una temperatura a la salida de la cámara de
combustión de 1354ºC. Para los cálculos se considerará un coeficiente de dilatación
adiabática de 1,4. Por lo que, empleando la fórmula 3.6 obtendríamos que el máximo
trabajo neto se conseguiría con una relación de compresión de 27,67. Es decir, se ha
aumentado la relación de compresión en un poco más de 10 unidades, pues este tipo de
motor suele trabajar con una relación de compresión de 16. Las diferencias entre estas
dos condiciones de funcionamiento han sido evaluadas con el programa “cyclepad”,
obteniendo los siguientes diagramas T-S y los datos de ambos ciclos.

Fig. 12 Diagrama T-S con RC = 27,67.

Fig. 13 Diagrama T-S con RC = 16.
29
Se puede apreciar como el área del ciclo que está operando con una relación de
compresión de 27,67 es mayor y por tanto el trabajo neto desarrollado también, que se
puede ver en las propiedades del ciclo que el programa exporta.

Fig. 14 Propiedades del ciclo maximizado (izquierda) y normal (derecha).
3.2. Método para la mejora del trabajo neto
En la búsqueda de una mejora del trabajo desarrollado se han probado diferentes
configuraciones del ciclo, que ya fueron expuestas en el capítulo dos. Para ello, se ha
utilizado el programa Cyclepad realizando una representación simplificada, utilizando los
mismos datos reales de funcionamiento del motor en todas las configuraciones. Estos
datos son constantes en todas las configuraciones y son los del estado 1, la entrada al
compresor con una temperatura de -29ºC y una presión de 0,42 atm, la temperatura a la
salida de la cámara de combustión de 1354ºC, la presión del estado 4 que es la atmosférica
como en el estado 1 y un gasto másico de aire de 5 kg/s. Además, en todas las
configuraciones se han considerado los procesos como ideales, en dondeel compresor y
la turbina trabajan de forma adiabática e isoentrópica y la cámara de combustión trabaja
a presión constante.
La primera configuración realizada es la implementación de un recalentamiento,
considerando que la segunda cámara de combustión funciona igual que la primera, es
decir, calienta otra vez hasta 1354ºC. Además, en la expansión de la primera turbina se
ha estipulado que la expansión sea hasta una temperatura de 892ºC que es la temperatura
entre turbinas del GE CT7-9C. El diagrama T-S y las propiedades del ciclo obtenidas son
las siguientes

Fig. 15 Diagrama T-S del ciclo con recalentamiento.

Fig. 16 Datos del ciclo con recalentamiento.
En la segunda configuración se ha utilizado un interenfriamiento, considerando que
ambos compresores son iguales, es decir, trabajan con la misma relación de compresión
de 16. Por otra parte, se ha considerado que el refrigerador conseguía reducir la
temperatura del flujo a la misma que a la del estado inicial, -29ºC.

Fig. 17 Diagrama T-S con interenfriamiento.
31

Fig. 18 Datos del ciclo con interenfriamiento.
En la tercera configuración se ha implementado un recalentamiento y un
interenfriamiento juntos, teniendo en cuenta las mismas consideraciones que en los casos
anteriores. Es decir, el refrigerador enfría el flujo hasta una temperatura de -29ºC, los dos
compresores tienen la misma relación de compresión, las dos cámaras de combustión
calientan el flujo hasta una temperatura de 1354ºC y la primera turbina expande el flujo
hasta una temperatura de 892ºC.

Fig. 19 Diagrama T-S del ciclo con un interenfriamiento y un recalentamiento.
32

Fig. 20 Datos del ciclo con interenfriamiento y recalentamiento.

