ALBERTO CEBALLOS GONZÁLEZ
Apuntes Propulsión
TEMA 1 – Introducción a la propulsión
La propulsión consiste en la generación de movimiento de un dispositivo o un vehículo a partir de una fuente de
energía. El primer vuelo propulsado se realizó en 1903 por parte de los hermanos Wright, mediante el Flyer I. El
primer dispositivo propulsado lo diseñó en el siglo I Hero de Alejandría, basándose en el calentamiento de fluidos y
expulsión de los mismos por toberas. Los primeros turborreactores surgieron en los años 30-40, por parte de Whittle,
Von Ohain y Leret.
Los motores deben cumplir una serie de requisitos y objetivos de marketing (MR & O) y de diseño (DR & O). Los
requisitos de diseño son por parte de los clientes, las certificaciones y las compañías.
Para lograr el certificado de aeronavegabilidad de la aeronave, se deben cumplir una serie de requisitos, como
financiación, socios, contratistas, formación sobre la aeronave, garantías, evaluación por autoridades competentes
(FAA, EASA), prototipos, ensayos, y, finalmente, las pruebas de vuelo, que determinarán si la aeronave es apta.
Hay piezas “fail-safe” (no pueden tener ningún error), fault-tolerant, safe-life y damage-resistant.
Respecto a la integración del motor en la aeronave, existen tres posibilidades:
-
Motor-aeronave: se puede integrar debajo o encima de las alas, en el fuselaje (en
góndolas), en la cola, en el mismo fuselaje… Respecto a la integración en una góndola en el fuselaje, se debe
tener cuidado con los puntos calientes, permitir que el aire entre limpio, evitar en la medida de lo posible el
daño externo (FOD, Foreign Object Damage) y garantizar que permite la estabilidad durante el vuelo.
-
Motor-cohete: se suele realizar por etapas.
Motor-dispositivo espacial: por ejemplo, en control de actitud de satélites.
Fuerza tractora: componente resultante de las fuerzas exteriores de igual sentido y dirección a la velocidad. Provoca
una tracción (empuje) en el cuerpo propulsado.
Fuerza resistente o resistencia: componente de las fuerzas exteriores de igual dirección y sentido contrario a la
velocidad, que se opone al movimiento del cuerpo a través del fluido.
Fuerza propulsora o propulsiva: fuerza producida al cambiar la cantidad de movimiento de un fluido. Puede ser paralela
o perpendicular al movimiento.
Fluido propulsor: fluido al que se le varía la cantidad de movimiento para producir la fuerza
propulsiva.
Fluido generador: fluido utilizado para transformar la energía de una fuente en trabajo.
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Fuente de energía: elemento que, mediante la transformación, es capaz de generar una fuerza propulsiva
mediante la variación de la cantidad de movimiento del fluido propulsor. Elemento propulsor: elemento
que transmite la fuerza propulsiva al vehículo.
Generador o conversor de energía: elemento que transforma la energía en trabajo. Propulsión: variación
de la velocidad de un vehículo mediante la aplicación de una fuerza o
empuje
LÍMITES OPERACIONALES à Esquema libreta + Greatrix
Los límites operacionales de los motores en base a la velocidad y la altura de vuelo se determinan
por varios factores:
-
Velocidad: el límite de velocidad, en el caso de las hélices, está limitado por la llegada
a velocidad supersónica del aire en las puntas de las mismas, que ocasiona gran resistencia
aerodinámica. En los reactores los límites de velocidad dependen del material del motor, ya que
dependen de la temperatura alcanzada en la entrada de la turbina.
-
Altura: los límites de altura vienen dados por la poca densidad de aire a grandes
alturas, que hace que exista menor empuje y menor sustentación.
TEMA 2 – Motores de reacción
Los turborreactores se pueden estudiar mediante las ecuaciones de conservación de la mecánica de
fluidos, aplicándolas a un volumen de control.
Área de captura: área de fluido que entra al motor.
Número de Strouhal: número adimensional que describe el comportamiento oscilatorio de un flujo,
relacionando los términos transitorios y convectivos (estacionarios). Si es parecido a 0 se pueden descartar los
términos transitorios, siendo el flujo estacionario. Los términos transitorios se relacionan con el tiempo
característico, mientras que los términos convectivos se relacionan con el tiempo de residencia del aire, que
es el tiempo que tarda el aire en atravesar el motor, del orden de milésimas de segundo.
Tobera adaptada: tobera que permite la salida de los gases de combustión a igual presión que la
atmosférica.
Condiciones totales: características que tendría un fluido que se mueve a una velocidad determinada
a M=0 al pasar por una transformación.
Potencia utilizable o disponible para el motor: potencia generada mediante la combustión de la mezcla airecombustible, que se utiliza para generar el empuje, y también produce pérdidas en forma de energía cinética
y térmica.
Potencia útil: potencia utilizada para la propulsión de la aeronave.
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Pérdidas cinéticas: parte de la potencia utilizable que se desperdicia en forma de velocidad del aire que
sale del motor.
Pérdidas térmicas: parte de la potencia utilizable que se desperdicia en forma de calor transmitido
al aire y expulsado (temperatura).
Potencia disponible para la propulsión: suma de la potencia útil y las pérdidas cinéticas. Es la cantidad de
energía del combustible que se convierte en cinética (es decir, en trabajo).
Rendimiento motor: cociente entre la potencia disponible para la propulsión y la potencia utilizable, que
determina la parte de potencia que se convierte en trabajo y no en calor. Suele encontrarse entre 0.3-0.4.
Rendimiento propulsivo: cociente entre la potencia útil y la potencia disponible para la propulsión, que
determina la parte del trabajo del motor que se convierte en propulsión. Suele encontrarse entre
0.3-0.4.
Rendimiento motopropulsor: cociente entre la potencia útil y la potencia utilizable, que determina el
porcentaje de potencia de la combustión utilizada para la propulsión. Suele encontrarse en torno a 0.1. Su
valor máximo si G>>C y la tobera está adaptada, y el término del producto del consumo y la mitad de la
velocidad de vuelo al cuadrado, se encuentra cuando la velocidad de vuelo es la mitad de la velocidad de
salida de los gases.
Dosado del motor (F): cociente entre el gasto másico de combustible y el gasto másico de aire de un
aerorreactor, que sirve para determinar su eficiencia.
Los turborreactores puros, sin derivación de aire, tienen un empuje específico alto, aumentando en
gran medida la velocidad del aire con gasto másico bajo. Este tipo de motores tienen un
rendimiento motor alto, pero un rendimiento propulsivo bajo.
En cambio, los motores de alto índice de derivación como los turbofanes tienen menor empuje específico,
aumentando en menor medida la velocidad del aire y moviendo una gran cantidad de gasto másico. Así,
tienen un rendimiento motor bajo pero un rendimiento propulsor alto.
En un turborreactor puro, aproximadamente 1/3 de la energía se aporta al compresor, mientras que
los 2/3 restantes van a la tobera.
TEMA 3 – Fuerzas propulsivas
1.- Producción de propulsión
Todos los sistemas propulsivos se basan en la tercera ley de Newton, variando la cantidad de movimiento
de un fluido. La fuerza de acción se realiza sobre el fluido, que ejerce una fuerza de reacción sobre el cuerpo
propulsado. Una fuerza de acción sobre el vehículo únicamente produciría deformación sobre este.
2.- Configuración básica de sistemas propulsivos
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a) Aerorreactores
Su característica común es la disposición de un generador de gas, en el que se produce el intercambio de
energía para la propulsión. Es el núcleo de los aerorreactores, y dispone de una cámara de combustión, en la
que se inyecta combustible y se produce la combustión; un compresor, que puede ser axial o centrífugo; y una
turbina, que le aporta energía a compresor. Aparte de esto, los aerorreactores disponen de un difusor de
entrada y una tobera a la salida, que acelera el gas a costa de disminuir su presión y temperatura (energía).
Se utilizan debido a su alta relación potencia-peso y su capacidad de movimiento de grandes masas de aire.
Su funcionamiento se asemeja al ciclo ideal de Brayton, siendo su eficiencia térmica función del proceso de
compresión isentrópica (relación de presiones), a su vez función de la presión y densidad de entrada y el Mach
de vuelo, además de la capacidad de compresión del compresor, que depende de la velocidad de rotación del
mismo y del número de fases.
Respecto a la eficiencia, durante el despegue y el ascenso se requiere de mucha potencia de empuje,
sacrificando la eficiencia, mientras que en crucero se busca maximizar la eficiencia a costa del empuje.
Una variación de los aerorreactores es el doble flujo, consistente en que parte del aire no pasa por la
turbomáquina (bypass), de forma que se aumenta el gasto disminuyendo la velocidad de salida. Se define
como índice de derivación el cociente entre el flujo secundario y el flujo primario en un aerorreactor de doble
flujo. A mayor índice de derivación, mayor eficiencia propulsiva y menor eficiencia del motor.
Carrete: conjunto formado por el compresor y la turbina, unidos por uno o varios ejes, moviéndose a igual
velocidad angular. La energía extraída de la turbina es igual a la energía extraída por el compresor.
Tobera adaptada: tobera que adapta la presión de salida del aerorreactor a la atmosférica, expandiendo el
fluido al máximo. Se debe estudiar el área necesaria para adaptar la presión de salida a la atmosférica, de
forma que se proporcione el máximo empuje posible. Si el aire
sale a presión superior, aparece una onda de expansión a la salida, mientras que si sale a presión inferior
aparece una onda de choque a la salida. Si logramos adaptar la tobera de forma que el aire salga a M>1, este
producirá un empuje mayor que si se encuentra choqueada, y, gastando el mismo combustible,
obtendremos un menor consumo específico, un mayor empuje específico, un menor rendimiento
propulsivo y un mayor rendimiento motor.
Tobera choqueada: tobera convergente en la que los gases de salida se encuentran a M=1, se utiliza cuando no
podemos hacer pasar más cantidad de fluido por la tobera. Se debe conocer que, al usar tobera choqueada, al
incrementar la velocidad de vuelo a una altura dada incrementa el consumo específico del motor, ya que la
velocidad de salida de gases se mantiene constante (M=1). Esto se debe a que el flujo supersónico se decelera
al utilizar un conducto convergente, mientras que el subsónico se acelera, por lo que al llegar a M=1 el flujo
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no puede acelerarse ni decelerarse, a menos que se encuentre en una tobera convergente-divergente, en cuyo caso
el flujo de salida será supersónico.
Tipos de aerorreactores:
-
Turborreactor
Turboeje: la propulsión no se produce por la velocidad relativa de salida de los gases,
sino que se realiza mediante una turbina adicional que mueve una hélice, normalmente controlada por una
caja de engranajes, ya que la velocidad de giro de la hélice debe ser menor. Se utiliza principalmente en
helicópteros, donde la turbina se conecta al rotor principal y utiliza una caja de engranajes, no pudiendo
alcanzar velocidades supersónicas en las puntas de las hélices. Presenta una eficiencia propulsiva alta y una
eficiencia motora baja, ya que mueven un gran gasto con poca velocidad.
-
Turbohélice: motor turboeje que genera parte de su empuje mediante una tobera
-
que expulsa el aire a mayor velocidad.
Estatorreactor: motor sin turbomáquina que realiza la compresión mediante el
aprovechamiento de la energía cinética del aire y su conversión en presión
(compresión ram). De esta forma, el 100% de la energía de combustión va a la tobera. Requiere de grandes
velocidades para su funcionamiento, por lo que no se puede utilizar para despegue por sí mismo. Se divide en
dos tipos:
o
Ramjet: es un reactor que utiliza la compresión ram. Se utiliza entre M=2 y
M=5. La eficiencia de la combustión no es muy alta a grandes velocidades.
o
Scramjet: estatorreactor que se utiliza a grandes velocidades, realizando la
combustión a velocidades supersónicas, ya que el difusor tendría que ser muy
-
grande para decelerar el aire.
Pulsorreactor: aerorreactor, modificación del estatorreactor, que evita el surge (salida
de los gases de combustión por el área de entrada debido a que la presión se ejerce en todas las direcciones)
en los motores, mediante dos mecanismos:
o
Con válvulas: dispone de válvulas que se cierran debido a la alta presión de la
combustión, que permite el movimiento de los gases debido a presión en una única dirección,
restringiendo el surge. De esta forma, funciona a pulsos.
o
Sin válvulas: dispone de dos tubos orientados en la misma dirección que
crean un empuje; el aire entra por el tubo inferior en la cámara de combustión y sale por
ambos tubos. El aire que sale por el tubo superior genera succión en el inferior, haciendo
que funcione a pulsos.
-
Turboestatorreactor: aerorreactor que permite el funcionamiento como
estatorreactor y turborreactor, gracias a un bypass móvil que permite la entrada del aire en la
turbomáquina del turborreactor o en la cámara de combustión del estatorreactor.
