Motores de Reação e Propulsão

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5. MOTORES DE REACCIÓN 
 
En los motores de reacción, la energía mecánica producida por el proceso de 
combustión aparece en forma de energía cinética de una corriente de fluido en 
lugar de presentarse como energía mecánica en un eje. 
 
Son aquellos tipos de motores en los que la propulsión se realiza mediante la 
reacción de una masa de gases, productos de una combustión, que salen al 
exterior en sentido contrario a la marcha del avión a gran velocidad, 
provocando el avance. 
 
Tipos: - Cohetes: motores de reacción autónomos, el propulsante está 
 asociado al propio motor (líquido ó sólido) 
 - Aerorreactores: motores de reacción no autónomos. El aire se toma del 
 exterior 
 
COHETES 
 
- Llevan el combustible y el comburente almacenados en depósitos. 
- No necesitan de aire exterior para que se produzca la combustión 
- Pueden funcionar donde no haya atmosfera. 
 
 
- Pueden utilizar como combustible cualquier producto que genere una reacción 
exotérmica convirtiéndose en gas (pólvora). 
- Aplicaciones militares y pirotécnicas. 
 
Se clasifican según que el combustible sea líquido o sólido (cohetes de 
propulsante líquido o sólido) 
 
La temperatura en la cámara de combustión depende de la temperatura 
adiabática de llama y la presión depende de la velocidad de reacción y de la 
geometría de la tobera. 
 
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Los cohetes de propulsante líquido en emplean en la actualidad como 
lanzadores espaciales, por su más fácil regulación. 
 
 
AERORREACTORES 
 
En este tipo de motores, el oxidante, es decir, el aire, se toma del medio 
ambiente que rodea el motor. En estos motores, la velocidad de salida de la 
tobera ca, es función de la velocidad de vuelo, u. 
 
Tipos: 
 1. Aerorreactores con compresor: 
 1.1. Turborreactor 
 1.2. Turbofan 
 1.3. Turbohélice 
 2.Aerorreactores sin compresor: 
 2.1. Estatorreactor. 
 2.2. Pulsorreactor. 
 
El fluido que evoluciona por la máquina térmica se toma del ambiente. 
 
• La energía cinética del fluido a la entrada se transforma en elevación de 
presión (compresión dinámica). 
• La potencia generada en la turbina es igual a la absorbida en el compresor 
h3 – h2 = h4 – h5. 
• El resto de energía se transforma en energía cinética a la salida del 
aeroreactor. 
 
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TURBOFAN TURBOHELICE 
En el turbofan y turbohélice la turbina produce energía no solo para comprimir 
sino también para accionar un elemento que sirve para propulsarse. 
 
 
ESTATORREACTOR PULSORREACTOR 
Estos sistemas solo realizan compresión dinámica del aire, sirven para 
elevadas velocidades. El pulsorreactor dispone de unas válvulas a la entrada 
para evitar que con la sobrepresión del proceso de combustión parte de los 
gases retrocedan hacia la entrada. 
 
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DETERMINACION DEL EMPUJE 
 
MOTORES COHETE 
 
Formados, básicamente, por una cámara de combustión y una turbina 
propulsiva. Los gases que salen de la cámara de combustión se expanden en 
una tobera, y se produce un aumento en la cantidad de movimiento que 
produce el avance y que conlleva la aparición de una fuerza de sentido 
contrario llamada empuje. 
 
Conocidos los gastos másicos de las sustancias que reaccionan (reductor y 
oxidante), se puede determinar la presión y temperatura de los productos de la 
combustión considerando: 
- Régimen estacionario: los gastos másicos de las sustancias que se 
introducen en la cámara de combustión coinciden con el gasto másico de 
los productos a través de la tobera de descarga. 
 El gasto másico en una tobera: 
 Donde: p0 y T0 son la presión y Tª en la cámara de combustión, y de 
 entrada a la tobera 
 As, es la sección de salida y φ es una función de las presiones de 
 entrada y salida 
 
