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Motores de reacción 
 
Problema 1 
 
Un turborreactor vuela a 8000 m de altura y a una velocidad de 420 km/h. Las condiciones del fluido en el 
motor, a la salida de la turbina, son 500ºC y 2.5 bar. 
Calcular el rendimiento propulsivo del avión, sabiendo que la tobera es convergente. 
 
Nota: los calores específicos medios del proceso de expansión en la tobera son: 
cp = 1.08 kJ/kgK 
cv = 0.78 kJ/kgK 
 
Problema 2 
 
De un turborreactor instalado en un banco de ensayos se conocen: 
 Condiciones ambientales: 1 bar y 20ºC 
 Relación de compresión del compresor: ρ = 9 
 Rendimiento del compresor (incluida la toma aerodinámica) ηc = 0.88 
 Pérdida de carga en la cámara de combustión: ε = 3% 
 Rendimiento de la cámara de combustión: ηcc = 0.88 
 Temperatura de entrada de los gases en la turbina: 1000 ºC 
 Rendimiento de la turbina: ηT = 0.90 
 Coeficiente de pérdida de velocidad en la tobera: φ = 0.95 
 Rendimiento mecánico compresor-turbina: ηm = 1 
 Gasto másico de aire: am = 45 kg/s 
 Valor medio de gamma en todo el ciclo: gamma = 1.3 
 Calor específico medio a presión constante en todo el ciclo: cp = 1.05 kJ/kgK 
 Potencia calorífica del combustible: Hc = 42000 kJ/kg 
 
Determinar: 
1. Empuje estático (velocidad de vuelo nula) 
2. Gasto másico de combustible. 
3. Consumo específico de combustible en kg/h/N 
 
¿Qué potencia desarrollaría el turborreactor anterior si lo convertimos en una turbina de gas sustituyendo la 
tobera propulsiva por una turbina separada de la anterior cuyo rendimiento interno es 0.92 y su rendimiento 
mecánico 1? 
 
 
Problema 3 
 
De un turbofán se conocen los siguientes datos en régimen de crucero: 
Temperatura de entrada a la turbina 1400ºC 
 
 
 
 
 
 
 
Empuje 50000 N 
Altura de vuelo 10670 m 
Atmósfera estándar a 10670 m 0.238 bar y 218.7 K 
Mach de vuelo 0.8 
Rendimiento de la toma dinámica 0.94 
Rendimientos del compresor y del fan 0.87 
Relación de compresión total 29:1 
Relación de compresión del fan 1.7:1 
Pérdida presión remanso en cc 4 % 
Rendimiento mecánico 0.98 
Grado de derivación (gd) 4.5:1 
Rendimiento de la turbina 0.92 
Toberas convergentes en los dos flujos 
Cp = 1.005 kJ/kgK y γ= 1.4 ctes durante todo el ciclo. 
Despreciando el gasto de combustible frente al de aire y suponiendo que los flujos en las toberas son 
isoentrópicos, calcular: 
i. Velocidades de salida del flujo en cada una de las toberas. 
ii. Gastos másicos de aire primario y secundario. 
iii. Secciones de salida de las toberas. 
 
Problema 4 
 
Un avión equipado con un turborreactor vuela a una altura de 5000 m. De dicho turborreactor se conocen 
los siguientes datos: 
Temperatura de entrada a la turbina 930ºC 
Atmósfera estándar a 5000 m 0.5405 bar y -17.3 ºC 
Mach de vuelo 0.78 
Rendimiento de la toma dinámica 0.93 
 
 
 
 
 
 
 
Rendimiento interno del compresor 0.87 
Relación de compresión del compresor 8:1 
Pérdida presión remanso en cc 4% 
Rendimiento mecánico del eje 0.99 
Rendimiento de la cámara de combustión 0.98 
Rendimiento interno de la turbina 0.9 
Rendimiento de la tobera (convergente) 1 
Poder calorífico del combustible 43200 kJ/kg 
Cp = 1 kJ/kgK y γ = 1.4, ctes durante todo el ciclo. 
Despreciando el gasto de combustible frente al de aire, calcular: 
i. Empuje específico (N/(kg/s)) 
ii. Consumo específico de combustible (kg/(hN)) 
iii. Si se sustituye la tobera propulsiva convergente anterior por una tobera convergente 
divergente que tenga igual sección de garganta y que trabaje también con flujo isoentrópico 
y en condiciones de diseño, determinar: 
1. Empuje específico 
2. Consumo específico de combustible 
3. Relación entre la sección de salida y la sección de garganta 
Problema 5 
 