33
4. ANÁLISIS DE LOS RESULTADOS
4.1. Análisis de los resultados

TABLA 1. RENDIMIENTO, POTENCIA NETA Y CALOR APORTADO POR CADA MOTOR
Motor Rendimiento (%)
Potencia neta
desarrollada (kW)
Calor empleado
(kW)
Normal 54,71 2987 5459
Maximizado 61,27 3064 5000
Recalentamiento 49,36 3839 7777
Interenfriamiento 64,66 3529 5459
Recalentamiento
+ interenfrimiento
66,66 5184 7777

Fig. 21. Gráfico de barras de la potencia neta desarrollada y el calor aportado al sistema del motor
normal, maximizado, con recalentamiento, con interenfriamiento y con recalentamiento e
interenfriamiento ordenados de izquierda a derecha respectivamente.
0
1000
2000
3000
4000
5000
6000
7000
8000
9000
1 2 3 4 5
Potencia neta calor suministrado
34

Fig. 22. Gráfico de barras del rendimiento de cada tipo de motor.
4.1.1. Ciclo con el trabajo neto maximizado
En el primer caso estudiado, maximización del trabajo neto, se ha obtenido la mejora
del trabajo neto en 77kW respecto al obtenido en caso de actuación normal. Por otro lado,
la cantidad de calor aportado al sistema para conseguir el aumento de temperatura es
bastante menor, pasando de necesitar 5459kW a 5000kW. Estos cambios suponen un
aumento del rendimiento térmico, aumentándolo en un 6,56% ya que hemos generado
más trabajo consumiendo menos, se puede observar en el diagrama T-S que la distancia
entre el estado 2 y 3 es más corta que en el diagrama de funcionamiento normal.
Las consecuencias de estos cambios a nivel medioambiental son muy positivas, ya
que se estaría contribuyendo al objetivo de la reducción de gases de efecto invernadero
(GEI). Se conseguiría reducir las emisiones de CO2 pues se esta aplicando menor calor,
es decir, se consume menos combustible. Esto además implicaría un ahorro económico
considerado a largo plazo para una compañía aérea, pues partiendo de que entorno a un
tercio del presupuesto de una compañía está destinado a la compra de combustible, la
cuenta de resultados sería positiva con este ahorro de costes. Pero la implementación de
esta mejora supondría una inversión en I+D para el desarrollo de un compresor capaz de
tener una relación de compresión de 27,67 en condiciones de operación normales y unas
dimensiones y peso aptos para la aviación. Esto conllevaría a un encarecimiento del
precio del motor (inversión), pero teniendo en cuenta el ahorro de dinero en combustible
(gasto variable permanente), se podría considerar como una inversión a largo plazo por
parte de una compañía aérea, que se amortizaría con el menor gasto.
0
10
20
30
40
50
60
70
normal maximizado reca inter reca+inter
Rendimiento
35
4.1.2. Ciclo con recalentamiento
En este caso, también se ha conseguido una mejora del trabajo neto desarrollado,
pasando de 2987 kW a 3839 kW, consiguiendo un aumento de 852 kW. Además, al
emplear un recalentamiento respecto al ciclo original, se puede deducir que la cantidad
de calor aportado va a ser mayor, obteniendo un aumento del calor de 2318 kW. Es decir,
que para dicho aumento se esta empleando más del doble de potencia en forma de calor,
por lo que el rendimiento va a ser menor, pasando de un rendimiento térmico de 54,71%
a uno de 49,36%.
La implementación de esta configuración supondría la adición de otra cámara de
combustión y de una turbina como la primera etapa de la turbina original, ya que el motor
inicial consta de una turbina de dos etapas y tienen una temperatura entre turbinas igual
a la que se estipulo en la primera expansión del ciclo. Por lo que el coste de dicho motor
