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Fundamentos de Motores de Combustin Interna

Joshua Serrano Gmez

Ingeniera Aeronutica

Motores de Combustin

Interna

Realizado por

Joshua Serrano Gmez

INSTITUTO POLITCNICO NACIONAL

Escuela Superior de Ingeniera Mecnica Y Elctrica

Unidad Ticoman


Joshua Serrano Gmez

Introduccin

El presente trabajo muestra a grandes rasgos los conceptos bsicos que se deben tener acerca de

los motores de combustin interna enfocndose a la clasificacin de estos.

El documento parte de definiciones tcnicas para que el lector pueda comprender mejor la manera

en que estos mecanismos funcionan termodinmicamente hablando, al igual se presenta una tabla

en donde se pueden resumir los tipos de motores de combustin interna. Cabe destacar que al ser

un trabajo escrito por un Aeronutico se hace ms nfasis en los motores rotativos enfocados a la

aviacin ya sea civil o militar, tal es el caso de los motores a reaccin, los de hlice, los de eje

ocupados como unidad de potencia auxiliar (APU) y los motores Turbofan que son los que sen

comnmente en los aviones comerciales.

Para dejar al lector un poco mejor retroalimentado en cuestin de motores, al final del documento

se anexa un apndice el cual contiene una tabla en donde se muestran diversos motores al igual

que su ficha tcnica, en donde se muestran datos importantes como el empuje del motor, el peso,

el nmero de etapas, etc.


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Definiciones

Turbina de gas, es una turbomquina motora, cuyo fluido de trabajo es un gas. Como la

compresibilidad de los gases no puede ser despreciada, las turbinas a gas son turbomquinas

trmicas. Comnmente se habla de las turbinas a gas por separado de las turbinas ya que, aunque

funcionan con sustancias en estado gaseoso, sus caractersticas de diseo son diferentes, y, cuando

en estos trminos se habla de gases, no se espera un posible cambio de fase, en cambio cuando se

habla de vapores s.

Las turbinas de gas son usadas en los ciclos de potencia como el ciclo Brayton y en algunos ciclos de

refrigeracin. Es comn en el lenguaje cotidiano referirse a los motores de los aviones como

turbinas, pero esto es un error conceptual, ya que stos son turborreactores los cuales son mquinas

que, entre otras cosas, contienen una turbina de gas.

La operacin bsica de la turbina de gas es similar a la mquina de vapor, excepto que en lugar de

agua se usa el aire. El aire fresco de la atmsfera fluye a travs de un compresor que lo eleva a una

alta presin. Luego se aade energa dispersando combustible en el mismo y quemndolo de modo

que la combustin genera un flujo de alta temperatura. Este gas de alta temperatura y presin entra

a una turbina, donde se expande disminuyendo hasta la presin de salida, produciendo el

movimiento del eje durante el proceso. El trabajo de este eje de la turbina es mover el compresor y

otros dispositivos como generadores elctricos que pueden estar acoplados. La energa que no se

usa para el trabajo sale en forma de gases, por lo cual tendrn o una alta temperatura o una alta

velocidad. El propsito de la turbina determina el diseo que maximiza esta forma de energa. Las

turbinas de gas se usan para darle potencia a aeronaves, trenes, barcos, generadores elctricos, e

incluso tanques.

Ciclos de Trabajo

Ciclo Brayton, tambin conocido como ciclo Joule o ciclo Froude, es un ciclo

termodinmico consistente, en su forma ms sencilla, en una etapa de compresin adiabtica, una

etapa de calentamiento isobrico y una expansin adiabtica de un fluido termodinmico

compresible. Es uno de los ciclos termodinmicos de ms amplia aplicacin, al ser la base del motor

de turbina de gas, por lo que el producto del ciclo puede ir desde un trabajo mecnico que se emplee

para la produccin de electricidad en los quemadores de gas natural o algn otro aprovechamiento


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caso de las industrias de generacin elctrica y de algunos motores terrestres o marinos,

respectivamente, hasta la generacin de un empuje en un aerorreactor.

Ciclo Otto es el ciclo termodinmico que se aplica en los motores de combustin interna de

encendido provocado (motores de gasolina). Se caracteriza porque en una primera aproximacin

terica, todo el calor se aporta a volumen constante.

El ciclo consta de cuatro procesos, dos de los cuales no participan en el ciclo termodinmico del

fluido operante pero son fundamentales para la renovacin de la carga del mismo:

E-A: admisin a presin constante (renovacin de la carga).

A-B: comprensin de los gases e isoentrpica.

B-C: combustin, aporte de calor a volumen constante. La presin se eleva rpidamente antes

de comenzar el tiempo til.

C-D: fuerza, expansin isoentrpica o parte del ciclo que entrega trabajo.

D-A: Escape, cesin del calor residual al ambiente a volumen constante.

A-E: Escape, vaciado de la cmara a presin constante (renovacin de la carga.)(isocnica).

Ciclo Otto 4 Tiempos (descripcin del proceso)

1. Durante la primera fase, el pistn se desplaza hasta el PMI (Punto Muerto Inferior) y

la vlvula de admisin permanece abierta, permitiendo que se aspire la mezcla

de combustible y aire hacia dentro del cilindro (esto no significa que entre de forma gaseosa).