-
Turbofan
b) Motores cohete
Son motores de reacción autónomos, es decir, no requieren de un fluido externo para generar propulsión. Por tanto,
requieren combustible y comburente. Constan de un tanque de
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combustible, tanque de comburente, bombas (si son de propulsante líquido), cámara de combustión y
tobera.
Según el tipo de propulsante, pueden ser:
-
De propulsante sólido: cada forma de grano da un perfil de empuje respecto al
-
tiempo, al consumirse de forma constante. A mayor superficie, mayor entrega de
empuje.
De propulsante líquido.
c) Motores alternativos o de pistón + Hélice
Son motores que se basan en el funcionamiento de un sistema cilindro-pistón, mediante compresión y
expansión de un fluido de trabajo, extrayendo trabajo gracias a la combustión. Este trabajo se utiliza para
girar un eje conectado mediante un sistema biela-manivela, de forma que se genera potencia para girar una
hélice que mueve un gasto másico de aire, generando una fuerza de acción sobre este, que responderá con
una de reacción sobre el vehículo.
Existen diversos ciclos de funcionamiento de los motores alternativos:
-
Otto (encendido provocado, EP): ciclo consistente en la compresión isentrópica,
combustión a V cte, expansión isentrópica y expulsión a V cte. Se denomina de encendido
provocado, ya que se requiere de una bujía para producir la combustión. El combustible utilizado es
gasolina, buscando resistencia a la autodetonación
(octanaje). Puede ser de dos tiempos o de cuatro tiempos.
-
Diesel (encendido por compresión, EC): ciclo consistente en una compresión
isentrópica, combustión a P cte, expansión isentrópica y expulsión a V cte. Es de encendido por
compresión, ya que el combustible utilizado (gasóleo) se autodetona debido a la presión (índice
de cetano). Su relación de compresión es alta. Puede ser de dos tiempos o de cuatro tiempos.
-
Sabathé o dual: ciclo en el que parte de la combustión se realiza a volumen constante
y parte a presión constante, más parecido a los ciclos reales.
Motor Wankel: motor rotativo de encendido provocado, que realiza las cuatro fases mediante un
elemento rotatorio que crea vacíos estancos para admisión, compresión, combustión y expulsión.
Los motores alternativos pueden tener diversas configuraciones: en línea, en V, en W, radial…
3.- Clasificación de los motores
-
Tipo de sistema propulsivo:
o
Motopropulsor: motor capaz de realizar la propulsión por sí mismo.
Turborreactor puro y de doble flujo, estatorreactor, pulsorreactor, motores cohete…
o
Grupo motopropulsor: motor que necesita de un propulsor, como una hélice
o ruedas. Turbohélice, turboeje, alternativo+hélice…
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-
-
Lugar de producción de la combustión:
o
Exotérmico: la combustión se realiza fuera del motor. Centrales térmicas.
o
Endotérmico: la combustión se realiza dentro del motor.
Motores de reacción
o Aerorreactores: se propulsan por acción-reacción mediante aire atmosférico. Se divide en
dos tipos:
§
o
Compresión ram: estatorreactor (ramjet o scramjet), pulsorreactor…
§ Compresión mecánica: turborreactor, turbofan, turbohélice…
Cohete: motor de reacción autónomo, puede ser de propulsante sólido o líquido.
TEMA 4 – Turborreactor
Introducción
Los turborreactores puros son motores de reacción con turbomáquina y sin bypass (flujo único).
Los turborreactores se deben diseñar de forma que sean capaces de propulsar una gran masa, requiriendo
de gran sustentación que implica una gran resistencia, por lo que se requiere un gran empuje que no se
puede obtener mediante hélices. Por tanto, poseen una gran relación potencia-peso.
Empuje bruto: empuje dado a nivel del mar a velocidad de vuelo nula. Es el empuje máximo logrado con
el motor.
Empuje neto: empuje instantáneo del motor a alturas y velocidades diferentes.
El núcleo del turborreactor está formado por compresor, cámara de combustión y turbina. Además,
dispone de partes como el difusor de entrada y la tobera de salida.
SUBÍNDICES DE PARTES DEL MOTOR
Ciclo termodinámico
El ciclo termodinámico de los turborreactores es el ciclo Brayton, consistente en:
- Compresión RAM isentrópica en difusor (1-2)
- Compresión isentrópica en compresor (2-3)
- Combustión a presión constante (adición de calor) (3-4) Expansión isentrópica en turbina (4-5)
- Expansión isentrópica en tobera (5-s)
- Rechazo de calor a presión constante (s-1)
Existen dos tipos de condiciones para las propiedades:
-
Estáticas: se relacionan con el motor sin velocidad relativa.
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-
Dinámicas: se relacionan con la velocidad relativa en el motor.
Parámetros de calidad:
-
Rendimiento motor
Rendimiento propulsor
Rendimiento motopropulsor
Empuje específico: es el cociente entre el empuje logrado y el gasto de aire utilizado
para ello. Se utiliza para el estudio de un motor en base a sus características sin dimensionarlo, al
igual que el dosado, de forma que después se pueda calcular el empuje total dimensionando el
motor, ya que el gasto másico de aire depende del área de entrada, velocidad de vuelo, altura y la
capacidad de succión de aire de los componentes. El empuje específico se incrementa si aumenta
la temperatura de entrada de la turbina, pero este incremento de temperatura a bajos ratios de
compresión y bajas velocidades de vuelo lleva a un mayor consumo específico, además de reducir
el rendimiento propulsivo al incrementar la velocidad de salida de los gases.
-
Consumo específico: será menor cuanto menor sea el dosado. Al aumentar la
velocidad de vuelo aumenta el consumo específico.
Dosado: cociente entre el gasto de combustible y gasto de aire que pasa por el motor.
Su límite inferior se produce cuando no se puede producir la combustión.
Tobera choqueada: aquella en la cual el Mach de salida de los gases es la unidad.
Tobera adaptada: aquella en la cual la presión de salida es igual a la de entrada.
Adiciones al motor:
-
Postcombustor: permite aumentar la potencia por una combustión a presión
-
constante tras la turbina. Incrementa el empuje específico, las potencias, el consumo
específico y el dosado, disminuyendo los rendimientos.
Doble eje: permite disponer de compresor y turbina de alta (exterior) y baja (interior)
presión.
Partes del turborreactor
Difusor: su eficiencia isentrópica está entre 0,7-0,9, dependiendo en parte de las condiciones de gas de
entrada. Es la parte por donde entra el aire del exterior, y su finalidad es adaptar las características del fluido
de entrada al compresor, evitar el desprendimiento de la capa límite y ganar presión.
-
Subsónico: son redondos, de labios suaves y de sección divergente. Permiten
aumentar la presión del fluido disminuyendo su velocidad.
Supersónico: se busca obtener ondas de choque que disminuyan la velocidad de flujo.
Estas se generan mediante ángulos afilados y labios agresivos, en punta de flecha. Con esto, se
logra que el flujo en combustión sea subsónico, en torno a M=0.5. Es convergente inicialmente
y después divergente.
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Compresor: elemento formado por una serie de álabes (rotor y estator, empezando por un rotor) que trata de
incrementar la presión y temperatura de entrada del fluido a la cámara de combustión para hacerla más eficiente. Puede
funcionar a velocidades desde 10000 rpm a 100000 rpm. Su ratio de compresión depende del número de etapas,
velocidad de giro y condiciones del aire de entrada. Su eficiencia isentrópica suele estar entre 0,85-0,9.
-
Centrífugo: la velocidad principal es en sentido radial a la velocidad de giro
(perpendicular al eje de rotación). La compresión se realiza en etapas (rodetes) con
-
saltos de presión del orden de 5.
Axial: la velocidad principal es axial (paralela al eje). Cada etapa tiene saltos de
presión de 1,3-1,4. Usado por turborreactores puros y turbofan. Puede haber varios carretes: de baja
presión y de alta presión.
A mayor salto de presión en el compresor, se obtienen mejores rendimientos propulsor, motor y motopropulsor, y
menores consumos específicos. Sin embargo, existe un salto de presión que nos da un empuje máximo en un
turborreactor, disminuyendo a mayores o menores valores.
Cámara de combustión: durante la combustión se libera energía que se utiliza para incrementar la presión y
temperatura del gas obtenido, de forma que sea capaz de generar potencia. El rendimiento de combustión suele estar
entre 0,95-0,99. Puede mostrar una caída de presión, que suele encontrarse entre 0,9-0,95.
-
Sentido del fluido
o
Directas: se realiza la combustión en el mismo sentido de movimiento del
fluido.
o
Inversas: se realiza la combustión en sentido contrario al movimiento del
fluido. Configuración:
o
Individual: cámara única, dos cilindros concéntricos.
o
Anular: cámaras individuales.
o
Mixta: mezcla de las dos anteriores.
Turbina: elemento cuya finalidad es extraer potencia del fluido, disminuyendo su temperatura y presión, para
transmitírsela al compresor, de forma que este no consuma energía del combustible, minimizando el consumo.
-
Axial
-
Radial
Tobera: dispositivo mecánico encargado de transformar la presión y temperatura del fluido en energía cinética que sirva,
mediante su expulsión, para lograr el empuje del avión. Puede tener un grado de libertad (movimiento uniaxial) o varios
grados de libertad, mediante el direccionamiento de la tobera y vectorización del flujo, permitiendo mejor
maniobrabilidad y despegue vertical. Además, puede permitir la reversa, es decir, un empuje negativo de frenado,
desviando el flujo más de 90º. Su eficiencia isentrópica suele encontrarse entre 0,9- 0,98. Puede ser de área variable.
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-
Convergente: flujo subsónico.
Convergente-divergente: flujo supersónico.
La tobera puede estar choqueada o adaptada. Normalmente, en motores de reacción se encuentra
choqueada, menos en vuelo a bajas altitudes y con poca velocidad de rotación del eje (maniobras de
aterrizaje, motor apagado…).
Postcombustor: dispone de elementos concéntricos y estabilizadores de llama. Se inyecta el fluido y se
produce la combustión sin necesidad de bujía. Requiere de mucho espacio trasero para completarse. Los
aviones con postcombustor sin utilizar suelen tener pérdidas de temperatura y presión en este espacio
trasero. Disminuye el gran medida el rendimiento motor y aumenta el consumo específico del motor
normalmente.
Acoplamiento: fenómeno por el que la turbina y el compresor se hallan divididas en dos partes (carretes)
o más: una de alta presión y otra de baja presión. Se estudia mediante las ecuaciones de acoplamiento.
Condiciones totales: son la suma de las condiciones dinámicas y estáticas de un fluido en movimiento, que
se transforman mediante la suma de las condiciones estáticas (presión estática, temperatura estática,
densidad estática…) y el producto de estas por una función del número de Mach y el ratio de calores
específicos del fluido. Se representa mediante el subíndice t. Si no hay adición de calor ni trabajo, las
condiciones totales entre dos fases son las mismas. A la salida de los motores debemos determinar las
condiciones estáticas, mientras que en el estudio del aire a través de los mismos estudiamos las condiciones
totales.
Por ejemplo, al utilizar la ecuación de la combustión, las velocidades corresponden a los términos
dinámicos, mientras que los cambios de temperatura determinan los cambios estáticos.
En cámaras con postcombustión existen dos gastos de combustibles: el de la cámara de combustión y
el del postcombustor, con sus respectivos dosados.
Procesos de diseño
Se deben realizar dos estudios para el diseño:
-
On-design, design-point, parametric: estudio en base a las características típicas del
motor, en base a la fase de vuelo mayoritaria del mismo (crucero, despegue…).
o
Estudio de la misión: se debe determinar la finalidad del avión, y calcular la
relación empuje/carga alar.
o
Aeronave à Conocemos la carga alar, debemos determinar el empuje
específico necesario.
-
o
Obtener el gasto mediante el empuje específico calculado
o
Determinar el área de entrada y de salida a partir del gasto
o
Dimensionado de componentes en base al empuje necesario
Off-design, engine performance: se pretende determinar cómo funciona el motor en
otras condiciones de vuelo minoritarias (en todas las condiciones de vuelo y de
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empuje). Por ejemplo, el estudio de la actuación del avión en diferentes alturas de vuelo, o con
empuje reducido.
o
Análisis de performance de componentes
o
Análisis de performance de motor off-design
Dimensionado inicial: se debe estudiar el efecto de la velocidad de vuelo y de las altitudes sobre empuje
específico, gasto, empuje total… Pág 161 Greatrix
-
Curva empuje específico-velocidad de vuelo: a medida que incrementa la velocidad
-
de vuelo a igual altura, el empuje específico disminuye debido al efecto de la
resistencia de momento.