solo se ve aumentado en términos de producción y montaje pues los dispositivos
empleados ya están desarrollados. Sin embargo, para una compañía aérea si tendría costes
importantes debido al aumento de combustible necesario para conseguir la aportación
extra de calor. Esto tendría un impacto económico para los usuarios, aumentando el precio
de un billete y por tanto se vería afectado el turismo lowcost. En cuanto a nivel
medioambiental, esta mejora del trabajo neto desarrollado tendría un impacto muy
negativo debido al considerable aumento del calor aportado, empeorando la
contaminación de GEI. Lo cual obligaría a la compra de bonos de carbono a aquellas
compañías que excediesen sus emisiones de CO2.
4.1.3. Ciclo con interenfriamiento
La implementación de un interenfriamiento ha supuesto un aumento del trabajo neto
desarrollado a 3529 kW manteniendo el mismo aporte de calor que en funcionamiento
normal. Por tanto, el rendimiento térmico, al aumentar el trabajo neto sin variar el aporte
de calor, aumenta obteniendo 64,66% de rendimiento, casi un 10% más que operando en
condiciones normales.
Al igual que aplicando un recalentamiento, en este caso los gastos que conlleva esta
mejora son de producción y montaje pues el segundo compresor empleado es igual al
primero por lo que no es necesario el desarrollo de nueva tecnología. Por otra parte,
hemos contribuido al efecto de GEI reduciéndolos, ya que estamos generando más trabajo
con el mismo combustible y esto se ve reflejado en el aumento del rendimiento térmico.
36
4.1.4. Ciclo con interenfriamiento y recalentamiento
En el estudio de la combinación de un interenfriamiento y un recalentamiento se ha
conseguido aumentar la generación de trabajo neto en 2197 kW, es decir, se generan
5184kW. Pero para poder lograr dicho aumento se necesita un aporte de calor al sistema
de 7777 kW, en este caso, el aumento del trabajo neto requiere un aporte extra de calor
del mismo orden. En cuanto al rendimiento térmico, con esta nueva configuración se
adquiere un aumento del rendimiento en casi un 12%, por lo que respecto al caso normal
se esta realizando un mejor aprovechamiento del combustible.
Esta mejora supondría el desarrollo de un motor del doble de tamaño ya que se están
empleando un compresor una cámara de combustión y una turbina adicional, lo cual
podría suponer un problema en cuento a cuestiones de diseño-peso.
Con esta implementación no se estaría contribuyendo al impacto medioambiental ya
quese está aportando más calor, sin embargo, se consigue un aumento considerable de la
potencia. Dicho aumento de potencia se vería traducido a la realización de un vuelo en
menor tiempo contribuyendo, en cierto modo, a una mejor globalización. Por otro lado,
el desarrollo de este motor supondría un aumento de su precio considerable, respecto del
original, debido a todos los dispositivos que conlleva, sumado al coste adicional que
implica un mayor gasto de combustible. Todo esto se vería reflejado en un aumento del
precio para el usuario, situándole en el dilema de pagar más por menos tiempo o pagar
menos por más tiempo.
4.2. Análisis de coste
Al tratarse de un avión turbohélice el tipo de combustible que utiliza es un jet A-1,
cuyo nombre químico es queroseno hidrodesulfurado. Para poder realizar un análisis de
coste se necesita saber ciertas propiedades de dicho combustible, por lo que se ha decidido
usar el combustible que desarrolla la empresa argentina YPF S.A. (Yacimientos
Petrolíferos Fiscales), ya que se pueden encontrar los datos técnicos en internet de manera
sencilla.

