Repostería avanzada

El rendimiento motopropulsor o global es: Una medida del consumo de combustible del motor. Una medida del empuje proporcionado por el motor. Una medida del consumo de combustible por unidad de potencia útil. Una medida del consumo de combustible por unidad de potencia única.

La evolución real en la tobera de un aerorreactor se puede considerar: Isobárica. Isentálpica. Isocórica. Isentrópica.

El rendimiento propulsivo de un turborreactor de flujo único aumenta cuando. Aumenta el rendimiento motor. Aumenta cuando se emplea un combustible de mayor L manteniendo el consumo de combustible constante. Aumenta la V0/Vs. Aumenta el impulso específico.

De un aerorreactor, diseñado para rendimiento motor máximo, se conocen las condiciones ambiente de diseño (T0=288 K y P0=101325 Pa) y su relación global de presiones, π03=50. ¿Cuál sería tu temperatura máximo, T4t, si el ciclo fuese ideal?. 880 K. 1880 K. 990 K. 1900 K.

El rendimiento de propulsión: Sube con la potencia mecánica específica neta. No depende de la potencia mecánica específica neta. Sube cuando baja la potencia mecánica específica neta. Se mantiene constante al subir la potencia mecánica específica neta.

En un turborreactor de flujo único, con una relación global de compresión dada π03 dada, se cumple siempre. Que su rendimiento motor baja al subir la temperatura máxima T4t. Que su rendimiento global o motopropulsor sube al subir la temperatura máxima T4t. Que su rendimiento propulsivo baja al subir la temperatura máxima T4t. Que el rendimiento propulsivo es independiente de la temperatura máxima T4t.

En un turborreactor con tobera convergente-divergente, manteniendo constante la relación de compresión global y la temperatura máxima del ciclo, en la misma condición de vuelo y suponiendo siempre funcionamiento isentrópico en la tobera, el rendimiento motopropulsivo es mayor cuando el gasto de salida que sale del mismo: Es mínimo. Sale en condiciones sub-expansionadas con respecto al ambiente. Sale adaptado con respecto al ambiente. Sale en condiciones sobre-expansionadas con respecto al ambiente.

Se conoce como el nivel de energía de una aeronave a: La altura que mide la energía potencial. La velocidad de vuelo al cuadrado. h + V0/2g. Ninguna de las anteriores es correcta.

La resistencia adicional se anula cuando el Mach de vuelo y el de diseño son iguales, ya que en ese caso el volumen fluidodinámico en el infinito aguas arriba tiene una sección: Igual a la sección de entrada del motor. Mayor que la sección de entrada del motor. Menor que la sección de entrada del motor. La resistencia adicional no se calcula a partir del volumen fluidodinámico descrito.

Los requerimientos propulsivos de una aeronave (TSL/WTO) necesarios para realizar un despegue: Son mayores a mayor CLmax de la aeronave. Son menores a mayor CLmax de la aeronave. Son independientes de la aerodinámica de la aeronave. Ninguna de las anteriores es correcta.

Los turbohélices se emplean a mayores velocidades de vuelo que los turbofanes: Verdadero. Falso.

Los turbohélices se emplean con el fin de generar un segundo chorro propulsivo de alta velocidad y bajo gasto: Verdadero. Falso.

El rendimiento propulsivo de un turbohélice puro (λn=0) es igual al rendimiento de la hélice que incorpora: Verdadero. Falso.

En un turbohélice, el reparto óptimo de potencias, λn: Depende únicamente del rendimiento de la hélice. Depende del rendimiento de la hélice y del rendimiento de transferencia. Toma el valor de 1 para el caso ideal. Ninguna de las anteriores es correcta.

A medida que se aumenta la velocidad de vuelo al que un turbohélice se quiere que opere, el valor λn: Debe permanecer constante independientemente de la velocidad de vuelo. Debe incrementarse hasta que el rendimiento propulsivo iguale al de la hélice. Toma el valor de 1 para el caso ideal. Ninguna de las anteriores es correcta.