Curva gasto-velocidad de vuelo: se puede observar que, al aumentar la velocidad de
vuelo, aumenta el gasto que entra al motor, además de entrar más comprimido debido a la
mayor eficiencia de la compresión ram. Este aumento no es lineal, sino que aumenta de manera
rápida cuanto más se incremente la velocidad.
-
Curva empuje-velocidad de vuelo: es el resultado del producto de las dos anteriores,
y presenta un mínimo a medida que se incrementa la velocidad. Al comienzo disminuye, pero luego
aumenta debido al mayor incremento de gasto másico frente a la disminución de empuje específico.
-
Curva consumo específico-velocidad de vuelo: el consumo específico normalmente
-
empeora al incrementar la velocidad de vuelo, ya que disminuye el empuje a igual
altura de vuelo.
Curva completa empuje-velocidad de vuelo
Curva empuje específico-altura: el empuje específico incrementa al aumentar la
altura, debido a la disminución de temperatura externa y disminución del gasto.
-
Curva gasto-altura: el gasto que entra al motor disminuye al incrementar la altura,
debido a la disminución exponencial de la densidad con esta.
Curva empuje-altura: el empuje global disminuye con la altura, debido a los efectos
-
de incremento del empuje específico y disminución mayor del gasto que entra.
Curva consumo específico-altura: normalmente, el consumo específico disminuye al
incrementar la altura a igual empuje y velocidad, debido a la disminución de
temperatura.
TEMA 5 – Turbohélice, turboeje y turbofan
Son tres motores con configuraciones ligeramente distintas al turborreactor, disponiendo de bypass y
hélices.
Hélice
Dispositivo capaz de recibir energía rotativa de un eje y acelerar un fluido detrás suyo. Se acciona mediante
un eje conectado a la turbina libre, que la acciona directamente, normalmente conectada a una caja de
engranajes para reducir la velocidad de giro y evitar el exceso de velocidad, que puede llevar a velocidades
supersónicas en las puntas de pala.
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Se puede estudiar mediante dos teorías principales: la de elemento de pala y la del disco actuador o
cantidad de movimiento.
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Tiene un rendimiento motor de 1, ya que no produce pérdidas térmicas de ningún tipo.
Turboeje
Motor de aviación en el que la energía de salida de los gases es similar a la de entrada, no generando
ningún empuje por expulsión de gases, generando todo el empuje mediante la rotación de un eje a
partir de una turbina, que gira una hélice que acelera el fluido que la atraviesa. El primer turboeje se
desarrolló en 1948.
Únicamente se producen pérdidas térmicas en el motor, no en la hélice.
En el turboeje la toma de aire no tiene por qué encontrarse en la parte frontal, sino que puede encontrarse
en los laterales del motor. Además, no es necesario que la turbina libre sea concéntrica a los ejes de alta y
baja presión. La turbina libre puede girar a muchas revoluciones, pero debe disponer de una caja de
engranajes que disminuya las rpm de la hélice y evite los efectos de compresibilidad en los extremos de la
misma. Además de esto, los gases pueden ser expulsados hacia delante, ya que no generan ningún tipo de
empuje.
Respecto a su instalación, especialmente en helicópteros, se debe tener cuidado con la tobera de salida, ya
que el aire sale caliente y con Mach no nulo; y se debe poder obtener entrada de aire en todas las
condiciones de vuelo. Se suele colocar en la parte superior del helicóptero, no molestando al fuselaje, y para
evitar la ingesta de objetos extraños, especialmente en despegue y aterrizaje.
Los motores turboeje presentan rendimientos muy altos, ya que no existen pérdidas cinéticas en el motor,
solo en la hélice; y las pérdidas térmicas del motor no son muy altas. Respecto al empuje específico, se debe
tener en cuenta el valor del gasto a través del motor, y no a través de la hélice. Su consumo específico es
menor que el del turborreactor, y su rendimiento propulsivo es mayor en general.
Presenta grandes rendimientos a bajas velocidades, que disminuyen al incrementar esta. Además,
puede desarrollar un gran empuje a bajas velocidades.
Como inconvenientes, muestra que no permite volar a velocidades altas, debido a que se forman ondas
de choque en las puntas de las palas a velocidades mayores de M=0,8, que romperían estas.
Un helicóptero tiene índice de derivación del orden de 250 (gasto de la hélice partido por gasto del
motor).
Turbohélice
Motor de aviación que genera parte de su empuje mediante una hélice, y otra parte mediante la expulsión
de gases a una velocidad relativa mayor a la de entrada (un máximo de 20% en condiciones de velocidad nula
y menos de 5% en crucero). Es una mezcla de motor alternativo y reactor. El primer turbohélice se desarrolló
en 1938.
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ALBERTO CEBALLOS GONZÁLEZ
Disponen de una turbina libre, es decir, un eje adicional instalado para extraer directamente potencia del mismo, y no
conectado a un compresor, sino a una hélice. Disponen de carretes de alta presión (35000 rpm), baja presión para el fan
(20000 rpm) y el eje del fan (1200 rpm).
En este caso el motor genera empuje, tiene pérdidas cinéticas y pérdidas térmicas; y la hélice genera empuje y tiene
pérdidas cinéticas pero no térmicas.
Las toberas suelen estar adaptadas, no choqueadas.
Su máximo valor de empuje por parte de la hélice viene dado cuando la velocidad de vuelo es cercana a cero, lo cual es
beneficioso para los despegues.
En estos motores la toma de aire suele encontrarse en la parte delantera, y la cámara de combustión puede estar
invertida.
Respecto a las curvas de prestaciones, la potencia extraída del motor al eje disminuye con la altura a igual velocidad de
vuelo, y a alturas superiores a 3000m aproximadamente, la potencia comienza a incrementarse con la velocidad de
vuelo, mientras que a nivel del mar permanece constante. Además, la potencia disminuye al aumentar la temperatura
durante el despegue.
Respecto a su instalación, se suele realizar en el ala de las aeronaves, de forma que el aire llega limpio a la entrada y
salida, la hélice no está obstruida, se evita la ingestión de objetos, y el lugar escogido es de fácil acceso y
mantenimiento (on-wing, off-wing). Se debe tener cuidado con los gases de salida.
Tiene un índice de derivación entre 60-80 (gasto de la hélice entre gasto del motor).
Turbofan
Motor mixto entre el turborreactor (alta velocidad, bajo flujo másico) y turbohélice (gran flujo másico, baja velocidad de
salida), de máxima eficiencia de combustible a velocidades subsónicas altas y supersónicas bajas.
Dispone de un fan de aleación de acero o aluminio o un composite con el borde de ataque metálico, normalmente
carenado, que genera un gasto secundario a través del motor, y movido por la turbina. En base a este gasto secundario se
define el índice de derivación como el cociente entre el gasto secundario y primario del motor. Se considera muy bajo si
es del orden de 0,5, bajo si está entre (3-5), alto si está entre (8-9) y muy alto o ultra-high bypass si está en torno a 20. Si
ambos flujos se mezclan a la salida, obtenemos una temperatura y velocidad de salida neta menor, así como menor ruido
y un pequeño mayor empuje. Sin embargo, los mezcladores de flujo también suponen un peso mayor.
La diferencia entre una hélice y un fan radica en que la hélice suele disponer únicamente de 2- 4 palas, mientras que el fan
es una especie de compresor que dispone de muchos álabes y mueve una gran cantidad de gasto. El fan suele ser más
pequeño que la hélice. Además, suele encontrarse carenado, es decir, envuelto por una carcasa.
Hay varios tipos:
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ALBERTO CEBALLOS GONZÁLEZ
-
De etapa independiente: obtiene la potencia de una turbina libre que lo mueve.
De primera etapa de compresor de baja presión: la turbina extrae potencia igual que
el compresor de baja presión.
-
De etapa de turbina de baja presión: poco común.
El giro del fan debe ser lento, ya que a mayor rpm mayor velocidad lineal se genera, y pueden existir
problemas de compresibilidad en las puntas. Las revoluciones por minuto deben ser del orden de 1000. Para
ello, se utiliza una caja de engranajes, especialmente necesaria cuanto mayor sea el índice de derivación. Su
ratio de compresión suele encontrarse entre 1,4 y 2,6, y depende de la velocidad de giro del mismo. Su
eficiencia isentrópica suele encontrarse entre 0,8 y 0,85.
En la actualidad se pueden utilizar fans transónicos, que llegan a M=1,7 en sus puntas. A pesar de la
existencia de ondas de choque, se pueden aguantar mediante perfiles delgados y la presencia de muchos
álabes (evitan las concentraciones de tensiones y la separación de la capa límite). Además, el carenado y la
escasa separación entre la punta del álabe y la pared favorecen la posibilidad de esto.
Antes se unían los álabes mediante espigas de unión, ahora se unen mediante cuerdas anchas.
Respecto a su ciclo, si existe compresión ram, fan, compresor de baja presión y compresor de alta presión:
- 0 à 2t: Compresión RAM
- 2t à 2.3t: Compresión en el fan (flujo primario y secundario) à 2.6t: Compresor de baja presión (flujo primario)
- 2.6t à 3t: Compresor de alta presión
- 3t à 4t: Combustión a presión constante
- 4t à 4.3t: Turbina del compresor de alta presión.
- 4.3t à 4.6t: Turbina del compresor de baja presión.
- 4.6t à 5t: Turbina del fan (ambos flujos).
- 5t à 7t: Postcombustión (flujo primario).
- 7t à s: Salida del flujo primario.
2.3t
Existen dos tipos principales de turbofan en base a la localización del fan: fan en serie
(situado antes del compresor) y fan en paralelo (situado después de la turbina), siendo más utilizados los
primeros ya que permiten la compresión de la mezcla a la entrada, mientras que los segundos colaboran en
la expansión (extracción de energía).
A mucho gasto y poca velocidad de expulsión de gases se obtiene rendimiento propulsor alto y motor bajo,
mientras que a mucha velocidad y poco gasto se obtiene rendimiento propulsor bajo y rendimiento motor
alto.
Los saltos de presión del fan suelen ser de 1,4-1,8, por lo que la tobera suele estar adaptada en el flujo
secundario. Sin embargo, a grandes velocidades de vuelo se puede choquear debido a la compresión RAM
del difusor de entrada.
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ALBERTO CEBALLOS GONZÁLEZ
Respecto a las curvas de prestaciones, el empuje disminuye con la velocidad de vuelo y con la altura. A su
vez el consumo específico incrementa con la velocidad de vuelo, siendo similar para cualquier nivel de
empuje a esa velocidad. A mayor velocidad angular del motor (en porcentaje respecto al máximo), mayor
consumo se produce, y mayor potencia a una velocidad de vuelo determinada.
Respecto a la relación de presiones del fan, el empuje tiene un máximo en un valor determinado de la
misma, al igual que el consumo específico tiene un mínimo. Se debe buscar el valor que permita un máximo
empuje a mínimo consumo específico.
Comparando el empuje a diferentes índices de derivación, se puede concluir que el empuje disminuye a
medida que aumenta el índice de derivación a una altura y Mach de vuelo determinados. El consumo
específico, sin embargo, muestra un mínimo al incrementar el índice de derivación, en el que sería el índice
de derivación de máxima eficiencia. Sin embargo, el uso de este índice de derivación, bastante alto,
supondría la obtención de un bajo empuje.
Al incrementar la temperatura de entrada de los gases de combustión a la turbina incrementamos el
empuje aproximadamente de forma lineal, mientras que el consumo específico muestra un mínimo a
una temperatura determinada y posteriormente crece.
Un turbofan dispone de dos dosados: el dosado de la cámara de combustión de gasto primario y el
dosado del motor completo (sumando en el denominador el gasto secundario), siendo menor el primero
que el segundo.
En la ecuación de la combustión se deben incluir los términos correspondientes al flujo secundario también,
aunque no pase por la cámara de combustión, debido a que la energía de la turbina, extraída de la cámara de
combustión, es la que alimenta al fan, que produce el empuje del flujo secundario.
El empuje específico de los turbofanes es menor que el de los turborreactores, pero el consumo específico
también es menor, por lo que son más eficientes respecto a combustible.
Unducted fan o propfan (UDF)
Motor turbofan con el fan sin carenar, es decir, sin carcasa exterior, similar al turbohélice pero con muchas
más palas. Tiene una relación de derivación alta, entre 35 y 50. Como problemas, presenta que el mayor
radio de palas genera compresibilidad en los extremos, mayor ruido, mayores problemas estructurales y
problemas de seguridad si se suelta la pala.
Ruido
El ruido en aerorreactores, que puede ser de más de 120 dB, se genera por diversas razones:
-
Combustión: genera ruido. Comparación con aerodinámica.
Álabes del rotor-estator de compresor y turbina.
Álabes del rotor-estator del fan: producen ruido comparable al de una hélice,
reducido gracias al carenado.
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ALBERTO CEBALLOS GONZÁLEZ
-
Tobera de salida del flujo primario (core): el flujo es turbulento y con gran energía, y
tiene muchas frecuencias de salida.