TABLA 2. PROPIEDADES DEL COMBUSTBLE JET A-1 DE YPF S.A.
Densidad (kg/L) 0,775 – 0,840
Calor de combustión (kJ/kg) 42800

37
Con estos datos se puede ver el coste del combustible necesario de cada motor en función
del tiempo, pues sabiendo la potencia que consume y el calor de combustión del
combustible se obtiene el gasto másico de combustible.
Para poder obtener la cantidad de combustible empleada por cada motor los cálculos
son muy sencillos. Se sabe que un kW equivale a un kJ por segundo y como se conoce el
calor de combustión, el cálculo del gasto másico es directo. Por otro lado, ya se comentó
que este tipo de motores son empleados en aviones que realizan vuelos a nivel regional,
es decir, aviones de tamaño mediano-pequeño. Por esta razón se va a realizar el estudio
de coste tras una hora y media de funcionamiento, lo que conllevaría aproximadamente
un viaje de ese tipo.

TABLA 3. CANTIDAD DE COMBUSTIBLE EMPLEADO POR CADA MOTOR DURANTE UNA
HORA Y MEDIA DE FUNCIONAMIENTO
Motor Normal Maximizado Recalentamiento Interenfriamiento
Recalentamiento
+
Interenfriamiento
Cantidad
de
combustible
(kg)
688,75 630,84 981,21 688,75 981,21

Finalmente, en internet se puede obtener el precio del combustible actualizado. En
nuestro caso se ha cogido como referencia el precio al que estaba en agosto, el más
actualizado, y según indexmundi siendo el coste del combustible de 1,62 €/galón, que
traducido a litros es 0,264 €/L. Hay que destacar que este precio tan bajo en comparación
con el de combustible de coches se debe a los impuestos, pues el combustible de avión
no está sometido a ellos. De tal manera que con el coste y la densidad del combustible se
obtienen los siguientes datos:

TABLA 4. COSTE DEL COMBUSTIBLE EMPLEADO POR CADA MOTOR TRAS UNA HORA Y
MEDIA DE FUNCIONAMIENTO
Motor Normal Maximizado Recalentamiento Interenfriamiento
Recalentamiento
+
Interenfriamiento
Calor
aportado
(kJ)
29478600 27000000 41995800 29478600 41995800
Coste (€) 365,03 334,33 520,02 365,03 520,02

Se puede ver como el motor normal y el que tiene un interenfriamiento consumen lo
mismo ya que tienen el mismo aporte de calor al igual que el motor con recalentamiento
y el que tiene recalentamiento e interenfriamiento. Se observa que la diferencia de coste
es mínima entre el normal o interenfriamiento y el maximizado, suponiendo una
diferencia en el coste de 30€, mientras que si comparamos el normal y el de
recalentamiento o recalentamiento más interenfriamiento la diferencia es de 155€. Si
estos datos se exportan a una gráfica, se puede apreciar como la relación entre el calor
aportado tras una hora y media de funcionamiento y el coste de combustible es lineal

Fig. 23. Gráfica de la relación entre el calor aportado y el coste de combustible tras una hora y media de
funcionamiento.
0
100
200
300
400
500
600
0 10000000 20000000 30000000 40000000 50000000
39
Para poder ser más realista a la hora de evaluar, se ha considerado la realización de
tres vuelos diarios trabajando veinte días al mes, obteniendo un total de 1080 horas de
vuelo al año. Traducido a costes del combustible empleado se tiene lo siguiente:
TABLA 5. COSTE DEL COMBUSTIBLE EMPLEADO POR CADA MOTOR TRAS 1080 HORAS DE
VUELO
Motor Normal Maximizado Recalentamiento Interenfriamiento
Recalentamiento
+
Interenfriamiento
Coste
(€)
262818 240717,60 374415,84 262818 374415,84

Observando como la diferencia entre el normal o con interenfriamiento y el maximizado
es mínima, 22000€ aproximadamente, frente a la diferencia con el de recalentamiento o
recalentamiento e interenfriamiento, 111000€ aproximadamente.
Por otro lado, se ha evaluado el coste del consumo en función de la energía, viendo
cuanto es el coste para cada caso a la hora de desarrollar la misma cantidad de energía,
ya que en el caso anterior se hizo en función del tiempo y por ese motivo, los que mayor
cantidad de calor aportan son los que mas coste de consumo tienen. Para realizar esta
evaluación se ha tomado una energía desarrollada de 16129800kJ, que es la cantidad de
energía que ofrece el motor normal en un vuelo de una hora y media. En este caso, primero
se tiene que hallar el tiempo que tarda en desarrollar esa cantidad de energía cada motor
mediante el cociente entre la energía y la potencia neta que desarrolla cada uno. A la hora
de realizar los cálculos se han utilizado los mismos datos del combustible anteriormente
empleados. Los datos obtenidos se pueden ver a continuación, apreciando como hay una
relación lineal entre el calor aportado para el desarrollo de 16129800kJ de energía y el
coste de combustible es lineal.