- T0 es la Tª de combustión adiabática a p0, y depende de la composición 
de los productos de reacción. Esta reacción depende también de las 
reacciones de equilibrio químico cuyas ctes dependen de T0. Por 
aproximaciones sucesivas podemos determinar p0 y T0 y por tanto la 
velocidad de descarga ca. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
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- El empuje intrínseco (-E’i) es la resultante de las fuerzas que ejerce el 
fluido sobre la superficie interna del motor. 
El empuje real sería: (R’ son las fuerzas que actúan) 
Como el empuje intrínseco no se anula a motor parado, se define el empuje 
intrínseco modificado y el esfuerzo modificado: 
Y por tanto: 
Y en condiciones de diseño: pa = ps  E=Gca 
 
RENDIMIENTOS MOTOR COHETE 
 
Ecuación de la energía, si el motor se encuentra en reposo con respecto al 
observador (observador móvil en el cohete, u=0): 
 
energía energía energía 
química mecánica térmica 
 
Donde la energía total aportada en el proceso de combustión es igual a la 
energía mecánica del fluido más la variación de la energía térmica del 
propulsante a su paso por el motor. 
 
El rendimiento térmico: 
€ 
ηt =
ca
2
2Hp
, entre 0.40 y 0.45 
 
Ecuación de la energía, si el motor se mueve con velocidad u con respecto al 
observador: 
 
energía energía energía energ. Mec. Energía térmica 
térmica mecánica aprovechada residual 
 del propulsante por la propul. 
 
ENERGÍA APORTADA ENERGIA MECANICA 
 OBTENIDA 
 
El rendimiento del motor: 
Rendimiento propulsivo: 
 
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Rendimiento motopropulsivo: 
 
A velocidad de vuelo nula: 
 
 
 
AERORREACTOR 
 
 
Consideramos el volumen de control formado por el aerorreactor y el fluido 
incluido en las líneas de corriente que delimitan el fluido que entra del 
aerorreactor ( aire con una velocidad C0, u)hasta un punto por delante donde el 
flujo no está distorsionado. 
 
€ 
F∑ =
d mc( )
dt
+ GiCi∑ 
Asumiendo un proceso estacionario y que el combustible entra en el motor por 
el anclaje al ala de manera que la masa del motor no varia la variación de “mc” 
en el tiempo es nula. 
 
E: fuerza que el avión hace sobre el aerorreactor (es la misma y de sentido 
contrario que el aerorreactor hace sobre el avión, empuje intrínseco Ei), se 
corresponde con el empuje útil del motor. 
 
Fr o R: corresponde a la suma de todas las fuerzas que actúan sobre el 
volumen de control, fundamentalmente: 
• Fuerzas debidas a la diferencia de presión entre la parte delantera y la 
trasera. Se pueden dividir en las que actúan sobre la línea de corriente 
“Fl”(estas se pueden calcular suponiendo un flujo isentrópico) y las que 
actúan sobre la carena “Fc”. 
• Fuerzas de rozamiento viscoso con el aire. 
 
 
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Las fuerzas de presión se pueden calcular respecto a la presión referencia “po” 
y todas las que actúan sobre el volumen de control excepto las de la parte 
delantera A0 y trasera Aa, junto con las de rozamiento se suman al empuje para 
determinar el empuje real de aeroreactor:€ 
E = Ga +Gf( ) Ca −Ga C0 +Aa Pa −P0( ) −A0 p0 − p0( ) = Ga +Gf( ) Ca −Ga C0 +Aa pa − p0( ) 
 
si no hay onda de choque en la tobera de salid p0=pa, en caso contrario pa es la 
presión de bloqueo de la tobera. 
 
 
 
(NOTA: en el caso de un cohete el término GaC0 debido a la entrada de 
comburente en el motor no tiene sentido:
€ 
E = Ga +Gf( ) Ca =GfCa , como vimos 
anteriormente) 
 
RENDIMIENTO DE UN MOTOR DE REACCIÓN 
 
La potencia térmica disponible para un motor de reacción: 
€ 
PT = Gf Hc 
 
A la hora de evaluar el rendimiento de la máquina térmica se considera como 
efecto útil tanto el empuje como el incremento de energía cinética que sufren 
los fluidos. 
 