2. Durante la segunda fase las vlvulas permanecen cerradas y el pistn se mueve hacia el PMS,

comprimiendo la mezcla de aire y combustible. Cuando el pistn llega al final de esta fase, una

chispa en la buja enciende la mezcla.

3. Durante la tercera fase, se produce la combustin de la mezcla, liberando energa que provoca

la expansin de los gases y el movimiento del pistn hacia el PMI. Se produce la transformacin

de la energa qumica contenida en el combustible en energa mecnica trasmitida al pistn,

que la trasmite a la biela, y la biela la trasmite al cigeal, de donde se toma para su utilizacin.

4. En la cuarta fase se abre la vlvula de escape y el pistn se mueve hacia el PMS (Punto Muerto

Superior), expulsando los gases producidos durante la combustin y quedando preparado para

empezar un nuevo ciclo (renovacin de la carga).


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Ciclo Otto 2 Tiempos (descripcin del proceso)

1. (Admisin - Compresin). Cuando el pistn alcanza el PMI (Punto Muerto Inferior) empieza a

desplazarse hasta el PMS (Punto Muerto Superior), creando una diferencia de presin que

aspira la mezcla de aire y gasolina por la lumbrera de admisin hacia el crter de pre

compresin .(Esto no significa que entre de forma gaseosa). Cuando el pistn tapa la lumbrera,

deja de entrar mezcla, y durante el resto del recorrido descendente, el pistn la comprime en

el crter inferior, hasta que se descubre la lumbrera de transferencia que lo comunica con la

cmara de compresin, con lo que la mezcla fresca pre comprimida ayuda a expulsar los gases

quemados del escape. Cuando el pistn empieza a subir la lumbrera de transferencia

permanece abierta una parte de la carrera y el crter no coge aire fresco sino que retornan

parte de los gases, perdiendo eficiencia de bombeo.

A altas revoluciones se utiliza la inercia de la masa de los gases para minimizar este

efecto.(renovacin de la carga)

2. (Expansin - Escape de Gases). Una vez que el pistn ha alcanzado el PMS y la mezcla est

comprimida, se la enciende por una chispa entre los dos electrodos de la buja, liberando

energa y alcanzando altas presiones y temperaturas en el cilindro. El pistn se desplaza hacia

abajo, realizando trabajo hasta que se descubre la lumbrera de escape. Al estar a altas

presiones, los gases quemados salen por ese orificio.

Ciclo disel es una idealizacin del diagrama del indicador de un motor Disel, en el que se omiten

las fases de renovacin de la carga., y se asume que el fluido termodinmico que evoluciona es un

gas perfecto, en general aire. Adems, se acepta que todos los procesos son ideales y reversibles, y

que se realizan sobre el mismo fluido. Aunque todo ello lleva a un modelo muy aproximado del

comportamiento real del motor, permite al menos extraer una serie de conclusiones cualitativas

con respecto a este tipo de motores. No hay que olvidar que los grandes motores marinos y de

traccin ferroviaria son del ciclo de 2 tiempos disel.

1. Compresin, proceso 1-2: es un proceso de compresin adiabtica reversible (isentrpica), es

decir sin intercambio de calor con el exterior. Viene a simbolizar el proceso de compresin de

la masa fresca en el motor real, en el que en el pistn, estando en el punto muerto inferior

(PMI), empieza su carrera de ascenso, comprimiendo el aire contenido en el cilindro. Ello eleva

el estado termodinmico del fluido, aumentando su presin, su temperatura y disminuyendo

su volumen especfico, en virtud del efecto adiabtico. En la idealizacin, el proceso viene


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gobernado por la ecuacin de la isoentrpica , con k ndice de politropicidad

isoentrpico = Cp/Cv.

2. Combustin, proceso 2-3: en esta idealizacin, el aporte de calor Qp se simplifica por

un proceso isbaro (a presin constante). Sin embargo, la combustin Disel es mucho ms

compleja: en el entorno del punto muerto superior (PMS) (en general un poco antes de

alcanzarlo debido a problemas relacionados con la inercia trmica de los fluidos, es decir el

retraso que hay entre la inyeccin y la inflamacin espontnea), se inicia la inyeccin del

combustible (en motores de automviles, gasleo, aunque basta con que el combustible sea lo

suficientemente auto inflamable y poco voltil). El inyector pulveriza y perliza "atomiza" el

combustible, que, en contacto con la atmsfera interior del cilindro, comienza a evaporarse.