-
Tobera de salida del fan: el conjunto de flujos de salida del fan y primario son menos
ruidosos que el primario por sí mismo, debido a un efecto de escudo.
El sonido es muy proyectable, por lo que se puede minimizar su llegada a la población mediante toberas que
deflecten la corriente un poco hacia arriba, disminuyendo el empuje y el ruido. Además, se pueden utilizar
toberas chevron, con una salida con picos, que minimizan el ruido producido.
Contaminación
Durante la combustión correcta del combustible se genera CO2, de menor cantidad que los automóviles
pero mayor impacto debido a la altitud de expulsión.
Además, se genera vapor de agua, óxidos de nitrógeno, óxidos de azufre, hidrocarburos no quemados
(rendimiento de combustión menor que 1) y partículas.
Sus efectos son la destrucción de la capa de ozono, humos indeseados y dióxido de azufre, que
mezclándose con agua genera ácido nítrico que da lugar a la lluvia ácida.
Los óxidos de nitrógeno se generan en mayor cantidad cuanto mayor es la temperatura de entrada de los
gases en la turbina, generando mayor empuje y mayor consumo.
La cantidad producida por persona es menor que en automóviles.
TEMA 6 – Motores alternativos y hélices
Introducción
Actualmente, los motores alternativos en aviación se utilizan en aviación ligera y deportiva. Como
alternativa a estos motores se encuentran los eléctricos.
Los motores alternativos no entregan potencia de forma continua, sino que generan una propulsión a pulsos.
Por ello, normalmente se dispone de, al menos, cuatro cilindros en un motor de cuatro tiempos, de forma que
siempre existe un motor que se encuentre generando potencia en todo momento.
Son los sucesores del motor exotérmico, de combustión externa (máquinas de vapor).
Desde una perspectiva histórica, el primer motor de combustión fue la máquina de vapor, desarrollada en el
siglo XVIII, siendo un motor exotérmico (la combustión se realizaba en el exterior). Posteriormente Lenoir
desarrolló el primer motor endotérmico en 1860, con un rendimiento térmico de entre el 3% y el 5% y sin
compresión. En 1867, Otto y Langer desarrollaron el primer motor de ciclo Otto, similar al de gasolina, con
una compresión de entre 10-12 %. En 1876 Otto desarrolla el motor de cuatro tiempos, con un rendimiento
térmico del 15%. En 1880 Clerk desarrolla el motor de dos tiempos; ese mismo año se desarrolla el motor
Atkinson. En 1892 se crea el ciclo Diesel, que se basa en el control de calor
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ALBERTO CEBALLOS GONZÁLEZ
frente al problema de detonación. Finalmente, en 1957 se desarrolla el motor rotativo Wankel.
Respecto a la clasificación de motores alternativos, se puede hacer en base a varios parámetros:
-
Ciclo termodinámico
-
-
-
o Otto
o Diesel
o Sabathé
o Atkinson
Número de carreras
o Cuatro tiempos
o Dos tiempos
Tipo de alimentación
o Atmosféricos
o Sobrecomprimidos
§ Sobrealimentados
§ Turbosobrealimentados
Disposición de los cilindros
o En línea
o En V
o En W
o Radial o en estrella
o Opuestos
Las ecuaciones de los motores alternativos con hélice son iguales a los del turboeje, al igual
que sus rendimientos.
Para la resolución de problemas relacionados con motores alternativos y hélice se debe tener
en cuenta que las condiciones de resolución son estáticas, no totales, pues el fluido en el
cilindro no se encuentra en movimiento.
Motor de encendido provocado, ciclo Otto o encendido por chispa
Se trata de un motor alternativo de encendido por chispa (uso de bujía para generar la chispa). Se utiliza ampliamente en
automóviles. Su combustible es la gasolina, en la que se busca un gran octanaje (resistencia a la autodetonación). Se
utiliza principalmente en aviación ligera (deportivas o pequeñas). Normalmente en automoción se refrigera mediante
agua.
La diferencia entre la gasolina de automoción y aviación es que la segunda (avgas) tiene mucho mayor octanaje. Además,
como características principales del avgas, destaca que su densidad es de aproximadamente 720 kg/m^3, y su poder
calorífico inferior es de 44,6 MJ/kg, algo mayor que el del combustible de motores Diesel.
En los motores de encendido provocado la mezcla aire-combustible se puede realizar en la admisión mediante
carburación (uso de un carburador, menor coste) o inyección. La inyección, frente a la carburación (mezcla por succión),
no produce pérdidas de combustible,
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ALBERTO CEBALLOS GONZÁLEZ
pues el combustible únicamente se inyecta cuando se requiere de potencia, mientras que el carburador
mezcla aire y combustible aunque no se esté generando potencia (en bajada de automóviles por cuestas, por
ejemplo). Además de esto, los carburadores son susceptibles a la formación de hielo en su venturi, por lo
que se requiere el calentamiento del mismo. Tras la inyección de combustible, se comprime la mezcla y se
realiza la combustión a volumen constante.
El motor de 4 tiempos de gasolina es más común que el de dos tiempos. Se suele utilizar uno de 2, 4 o 6
cilindros opuestos horizontales.
La transformación del movimiento lineal del pistón en movimiento circular que permita aprovechar la
potencia en un eje que mueva la hélice se realiza mediante un mecanismo biela-manivela, en el que el eje
con desviación transforma movimiento lineal en circular.
Como variantes para la optimización del funcionamiento y mejora del rendimiento de estos motores
destaca la sobrealimentación (incremento de presión en la entrada del motor) y la inyección de
combustible, mencionada previamente.
Antes se utilizaban motores radiales, ya que proporcionaban mayor potencia. Además, se utilizaba un
carburador, que debía disponer de un tubo venturi en su entrada que generara succión del combustible
por disminución de presión del aire; y un sistema de calentadores, que debía evitar la formación de hielo,
especialmente en la entrada al carburador.
Respecto al ciclo termodinámico (ciclo Otto), consta de cuatro fases:
-
Compresión isentrópica (requiere de adición de trabajo)
Combustión (adición de calor) a volumen específico constante
Expansión isentrópica (se extrae trabajo)
Expulsión de gases (expulsión de calor) a volumen específico constante.
Como conceptos clave respecto a este motor:
-
Cilindrada: diferencia entre el volumen máximo del motor, cuando el pistón se
encuentra en el PMI; y el volumen mínimo, cuando se encuentra en el PMS.
La relación de compresión (ratio entre el volumen máximo y el mínimo) se encuentra
en torno a 7 y 9, existiendo peligro de autodetonación si supera estos valores. Al disminuir la
relación de compresión manteniendo el resto de características, aumenta el calor introducido y
extraído, pero disminuye el trabajo extraído, por lo que disminuye el rendimiento térmico;
además, la potencia del eje es menor, al igual que la presión media efectiva, y se incrementa el
gasto másico dado al incrementar la masa introducida por ciclo, al igual que el de combustible si el
dosado es dato.
-
La eficiencia térmica del motor es mayor cuanto mayor sea su relación de compresión
o cuanto mayor sea el ratio de calor específico a presión y volumen constante del
fluido de trabajo utilizado. Esta únicamente depende de la relación de compresión, por lo que
cambiar el resto de parámetros sin variar este cambiará el calor a introducir y el trabajo extraído,
pero no variará el rendimiento.
-
La presión media efectiva, definida como la presión constante a la que se extraería el mismo
trabajo que con el ciclo completo trabajando entre los mismos límites de
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ALBERTO CEBALLOS GONZÁLEZ
volumen, es el cociente entre el trabajo extraído y la cilindrada del motor. A menor presión
media efectiva, mayor cilindrada se requiere para extraer igual potencia. Sin embargo, a mayor
cilindrada se producen mayores pérdidas por fricción.
- El dosado del motor se encuentra entre 0,06 y 0,07.
- La velocidad media del émbolo es la media de velocidades que lleva en su recorrido. consumo específico se define como el cociente entre el consumo y el empuje.
- El par motor es el par asociado al eje de la hélice.
El
GRÁFICAS POTENCIA-PRESIÓN Y POTENCIA-ALTURA
A mayor presión de entrada, mayor trabajo se extrae (por ello, la sobrealimentación mejora las
actuaciones del motor). Además, a mayores revoluciones por minuto del motor, mayor potencia se extrae.
A mayor altitud, menor potencia se extrae, debido al menor movimiento de gasto (menor masa cada
ciclo). Por ello, el trabajo de eje, el trabajo extraído y la presión media efectiva serán menores. En esta
gráfica también se cumple que, a mayores revoluciones por minuto, mayor potencia extraída. Además, al
aumentar la presión de entrada aumenta la potencia extraída. PÁG 105 GREATRIX.
En cuanto al consumo específico, suele ser menor en motores más pequeños. Respecto al ratio
potencia-peso, este suele ser mayor cuando se incrementa el tamaño del motor, estando entre 0,4 hp/
lb (pequeños) y 1 hp/lb (grandes).
Respecto al motor de encendido provocado de dos tiempos, el ciclo completo se realiza en una vuelta del
cigüeñal, realizándose conjuntamente dos fases: admisión y compresión; y expansión y expulsión. De esta
forma, obtenemos en la mitad de vuelta la potencia total del ciclo. Los motores de dos tiempos
normalmente tienen mayor ratio potencia-peso, pero son menos eficientes y, además, requieren de
añadir aceite lubricante al fuel, provocando su combustión.
Respecto a la ignición del combustible, la relación de compresión no puede alcanzar valores demasiado
elevados, para evitar la autodetonación, ya que esta puede producir potencia en sentido contrario si se
ocurre antes de que finalice la carrera de compresión. El octanaje del combustible define su resistencia a la
autodetonación.
Motor de encendido por compresión (EC), Diesel o de gasóleo
En este motor se inyecta el combustible directamente en la cámara de combustión, de forma que se
produce la autodetonación del mismo debido a la presión. Este combustible normalmente es gasóleo, y
requiere de características diferentes que la gasolina (poca resistencia a la autodetonación). Normalmente
incorporan un sistema de control del calor.
La relación de compresión de estos motores es mayor que la de los de gasolina, pues se busca la
autodetonación. Por ello, son más robustos, ya que trabajan con mayores presiones y temperaturas.
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Se requiere el control de adición de calor al combustible cuando el pistón se encuentra en el punto muerto
superior.
En aviación son más comunes de dos tiempos, con relaciones de compresión de entre 15 y 20 y el
combustible con un poder calorífico inferior de 44,2 MJ/kg (algo menor que gasolina).
El ciclo Diesel consta de distintas fases:
-
Compresión isentrópica: requiere de adición de trabajo.
Combustión (adición de calor) a presión constante. Suele ser más lenta que en ciclo
-
Otto.
Expansión isentrópica: se obtiene trabajo.
Expulsión de gases (calor) a volumen constante.
La eficiencia térmica del ciclo Diesel es menor que la del ciclo Otto a igual relación de compresión. Sin
embargo, normalmente los ciclos Diesel trabajan a mayor relación de compresión, pues no se debe
controlar la resistencia a autodetonación del combustible. Sin embargo, esto se ve limitado por la
resistencia estructural de los elementos del motor, que deben ser más robustos para soportar mayores
presiones, y, por tanto, más pesados, lo cual no beneficia en aviación, siendo algo menores los ratios
potencia-peso. Además, el consumo específico es algo menor que en el ciclo Otto normalmente.
Motor combinado
Estos motores tienen parte de combustión a volumen constante y parte a presión constante,
distinguiéndose dos ciclos:
-
Sabathé: la combustión se realiza parte a presión constante y parte a volumen
-
constante, mientras que la expulsión de gases se realiza únicamente a volumen
constante.
Atkinson: la combustión se realiza parte a presión constante y parte a volumen
constante, y ocurre lo mismo en la expulsión de gases.
Motor Wankel
Motor rotativo que surge con la intención de optimizar el motor de estrella, poco eficiente a nivel de altas
prestaciones debido a que el torque en alabeo es excesivo para el control a mucha potencia de vuelo.
Sus características principales son las siguientes:
-
Uso de gasolina e ignición por chispa normalmente. Por ello, se pueden evaluar
utilizando un ciclo Otto.
Consumo específico similar o mayor (debido a pérdidas y mezcla aceite-combustible)
al motor Otto de 4 tiempos.
- Relaciones de compresión entre 8-10 (similares a motores de encendido por chispa). Revoluciones por minuto superiores a otros alternativos para igual potencia.
- Se requiere de una caja reductora para disminuir la velocidad de giro del eje.
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Como principales ventajas muestra las siguientes:
-
No se realiza un movimiento alternativo, sino que se realiza un movimiento rotativo
-
para el rendimiento.