En la actualidad, la tendencia en aviación comercial es disminuir las relaciones de derivación de los turbofanes actuales para así disminuir el consumo específico de los mismos: Verdadero. Falso.

En un turbofán con relación de compresión del fan dada, la velocidad del primario V9: Baja cuando sube la razón de derivación. Sube cuando sube la razón de derivación. No depende de la razón de derivación. Baja cuando sube la temperatura fin de combustión.

En la optimización de un turbofán ideal con Λ fija, V19 es menor que V9: Verdadero. Falso.

En un turbofán optimizado con pérdidas de transferencia (rendimientos de la turbina de baja presión y el fan) entre el primario y el secundario, la potencia mecánica neta del primario será: Mayor que la del secundario. Menor que la del secundario. Igual que la del secundario. Las pérdidas de transferencia no afectan a la potencia mecánica de los chorros en un turbofán optimizado.

En un turborreactor de flujo único el encendido del post-combustor será menos gravoso desde un punto de vista del consumo específico a medida que la velocidad de vuelo: Aumenta. Disminuye. No influye.

Se dispone de dos turborreactores de flujo único: el A con Vs/Vo = 3 y el B con Vs/Vo = 3; el primero volando a 10 000m (To = 223.2 K; Po = 26437 Pa), y Mo = 0.87; el segundo volando a 7000m (To = 242.7 K; Po = 41007 Pa), y Mo = 0.8. De ellos se puede afirmar: Que no hay diferencias en cuanto a rendimientos propulsivos. Que el A tendrá mayor rendimiento propulsivo. Nada en cuanto a los rendimientos motores. Que el A siempre tendrá mayor consumo específico.

De un aerorreactor funcionando con tobera adaptada, chorro con superficie de corriente cilíndrica y moviéndose en un fluido ideal sin esfuerzos de fricción, se conoce su resistencia adicional Dadc: = 60 kN. ¿Cuál será su Dext?. 60kN en el sentido de la Dadc. 0 kN. 60 kN en el sentido contrario al de la Dadc. Menor que 60 kN y en sentido contrario al de la Dadc.

Se tiene un motor un motor en un banco de ensayos; la fuerza F que se ejerce sobre el soporte de sujeción es: Menor que el empuje no instalado en banco. Igual al empuje no instalado en banco. Mayor que el empuje no instalado en banco. Mayor que el empuje no instalado en el banco.

De un aerorreactor, diseñado para potencia mecánica neta adimensional máxima, se conocen las condiciones ambiente de diseño (T0=288 K y P0=101325 Pa) y su relación global de presiones, π03=30. ¿Cuál sería su temperatura máxima, T4t, si el ciclo fuese ideal?. 2011 K. 1880 K. 990 K. 1900 K.

Un incremento del consumo específico del motor: Disminuye la autonomía de la aeronave. Aumenta la autonomía de la aeronave. No tiene efectos sobre la autonomía de la aeronave.

En un turborreactor de flujo único: Un incremento de la potencia útil adimensional mejora el rendimiento propulsor. Un incremento de la potencia útil adimensional empeora el rendimiento propulsor. Un incremento de la potencia útil adimensional no tiene efecto en el rendimiento propulsor. Ninguna de las anteriores es correcta.

En una situación de vuelo regular, el análisis de empuje mínimo necesario dependerá del segmento de vuelo y del tipo de misión. Para factores de carga altos y bajas velocidades la rama de la curva (Esl/Wto vs. Wt0/S) que domina es la decreciente. Para factores de carga bajos y velocidades altas la rama ascendente es la representativa. La asíntota de la rama ascendente tendrá una mayor pendiente en maniobras que en vuelo rectilíneo. La asíntota de la rama ascendente tendrá una menor pendiente en maniobras que en vuelo rectilíneo.