Como quiera que el combustible de un motor Disel tiene que ser muy auto inflamable (gran

poder detonante, ndice de Cetano alto), ocurre que, mucho antes de que haya terminado la

inyeccin de todo el combustible, las primeras gotas de combustible inyectado se auto inflaman

y dan comienzo a una primera combustin caracterizada por ser muy turbulenta e imperfecta,

al no haber tenido la mezcla de aire y combustible tiempo suficiente como para

homogeneizarse. Esta etapa es muy rpida, y en el presente ciclo se obvia, pero no as en el

llamado ciclo Disel rpido, en el que se simboliza como una compresin iscora al final de la

compresin. Posteriormente, se da, sobre la masa fresca que no ha sido quemada, una segunda

combustin, llamada combustin por difusin, mucho ms pausada y perfecta, que es la que

aqu se simplifica por un proceso isbaro. En esta combustin por difusin se suele quemar en

torno al 80% de la masa fresca, de ah que la etapa anterior se suela obviar. Sin embargo,

tambin es cierto que la inmensa mayora del trabajo de presin y de las prdidas e

irreversibilidades del ciclo se dan en la combustin inicial, por lo que omitirla sin ms slo

conducir a un modelo imperfecto del ciclo Disel. Consecuencia de la combustin es el

elevamiento sbito del estado termodinmico del fluido, en realidad debido a la energa

qumica liberada en la combustin, y que en este modelo ha de interpretarse como un calor

que el fluido termodinmico recibe, y a consecuencia del cual se expande en un proceso isbaro

reversible.

3. Explosin/Expansin, proceso 3-4: se simplifica por una expansin isentrpica (adiabtica) del

fluido termodinmico, hasta el volumen especfico que se tena al inicio de la compresin. En

la realidad, la expansin se produce a consecuencia del elevado estado termodinmico de los

gases tras la combustin, que empujan al pistn desde el PMS hacia el PMI, produciendo un

trabajo. Ntese como, como en todo ciclo de motor de cuatro tiempos o dos tiempos, slo en

esta carrera, en la de expansin, se produce un trabajo.


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4. ltima etapa, proceso 4-1: esta etapa es un proceso isocrico (escape) es decir a volumen

constante. Desde la presin final de expansin hasta la presin inicial de compresin. En rigor,

carece de cualquier significado fsico, y simplemente se emplea ad hoc, para poder cerrar el

ciclo ideal. Sin embargo, hay autores que no satisfechos con todas las idealizaciones realizadas,

insisten en dar un significado fsico a esta etapa, y la asocian a la renovacin de la carga. , pues,

razonan, es esto lo que se produce en las dos carreras que preceden a la compresin y siguen

a la expansin: el escape de masa quemada y la admisin de masa fresca. No obstante, el

escape es un proceso que requiere mucho ms trabajo que el que implica este proceso

(ninguno), y adems ninguno de los dos procesos se da, ni por asomo, a volumen especfico

constante.

Motor Wankel es un motor de combustin interna que funciona de una manera completamente

diferente a los motores alternativos.

En un motor alternativo, se efectan sucesivamente 4 diferentes operaciones dentro de una

cmara -admisin, compresin, combustin y escape-. En un motor Wankel se desarrollan los

mismos 4 tiempos pero en zonas distintas del estator o bloque, con el pistn movindose sin

detenciones de un tiempo a otro. Ms concretamente, la envolvente es una cavidad con forma de

8, dentro de la cual se encuentra un rotor triangular o tringulo-lobular que realiza un giro de

centro variable. Este pistn transmite su movimiento rotatorio a un eje cigeal que se encuentra

en su interior, y que gira ya con un centro nico.

Al igual que un motor de pistones, el rotativo utiliza la presin producida por la combustin de la

mezcla aire-combustible. La diferencia radica en que esta presin est contenida en la cmara

formada por una parte de la envolvente o estator y cerrada por uno de los lados del rotor

triangular, que en este tipo de motor reemplaza a los pistones.

El rotor sigue un recorrido en el que mantiene sus 3 vrtices en contacto con el "estator" o

"epitrocoide", delimitando as tres compartimentos separados de mezcla. A medida que el rotor

gira dentro de la cmara, cada uno de los 3 volmenes se expande y contrae alternativamente; es

esta expansin-contraccin la que aspira el aire y el combustible hacia el motor, comprime la

mezcla, extrae su energa expansiva y luego expulsa los gases quemados hacia el escape.

Turbina es el nombre genrico que se da a la mayora de las turbo mquinas motoras. stas son

mquinas de fluido, a travs de las cuales pasa un fluido en forma continua y ste le entrega su


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energa a travs de un rodete con paletas o labes. Estas pueden ser hidrulicas, trmicas, elicas o

submarinas.

Es un motor rotativo que convierte en energa mecnica la energa de una corriente de agua, vapor

de agua o gas. El elemento bsico de la turbina es la rueda o rotor, que cuenta con palas, hlices,

cuchillas o cubos colocados alrededor de su circunferencia, de tal forma que el fluido en movimiento

produce una fuerza tangencial que impulsa la rueda y la hace girar. Esta energa mecnica se

transfiere a travs de un eje para proporcionar el movimiento de una mquina, un compresor,

un generador elctrico o una hlice.

Las turbinas constan de una o dos ruedas con paletas, denominadas rotor y estator, siendo la

primera la que, impulsada por el fluido, arrastra el eje en el que se obtiene el movimiento de

rotacin.

El trmino turbina suele aplicarse tambin, por ser el componente principal, al conjunto de varias

turbinas conectadas a un generador para la obtencin de energa elctrica etc.