40
TABLA 6. TIEMPO EMPLEADO, CALOR APORTADO Y COSTE DE COMBUSTIBLE A LA
HORA DE DESARROLLAR 16129800kJ DE ENERGÍA
Motor Normal Maximizado Recalentamiento Interenfriamiento
Recalentamiento
+
Interenfriamiento
Tiempo
empleado
(h)
1,5 1,46 1,17 1,27 0,86
Calor
aportado
(kJ)
29478600 26280000 32756724 24958549 24197811,46
Coste (€) 365,03 325,93 404,61 308,96 299,63

Fig. 24. Gráfica de la relación entre el calor aportado y el coste del combustible empleado para
el desarrollo de 16129800kJ de energía.
4.3. Presupuesto del TFG
En el presupuesto adjunto se ha recogido todo el dinero que se ha asignado para
garantizar los gastos del proyecto durante el desarrollo del trabajo. A continuación, se
presentan los distintos tipos de gastos, en un cuadro simple, donde hemos estimado los
costes de toda la actividad desarrollada, tanto directos como indirectos, así como tenido
en cuenta las limitaciones periódicas de los gastos asignados al proyecto.

0
50
100
150
200
250
300
350
400
450
0 5000000 10000000 15000000 20000000 25000000 30000000 35000000
41
Para elaborar el presupuesto de la realización de este estudio hay que tener en cuenta
el salario de la mano de obra por la investigación y la simulación, el coste de las licencias
de los programas empleados, los desplazamientos al aeropuerto de Matacán donde han
proporcionado información y datos, la renta del alquiler de la zona de trabajo donde se ha
llevado a cabo la investigación y las simulaciones, así como los gastos que conlleva de
electricidad e internet, y el equipo informático para la realización de la investigación y
las simulaciones.

TABLA 7. DESGLOSE DEL COSTE DEL TFG

Tipo de coste Descripción Coste (€)
Mano de obra
Ingeniero junior:
15€/h empleando 360h
Ingeniero senior:
29€/h empleando 36h
6444
Renta alquiler 300€/mes durante 2 meses 600
Tarifa de internet 30€/mes durante 2 meses 60
Electricidad 0,2808 €/KWh, 360 horas 101,09
Equipo informático Macbook pro retina 13” (2014) 49,95
Software CYCLEPADLicencia gratuita 0
Software MICROSOFT
Pack office Home & student
2019
108,93
Desplazamiento + dieta
Factura de la gasolina y 30€ de
dieta
72
TOTAL 7435,97

NOTA:
• La mano de obra esta constituida por dos ingenieros debido a que el ingeniero
junior ha sido el encargado de realizar el trabajo y el ingeniero senior ha
supervisado y guiado el trabajo.
• Para el coste de Electricidad se ha considerado un valor medio entre hora
punta y valle de 0,2808 €/KWh, en tarifa de verano.
• En cuanto al equipo informático, hemos considerado una amortización del 25%
ANUAL, y prorrateado entre 12 meses, aplicándolo dos mensualidades. El
precio total del equipo informático es de 1199€.