El tiempo mínimo en el que una aeronave puede aumentar su nivel energético se consigue fijando una trayectoria en el mapa V0/h tal que: Pase por los puntos en los que las curvas de exceso de potencia específica corten a los puntos de pendiente máxima de las curvas de nivel energético constante. Pase por los puntos en los que las curvas de exceso de potencia específica sean tangentes a las curvas de nivel energético constante. Pase por los puntos en los que las curvas de exceso de potencia específica corten a los puntos de pendiente nula de las curvas de nivel energético constante. Ninguna de las anteriores es correcta.

El rendimiento de propulsión: Sube con la potencia mecánica específica neta. No depende de la potencia mecánica específica neta. Sube cuando baja la potencia mecánica específica neta. Se mantiene constante al subir la potencia mecánica específica neta.

La resistencia adicional se anula cuando el Mach de vuelo y el de diseño son iguales, ya que en ese caso el volumen fluidodinámico en el infinito aguas arriba tiene una sección: Igual a la sección de entrada del motor. Mayor que la sección de entrada del motor. Menor que la sección de entrada del motor. La resistencia adicional no se calcula a partir del volumen fluidodinámico descrito.

En un turborreactor de flujo único, con tobera adaptada y 𝑇̅ dada: El máximo de rendimiento motor se alcanzará para unos valores de 𝑃̅ inferiores a los requeridos para obtener el máximo de potencia mecánica adimensional. El máximo de rendimiento motor se alcanzará para unos valores de 𝑃̅ superiores a los requeridos para obtener el máximo de rendimiento mecánico adimensional. La curva de rendimiento motor en un turborreactor es una función monótona creciente y, por tanto, el rendimiento motor máximo siempre se alcanzará para una 𝑃̅ inferior a la que produciría un máximo en la curva de la potencia mecánica adimensional. El máximo de rendimiento motor siempre se alcanzará para unos valores de 𝑃̅ superiores a los requeridos para obtener el mínimo de consumo específico.

En un turborreactor de flujo único, con tobera adaptada y ciclo Brayton ideal, ¿de qué parámetros adimensionales dependerá el rendimiento motor?. 𝑇̅. 𝑃̅. 𝑇̅ y 𝑃̅. 𝑇̅, 𝑃̅ y rendimientos.

En un turborreactor de flujo único, un incremento del rendimiento propulsivo puede verse provocado por: Un incremento de la potencia útil adimensional producida por el ciclo. La variación de la potencia útil adimensional no tiene efecto en el rendimiento propulsor. Una disminución de la potencia útil adimensional producida por el ciclo. Ninguna de las anteriores es correcta.

La condición de aterrizaje no impone ningún tipo de requerimiento de empuje específico a la aeronave: Falso. Impondrá una limitación en el empuje específico función de la altitud del aeropuerto, la fracción de combustible consumido y el CLmax. Falso. Impondrá una limitación en el empuje específico función de la velocidad de vuelo a la que se quiera realizar la aproximación. Verdadero.

En el mapa V0/h de una aeronave el techo de la misma se identificará como: El punto más alto de la curva de Ps = 0. El punto en el que la curva de Ps = 0 es tangente a la curva de nivel correspondiente. El punto en el que la curva de Ps = 0 corta a la curva de nivel de altitud máxima. Ninguna de las anteriores es correcta.

En un motor de reacción de flujo único con ciclo real y tobera adaptada: Incrementos de 𝑇̅, con 𝑃̅ constante, permiten avanzar a lo largo de la línea de máximos de las curvas de potencia mecánica adimensional en función de la relación de compresión global adimensional. Un incremento de 𝑇̅, con el resto de parámetros constantes, en un motor que produce potencia mecánica adimensional máxima en ese punto de operación provoca un incremento aún mayor de su potencia mecánica adimensional producida pero lo alejará del punto óptimo de la curva ωn = f(𝑃̅). A medida que se aumenta 𝑇̅ la curva del rendimiento motor en función de la relación de compresión global adimensional se aleja de esa misma curva para el caso ideal. Se deben seleccionar los valores más altos posibles de 𝑇̅, y una 𝑃̅ adecuada, que debe estar comprendida entre el valor de 𝑃̅ que maximiza el rendimiento motor y el valor que minimiza la potencia mecánica adimensional.