Dentro de la clasificacin de turbinas de gas encontramos 4 tipos principales:

Turboventilador o Turbofan son una generacin de motores a reaccin que reemplaz a los

turborreactores o turbojet. De hecho, tambin se suelen llamar turborreactores de doble

flujo (denominndose los anteriores como turborreactores de flujo nico). Caracterizados por

disponer de un ventilador o fan en la parte frontal del motor, el aire entrante se divide en dos

caminos: flujo de aire primario y flujo secundario o flujo derivado (bypass). El flujo primario penetra

al ncleo del motor (compresores y turbinas) y el flujo secundario se deriva a un conducto anular

exterior y concntrico con el ncleo. Los turbofanes tienen varias ventajas respecto a los

turborreactores: consumen menos combustible, lo que los hace ms econmicos, producen menor

contaminacin y reducen el ruido ambiental.

El ndice de derivacin es el cociente de la masa del flujo secundario entre la del primario y es igual

al cociente entre las secciones transversales de la entrada a sus respectivos conductos.

Suele interesar mantener ndices de derivacin altos ya que disminuyen el ruido, la contaminacin,

el consumo especfico de combustible y aumentan el rendimiento. Sin embargo, aumentar el flujo

secundario reduce el empuje especfico a velocidades cercanas o superiores a las del sonido, por lo

que para aeronaves militares supersnicas se utilizan motores Turbofan de bajo ndice de


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derivacin. El Turbofan ms potente del mundo es el General Electric GE90-115B con

512 kN de empuje.

Turboshaft Un motorturboeje (en ingls: turboshaft) es un motor de turbina de gas que entrega su

potencia a travs de un eje. Es similar al motor turbohlice pero, a diferencia de ste, no mueve

directamente una hlice. Normalmente se utiliza como motor de aviacin para

propulsar helicpteros.

El diseo general de un motor turboeje es similar al de un turbohlice. La principal diferencia radica

en que el segundo produce algn empuje de propulsin residual que complementa el empuje del

eje propulsor.

Para la potencia que desarrolla, comparado con un motor de pistn equivalente, el turboeje es

extremadamente compacto y, por tanto, ligero.

Turboprop o turbohlice es un motor que tiene montada delante del reactor una hlice propulsada

por una segunda turbina, denominada turbina libre, o por etapas adicionales de la turbina que

mueve el compresor (tipo eje fijo).

Alrededor de un 90 % de la energa de los gases expandidos se absorbe en la parte de la turbina que

mueve la hlice y el 10 % restante se emplea para acelerar el chorro de gases de escape. Esto hace

que el chorro solo suponga una pequea parte del empuje total.

El turbohlice ms potente del mundo es el Kuznetsov NK-12MA, que produce 15.000 hp. Slo los

turbohlices Progress D-27 y Europrop TP400, ms recientes, se le acercan.

Turborreactor o turbojet es el tipo ms antiguo de los motores de reaccin de propsito general. El

concepto fue desarrollado en motores prcticos a finales de los aos 1930 de manera independiente

por dos ingenieros, Frank Whittle en el Reino Unido y Hans von Ohain en Alemania; aunque el

reconocimiento de crear el primer turborreactor se le da Whittle por ser el primero en concebir,

describir formalmente, patentar y construir un motor funcional. Von Ohain, en cambio, fue el

primero en utilizar el turborreactor para propulsar un avin.

El ciclo de trabajo de este tipo de motores es el de Brayton, es similar al del motor recproco por

contar con la misma disposicin de los tiempos de trabajo (Admisin, Compresin, Combustin y

Escape). Un turborreactor consiste en una entrada de aire, un compresor de aire, una cmara de

combustin, una turbina de gas (que mueve el compresor del aire) y una tobera. El aire entra


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comprimido en la cmara, se calienta y expande por la combustin del combustible y entonces es

expulsado a travs de la turbina hacia la tobera siendo acelerado a altas velocidades para

proporcionar la propulsin.

Los turborreactores son bastante ineficientes (si se vuela por debajo de velocidades Mach 2) y muy

ruidosos. La mayora de los aviones modernos usan en su lugar motores Turbofan por razones

econmicas. No obstante los turborreactores todava son muy comunes en misiles de crucero de

medio alcance, debido a su gran velocidad de escape, baja rea frontal y relativa simplicidad.

En base a esto podemos tener criterios suficientes para clasificar los sistemas propulsivos. La

presente tabla nos da una idea del criterio en el que el autor se basa para comparar sus motores,

en este caso nos enfocaremos ms a motores rotativos que alternativos.

Cohete es un vehculo, aeronave o nave espacial que obtiene su empuje por la reaccin de la

expulsin rpida de gases de combustin desde un motor cohete. A ciertos tipos de cohete se los

denomina misil y en este cambio de nombre no interviene el tamao o potencia, sino que

generalmente se llama misil a todo cohete de uso militar con capacidad de ser dirigido o manejado

activamente para alcanzar un blanco.

Para esos usos militares, los cohetes suelen usar propelente slido y no usan ningn tipo de gua.