Si evaluamos este efecto útil desde un sistema de referencia sobre el motor (un 
observador situado en el aerorreactor y que se mueve con él), la ecuación de la 
energía: 
 
€ 
GfHp +Ga
u2
2
= (Ga +Gf )
ca
2
2
+ (Ga +Gf )Δh 
 
Energía energía energia mecánica variación energía 
Térmica cinética aire térmica 
 
El rendimiento térmico (energía mecánica obtenida/energía total aportada): 
 
€ 
ηt =
(1+ F)ca
2
2FHc + c0
2 =
1+F( ) ca
2 - c0
2FHc
 
 
 
 
 
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En este caso se ve que el rendimiento no tiene sentido si la velocidad de salida 
de los gases por la tobera es baja (inferior a la velocidad de vuelo para F≈0). Si 
se toma el aire y se lanza a una velocidad menor hacia atrás el empuje es en 
sentido contrario a la dirección de vuelo. 
 
 
Para un observador fijo, en el que el aerorreactor se mueve con velocidad c0, la 
ecuación de la energía queda: 
 
€ 
GfHp +Gf
c0
2
2
= Ei ⋅ c0 + (Ga +Gf )
(ca − c0)
2
2
+ (Ga +Gf )Δh 
energía energía energía energ. Mec. Energía térmica 
térmica mecánica aprovechada residual 
 combustible 
 
ENERGÍA APORTADA ENERGIA MECANICA 
 OBTENIDA 
 
Donde 
€ 
Ei = (Ga+Gf )Ca 
Operando tenemos algo similar a lo que teníamos con el cohete: 
€ 
GfHp = (Ga +Gf )
ca
2
2
−Ga
c0
2
2
+ (Ga +Gf )Δh 
 
y el rendimiento del motor sería: 
 
€ 
ηm =
Eic0 + (Ga +Gf )
(ca − c0)
2
2
GfHc +Gf
c0
2
2
 
A la hora de evaluar que parte de la energía mecánica producida por el motor 
térmico se transforma en empuje, hay que tener en cuenta que existe otra 
fuente de energía mecánica que contribuye a producir el empuje, esta es la 
energía cinética original de los fluidos que salen por la tobera. 
 
En el caso de los aerorreactores este término no suele ser importante ya que la 
masa de combustible (esta es la que tiene energía cinética original) frente a la 
masa total no es muy importante y las velocidad de vuelo es inferior a la de 
salida de los gases por la tobera. 
 
Se define el rendimiento propulsivo como la relación entre el efecto útil final 
(empuje) y la energía mecánica disponible. 
 
 
 
 
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€ 
ηp =
EiC0
Ga +Gf( ) (ca − c0)
2
2
+ EiC0
=
2 1+F( ) cac0 - 2c0
2
F ca
2 + c0
2( ) + ca
2 − c0
2 
 
donde estamos utilizando el dosado (relación combustible aire: F=Gf/Ga) 
Esta última aproximación es despreciando la energía cinética original del 
combustible. Esta permite definir el rendimiento motopropulsivo como el 
producto de los dos anteriores. 
€ 
ηmp =ηmηp =
Eic0
GfHc +Gf
c0
2
2
 
 
 
Considerando que la masa de combustible es muy pequeña comparada con la 
de aire: 
 
Empuje: 
€ 
Ei =Ga (ca − c0) 
 
Rendimientos: 
€ 
ηm =
ca
2 − c0
2
2FHc
ηp =
2c0
ca + c0
ηmp =
(ca − c0 )c0
FHc
 
 
 
La velocidad de vuelo no puede superar a la de salida de los gases en los 
turborreactores. En los cohetes si se puede, aunque los mejores rendimientos 
son para velocidades de vuelo próximas a la de salida de los gases, ya que de 
esta manera los gases se abandonan sin energía cinética. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
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Turborreactor 
 
Elementos fundamentales: turbocompresor (normalmente axial), cámara/s de 
combustión, turbina y tobera propulsiva. 
 