En un motor de reacción de flujo único con ciclo real y tobera adaptada: Un incremento de 𝑇̅, con el resto de parámetros constantes, provoca un incremento del consumo específico y un descenso del rendimiento motor. Un incremento de 𝑇̅, con el resto de parámetros constantes, provoca un descenso del consumo específico y un incremento del rendimiento motor. Un incremento de 𝑇̅ y un incremento correcto de 𝑃̅, provoca un incremento del consumo específico y un descenso del rendimiento motor. Un incremento de 𝑇̅ y un incremento correcto de 𝑃̅, provoca un incremento del consumo específico y un incremento del rendimiento motor.

En el cálculo de la resistencia adicional: Se desprecia la acción de las fuerzas de presión ejercidas sobre las paredes del tubo de corriente que va desde el infinito aguas arriba hasta la entrada del motor. La resistencia adicional se anula para V0 = 0 m/s, y se vuelve máxima para la velocidad de diseño de la aeronave. Sólo se tienen en cuenta para su cálculo las fuerzas de presión ejercidas sobre las paredes externas del motor. Ninguna de las anteriores es correcta.

La resistencia externa: Es nula o se opone al sentido de avance del avión. Puede contribuir al avance del avión. Su sentido depende del Mach de diseño. Ninguna de las anteriores es correcta.

Los requerimientos propulsivos de una aeronave (TSL/WTO) necesarios para realizar un despegue: Son mayores a mayor CLmax de la aeronave. Son menores a mayor CLmax de la aeronave. Son independientes de la aerodinámica de la aeronave. Ninguna de las anteriores es correcta.

En un turborreactor de flujo único, con tobera adaptada y 𝑇 dada: El máximo de potencia mecánica adimensional se obtiene para valores de 𝑃 superiores a los requeridos para obtener el máximo de rendimiento motor. El máximo de potencia mecánica adimensional se obtiene para valores de 𝑃 superiores a los requeridos para obtener el mínimo de consumo específico. El máximo de rendimiento motor se obtiene para valores de 𝑃 superiores a los requeridos para obtener el mínimo de consumo específico. El máximo de rendimiento motor se obtiene para valores de 𝑃 inferiores a los requeridos para obtener el mínimo de consumo específico.

Los requerimientos propulsivos de una aeronave (TSL/WTO) necesarios para realizar un despegue: Son mayores a mayor CLmax de la aeronave. Son menores a menor CLmax de la aeronave. Son independientes de la aerodinámica de la aeronave. Ninguna de las anteriores es correcta.

En un turborreactor de flujo único, con tobera adaptada y ciclo Brayton ideal, ¿de qué parámetros adimensionales dependerá el rendimiento motor?. T. P. T y P. T, P y rendimientos.

En el cálculo de la resistencia adicional: Se desprecia la acción de las fuerzas de presión ejercidas sobre las paredes del tubo de corriente que va desde el infinito aguas arriba hasta la entrada del motor. La resistencia adicional se anula para V0 = 0 m/s, y se vuelve máxima para la velocidad de diseño de la aeronave. Sólo se tienen en cuenta para su cálculo las fuerzas de presión ejercidas sobre las paredes externas del motor. Ninguna de las anteriores es correcta..

La evolución real en la toma dinámica de un aerorreactor se puede considerar: Isobárica. Isentálpica. Isocórica. Isentrópica.

De un aerorreactor, diseñado para rendimiento motor máximo, se conocen las condiciones ambientales de diseño (T0=288 K y P0=101325 Pa) y su relación global de presiones, π03=50. ¿Cuál sería su temperatura máxima, T4t, si el ciclo fuese ideal?. 880 K. 1880 K. 990 K. 1900 K.