Los cohetes equipados con cabezas de guerra (en forma de misil) pueden ser disparados

por aviones hacia objetivos fijos tales como edificios, o pueden ser lanzados por fuerzas terrestres

hacia otros objetivos terrestres. Durante la Guerra Fra existan cohetes no guiados que portaban

una carga nuclear, estaban diseados para atacar formaciones de bombarderos en vuelo. En el argot

militar se prefiere la palabra misil en lugar de cohete cuando el arma usa propelente slido o lquido

y tiene un sistema de gua (esta distincin no se suele aplicar a los vehculos civiles.)

En todos los cohetes, los gases de combustin estn formados por propelente, el cual se lleva en el

interior del cohete antes de su liberacin. El empuje de los cohetes se debe a la aceleracin de los

gases de

Hay muchos tipos diferentes de cohetes, su tamao puede variar desde los pequeos modelos

de juguete que pueden comprarse en tiendas, hasta los enormes Saturno V usado por el programa

Apolo.


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Los cohetes se usan para acelerar, cambiar las rbitas, rbitas de reentrada, para el aterrizaje

completo si no hay atmsfera y algunas veces para suavizar un aterrizaje con paracadas justo antes

del impacto en tierra

Muchos de los cohetes actuales obtienen su empuje de reacciones qumicas (motor de combustin

interna). Un motor cohete qumico puede usar propelente slido, lquido o una mezcla de ambos.

Una reaccin qumica se inicia entre el combustible y el oxidante en la cmara de combustin, y el

resultado son los gases calientes que se aceleran a travs de una tobera (o toberas) en la parte final

del cohete. La aceleracin de estos gases a travs del esfuerzo del motor (empuje) en la cmara de

combustin y en la tobera, haciendo que el vehculo se mueva (de acuerdo con la tercera Ley de

Newton).

No todos los cohetes usan reacciones qumicas. Los cohetes de vapor, por ejemplo, liberan agua

supercalentada a travs de una tobera donde instantneamente se proyecta en un vapor de alta

velocidad, empujando al cohete. La eficiencia del vapor como propelente para cohetes es

relativamente baja, pero es simple y razonablemente seguro, y el propelente es barato y se

encuentra en cualquier parte del mundo. Muchos cohetes de vapor se han usado en vehculos

terrestres pero un pequeo cohete de vapor se prob en el ao 2004 llevando un satlite UK-DMC

(Reino Unido). Hay propuestas para usar los cohetes de vapor para transportes interplanetarios

usando energa solar o nuclear como fuente de calor para vaporizar agua recogida alrededor del

sistema solar.

Los cohetes en los cuales el calor se proporciona de otra manera que no sea un propelente, tales

como los cohetes de vapor, se clasifican dentro de los motores de combustin externa. Otros

ejemplos de combustin externa en cohetes incluyen la mayor parte de los diseos de cohetes de

propulsin nuclear. El uso de hidrgeno como propelente para motores de combustin externa

proporciona muy altas velocidades.

Debido a su altsima velocidad (mach ~10+), los cohetes son especialmente tiles cuando se

necesitan altas velocidades, como para llevar objetos a una rbita (mach 25). Las velocidades que

puede alcanzar un cohete se pueden calcular con la ecuacin del cohete de Tsiolskovski, que

proporciona el diferencial de la velocidad ('delta-v') en trminos de la velocidad y masa iniciales a la

masa final.


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Los cohetes se deben usar cuando no hay otras sustancias (tierra, agua o aire) o fuerzas (gravedad,

magnetismo, luz) que un vehculo pueda usar para propulsarse, como ocurre en el espacio. En estas

circunstancias, es necesario llevar todo el propelente que se necesite usar.

Las relaciones tpicas de masa para vehculos son de 20/1 para propelentes densos tales

como oxgeno lquido y keroseno, 25/1 para monopropelentes densos como perxido de hidrgeno,

y 10/1 para oxgeno lquido e hidrgeno lquido. No obstante, la relacin de masa depende en gran

medida de muchos factores tales como el tipo de motor del vehculo y sus mrgenes de seguridad

estructurales.

Frecuentemente, la velocidad requerida (delta-v) para una misin es inalcanzable por un slo cohete

porque el peso del propelente, la estructura, la gua y los motores es demasiado para conseguir una

relacin mejor. ste problema se soluciona frecuentemente con las etapas: en cada etapa se va

perdiendo peso lanzando la parte ya consumida o utilizada, incrementando la relacin de masa y

potencia.

Tpicamente, la aceleracin de un cohete aumenta con el tiempo (incluso si el empuje permanece

constante) ya que el peso del cohete disminuye a medida que se quema su combustible. Las

discontinuidades en la aceleracin suceden cuando las diferentes etapas comienzan o terminan, a

menudo comienzan con una menor aceleracin cuando se dispara cada nueva etapa.

Caractersticas generales de los cohetes.

El propulsante solido est formado por granos o bloques sujetos por la estructura del motor cohete

y tienen las caractersticas generales que se numeran a continuacin.

-Los empujes que se obtienen normalmente son altos y los tiempos de actuacin son pequeos, si

bien con pocas exigencias de empuje se puede conseguir que funcionen hasta casi 20 min.