Buena relación potencia-peso (2-3 veces mayor que el motor de gasolina o Diesel,
en torno a un eje central, que no genera aceleraciones ni vibraciones, perjudiciales
entre 1-3 hp/lb).
-
Se realizan los cuatro procesos del ciclo en un único giro del rotor, permitiendo la
obtención de 6 unidades de trabajo cada dos vueltas frente a las 2 del alternativo
(mayor energía por unidad de tiempo con menor volumen de cámara de combustión).
Sin embargo, muestra varios inconvenientes:
-
Los sellos de cámara tienen una vida limitada, ya que tienen más recorrido que los
segmentos del motor alternativo, teniendo que cambiarlos cada 45000-50000 km de
-
trayecto.
Al requerir de mayor lubricación interna, se produce una gran combustión de aceite.
Turbosobrealimentación
Se basa en comprimir el aire previamente a la admisión, permitiendo mantener las prestaciones que
tendría el motor a nivel del mar a mayores altitudes.
Inicialmente, la sobrealimentación se realizaba extrayendo potencia del cigüeñal a un compresor, obteniendo
menor rendimiento a iguales revoluciones por minuto.
Actualmente se realiza obteniendo potencia de los gases de escape mediante una turbina, que la extrae para un
compresor de entrada que incrementa la presión del aire.
Los límites de presión vienen dados por la autodetonación a altas relaciones de compresión y los límites estructurales de
los materiales.
Entre el compresor y la cámara de combustión se suele utilizar un intercooler (intercambiador de calor), que permite la
disminución de temperatura sin disminuir la presión, aumentando la densidad del aire y, por tanto, el flujo másico.
En gráficas se puede observar que la turbosobrealimentación incrementa el empuje a diversas altitudes dadas. Respecto al
consumo de fuel, es mayor a medida que se incrementa el porcentaje de potencia respecto a la máxima.
UAVs (Unmanned Aerial Vehicles) y otras alternativas
Los UAVs tienen características similares a las aeronaves ligeras, y se utiliza en mayor medida el motor alternativo con
hélice.
Respecto a las características, destaca la baja velocidad de vuelo y el uso en pruebas de sistemas tecnológicos
nuevos.
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ALBERTO CEBALLOS GONZÁLEZ
Actualmente se pretende la introducción de propulsión eléctrica, con base en motores alternativos movidos
por baterías de corriente continua, debido a que los requisitos de empuje son bastante pequeños. Se utiliza
en UAVs pequeños y aeromodelismo, especialmente para vigilancia y fotografía aérea (escala entre 10-20
cm). El inconveniente de la propulsión eléctrica es la necesidad de baterías de gran tamaño y pesadas para
tiempos de vuelo altos, debido al almacenamiento de energía pequeño. Sin embargo, muestran un mejor
rendimiento motor que los endotérmicos, además de que producen menor ruido. Se puede utilizar energía
solar para recargar las baterías en viajes largos, aunque se proporciona muy poca energía y depende de la
meteorología.
TEMA 7 – Motores cohete
Los motores cohete son motores de reacción que generan empuje mediante expulsión a la atmósfera de
gases que provienen de la cámara de combustión, incorporando tanto combustible como comburente.
Pueden funcionar sin necesidad de una atmósfera. El único factor del que depende su empuje es de la
altura de actuación.
Los cohetes se pueden dividir en diversos tipos según la generación de potencia:
-
Térmicos: generan potencia mediante la aceleración a través de una tobera de un gas
a alta presión y alta temperatura, obtenido en una cámara de combustión. Existen diversos
tipos:
o
Químicos: reacción química entre propulsantes.
§
§
Sólidos
Líquidos: pueden ser monopropulsantes (no se requiere combustión, se
autodegrada) o bipropulsantes (existe oxidante y combustible). La mezcla más
común suele ser hidrógeno y oxígeno, ya que producen el máximo empuje
específico, pero tienen baja densidad, por lo que se
requiere de depósitos grandes. Otros muy utilizados son queroseno y oxígeno, o
hidracina y oxígeno/ácido nítrico. El flúor es superior pero es altamente
contaminante. Son criogénicos normalmente.
§
Híbridos
o
Nucleares
o
Solares
Láser
Eléctricos: generan la aceleración del propulsante mediante campos eléctricos,
electromagnéticos o calentamiento de elementos eléctricos. Hay tres tipos:
o
-
o
Electrotérmica: genera el empuje calentando un gas con un arco o con una
resistencia, y acelerándolo a través de una tobera.
o
Electromagnética: se acelera la materia mediante un campo
electromagnético.
o
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Electrostática: se genera un campo eléctrico que acelera partículas con carga.
Gas frío: generan empuje mediante la aceleración de gas presurizado a través de una
tobera. Es el más pesado para el empuje que logra.
Nuclear: se basan en la emisión de radiación que transmite energía. Hay dos tipos
principales:
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ALBERTO CEBALLOS GONZÁLEZ
o
Fusión nuclear
o
Fisión nuclear
Parámetros de actuación
El empuje del motor cohete viene dado por la ecuación de Tsiolkovsky, en base a la cual se determina que
este depende de la variación de momento del fluido que abandona el motor y la diferencia de presión a la
salida. Se debe tener en cuenta que la velocidad inicial de la mezcla expulsada no es la velocidad de vuelo,
sino que es nula.
Como peculiaridades del motor cohete, cabe destacar las siguientes:
-
El término de variación de velocidad influye mucho más en el empuje que el término
de variación de presión.
Las toberas generalmente se encuentran choqueadas, es decir, el Mach de salida es
-
igual a 1 (flujo supersónico en garganta).
La velocidad y presión de salida depende únicamente de la relación de áreas en el
-
venturi de salida.
La presión ambiente decrece con la altura, siendo nula en el vacío, por lo que el
empuje se incrementa con la altura, hasta hacerse máximo en el vacío.
Impulso específico (𝑰𝒔𝒑): es el cociente entre el empuje total producido por el motor y el flujo másico que sale
a través de él, multiplicado por la gravedad. Se mide en segundos. Cuanto mayor sea, mayor es el empuje
que se genera por cada kilogramo de combustible. De esta forma, un mayor impulso específico reduce
drásticamente la cantidad de propulsante a introducir, al encontrarse relacionados de forma exponencial.
De igual forma, para incrementar algo la velocidad se requiere un aumento drástico de la masa de
combustible introducida en el motor.
Cambio de velocidad de la aeronave: se puede determinar mediante la segunda ley de Newton,
dependiendo del empuje específico y la variación total de masa. Normalmente, en vez de introducir una
masa y calcular la variación de velocidad, se introduce la cantidad de masa requerida para la variación de
velocidad deseada en base a la misión que deba realizar el vehículo.
Energía y eficiencias
El 100% de la energía proviene de la capacidad calorífica de propulsantes. El 1% no se llega a quemar debido a
las pérdidas de combustión, por combustión incompleta; el 99% restante es la energía extraída de la
combustión. Otro 2% se pierde en calor transmitido a paredes y entorno, de forma que el 97% es la energía
que sale con el chorro de gases, estando dividida en energía de velocidad (que produce propulsión), y calor,
que produce unas pérdidas del 30% de la energía. Aproximadamente el 70% de energía es energía cinética de
los gases, de la cual entre el 0 y 50% es energía residual perdida en la energía cinética de los gases de salida.
De esta forma, entre un 40% y un 70% de la energía disponible en el combustible se utiliza para la propulsión.
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La energía disponible para la propulsión se maximiza igualando la velocidad de salida de los gases a la
velocidad de vuelo, evitando las pérdidas de energía cinética.
Sin embargo, se debe buscar un sistema que produzca mucho empuje por unidad de gasto, ya que interesa
obtener el máximo empuje llevando el mínimo peso. Por ello, nos compensa gastar poco combustible que
abandone el motor muy rápidamente, pues así se maximiza la velocidad lograda sin necesidad de llevar
mucho combustible y propulsante, que causan la necesidad de obtener un empuje mayor, y mayor gasto de
los mismos.
Motores químicos de propulsante líquido
Son motores cohetes químicos cuyo fluido propulsante es un líquido, por lo que requieren de sistemas
hidráulicos, como turbobombas (turbina accionada por el gas a presión que acciona las bombas) de ciclo
abierto (el gas empleado para accionar la turbina se descarga a la atmósfera generando empuje) o ciclo
cerrado (los gases se utilizan en la combustión principal). Todos los propulsantes tienen mayor rendimiento
en ciclo cerrado, generando mayor empuje específico pero con mayor complejidad de los sistemas.
Estos motores logran un empuje mayor que los motores a reacción. El impulso específico obtenido es mayor
en el vacío que a nivel del mar, debido a que la presión es nula en el vacío e incrementa el empuje sin
disminuir ninguna otra propiedad de la que dependa esta magnitud.
Como monopropulsantes nos podemos encontrar la hidracina, que no requiere de oxidante, pero se
degrada mediante las reacciones exotérmicas y las temperaturas alcanzadas son menores, lo cual hace
que el empuje, y, por tanto, el empuje específico sea menor. ¿¿¿?
Como bipropulsantes nos encontramos oxígeno e hidrógeno (son los que mayor impulso específico
generan, aunque se requiere de grandes tanques debido a su baja densidad), queroseno y oxígeno...
Motores cohete de combustible sólido
En estos motores, el depósito de combustible es la cámara de combustión, y los gases de combustión
continúan la inflamación de combustible, de forma que la combustión es progresiva.
En este proceso se genera gas a alta presión y temperatura, que, al ser acelerado en una tobera,
produce empuje.
El empuje es proporcional a la velocidad de combustión por el área quemada, por lo que incrementando
estas variables se incrementa el empuje. Si el área es constante el empuje es constante, mientras que si el
área depende del tiempo, el empuje también.
Si utilizamos una distribución de empuje constante, la aceleración irá incrementando debido a la
disminución de masa del motor cohete debido a la combustión, por lo que normalmente se intenta
conseguir un empuje menor al final, generando igual aceleración sin problemas estructurales debido a
fuerzas excesivas.
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ALBERTO CEBALLOS GONZÁLEZ
La distribución de empuje es una función de la geometría del grano de combustible, en concreto del área
expuesta a la combustión.
Como ventajas, muestran que no se requiere de un sistema hidráulico, lo cual disminuye considerablemente su
peso y coste. Además, son más sencillos.
Sin embargo, como principal inconveniente muestra un empuje no controlable, que no se puede apagar una vez
encendido y no se puede regular.
Tiene varias partes: iniciador, cámara (carcasa) y propulsante. Se utiliza en lanzadores de satélites y en misiles.
Un propulsante ampliamente utilizado es el perclorato amónico (oxidante) con polvo de aluminio (combustible) en
matriz de HTPB. Esto se debe a que la combustión de metales es más energética que la de líquidos y genera
temperaturas muy altas.
Motor cohete híbrido
Es un motor cohete en el que uno de sus componentes (oxidante o combustible) se encuentra en fase sólida
(normalmente el propulsante) y otro en fase líquida (normalmente el oxidante), de forma que existe una posibilidad de
reencendido sin necesidad de sistema hidráulico.
Propulsión eléctrica
Propulsión basada en sistemas eléctricos de generación de energía. La energía normalmente se logra mediante paneles
solares.
Se logran velocidades de salida mucho mayores con un gasto bastante menor, de forma que se consigue un impulso
específico mayor (logro de mayor empuje por cada kilogramo de combustible) pero un empuje menor (es mucho menor
el flujo másico, más que lo que aumenta la velocidad de salida). Por ello, únicamente se utiliza cuando se requiere hacer
maniobras no rápidas.
Hay varios tipos:
-
Electrotérmico: la propulsión se basa en incrementar la presión y temperatura de un
gas y acelerarlo en una tobera. Existen dos tipos principales:
o
Resistojets: consisten en una resistencia eléctrica que calienta el gas.
Presentan impulsos específicos más bajos.
o
-
Arcjets: se logra el incremento de temperatura mediante una chispa lograda a
partir de arcos de descarga.
Electrostático: la propulsión se genera mediante aceleración directa de partículas
positivas mediante un campo electrostático. Primero, se debe ionizar el gas
(normalmente se utiliza xenón del que se arrebatan electrones), quedando este con carga positiva. Después, se
aplica una diferencia de potencial entre rejillas, que acelera las partículas en dirección contraria hacia donde se
desea la propulsión. Logran empujes específicos muy altos, del orden de 1000-2000 segundos, debido a las altas
velocidades de salida. Deben disponer de mecanismos de liberación de carga
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ALBERTO CEBALLOS GONZÁLEZ
-
para evitar la acumulación de cargas negativas, que atraerían a las positivas y cortarían
la propulsión. Un ejemplo es el motor iónico.