Se tiene un motor un motor en un banco de ensayos; la fuerza F que se ejerce sobre el soporte de sujeción es: Menor que el empuje no instalado en banco. Igual al empuje no instalado en banco. Mayor que el empuje no instalado en banco.

Los turborreactores de flujo único son utilizados, hoy en día, en toda la aviación comercial gracias a: La alta velocidad que consiguen sus gases de salida, lo cual supone una ventaja en cuanto al rendimiento propulsivo que ofrecen respecto a otros tipos de arquitecturas. Al bajo peso que tienen respecto a arquitecturas más complejas de varios flujos. Nada. La afirmación del enunciado es falsa.

Para un crucero dado, un avión necesita un T/W de 0.25. Si se mantuviera la eficiencia aerodinámica, el T/W necesario para realizar un crucero a mayor altitud sería: Igual a 0.25. Mayor que 0.25. Menor que 0.25. Depende la temperatura del aeropuerto.

Si se supone un ciclo de aire (se desprecia el cambio de composición de los gases a lo largo del motor y "c" frente a "G") y se mantienen constante los parámetros adimensionales del ciclo, al utilizar un nuevo combustible que duplica el poder calorífico del combustible inicial se puede decir: El rendimiento motor se reduce a la mitad. El rendimiento motor se duplica. El rendimiento propulsivo cae. Los rendimientos motor, propulsivo y motopropulsivo se mantienen constantes.

En un turborreactor, el objetivo principal de la tobera es: Generar el empuje necesario para sostener el vuelo. Incrementar el rendimiento motor. Acelerar el flujo a la salida con el fin de incrementar el término de presiones de la ecuación de empuje y así producir un empuje extra. Acelerar el flujo a la salida con el fin de reducir la presión de descarga e intentar igualarla con la presión ambiente.

La introducción del concepto de rendimiento politrópico viene dada por: La necesidad de tener un rendimiento adiabático desacoplado de los efectos globales de compresión o expansión para así comparar turbomaquinaria con dimensiones diferentes. La necesidad de tener la misma expresión matemática para compresores y turbinas. La necesidad de tener una expresión de rendimiento adiabático que sólo dependa de las relaciones de compresión y expansión en compresor y turbina. Ninguna de las anteriores es correcta.

En el diseño de un turborreactor real (rendimientos de los componentes constantes) se mantiene fija la altitud de diseño pero se exploran distintas velocidades de vuelo y relaciones de compresión π23. Si T4t ya ha sido fijada, ¿cuál de las siguientes afirmaciones puede dar siempre por cierta el diseñador?. Con π23 constante la velocidad de vuelo para máximo rendimiento motor es inferior a la velocidad de vuelo para máxima potencia neta adimensional. Con π23 constante la velocidad de vuelo para máxima autonomía es inferior a la velocidad de vuelo para máximo rendimiento motor. La π23 para máximo rendimiento motor es inferior a la π23 de máxima potencia neta adimensional siempre que la velocidad de vuelo de diseño no cambie. Ninguna de las anteriores es cierta.

La velocidad de vuelo a la que se anula el empuje específico (impulso) de un turborreactor. Aumenta al aumentar la π23 de diseño. Disminuye al aumentar la altitud de funcionamiento. Aumenta al aumentar la T4t de diseño. Es independiente de la altitud de diseño.

El Mirage-F1 tiene valores aproximados de ESL/WTO y de WTO/S de 0.5 y 5 respectivamente, mientras que los valores aproximados para el Mig-29 son 1.2 y 3.5 respectivamente. Suponiendo que ambos aviones tienen una configuración aerodinámica similar y que ambos despegan en condiciones de CL máximo, ¿cuál está en mejores condiciones para realizar un despegue en un portaaviones con un factor de carga alto?. No se puede determinar. El Mig-29. El Mirage-F1. Están en iguales condiciones porque ambos despegan con CL máximo.