-El empuje apenas tiene regulacin solamente puede obtenerse una regulacin parcial por variacin

del rea de la garganta de la tobera.

-Aun cuando puede interrumpirse el encendido por apertura repentina de orificios en la cmara de

combustin, tiene el inconveniente de no poder reencenderse.

-Los granos o bloques no son corrosivos, ni txicos, ni voltiles, por lo que admiten largos periodos

de almacenamiento.


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-Tiene problema de calentamiento cintico pues los bloques o granos admiten muy poca elevacin

de temperatura (aproximadamente solo 80C).

-Al ser las presiones que se obtienen relativamente pequeas, el espesor de las paredes del cohete

no precisa que sea grande.

-Tienen una alta fiabilidad de funcionamiento, prcticamente del 99%

Caractersticas generales de los cohetes de propulsante liquido.- Estos motores cohete pueden

funcionar durante largo tiempo siendo el impulso especifico mayor que los de propulsante slido, y

aun cuando los propulsantes son ms baratos que los propulsantes slidos, el motor resulta ms

caro por la complicacin del sistema funcional. Tienen grandes ventajas respecto de los de

propulsante slido, especialmente en la regulacin del empuje.

Los propulsantes liquiditos pueden ser:

Monopropulsante de base simple o de doble base

Bipropulsantes

Los Monopropulsantes de base simple tienen su molcula inestable y son explosivos, por lo que no

se ha desarrollado debido a su peligro.

Los monopropulsantes de doble base son mezcla de oxgeno y combustible que se inyectan juntos,

si bien el monopropulsante de doble base ms empleado es el perxido de hidrgeno (agua

oxigenada).

Los bipropulsantes son los ms importantes por sus actuaciones, y destacan por su inters los

formados por: Oxidante y Combustible


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MCI

Alternativos

Rotativos

Cohete

Ciclo de trabajo

Nmero de cilindros

Posicin de cilindros

Posicin de Vlvulas

Ciclo de trabajo

Reactores con

turbomaquinaria

Reactores sin

turbomaquinaria

Tipo de combustible

Otto o Disel. 2 o 4 Tiempos

De 1 a 36 Cilindros

Line, V, OH, X, H, I

Radial, Y, Tndem.

I, V, T, L, W

Wankel o Joule

Brayton

Motor Turbofan (MTF)

Motor Turborreactor (MTR)

Motor Turbohlice (MTH)

Motor Turboeje (MTE)

Estatorreactores (RAM jet)

Pulsorreactores (Scramjet)

Slido y lquido


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Apndice. Fichas tcnicas de algunos motores de aviacin

Motor Tipo de

motor

Especificaciones

GE90-94B

Turbofan

Fan/Compressor Stages: 1F/3LPC/10HPC

High-Pressure Turbine/Low-Pressure Turbine Stages: 2/6 Max Diameter (Inches): 134

Length (Inches): 287 Dry Weight (Lb.): 16,644

Max. Power at Sea Level (Lb.): 93,700

Overall Pressure ratio at Maximum Power: 40

Application Examples: Boeing 777-200

Boeing 777-200ER

GE90-115B

Turbofan


High-Pressure Turbine/Low-Pressure Turbine Stages: 2/6 Fan Diameter (Inches): 128 Max Diameter (Inches): 135

Length (Inches): 216 Dry Weight (Lb.): 19,050


Overall Pressure ratio at Maximum Power: 42

Application Examples: Boeing 777-200LR Boeing 777-300ER

Boeing 777 Freighter

CF6-6 Turbofan


High-Pressure Turbine/Low-Pressure Turbine Stages: 2/5 Max Diameter (Inches): 105

Length (Inches): 188 Dry Weight (Lb.): 8,176 - 8,966 Specific Fuel Consumption at

Maximum power: 0.35


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Overall Pressure ratio at Maximum Power: 25 - 25.5

Bypass Ratio: 5.76 - 5.92/5.89 Application Examples:

DC-10-10

GEnx-1B

Turbofan

Fan/Compressor Stages:1F/4LPC/10HPC High-Pressure Turbine/Low-Pressure Turbine Stages: 2/7 Max Diameter (Inches): 111.1 Length (Inches): 184.7 Application Examples: 787-8 Boeing 787-9 Max. Power at Sea Level (Lb.): 53,200-74,100 lbs. Overall Pressure ratio at Maximum Power: 35.6/43.5 - 47.7/51.4 Bypass Ratio: 8.6/9.0 - 9.1/9.6

CF34-3

Turbofan

Fan/Compressor Stages: 1/14 High Pressure Turbine/Low Pressure Turbine Stages: 2/4 Max Diameter (Inches): 49 Length (Inches): 103 Dry Weight (Lb.): 1,625 - 1,670 Application Examples: Bombardier CRJ100/-200 Bombardier Challenger 605/850 Specific Fuel Consumption at Maximum Cruise: 0.69 Max. Power at Sea Level (Lb.): 9,220 Overall Pressure ratio at Maximum Power: 21:1 Bypass Ratio: 6.2:1