Electromagnéticos: se basan en la interacción de un campo magnético y eléctrico. El
fluido en estado de plasma (carga neutra) es muy conductor, por lo que es atravesado por corrientes
eléctricas. Si se aplica además un campo magnético, aparece una fuerza perpendicular a las líneas de
campo magnético y eléctrico (ley de Faraday), que genera un empuje. Algunos ejemplos son el HET
(Hall Effect Thruster), PPT (Pulse Plasma Thruster) y MPD (Magnetoplasmadynamic)
Comparando todos estos sistemas propulsivos, determinamos que, de mayor a menor impulso
específico, se ordenan así:
Iónico > Plasma > Resistojet > Nuclear > Químico
Sin embargo, los únicos que pueden generar suficiente empuje para abandonar la Tierra (más de 1G) son los
nucleares y químicos.
TEMA 8 – Pulsorreactor
Se trata de un motor de reacción que surge como solución intermedia entre los motores alternativos (es
pulsante) y las turbinas de gas (utilizan la expulsión de un gas para generar empuje, en vez de usar hélice,
además de tener un funcionamiento lineal de izquierda a derecha). Es una especie de ramjet que trabaja
de forma intermitente.
No dispone de partes móviles como turbocompresores, ya que las válvulas únicamente son membranas
flexibles, sin partes mecánicas.
Como combustibles, puede utilizar gasolina (mayor inflamabilidad), gasoil, queroseno o hidrógeno (muy
pobre para su uso en el motor, ya que genera combustión continua). Se suele utilizar gasolina, pues favorece
que sea pulsante al no producir combustión si la mezcla es más rica o más pobre de lo normal.
Como problemas, muestra la ineficiencia de combustible, vibraciones y que requiere refrigeración.
Actualmente se encuentra en desuso.
Pulsorreactor con válvulas
Motor con una serie de válvulas en el que cada ciclo está formado por 4 ondas de presión:
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-
La primera onda consiste en la compresión por adición de calor.
La segunda onda es una expansión, logrando casi un vacío.
La tercera onda es una expansión con renovación de carga mediante la apertura de
-
válvulas.
La cuarta es una compresión debida al cierre de válvulas.
Se puede dividir su funcionamiento en tres fases: compresión (onda hacia la derecha), empuje (onda hacia la
izquierda y vuelta hacia la derecha, mitad de duración del ciclo) e inducción.
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ALBERTO CEBALLOS GONZÁLEZ
Requiere de una bujía para iniciar la combustión, pero, una vez iniciada, no necesita volver a activarse,
pues se establece un reflujo que mantiene la combustión. Para que se inicie la combustión el aire debe estar
en unas condiciones de temperatura y presión determinadas.
Se debe disponer de compresores para arrancar el motor mediante aire comprimido y chispa.
Su ciclo de vida viene marcado por el de las válvulas, ya que se estropea cuando dejan de funcionar
estas, y se deben cambiar.
Pulsorreactor sin válvulas
Las cuatro fases son iguales que las del pulsorreactor con válvulas. Tiene un periodo de funcionamiento
que depende de la longitud del tubo de combustión, formado por cámara y tobera. Se crea un vacío en el
que se produce la renovación de carga por la parte corta y la vuelta del producto por la larga.
Existe backflow, que se debe evitar mediante la localización correcta de la cámara de combustión
en el motor.
Prestaciones
Durante la combustión se alcanza dos veces la presión ambiental. El empuje medio es el cociente
entre el empuje máximo y π.
Requiere de refrigeración, pues se alcanzan 1000K en estado estacionario (ya que la temperatura sube al
principio) antes de la combustión y 2000K después, es decir, temperaturas mucho más altas que en otros
motores, por lo que se requiere de interenfriamiento por aire frío o por líquido en la válvula de entrada,
cámara de combustión y tubo de escape.
Wave rotor o intercambiador dinámico de presión
Dispositivo consistente en un disco con un rotor de giro constante y con área transversal constante, en la
entrada de la cámara de combustión y salida del compresor. Su finalidad es, montado en paralelo de la
cámara de combustión, el incremento de presiones y temperaturas del núcleo, para incrementar la eficiencia
del motor, sin incrementar la temperatura en las paredes, evitando el deterioro de materiales. De esta forma,
se incrementa la presión efectiva que entra en la turbina sin incrementar la temperatura. El rotor actúa de
compresor y turbina, sin partes mecánicas. Su funcionamiento es similar al del pulsorreactor, ya que trabaja
en base a ondas de presión. El fluido frío del compresor alcanza una presión y temperatura más alta,
entrando a la cámara con estas condiciones, y saliendo de la misma con menor temperatura que la de
entrada. Posteriormente, el gas resultado de la combustión vuelve al wave rotor para una expansión efectiva,
y se trasladaría a la turbina a presión superior e igual temperatura.
La cámara en paralelo a la cámara de combustión incrementa la potencia y disminuye el consumo
específico sin modificar la turbomaquinaria.
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ALBERTO CEBALLOS GONZÁLEZ
TRABAJOS PROPULSIÓN
1.- Propulsión por emisión de electrones
La propulsión electrostática se basa en la emisión de electrones. Existen dos tipos principales: FEEP (Field
Emission Electric Propulsion), que utiliza indio o cesio como propulsante y da lugar a la formación de conos
de Taylor; e iónica, que utiliza xenón como propulsante.
2.- Propulsión iónica
Existen diversos tipos: HDLT, VASIMR, HET, PPT, MPDT, coloidal, electrostática, PIT, FEEP…
3.- Propulsión por velas solares o magnéticas
Este tipo de propulsión funciona gracias a la presión solar (fotones con energía que causan una diferencia de
momento lineal) sobre láminas ligeras, sin uso de combustible. Producen una baja aceleración, pero
constante y sin gasto de energía ni necesidad de masa de combustible. Estas velas pueden ser fotónicas
(basadas en la presión solar) o de plasma
(basadas en el viento solar). La presión solar es del orden de 4,56 μPa. A mayor duración de la misión, más
interesante se hace este sistema propulsivo, pues presenta un mayor impulso específico a medida que
avanza el tiempo, al contrario que otros sistemas propulsivos en los que es constante. Como aplicaciones se
plantean las misiones a sistemas solares exteriores, misiones interiores, satélites…
4.- Propulsión láser
Propulsión basada en el uso de láseres. Hay varios tipos: detonación pulsada, presión de fotones, láser
fotónico, intercambiador de calor, ablación láser…
5.- Propulsión atómica
Tipo de propulsión basada en la energía liberada por átomos, otorgando gran potencia de forma que se
logran bajos tiempos de misión. El impulso específico es del orden de 650-700 s, pudiendo alcanzar algunos
sistemas hasta 2000-3000 s. Como inconvenientes muestra que el combustible es radiactivo, suponiendo un
peligro para la salud (radiación beta y gamma) y el medioambiente. Hay tres tipos: de fisión (generación de
calor debido a la inestabilidad, utilizan uranio-235 (enriquecido a partir de uranio-238), plutonio-238 y
estroncio-90 como propulsantes, un ejemplo es el RTG), de fusión y de pulsos (bombas atómicas que
producen empuje pulsante, con amortiguadores que hacen las aceleraciones más débiles dentro de la cabina
para permitir vuelo tripulado, y empujes específicos de entre 1800-3000 s).
6.- Propulsión por fusión nuclear
Se basa en la fusión de dos núcleos (normalmente deuterio y tritio) para dar lugar a uno de menor masa
(helio), con la consecuente liberación de energía debido a la ecuación de Newton (17,6 MeV cada 2 átomos).
El principal problema es la necesidad de que el propulsante esté en estado de plasma para vencer la fuerza
electrostática (necesidad de alta temperatura) que
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permita la suficiente cercanía de núcleos para lograr la fusión. El plasma se puede confinar por métodos inerciales (pulsos
láser) o magnéticos. También se ha planteado la fusión fría (sin altas temperaturas) y la sonoluminiscencia (gas dentro de
líquido genera energía al implosionar). Otorgaría impulsos específicos de 2000-5000 s.
7.- Propulsión por fisión nuclear
La propulsión por fisión nuclear se basa en la energía generada mediante fisión de núcleos de átomos. Un ejemplo es
aquella por pulsos, con impulsos específicos entre 5000-10000 s y pulsos de 0,5-30 kt. Los principales tipos son por
pulsos, eléctrica (RTG) y térmica (por núcleos sólidos, líquidos o gaseosos, o por pulsos de neutrones). Como ventajas
muestra los grandes impulsos y que no existe necesidad de investigación ya que ya se encuentra desarrollado, mientras
que como inconvenientes muestra la radiación.
8.- Propulsión por plasma
Las principales propiedades del plasma son la aproximación entre moléculas, longitud de Debye, frecuencia (relacionada
con oscilaciones y colisiones) y grado de ionización. Como tipos de propulsión por plasma destaca la de efecto Hall,
VASIMR, sin electrodos (se pueden usar metales, produce empuje en etapas), MPDT (viajes de larga duración), helicoidal
de doble capa (no requiere de neutralización) y de pulso inductor.
9.- Control de actitud de satélites
Existen dos tipos principales de sistemas de control de actitud de satélites: pasivos (no requieren de energía ni
información) y activos (tienen sistemas propulsivos).
Existen diversos métodos de control de actitud: por gas frío (impulsos específicos de 30-70 segundos, no es tóxico, no
requiere de combustión y es sencillo, utiliza nitrógeno, helio e hidrógeno como propulsantes), propulsante líquido (puede
ser monopropulsante, como la hidracina, o bipropulsante, pudiendo ser a su vez hipergólica (combustión instantánea, más
potencia) o no hipergólica (necesidad de agente externo de combustión); se utiliza gimbaling y motores vernier para el
control de actitud), propulsión eléctrica y propulsión iónica.
TEMA 9 – Diseño de misiones
1.- Introducción
Existe mucha bibliografía relativa al diseño de motores que permite captar la esencia del proceso de diseño desde
un punto de vista realista y completo, existiendo dos tipos principales:
-
Tradicional: contiene ecuaciones y conceptos individuales base del diseño de
motores.
-
De diseño: muestra soluciones conocidas.
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ALBERTO CEBALLOS GONZÁLEZ
Normalmente se utiliza un estudio mixto, basado en ecuaciones semiempíricas y parámetros como el nivel de
empuje para cada fase de la misión. De esta forma, se aborda el problema de una forma global y basada en
conceptos y principios individuales.
Este proceso es válido para cualquier tipo de propulsor o grupo motopropulsor.
2.- Proceso de diseño
El proceso de diseño tiene una serie de elementos críticos:
-
Las necesidades del motor normalmente vienen recogidas en un documento
denominado Request for Proposal (RFP, lista de requerimientos).
No existe una solución única ni óptima para todas las condiciones de vuelo, sino que
existen regiones de solución, dentro de las que se puede elegir una opción preferida. inicio del proceso iterativo de diseño no importa la exactitud, pues presenta
En el
buena convergencia, aunque necesitamos de premisas previas válidas, y se requiere de reinicio
del proceso si no lo son. Cuanta mayor precisión inicial tengamos de datos, menor necesidad de
iteraciones tendremos.
-
Es un proceso de ingeniería multidisciplinar, en el que se deben poner en común
-
diversas disciplinas, como termodinámica, aerodinámica, mecánica, combustión,
estructuras, fabricación...
Se debe realizar el producto mediante un consorcio, no de manera individual,
mediante comunicación y participación activa, compartiendo los resultados obtenidos.
Respecto a las necesidades del motor, se debe tener en cuenta que la planta propulsiva de una aeronave
tiene una influencia dominante en la actuación de la aeronave, y debe ser específica para la misma. Por
esta razón, el uso de un motor u otro cambia las capacidades del avión.
La obtención de los requisitos del cliente (RFP) es producto de años de trabajo, siendo importantes
los siguientes aspectos:
-
Las capacidades finales de la aeronave adecuadas (la forma de obtenerlas no
depende del cliente normalmente, sino de la empresa).
- Esta obtención es resultado de años de análisis.
- Existen elevadas posibilidades de éxito, pero también se pueden correr riesgos. tener en cuenta la competencia, clientes y la presión de las barreras
-
Se debe
tecnológicas.
El presupuesto disponible tiene una gran importancia.
Se desconoce inicialmente si se van a poder cumplir las expectativas requeridas por
el cliente.
Tras la recepción del RFP finaliza el estudio preliminar y comienza el desarrollo tecnológico. El RFP puede
cambiar a lo largo del desarrollo del proyecto debido a diversas razones:
-
Limitaciones conocidas, es decir, requisitos que no se pueden cumplir.
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-
Prioridades de diseño y toma de decisiones, normalmente debido a presupuesto o
limitaciones tecnológicas.
Se deben conocer perfectamente los requisitos antes de comenzar el proceso de
diseño, para determinar por dónde comenzar los estudios y desarrollos.
Los motores actuales normalmente parten de desarrollos antiguos, no parten de cero.
