Termodinamica - Yunes Cengel y Michael Boles - Septima Edicion

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CAPÍTULO 9
La eficiencia de propulsión es una medida de qué tan eficientemente la energía
térmica liberada durante el proceso de combustión se convierte en energía de
propulsión. La parte remanente de la energía liberada se mostrará como la energía
cinética de los gases de escape relativa a un punto fijo sobre el suelo y como
un incremento en la entalpía del aire que sale del motor.
EJEMPLO 9-9 El ciclo ideal para propulsión por reacción
Un avión de turborreactor vuela con una velocidad de 850 pies/s a una altura
donde el aire está a 5 psia y –40 °F. El compresor tiene una relación de presión
de 10 y la temperatura de los gases a la entrada de la turbina es de 2 000 °F.
El aire entra al compresor a una tasa de 100 lbm/s. Utilice las suposiciones del
aire estándar frío para determinar a) la temperatura y la presión de los gases en
la salida de la turbina, b) la velocidad de los gases en la salida de la tobera y
c) la eficiencia de propulsión del ciclo.
T, °F
2 000
q entrada
P = constante
4
5
Solución Se han especificado las condiciones de operación de un avión de
turborreactor y se determinarán la temperatura y la presión a la salida de la
turbina, la velocidad de los gases a la salida de la tobera y la eficiencia de
propulsión del ciclo.
Suposiciones 1 Existen condiciones estacionarias de operación. 2 Las suposiciones
de aire estándar frío son aplicables, por lo tanto puede suponerse que el aire
tiene calores específicos constantes a temperatura ambiente (c p 0.240 Btu/
lbm · °F y k 1.4). 3 Los cambios de energía cinética y potencial son insignificantes,
excepto en la entrada del difusor y en la salida de la tobera. 4 La salida
de trabajo de la turbina es igual a la entrada de trabajo del compresor.
Análisis El diagrama T-s para el ciclo ideal de propulsión por reacción descrito
se muestra en la figura 9-50. Se observa que los componentes involucrados en
el ciclo de propulsión por reacción son dispositivos de flujo estacionario.
a) Antes de que se pueda determinar la temperatura y la presión en la salida
de la turbina, se necesita encontrar las temperaturas y presiones en los otros
estados:
Proceso 1-2 (compresión isentrópica de un gas ideal en un difusor): por
conveniencia, podemos suponer que el avión está en reposo y que el aire se
mueve hacia el avión a una velocidad de V 1 850 pies/s. Idealmente, el aire
saldrá del difusor con una velocidad insignificante (V 2 0):
h 2 V 2 0
2
2 h 1 V 1
2
2
0 c p 1T 2 T 1 2 V 1
2
2
T 2 T 1 V 2
1
2 c p
–40
3
2
1
P = constante
FIGURA 9-50
Diagrama T-s para el ciclo
del turborreactor descrito
en el ejemplo 9-9.
6
q salida
s
¡
420 R
480 R
1850 pies>s2 2
2 10.240 Bt u >lb m # R 2
a 1 Btu>lbm
25 037 pies 2 >s 2 b
P 2 P 1 a T k >1k 12
2
b 15 psia 2a 480 R 1. 4 >11. 4 12
T 1 420 R b 8.0 psia
Proceso 2-3 (compresión isentrópica de un gas ideal en un compresor):
P 3 r p P 2 108.0 psia 80 psia P 4
T 3 T 2 P k
3
P 2
1k
480 R10 1.4 11.4 927 R