CF34-10 Turbofan

Fan/Compressor Stages: 1/3/9 High-Pressure Turbine/Low-Pressure Turbine Stages: : 1/4 Max Diameter (Inches): 57


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Length (Inches): 90 - 145.5 Dry Weight (Lb.): 3,700 Application Examples: EMBRAER 190/195 EMBRAER Lineage 1000 Specific Fuel Consumption at Maximum Cruise: 0.64 Max. Power at Sea Level (Lb.): 18,820-20,360 Overall Pressure ratio at Maximum Power: 29:1 Bypass Ratio: 5:1

CF34-8

Turbofan

Fan/Compressor Stages: 1/10 High-Pressure Turbine/Low-Pressure Turbine Stages: 2/4 Max Diameter (Inches): 52 - 53.4 Length (Inches): 121.2 - 128 Dry Weight (Lb.): 2,408 - 2,600 Application Examples: Bombardier CRJ700/900 Bombardier Challenger 870/890 EMBRAER 170/175 Specific Fuel Consumption at Maximum Cruise: 0.68 Max. Power at Sea Level (Lb.): 13,790 - 14,510 Overall Pressure ratio at Maximum Power: 28:1 - 28.5:1 Bypass Ratio: 5:1

CT7-2

Turboshaft

Compressor Stages: 6 High-Pressure Turbine/Low-Pressure Turbine Stages: 2/2 Nominal Diameter (Inches): 15.6 Length (Inches): 46 Dry Weight (Lb.): 429 - 466 Application Examples: B214ST S-70C Specific Fuel Consumption at Takeoff Rating: 0.474 Takeoff Rating at Sea Level: 1,625 shp

CT7-8 Turboshaft

Compressor Stages: 6 High-Pressure Turbine/Low-Pressure Turbine Stages: 2/2 Max Diameter (Inches): 26


Joshua Serrano Gmez

Length (Inches): 48.8 Dry Weight (Lb.): 542 Application Examples: S-92/H-92 Cormorant NH90 MH-60K VH-71 Specific Fuel Consumption at Takeoff Rating: 0.452 Takeoff Rating at Sea Level: 2,634 shp

CT7-5/-9

Turboshaft

Compressor Stages: 6 High-Pressure Turbine/Low-Pressure Turbine Stages: 2/2 Max. Diameter (Inches): 29 Length (Inches): 96 Dry Weight (Lb.): 807 Application Examples: EADS CASA CN-235 Saab 340 Specific Fuel Consumption at Takeoff Rating: CT7-5 0.474, CT7-9 - 0.455 Takeoff Rating at Sea Level: CT7-5 1630 -1785 shp, CT7-9 1870- 1950 shp

F101

Turbofan

Example Applications: B-1B Fan/Compressor Stages: 2/9 Total Produced: 469 Number of Aircraft Produced: B-1B - 100 Introduction: 1970 Thrust Class: 30,000 lbs.

F103/CF6 Turbofan

Thrust Range: CF6-50 - 46,000 - 54,000 lbs. CF6-80 - 48,000 - 75,000 lbs. Example Applications: Air Force One C-5M E-4B KC-10 767 AWACS International 767 Tanker


Joshua Serrano Gmez

747 DC-10 A300 A310 A330

CFM56/F108

Turbofan

Compressor Stages: 6 (5 axial; 1 centrifugal) High-Pressure Turbine/Low-Pressure Turbine Stages: 2/2 Max Diameter (Inches): 26 Length (Inches): 48.8 Total Produced: 1,966 CFM56-2B; 193 CFM56-2A Example Applications: KC-135R (CFM56-2B) RC-135 (CFM56-2B) E-3 AWACS (CFM56-2A) KE-3 (CFM56-2A) E-6B Mercury (CFM56-2A) Boeing AEW&C (CFM56-7B) P-8 Poseidon (CFM56-7B) C-40A, B & C (CFM56-7B) Thrust Range: 22,000 - 27,300 lbs. for CFM military applications

F110-GE-129

Turbofan

Fan/Compressor Stages: 3/9 High-Pressure Turbine/Low-Pressure Turbine Stages: 1/2 Max Diameter (Inches): 46.5 Length (Inches): 182.3 Example Applications: F-15 Strike Eagle F-16C/D Fighting Falcon F-2 Thrust Class: 29,000 Overall Pressure ration at Max. Power: 30.7

PW4000-94 Turbofan Fan tip diameter: 94 in Length, flange to flange: 132.7 in Takeoff thrust: 52,00062,000 lb


Joshua Serrano Gmez

Flat rated temperature: 86 or 92F Bypass ratio: 4.85.0 Overall pressure ratio: 27.532.3 Fan pressure ratio: 1.651.80-.