En la empresa existen dos entes principales con diversos intereses:
-
Empleados: deben trabajar con socios con intereses propios. De esta forma, la
dirección debe tener una visión global del proyecto.
Diseñador: debe conocer las soluciones propias de su empresa, otras alternativas
utilizadas por otras empresas y saber justificar las decisiones propias.
3.- Sistema de diseño
El sistema de diseño presenta una serie de factores importantes:
- Experiencia de la compañía. Experiencia de los empleados. Naturaleza del proyecto.
A mayor experiencia, más sencillo es un desarrollo satisfactorio.
Se debe tener en cuenta que el desarrollo de un motor nuevo empezando de cero requiere muchos más
recursos que modificar una planta propulsiva ya existente.
Existen una serie de generalidades en el diseño de motores, es decir, un conjunto de aspectos que comparte
todo proceso de diseño de motores:
- Estudios.
- Test de desarrollo (necesarios para el desarrollo). Bucles iterativos.
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Respecto al esquema, la termodinámica del punto de diseño pretende obtener los valores óptimos para
los rendimientos más elevados. Las condiciones de diseño de cualquier dispositivo son aquellas en las
que se va a trabajar la mayor parte del tiempo (estudio on-design).
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El constraint analysis es el estudio de misiones.
4.- Consideraciones a tener en cuenta
Se debe tener en cuenta el uso de la gravedad en unidades del sistema imperial, ampliamente
utilizada en libros en inglés.
Existen más modelos de la atmósfera que la ISA, por lo que se debe tener en cuenta el
utilizado. Por ejemplo, en países ecuatoriales se pueden utilizar modelos de atmósfera
caliente, mientras que en los polares se pueden utilizar de atmósfera fría.
Se debe tener en cuenta que en muchas condiciones de vuelo se trabaja con flujo
compresible.
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El parámetro de gasto másico es un parámetro adimensional que cuantifica el gasto que pasa por un lugar
independientemente de su área.
La presión dinámica es la presión ejercida por el aire al frenarse totalmente contra la aeronave.
La temperatura y presión totales son propiedades que dependen del Mach de vuelo del avión, y determinan
el calentamiento y esfuerzos a los que se somete el avión en vuelo a velocidades determinadas.
La relación de calores específicos ϒ es variable con la temperatura, disminuyendo su valor en zonas más
calientes y viceversa.
NOMENCLATURA
Como parámetros básicos podemos destacar el empuje a nivel del mar (empuje máximo del motor), peso
de la aeronave en el momento de despegue (peso máximo al despegue asociado a la aeronave), la
superficie alar, la sustentación, el drag (resistencia limpia del avión, con tren de aterrizaje recogido y sin
protuberancias), la resistencia parásita (aquella generada por tren de aterrizaje, paracaídas…), coeficiente
de sustentación, coeficiente de drag, coeficiente de resistencia parásita, un parámetro α que relaciona el
empuje en un momento concreto respecto al nivel del mar, la fracción de peso respecto al de despegue (β),
el factor de carga, que relaciona sustentación y peso para una condición de vuelo determinada, y la presión
dinámica.
5.- Concepto de misión
Misión: acción operativa del avión dentro de la cual se establecen una serie de fases
(despegue, crucero, aproximación, espera, trepada, viraje coordinado, aceleración, ascenso…). En ellas se
debe hallar la relación empuje/peso – carga alar óptima para la misma. La potencia necesaria por el avión
depende de las misiones a llevar a cabo.
La relación empuje/peso es el cociente entre el empuje instalado y el peso máximo de la aeronave en el
despegue. Es adimensional, y su valor suele oscilar entre 0,2-0,4 para aviación civil (menor que 1 siempre).
Los aviones de combate pueden tener valores de esta magnitud superiores a 1, necesarios para despegue
vertical.
La carga alar es el cociente entre el peso máximo de la aeronave en el despegue y la superficie
alar.
Para el estudio de misión debemos hallar la relación empuje/peso como una función de la carga alar,
obteniendo gráficas para cada condición de vuelo que nos dan regiones óptimas de diseño de los
motores. De esta forma, las intersecciones de funciones generan espacios solución válidos.
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Ejemplo de distintas fases de vuelo de una misión
6.- Requisitos y capacidades
Ejemplos de requisitos y capacidades son los siguientes:
-
Tripulación: tomaremos 90 kg por cada persona con su equipaje.
Repostado en vuelo: puede ser una fase en vuelos largos.
Cargas de pago especiales: se puede realizar una suelta de combustible, bombas… El
-
peso máximo de despegue no es igual al de aterrizaje debido al consumo de
combustible.
Mantenimiento.
La estructura normalmente se encuentra sobredimensionada en un factor de 1,5.
Requiere de durabilidad, tolerancia al daño, reparaciones y estudio de materiales.
-
Los combustibles y depósitos normalmente se encuentran sellados y son externos,
-
pudiendo encontrarse debajo de las alas, pegados al fuselaje, en el estabilizador
horizontal para lograr una mayor estabilidad…
Se debe tener en cuenta si se desean tener firmas del motor o no: radar, infrarroja,
acústica (imposible eliminarla por completo), visual, electromagnética…
Una fase de una misión es un vuelo entre dos puntos del espacio determinados. Si aparecen dos
condiciones de vuelo diferentes durante una fase, estas se denominan segmentos.
7.- Planteamiento de problemas
-
Análisis de fuerzas: se debe realizar un análisis estático y dinámico, determinando la
sustentación, resistencia, empuje y peso. Se debe conocer que el factor de carga puede ser
mayor que 1, debido a aceleraciones.
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-
Planteamiento de expresiones que relacionan empuje/peso y carga alar: se obtienen
-
mediante la polar del avión y requisitos de altura, velocidad de vuelo… No son
necesariamente exactas, sino que se deben realizar iteraciones.
Estudio de otros aspectos: se debe estudiar la estabilidad, control, estructuras,
configuración… Esto lo realizan a posteriori los diseñadores.
-
Determinar el punto óptimo de la gráfica en base a los requisitos y estudios
realizados.
La polar se puede expresar en base al coeficiente de sustentación mínimo o al instantáneo, utilizando el
coeficiente de resistencia inducida (drag inducido, no debido a efectos viscosos) y el coeficiente de
resistencia de fuerzas viscosas (drag de fricción y de presión) en el primer caso.
Fuerzas sobre un avión
8.- Curvas de actuación
En las curvas de actuación, las características que debemos buscar son las que se encuentran en la parte
superior de las curvas de cada misión, menos en aterrizaje que debemos tratar de encontrar puntos a la
izquierda de la recta.
La ecuación general para el estudio de misiones se deriva del equilibrio estático, equilibrio dinámico,
condiciones aerodinámicas (dan lugar a ecuaciones auxiliares), potencia en exceso para incrementar la
energía mecánica, composición de pesos y factor de carga.
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Ejemplo de gráfica para el estudio de misiones. 9.- Fases de misiones
a)
Vuelo horizontal rectilíneo uniforme (VHRU)
Las condiciones de esta fase de una misión son altura y velocidad no variables (potencia extra nula), factor de carga igual
a 1, al ser la sustentación requerida igual al peso de la aeronave, y configuración limpia, es decir, no existe resistencia
parásita.
b)
Ascenso a velocidad constante
Las condiciones de esta fase son velocidad constante, altura no constante (por tanto, potencia extra no nula), factor
de carga igual a 1, requiriendo de igual sustentación que el peso, y coeficiente de resistencia parásita nulo, al no existir
superficies que incrementen la resistencia.
c)
Giros coordinados
Los giros coordinados son aquellos giros en los que el pasajero no detecta ningún tipo de aceleración, igualándose la
fuerza gravitatoria y la centrípeta. Las condiciones de esta fase son factor de carga superior a 1, velocidad constante,
altura constante (potencia extra nula) y existencia de resistencia parásita debido a que se pueden necesitar alerones,
timones, spoilers y slats para esta fase.
d)
Aceleración horizontal
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Las condiciones de esta fase son resistencia parásita nula, altura constante, velocidad no constante (por
tanto, existe una componente de la potencia extra no nula, relativa a la variación de velocidad), y factor de
carga igual a la unidad. Se simplifica el problema si consideramos que el empuje, masa, presión dinámica y
coeficiente de resistencia inicial son constantes a lo largo de esta fase (a pesar de que varían).
e) Despegue
Existen dos condiciones de despegue: aquella en la que el empuje es mucho mayor que la resistencia,
utilizada principalmente en aviación militar, y aquella en la que es de similar magnitud, utilizada en
aviación civil para disminuir el consumo.
En ambos casos la altura es constante, pero la velocidad no es constante por lo que la potencia extra es
no nula; el factor de carga es 1, luego la sustentación es igual al peso, y la resistencia parásita es no nula,
debido al uso de tren de aterrizaje, flaps, slats… para incrementar la sustentación.
Añadimos además como dato un coeficiente de seguridad, de valor 1,2-1,3, que da el valor de la velocidad
de despegue al multiplicarlo por la velocidad de entrada en pérdida, para obtener un despegue seguro. De
esta forma, podemos calcular el empuje necesario para despegar en una pista de una longitud dada, o la
longitud mínima para despegar con un empuje de diseño.
En despegue con el empuje similar a la resistencia debemos tener en cuenta la resistencia de rozamiento
con la pista, que va disminuyendo debido a la disminución de la normal por aparición de sustentación.
f)
Aterrizaje
Para el desarrollo de la ecuación del aterrizaje partimos de la ecuación de las misiones antes de realizar el
cambio de la polar. En este caso, el factor de carga será 1, existirá resistencia parásita debido al tren de
aterrizaje y spoilers, la variación del altura será nula, el factor de potencia α se encontrará entre 0
(motores sin reversa) y -1 (motores con reversa), ya que se busca frenar, y la variación de velocidad será no
nula, ya que se producirá un frenado progresivo.
Al utilizar el logaritmo de una suma cuando el factor de potencia es 0, no podremos utilizar un desarrollo en
serie de la ecuación de distancia de frenado, pero sí en el caso de que sea menor que 0.
10.- RESOLUCIÓN DE EJERCICIOS
Respecto a la resolución de ejercicios, debemos tener en cuenta una serie de informaciones:
-
Si el motor dispone de postcombustión, normalmente utilizaremos una ecuación
empírica para determinar el factor de potencia a cada velocidad de vuelo.
No siempre utilizaremos atmósfera ISA, a menos que no se nos indique nada en el
problema. Trabajaremos con ratios de densidad respecto a la ISA a nivel del mar.
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-
Para el despegue y aterrizaje es necesaria una distancia y tiempo de rotación, que se
refieren al tiempo en el que el avión se encuentra despegando pero sigue en contacto con la pista,
del orden de segundos. Este se deberá sumar al tiempo en pista y al tiempo de frenado, y se debe
tener en cuenta en cálculos para misiones. En el caso del aterrizaje, es el tiempo entre que el tren
de aterrizaje entra en contacto con el suelo y se comienza a frenar. En despegues puede existir un
problema de obstáculos en pista, que se debe tener en cuenta como fase de la misión.
-
Para comenzar el problema se debe suponer un Mach de despegue, ya que este
depende de la carga alar y no se encuentra definida. Se utilizarán valores entre 0,1 y 0,2. En
realidad se debe realizar un método iterativo para fijar estos dos valores y que concuerden.
-
Una vez obtenidos los parámetros de la misión buscaremos más de tres valores que
nos permitan representar la curva.
Cuando no existe factor de potencia la curva del aterrizaje es una recta vertical,
-
mientras que si existe o hay tiempo de rotación es una curva.
Tomaremos los mismos valores de carga alar para todos los puntos de las fases de las
-
misiones.
En aceleraciones tomaremos factores de potencia y presión dinámica ponderados,
calculados mediante la media del Mach inicial y final o calculados con el inicial y final y tomando su
media. También utilizaremos k1 constante, aunque realmente depende de la velocidad de vuelo.
-
El aterrizaje tiene un factor de carga fijo (recta vertical), estando las soluciones a su
izquierda.
- En problemas de despegue vertical se debe realizar un equilibrio de fuerzas. - La
postcombustión produce un aprovechamiento mejor del empuje que la
-
combustión simple.
Debemos buscar el espacio solución de valores de la relación empuje-peso y carga alar
que nos permita cumplir todas las misiones a las que está destinado el motor.
TEMA 10 – Análisis de misiones: Cantidad de combustible
El paso final del proceso de diseño de misiones debe ser dimensionar las aeronaves para cumplir la
misión deseada. Este proceso de otorgar dimensiones a los aviones se puede realizar cuantificando la
cantidad de combustible necesaria para realizarla.
1.- Introducción
El punto de partida para diseñar el sistema propulsivo y la aeronave es el punto obtenido en la gráfica que
relaciona el empuje/peso y la carga alar de la aeronave.
El peso máximo al despegue es la suma del peso de la carga de pago (Wp), el peso estructural
o en vacío (We) y el peso de combustible de la aeronave (Wf).