 
 
H -1  Compresión dinámica 
1 - 2 Compresión en el compresor 
2 - 3 Combustión 
3 - 4 Expansión en la turbina 
4 - 5 Expansión en la tobera 
 
 
Si la velocidad de vuelo es u, podemos suponer, que el motor se encuentra en 
reposo y que el aire se mueve con velocidad u, respecto del motor. 
 
 
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 H-10  Compresión dinámica 
10-20 Compresión en el compresor 
 20-30 Proceso de combustión 
30-40 Expansión en la turbina 
40-5 Expansión en la tobera 
 
 
El punto H está definido por las condiciones del aire (pH y TH) a la altura de 
vuelo. 
 
El punto 10 se determina en función de la velocidad de vuelo de diseño y del 
rendimiento de la difusión en la toma dinámica: 
 
 
 
El rendimiento del difusor: 
 
La relación de compresión dinámica: 
El punto 20 se saca usando la relación de compresión del ciclo: 
 
 
 
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El punto 30 se saca a través de la temperatura de entrada a la turbina. 
 
El punto 40 se saca conocido el rendimiento de la turbina, al igualar los trabajos 
específicos de la turbina y el compresor. 
 
Punto 5: Finalmente, conocido el punto 40, el salto h40-h5, o la velocidad de 
descarga ca, se determina fijando el rendimiento de la tobera ya que la presión 
de salida, en condiciones de diseño es pH. 
 
 
Para una velocidad de vuelo dada, el valor de la relación de compresión que 
hace máximo el rendimiento motopropulsivo hará mínimo el consumo 
específico. 
 
 
€ 
ηmp =
(ca − u)u
FHc
⇒ Gef =
u
ηmpHc
 
 
Ya que el trabajo específico del ciclo del turborreactor vale: 
 
Estatorreactor y pulsorreactor 
 
Un estatorreactor es un aerorreactor sin compresor, donde el ciclo sería: 
compresión dinámica, combustión y expansión en la tobera propulsiva. Cuando 
la relación de compresión total se debe exclusivamente a la compresión 
dinámica, desapareciendo el compresor y la turbina. 
 
 
 
El pulsorreactor es similar, pero tiene un régimen pulsatorio en la admisión 
debido al empleo de válvulas de admisión que abren y cierran con una 
frecuencia dada. Las válvulas de escape se sustituyen por un tubo largo que 
une la cámara de combustión con la tobera propulsiva. 
 
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Turbofan y turbohélice 
 
 
La expansión en el ciclo de un turborreactor, se divide en dos, una primera 
expansión en la turbina y una segunda en la tobera. Si incrementamos la 
primera a expensas de la segunda, tendremos una potencia neta disponible en 
el eje y se reducirá la velocidad de salida de la tobera. 
Si con la potencia disponible en el eje accionamos un turbocompresor (fan), 
para aumentar la energía de la corriente en un flujo secundario, tendremos un 
aerorreactor llamado TURBOFAN o TURBORREACTOR DE DOBLE FLUJO. 
 
 
El trabajo específico vale: 
 
Donde GaI y GaII son los gastos másicos en los flujos primario y secundario: 
 
 
Y haciendo lo mismo para el flujo secundario, 
El trabajoespecífico: 
 
 
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El empuje total: 
 
 
Considerando caI=caII=ca , queda: 
 
Por lo que podemos conseguir el mismo empuje reduciendo el empuje 
específico (ca-u) a costa de aumentar la masa de aire que atraviesa el motor 
 
 
El turbofan ha desplazado al turborreactor en la aviación civil. 
 
Si con la energía en el eje en lugar de accionar un turbocompresor accionamos 
una hélice tradicional a través de un reductor, tendríamos un TURBOHÉLICE. 
Los turbohélices se han sustituido por turbofanes de gran dilución (λ =5) debido 
a que son más simples y más fáciles de regular. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
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