Para una velocidad de vuelo, en un turbohélice optimizado ideal, la potencia útil para el vuelo sería: Menor si T4t fuera mayor. Igual a la potencia mecánica neta proporcionada por el ciclo Brayton. Menor que la potencia mecánica neta que proporciona el ciclo Brayton ya que el rendimiento motor es menor que uno. Ninguna de las anteriores es correcta.

En los turbohélices, en diseño, el consumo específico de combustible disminuye con la temperatura máxima de ciclo. Esto se debe a que: El rendimiento propulsivo de los turbohélices depende básicamente de las características aerodinámicas de la hélice. El rendimiento motor es prácticamente constante. El rendimiento motor baja con la temperatura máxima del ciclo. El rendimiento de la hélice sube con la temperatura máxima del ciclo.

A medida que aumenta la velocidad de vuelo, la relación de derivación óptima: Sube siempre. Baja siempre. Baja en crucero subsónico. La relación de derivación no depende de la velocidad de vuelo.

En un turbohélice optimizado, el valor de V9*: Aumenta si π23 aumenta. Disminuye si T4t aumenta. Aumenta si el rendimiento de la hélice disminuye. Disminuye si la velocidad de vuelo a la que se optimiza aumenta.

El radio de acción de una aeronave es mayor cuanto. Menor sea el consumo específico, independientemente de las características aerodinámicas de la aeronave. Mayor sea el consumo específico. Menor sea el consumo específico y mayor sea el cociente CD/CL. Menor sea el consumo específico y menor sea el cociente CD/CL.

Para una polar parabólica de coeficientes constantes, el empuje/peso necesario para un vuelo de crucero: Es constante para cualquier velocidad de vuelo. Es menor a mayor velocidad de vuelo. Es menor a mayor altura. Es mayor a mayor velocidad de vuelo.

La resistencia externa: Puede ir a favor del empuje. Anula siempre la resistencia adicional. Siempre va en contra del empuje. No depende del diseño exterior del motor.

Para una temperatura final de combustión dada, los aerorreactores alcanzan una velocidad donde dejan de dar empuje porque: La turbina deja de funcionar. El rendimiento propulsivo se anula. El rendimiento motor se anula. El motor ingiere poco aire.

Se tiene un motor en un banco de ensayos; la fuerza F (empuje instalado) que se ejerce sobre el soporte de sujeción es: Menor que el empuje no instalado en banco. Igual al empuje no instalado en banco. Mayor que el empuje no instalado en banco. No depende de la instalación.

El ciclo Brayton es el más utilizado en aviación: Por su alta relación empuje/peso. Por su rendimiento global. Por su baja relación empuje/peso. La afirmación del enunciado es falta.

Considere dos turborreactores de flujo único volando a la misma altitud y velocidad. Si ambos consumen el mismo gasto de aire, podemos afirmar que la resistencia adicional: Es menor para aquél que tenga mayor área de entrada con independencia de la velocidad de vuelo. Es idéntica si las áreas de entrada de ambos motores es la misma. Es mayor para aquél que tenga mayor área de entrada con independencia de la velocidad de vuelo. Es la misma para ambos independientemente del área de entrada de cada motor.

En un turborreactor con tobera convergente-divergente bloqueada, en una determinada condición de vuelo y funcionando con valores fijos de presión y temperatura, el empuje será máximo: Con tobera sub-expansionada. Con tobera adaptada. Con tobera sobre-expansionada.

El rendimiento propulsivo de un turborreactor de flujo único aumenta cuando: Aumenta el rendimiento motor. Aumenta cuando se emplea un combustible de mayor poder calorífico manteniendo el consumo de combustible constante. Aumenta el impulso específico. Aumenta la V0/VS.

Las tomas dinámicas con las que van equipados los motores con capacidades supersónicas suelen ser afiladas porque: Resultan beneficiosas ya que favorecen la aparición de una onda de choque normal que permita una deceleración súbita de la corriente. Resultan beneficiosas a la hora de generar un tren de ondas oblicuas que disminuyan la velocidad con menores pérdidas hasta una onda de choque normal final. Las tomas dinámicas en vuelo supersónico no tienen forma afilada y, por tanto, la afirmación del enunciado es falsa.