42
5. CONCLUSIÓN
A la hora de evaluar la mejor opción, si se hace centrándose solamente en la potencia
neta desarrollada, se concluiría con que el mejor motor es aquel en el que se ha
implementado un recalentamiento e interenfriamiento, desarrollando una potencia neta
de 5184kW. Sin embargo, no se puede evaluar fijándose simplemente en un parámetro,
pues como ya se dijo en el apartado anterior, el primer problema que tiene esta
implementación es el coste que conllevaría ya que se trataría de desarrollar un motor del
doble de precio al normal, y hay que tener en cuenta que se esta hablando de millones.
Por otro lado, habría que ver su viabilidad en cuanto a estudios de aerodinámica y peso
ya que se están añadiendo un refrigerador, un compresor, una turbina y una cámara de
combustión, además se necesitaría más espacio para almacenar una cantidad mayor de
combustible. Mirando el aspecto medioambiental, que hoy en día es muy importante y
hay que tomar medidas o sino se llegará a un punto en el cual las medidas sean muy
drásticas o peor, que no haya solución, se está aumentando la cantidad de calor generado
en algo más de 2000 kW, un 36,64% más que en el caso normal y por tanto se esta
contaminando un 36,64% más. Finalmente, si se añaden los factores económicos,
expuestos anteriormente, que esto supondría, la implementación de un interenfriamiento
y un recalentamiento no es la mejor opción.
En cuanto al motor con recalentamiento, desde el punto de vista de funcionamiento
como máquina es el peor ya que tiene el rendimiento más bajo. Esto es debido a que para
generar una cantidad de potencia se tiene que aportar el doble de calor, lo cual se muestra
muy bien en el rendimiento. En cuanto a los aspectos medioambientales y los factores
económicos, esta implementación tiene las mismas consecuencias que en el caso de un
interenfriamiento y un recalentamiento, por lo que tampoco es la mejor opción.
Finalmente, se tiene el motor en el cual se ha maximizado la potencia neta en función
de la relación de compresión y el motor con interenfriamiento. Ambos motores tienen una
evaluación global positiva. En el caso del motor maximizado, se tiene una pequeña
mejora de la potencia neta desarrollado con una aportación menor de calor, es decir, con
un consumo menor de combustible obteniendo unos resultados, en cuanto al aspecto
medioambiental, muy positivos. El único inconveniente que tendría esta mejora es su
desarrollo, puesto que, como ya se comentó, requeriría una considerable inversión y
debería ser estudiada. En cambio, en el caso del motor con interenfriamiento, el desarrollo
no costaría tanto pues se trataría de añadir unos dispositivos que ya existen. En cuanto a
los resultados de este último, se ha obtenido una mejora considerable de la potencia neta
43
desarrollada con el mismo aporte de calor que el normal. Esto a su vez, tiene una mejora
medioambiental ya que se esta contaminando lo mismo, pero obteniendo mejores
resultados.
Recurriendo al análisis de coste, se obtenía que la diferencia de coste, realizando 1080
horas de vuelo al año, entre ambos modelos era de unos 22000€, lo cual haría del modelo
maximizado la mejor opción. Sin embargo, no se ha tenido en cuenta que el desarrollo de
una mayor potencia en un vuelo se traduce en menos tiempo de trayecto. De tal manera
que, si ambos modelos realizasen siempre el mismo trayecto de hora y media que
realizaba el normal, se obtiene que el maximizado lo haría en 1,46 horas y el modelo con
interenfriamiento en 1,27 horas como se muestra en la tabla 6. En número de vuelos
equivale a que el modelo maximizado realizaría 738 vuelos al año y el modelo con
interenfriamiento 850 vuelos al año, es decir, que la diferencia del gasto de combustible
sería compensada con la realización de más vuelos. Llegando a la conclusión de que la
mejor opción es la implementación de un interenfriamiento debido al coste que implicaría
el desarrollo del modelo maximizado.
Esta última consideración no se ha tenido en cuenta en los otros modelos debido al
impacto medioambiental que tenían ambos, el cual es muy determinante.

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6. BIBLIOGRAFÍA
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https://es.slideshare.net/jhonsuarezG/ciclo-otto-15120241.
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no. 56, 2008.
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combinado de dos niveles de presión”, Trabajo fin de grado, Dpto. Ingeniería Térmica y
de Fluidos, Universidad Carlos III de Madrid, Madrid, España, 2016. [En línea].
Disponible en: http://hdl.handle.net/10016/24128
[12] J. Sánchez, "Ciclos de potencias de gas abiertos, ciclos brayton", Universidad
Nacional Experimental Francisco de Miranda, 2009.
[13] M. E. Pósleman; F. A. Di Lello; G.F. Rodríguez, “Análisis de la turbina de aire
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de ingeniería, Mendoza, Argentina, 2005. [En línea]. Disponible en:
http://fing.uncu.edu.ar/academico/posgrados/energia/archivos/1_e1.pdf