PW4000-100

Turbofan

Fan tip diameter: 100 in Length, flange to flange: 163.1 in Takeoff thrust: 64,50070,000 lb Flat rated temperature: 86F Bypass ratio: 5.0 Overall pressure ratio: 32.035.4 Fan pressure ratio: 1.75-

V2500

Turbofan

Fan tip diameter: 63.5 in

Length, flange to flange: 126 in

Takeoff thrust: 23,00032,000 lb

Flat rated temperature: 86131F

Bypass ratio: 4.55.4

Overall pressure ratio: 26.933.4

GP7200

Turbofan

Fan tip diameter: 116 in Length, flange to flange: 187 in Takeoff thrust: 70,000 lb Flat rated temperature: 86F Bypass ratio: 8.8 Overall pressure ratio (takeoff): 36.1

PW2000

Turbofan

Fan tip diameter: 78.5 in Length, flange to flange: 141.4 in Takeoff thrust: 37,25043,000 lb Flat rated temperature: 87F Bypass ratio: 6.0 Overall pressure ratio: 27.631.2 Fan pressure ratio: 1.74


Joshua Serrano Gmez

PW6000

Turbofan

Fan tip diameter: 56.5 in Length, flange to flange: 108 in Takeoff thrust: 22,00024,000 lb Flat rated temperature: 86F Bypass ratio: 4.9 Overall pressure ratio: 26.6

JT8D

Turbofan

Fan tip diameter: 39.949.2 in Length, flange to flange: 120.0154.1 in Takeoff thrust: 14,00021,700 lb Flat rated temperature: 7784F Bypass ratio: 1.01.7 Overall pressure ratio: 15.821.0 Fan pressure ratio: 1.922.21

JT9D

Turbofan

Fan tip diameter: 93.4 in Length, flange to flange: 132.7 in Takeoff thrust: 48,00056,000 lb Flat rated temperature: 86F Bypass ratio: 5.0 Overall pressure ratio: 23.426.7 Fan pressure ratio: 1.67

GE38

Turboshaft

Compressor Stages: 5 axial and 1 centrifugal High-Pressure Turbine/Low-Pressure Turbine Stages: 2/3 Max Diameter (Inches): 27 Length (Inches): 57.5 Application Examples: Sikorsky CH-53K Power: 7,500 shp class

T58

Turboshaft

Example Applications: CH-46D/E HH-3E/F HH-46D S-61 SH-3A/G/H SH-3D/H UH-3H UH-46D


Joshua Serrano Gmez

Horsepower Range: 1,250 - 1,870 Shp

GE3000

Turboshaft No Aviable

LM2500+G4

Turboprop

Output (Shp): 47,370 Specific Fuel Consumption (lb/shp-hr): 0.354 Thermal Efficiency: 39.3% Heat Rate (BTU/shp-hr): 6,469 Exhaust Gas Temp (F): 1,020 Exhaust Gas Flow (lb/sec): 204.7 Power Turbine Speed (rpm): 3,600 Weight (lb): 11,545 Length (m): 6.7 Height (m): 2.04 Average performance, 60Hz, 59F, sea level, 60% relative humidity, no inlet/exhaust losses, Liquid Fuel, LHV=18,400 BTU/lb.

912 is

Alternative

Hp:100 Torque: 89 ft lb Stroke: 2.4in Displacement: 82.6 in3 Bore 3.31 in RPM: 5800

O-235-C Alternative

Compression Ratio: 6.75:1 HP: 115 RPM: 2,800 TBO: 2,400 Height(In): 22.4 Width(In): 32 Length(Ln): 29.56-30.70 Dry WT (Lbs): 243-247


Joshua Serrano Gmez

O-320-A

Alternative

Compression Ratio: 7.00:1 HP: 150 RPM: 2,700 TBO: 2,000 Height(In): 22.99 Width(In): 32.24 Length(Ln): 29.05-29.81 Dry WT (Lbs): 271-279

O-360-A

Alternative

Compression Ratio: 8.50:1 HP: 180 RPM: 2,700 TBO: 2,000 Height(In): 19.22-24.59 Width(In): 33.37 Length(Ln): 29.05-31.82 Dry WT (Lbs): 285-301

O-390-A

Alternative

Compression Ratio: 8.90:1 HP: 210 RPM: 2,700 TBO: 2,000 Height(In): 19.35 Width(In): 34.25 Length(Ln): 30.7 Dry WT (Lbs): 308

O-540-G Alternative

Compression Ratio: 8.50:1 HP: 260 RPM: 2,700 TBO: 2,000 Height(In): 24.56 Width(In): 33.37 Length(Ln): 39.34


Joshua Serrano Gmez

Dry WT (Lbs): 415

O-540-B

Alternative

Compression Ratio: 8.90:1 HP: 315 RPM: 2,700 TBO:-- Height(In): 21.04 Width(In): 34.25 Length(Ln): 39.34 Dry WT (Lbs): 444

O-720-A

Alternative

Compression Ratio: 8.70:1 HP: 400 RPM: 2,650 TBO:--- Height(In): 22.53 Width(In): 34.25 Length(Ln): 46.06-46.41 Dry WT (Lbs): 597-601

TSIO-550 Alternative

Maximum Horsepower: 310 - 350

Maximum Rated RPM: 2500 - 2700

Cylinders: 6

Bore & Stroke: 5.25 - 4.25

Displacement: 550 Cubic Inches


Joshua Serrano Gmez

Dry Weight (pounds): 442 - 554

Compression Ratio: 7.5:1

motores de combustion interna.pdf

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