Dos turborreactores diseñados para la misma altitud de funcionamiento, pero diferente número de Mach a) Moa; b) Mob. Sabiendo que ambos turborreactores tienen diferente relación de compresión global y que el a esta diseñado para rendimiento motor máximo y este valor de rendimiento motor es igual al que tiene b, se puede afirmar sin lugar a dudas que: El a tiene una π 23; mayor que el b. La T4t del a es menor que la del b. La π23 de ambos es la misma. El a tiene una π23 menor que el b.

Dos compresores con idéntico rendimiento politrópico tienen distintas relaciones de compresión. ¿Qué se puede decir sobre el rendimiento adiabático de cada uno de ellos?: Tendrá mayor rendimiento adiabático el de mayor relación de compresión. Tendrá mayor rendimiento adiabático el de menor relación de compresión. Tendrán el mismo rendimiento adiabático.

El rendimiento motopropulsor o global es: Una medida del consumo de combustible por el motor. Una medida del empuje proporcionado por el motor. Una medida del consumo de combustible por unidad de potencia útil. Una medida del consumo de combustible por unidad de potencia mecánica.

En una cámara de combustión ideal, sin pérdidas de presión de remanso: Hay producción de entropía porque hay adición de calor. Si es ideal quiere decir que el proceso en esa cámara de combustión es isentrópico. El proceso se considera adiabático, y, por tanto, isentrópico. Ninguna de las anteriores es cierta.

La resistencia adicional es nula si: La presión estática en la sección de entrada del motor es menor que la presión ambiente. La presión estática en la sección de entrada del motor es igual que la presión ambiente. La presión estática en la sección de entrada del motor es mayor que la presión ambiente. Funciona en banco.

El rendimiento propulsivo de un turborreactor ideal volando a altitud constante con T4t constante: Disminuye al aumentar la velocidad de vuelo V0. Aumenta al aumentar la velocidad de vuelo V0. No depende de la velocidad de vuelo V0. Tiene un máximo con la velocidad de vuelo V0.

En el diseño de un turborreactor militar se busca máxima potencia neta adimensional. Si T4t está fijado por los materiales y la refrigeración de la turbina y se decide subir la altitud del punto de diseño, pero no el número de Mach de diseño, ¿qué debería hacer el diseñador para encontrar el máximo valor posible de la potencia neta adimensional? Suponga que los rendimientos de los componentes no varían. Aumentar π23. b. Disminuir π23. c. Mantener π23. d. Reducir T4t.

De un aerorreactor, diseñado para rendimiento motor máximo, se conocen las condiciones ambiente de diseño (T0=288 K, P0=101.325 Pa y ɣ=1.4) y su relación global de presiones, π03=50. ¿Cuál sería su temperatura máxima T4t, si el ciclo fuese ideal?. T4t =880 K. T4t =1880 K. T4t =990 K. T4t =1900 K.

Una aeronave inicia una subida manteniendo su nivel de energía. Si parte de una altura de vuelo de 9 km y una velocidad de vuelo de 250 m/s, entonces. El exceso de potencia específica es de 250 m/s. La velocidad de vuelo se reduce. La velocidad de vuelo se mantiene constante. La velocidad de vuelo sube.

En un motor real, al encender el postcombustor de un motor equipado con tobera convergente-divergente. Se aumenta el área de garganta y el área de salida se mantiene constante. Se aumenta el área de la garganta y el área de salida. Se mantiene constante el área de garganta y se aumenta el área de salida. Se aumenta el área de garganta y se disminuye el área de salida.