Un turborreactor está funcionando en sus condiciones de diseño las cuales son las siguientes: 
Temperatura del aire -40ºC 
Presión ambiente 0.3 bar 
Velocidad de vuelo 700 km/s 
Relación de compresión en el compresor 9 
Temperatura de entrada a la turbina 1050ºC 
Empuje 50 kN 
Poder calorífico del combustible 42000 kJ/kg 
Cp = 1 kJ/kgK 
 R = 287 J/kgK 
 
 
 
 
 
 
 
Pamb = 1 bar y Tamb = 20ºC 
A partir de estos datos y considerando que todos los rendimientos valen 1, calcular: 
i. Relación de compresión en la toma dinámica y condiciones antes de la cámara de combustión. 
ii. Condiciones a la salida de la turbina y sección de paso a la entrada de la toma dinámica. 
Se piensa utilizar la turbina del turborreactor para la generación de electricidad. Para lo que se estima que la 
relación de compresión del compresor debe ser tal que el trabajo específico sea el mismo que en el 
turborreactor y lo mismo ocurre en la turbina. Para poder obtener trabajo se coloca a la salida de la turbina 
un escalonamiento de acción de presión constante en el rotor y álabes simétricos en el rotor. 
Calcular: 
iii. Relación de compresión del compresor en estas condiciones y presión a la salida de la primera turbina. 
iv. Trabajo específico que se puede obtener en la segunda turbina si el rendimiento es 1. 
v. Gasto de aire y potencia de la central en estas condiciones si la velocidad del fluido a la entrada del 
compresor es la misma que cuando funcionaba en el turborreactor. 
vi. Comparar los consumos de combustible y los rendimientos para los dos tipos de funcionamiento (en el 
primer caso considerar el rendimiento motor) 
vii. Energía máxima que se puede recuperar de los gases de escape si se pretende utilizarlos para producir 
vapor saturado a 4 bar a partir de agua a 20ºC en un intercambiador en equicorriente y gasto de vapor que 
se puede generar. 
viii.Triángulos de velocidades en el escalonamiento final y rendimiento del mismo (ya no se considera 
rendimiento unidad) si trabaja con la relación cinemática de máximo rendimiento, el ángulo de salida del 
estator es de 14º y los coeficientes de pérdida de velocidad en el rotor y en el estator son respectivamente 
0.95 y 0.9. 
 
Problema 6 
 
Un cohete se compone de una cámara de combustión a presión y temperatura constantes y de una tobera 
por la cual los gases se derraman al exterior. 
El empuje o fuerza de propulsión de los cohetes viene dado por la expresión 2cmE   en la cual m es el 
gasto en kg/s y c la velocidad de derrame en m/s resultando E en Newton. 
 
 
 
 
 
 
 
Al trabajar un cohete fuera de diseño, existen casos en que los gases abandonan la tobera a una presión 
superior a la ambiente. Para estos casos la fórmula anterior no es exacta, pero la aceptaremos para 
simplificar el ejercicio. 
En la cámara de combustión de un determinado cohete, los gases se hallan en reposo a 20 bar y 3300K. La 
presión exterior es de 0.35 bar. Los gases son perfectos con R = 373 J/kgK y un exponente isoentrópico de 1.2. 
Si la tobera está bien proyectada, el derrame es isoentrópico. Se desea tener un empuje de 23000 N. 
Se pide calcular: 
1ª parte: 
1. Velocidad de derrame 
2. Gasto de gases 
3. Presión crítica 
4. Velocidad crítica 
5. Sección en ele cuello de la tobera 
6. Sección final 
 
2ª parte: 
1. En el punto en que la presión sea 00.5 bar, cuánto valdrán la velocidad y la sección? 
2. La tobera construida en la primera parte se llamará en adelante tobera larga. Seccionada por el 
punto citado en 1. de esta segunda parte, se llamará tobera corta. Si la presión exterior valiese 0.5 
bar la tobera corta es la adecuada, ¿cuánto valdrá entonces el empuje? 
3. Supongamos ahora que la tobera larga se emplea inadecuadamente para una presión exterior de 
0.5 bar. El derrame se produce con choque, por lo cual es adiabático pero no isoentrópico. 
Cuánto valdrán: 
a. la velocidad de derrame al exterior 
b. El empuje 
c. La pérdida relativa de empuje en % respecto al caso de emplear tobera corta, que es la 
adecuada para esta presión exterior. 
4. Suponemos inversamente que la tobera corta se emplea inadecuadamente,en el caso de que la 
contrapresión valga 0.35 bar. Cuánto valdrán: 
a. La velocidad de derrame al exterior 
b. El empuje 
c. La pérdida relativa de empuje en % respecto al caso de emplear tobera larga, que es la 
adecuada. 
5. Comentarios sobre los resultados de los puntos 3 y 4 de esta segunda parte.