-
El peso correspondiente a la carga de pago viene dado por la RFP, y se divide en carga
de pago eyectable (Wpe), que incluye partes del avión que pueden expulsarse durante el vuelo,
como depósitos o bombas; y carga de pago permanente (Wpp), que es aquella cuyo transporte es la
finalidad de la misión.
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ALBERTO CEBALLOS GONZÁLEZ
-
El peso estructural incluye elementos del avión que no son carga de pago ni
-
combustible. Está formado por estructuras, equipos y sistemas permanentes del
avión, como motores, aviónica, ruedas, asientos…
El peso del combustible es variable durante la misión, disminuyendo
progresivamente.
La fracción de peso correspondiente al peso estructural se encuentra en torno a un 50%.
2.- Consumo de combustible
El consumo de combustible en peso viene dado por el producto del empuje y el consumo específico en
base peso (TSFC, Thrust Specific Fuel Consumption), medido en unidades inversas al tiempo.
El empuje se puede obtener mediante las ecuaciones de equilibrio estático de la aeronave, mientras que
el consumo específico depende del ciclo del motor, condiciones de vuelo
(altitud, gasto…) y configuración de aceleración, relacionada con la palanca de gases.
Sin el motor diseñado desconocemos su TSFC, pero se puede determinar mediante relaciones
empíricas específicas de cada tipo de aeronave.
Cada misión y consumo se define en base a la fracción de peso máximo al despegue, por lo que se debe
encontrar este valor para cada misión.
Como ventajas de este método de estudio, podemos destacar las siguientes:
-
Da lugar a cálculos basados en poca información.
Refleja la forma óptima para volar distancias con consumo mínimo de fuel.
Muestra que el fuel quemado durante una fase es una fracción de la masa total del
avión al despegue.
3.- Herramientas de diseño
Esta parte se puede identificar con la termodinámica del vuelo, determinando la forma en la que el trabajo
desarrollado por el combustible en el motor es usado para la propulsión.
La tasa de disminución de peso en vuelo es el producto negativo del TSFC y el empuje, en el caso de que no
exista carga de pago desechable. Este cambio de peso del avión se traduce en un cambio en el trabajo
específico realizado por la cantidad de combustible, que se puede consumir para:
-
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Incrementar la energía mecánica, aumentando la energía potencial o la cinética,
siendo la potencia extra no nula. Para estudio de este tipo de problemas se define una nueva
variable u, cociente entre las fuerzas resistivas y el empuje, que determina la forma en la que el
empuje total se distribuye entre generación de energía mecánica y disipación de rozamiento, siendo
(1-u) la fracción consumida en incremento de energía mecánica. Incluye:
o
Ascenso con aceleración.
o
Ascenso a velocidad constante.
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-
o
Aceleración horizontal.
o
Despegue.
Vencer la energía disipada: la potencia extra es nula, sirve para vencer los vórtices de
punta de ala, turbulencias y fricción. Se requiere información sobre el tiempo de duración de la maniobra.
En este caso, u=1, luego no es válida la ecuación del caso anterior, ya que se encuentra en el denominador
de la integral. Incluye:
o
Vuelo de crucero a velocidad constante.
o
Giro a velocidad constante.
o
Rotación en el despegue.
o
Maniobras a energía constante, es decir, aquellas en las que se reduce la
velocidad para incrementar la altura y viceversa.
4.- Consumo específico TSFC
Se puede determinar que es una función compleja del ciclo del motor, condiciones de vuelo y configuración de
aceleración.
Este valor se debe caracterizar, utilizando una expresión empírica que utiliza dos constantes que dependen del motor y
su régimen de funcionamiento, dependiendo a su vez del Mach y de la temperatura de vuelo.
𝑇𝑆𝐹𝐶 = (𝐶# + 𝐶$𝑀)√𝜃
Se pueden utilizar diversas expresiones válidas que permiten modelar esta magnitud. Esta en concreto nos otorga
precisión y sencillez para turborreactores, turbofan y turbopropulsores con o sin postcombustión.
5.- Proceso de cálculo de peso máximo al despegue
Se trata de un proceso iterativo que consta de los siguientes pasos:
-
El peso de carga de pago viene dado por la RFP.
Se realiza una estimación inicial del peso máximo al despegue, pudiendo realizar
-
cualquiera ya que el método presenta una buena convergencia.
Se realiza una estimación inicial razonable de la fracción de peso estructural, en torno
-
a 0,5 normalmente.
Se realiza el estudio de las fases, descontando el combustible utilizado tras las
misiones multiplicando el gastado en cada una de ellas para obtener la fracción de
-
peso final.
Al finalizar la misión debemos eliminar la carga de pago y excedente de combustible
final.
-
Obtenemos el peso estructural final, que normalmente será diferente al inicial, y la
-
fracción del mismo respecto al peso máximo al despegue.
Si el peso final estructural es mayor al inicial supuesto, incrementamos el peso
-
máximo al despegue, y viceversa.
Repetir el proceso hasta obtener coherencia de resultados.
6.- Análisis preliminar del peso máximo al despegue
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Podemos descomponer el peso máximo al despegue de forma que nos encontremos con el peso de la carga
de pago en el numerador y las fracciones de combustible y peso estructural en el denominador.
De esta forma, obtendremos que, si un 90% de carga total es de carburante y estructuras, únicamente un
10% podrá ser utilizado como carga de pago. Sin embargo, si incrementamos un 5% esta cantidad, la carga
total será 18 veces la carga de pago, mientras que si se disminuye un 5% la carga total será solo 7 veces la
carga de pago.
7.- UAVs
Los UAVs presentan grandes ventajas para su uso en misiones, pues deben llevar cargas de pago menores, no
tienen pilotos ni tripulación, la fracción de peso estructural es pequeña, ya que no disponen de cabinas ni
requieren de presurización, y son los vehículos más pequeños, ligeros y económicos para realizarlas.
8.- Explicaciones de ejercicios
El estudio de misiones de aeronaves permite determinar si una aeronave de características determinadas
puede realizar una misión con su carga alar y su relación empuje-peso máximo al despegue. Se puede
determinar si cumple los requisitos mediante dos formas:
-
Sustituir los datos de carga alar en la ecuación que la relaciona con el empuje/peso
-
máximo al despegue y determinar si la distancia es suficiente para despegar o si
requiere de una mayor potencia.
Determinar las zonas de solución y si el punto pertenece a las mismas.
En el caso de conocer el avión que vamos a estudiar y sus características, podemos conocer el Mach de
despegue, no necesitando suposiciones sobre su valor.
En el resultado, si no cumple las condiciones para realizar la misión, debemos mencionar que no es capaz de
despegar a plena carga a una altura determinada en una pista de la longitud dada, requiriendo de mayor
potencia del motor.
A partir de la resolución previa se puede calcular la longitud de pista mínima para que un avión
despegue a una altitud determinada.
Se debe tener en cuenta que para la obtención del resultado se utilizaron suposiciones de atmósfera
ISA, que toma la temperatura a igual altura igual independientemente de las condiciones
meteorológicas, como la existencia de un anticiclón que supondría mayores temperaturas.
Además de esto, se supone que β=1 al despegue, y podría no serlo si el avión no se encuentra en su carga
máxima.
Los ejercicios de misiones nos determinan, por ejemplo, la longitud de pista necesaria para despegar a
una altitud dada.
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Respecto a las variaciones de peso en el combustible, el efecto del despegue y la rotación es mínimo, pero
se debe tener en cuenta. Estos ejercicios se resuelven determinando la fracción de combustible consumida
en cada fase, y, posteriormente, compararla con la fracción de carga no utilizable para combustible (carga
de pago y estructural, por ejemplo).
TEMA 11 – Aerodinámica interna de toberas
Para el estudio de aerodinámica interna de toberas se deben aplicar las ecuaciones de continuidad,
conservación del momento y conservación de la energía a un volumen de control por el que se
produce un flujo cuasi-unidimensional, compresible, no viscoso y estacionario.
El flujo unidimensional es el flujo de un fluido a través de un conducto de área constante, en el que la
presión, densidad, temperatura y velocidad solo son funciones de un eje.
El flujo cuasi-unidimensional es aquel en el que la variación de área a lo largo del conducto es moderada.
Estas ecuaciones se pueden particularizar para un elemento infinitesimal de fluido, de forma que nos
permitan modelar el comportamiento del fluido en la tobera.
Si la velocidad del fluido en el motor es subsónica debemos utilizar una tobera convergente para
acelerarlo al final del mismo. En cambio, si es supersónica, debemos utilizar una tobera convergentedivergente para el mismo fin.
Podemos obtener una expresión que relaciona áreas y velocidades únicamente en función del número
de Mach.
Conociendo el ratio entre el área y el área crítica podemos determinar un Mach solución subsónico y
supersónico. Debemos conocer que esta función presenta un mínimo en el punto (1, 1), no pudiendo ser,
por tanto, A<A* ni M<1.
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En este tipo de flujos la distribución de Mach, temperatura, presión y densidad dependen únicamente
del ratio A/A*.
La fuerza necesaria para comenzar el movimiento del fluido a través de la tobera es un gradiente de
presiones. Por ello, la presión de salida debe ser necesariamente menor que la de entrada.
En flujo supersónico únicamente existe una solución isentrópica (bloqueo supersónico, M=1), mientras que
en flujo subsónico existen infinitas soluciones isentrópicas.
En este tipo de flujo, a medida que se disminuye la presión el Mach interno de la tobera y el flujo másico
incrementa, ya que el gradiente de presiones es mayor.
El flujo se encuentra choqueado cuando se vuelve sónico en la garganta de la tobera y el flujo másico se
mantiene constante, sin incrementar su valor. La tobera se encuentra choqueada cuando el gradiente de
presiones alcanzado es mayor que el valor para que el flujo se haga sónico en la tobera, y no se puede
acelerar más el flujo.
Si combinamos las expresiones de la relación entre el área y el área crítica con el Mach y la presión total,
podemos determinar varias situaciones:
-
Flujo subsónico isentrópico.
Flujo supersónico isentrópico.
Bloqueo subsónico: se produce al alcanzar velocidades inmediatamente inferiores a
-
M=1.
Bloqueo supersónico.
Tobera sobreexpandida: aparecen ondas de choque oblicuas que forman diamantes
de Mach, de forma que, debido a que la expansión ha sido excesiva, se forman estas ondas que
permiten incrementar la presión del fluido. Cuanto más grande sea la diferencia de presiones,
más fuertes serán las ondas de choque oblicuas, y más cerrada será la deflexión del flujo. El límite
se encuentra cuando el Mach de salida es 1, de forma que se generan ondas de choque normales
en los labios de salida de la tobera.
-
Onda de choque normal en labios de la tobera.
Onda de choque normal dentro de la tobera: el flujo disminuye su velocidad de forma
-
discontinua a través de la onda de choque, y continúa disminuyéndola debido a la
presencia del conducto divergente.
Tobera subexpandida: aparecen ondas de expansión que aceleran el flujo y
disminuyen su presión, ya que es excesiva en comparación con la atmosférica y debe disminuir de
forma isentrópica para cumplir la continuidad.
MIRAR APUNTES LIBRETA Y ANDERSON
Estudiando una tobera podemos determinar la presión atmosférica necesaria para que trabaje en un régimen
determinado, siendo la tobera adaptada la que mayor empuje nos va a otorgar.
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Para determinar el régimen de funcionamiento de una tobera a una presión externa dada debemos calcular tres puntos
críticos y comparar el valor de la presión de salida con ellos. Estos tres puntos son la presión de bloqueo subsónico, la
presión de bloqueo supersónico y la onda de choque normal en los labios.
-
Si la presión de salida es mayor a la de bloqueo subsónico, tenemos un Mach de
-
salida subsónico y no hay efectos supersónicos.
Si la presión de salida es menor a la de bloqueo subsónico, debemos compararla con
la de bloqueo supersónico.
o
Si la presión de salida es menor que la de bloqueo supersónico, nos
encontramos ante ondas de expansión, de las que debemos determinar los ángulos β, θ, función
de Prandtl-Meyer y ángulos de Mach para las ondas inicial y final.
o
Si la presión de salida es mayor que la de bloqueo supersónico, nos
encontramos ante ondas de choque, que debemos estudiar para determinar su tipo.
§
Si la presión de salida es menor que la de OCN en los labios, nos encontramos ante ondas
oblicuas, debiendo calcular el Mach de salida mediante los ángulos correspondientes.
§
Si la presión de salida es igual a la OCN en los labios,
experimentaremos este fenómeno.
§
Si la presión de salida es mayor a la OCN en los labios, tendremos
ondas de choque en el interior del motor que decelerarán el fluido hasta velocidades
subsónicas, y continuará decelerándose debido a que la tobera es divergente en este
punto.
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