El rendimiento motor de un turbohélice optimizado para una altitud y velocidad de vuelo dadas, a partir de un turborreactor base, y considerando que las pérdidas en la reductora del turbohélice no son despreciables: Es mayor que el del turborreactor base y aumenta siempre con T4t. Es menor que el del turborreactor base y presenta un máximo con T4t. Es menor que el del turborreactor base y presenta un máximo con π23. Es mayor que el del turborreactor base y presenta un máximo con π23.

Un turbofan real (es decir, con rendimientos de los componentes menores que la unidad) ha sido optimizado para una velocidad de vuelo V0 sin imponer ninguna restricción en la relación de derivación. Entonces, en el punto de mínimo consumo específico. La velocidad de salida del fan es menor que la velocidad de salida del chorro primario. La velocidad de salida del fan es mayor que la velocidad de salida del chorro primario. La velocidad de salida del fan es igual que la velocidad de salida del chorro primario. La relación entre las velocidades de los chorros depende de la velocidad de vuelo.

La utilización de diferentes configuraciones de aerorreactores (turborreactor, turbofan, turbohélice, etc.) para diferentes velocidades de vuelo, es debido fundamentalmente: Al comportamiento motor del sistema. Al comportamiento propulsor del sistema. Al tamaño del avión a propulsar. Al valor de la fuerza propulsiva necesaria.

En un turbofan con relación de compresión del fan dada, la velocidad del primario V9: Baja cuando sube la razón de derivación. Sube cuando sube la razón de derivación. No depende de la razón de derivación. Baja cuando sube la temperatura fin de combustión.

En un turbofán real optimizado siempre se cumple que: La velocidad de salida del secundario es mayor que la del primario. La velocidad de salida del secundario es menor que la del primario. La potencia por unidad de gasto primario extraída para mover el fan es mayor que (Vtb^2 −V0^2)/2. Ninguna de las anteriores es correcta.

Los aviones militares suelen disponer de motores turbofanes con bajas relaciones de derivación y altos trabajos específicos de fan debido a: Las altas velocidades de vuelo a las que están diseñados. Necesitan potencias muy altas para la realización de maniobras. El enunciado es correcto pero a) y b) son falsas. El enunciado es falso.

El objetivo principal al convertir un turborreactor de flujo único en turbofán es: Subir el impulso. Incrementar el empuje. Mejorar el rendimiento motor. Mejorar el rendimiento de propulsión.

En la optimización de un turbohélice real, la optimización del mismo no conduce a la obtención de un turbohélice puro debido a que: Por debajo de cierto valor de λ, el rendimiento propulsivo del flujo principal supera, normalmente, el rendimiento aerodinámico de la hélice. La afirmación del enunciado es falsa: la optimización sí conduce a la obtención de un turbohélice puro. Por encima de cierto valor de λ, el rendimiento propulsivo del flujo principal supera, normalmente, el rendimiento aerodinámico de la hélice. Ninguna de las anteriores es correcta.

En los turbohélices típicos (con bajos niveles de λ), el incremento de la temperatura fin de combustión, T4t, no implica incrementos del consumo específico del motor debido a que: Si consideramos que el rendimiento propulsivo del turbohélice es igual al rendimiento aerodinámico de la hélice que incorpora, el CeTH sólo depende del rendimiento motor del turbohélice. La afirmación del enunciado es falsa. Si consideramos que el rendimiento motor del turbohélice es igual al rendimiento aerodinámico de la que incorpora, el CeTH sólo depende del rendimiento propulsivo del turbohélice. Ninguna de las anteriores es correcta.

En un turborreactor de flujo único, el encendido del post-combustor será más gravoso desde un punto de vista del consumo específico a medida que la velocidad de vuelo: Aumenta. Disminuye. No influye.

En un turbofán real, el incremento de empuje respecto a su turborreactor asociado es una función monótona de la relación de derivación: Verdadero. Falso.

A medida que aumenta la velocidad de vuelo la relación de derivación óptima del turbofán: Sube siempre. Baja siempre. La relación de derivación óptima del turbofán no se ve afectada por la velocidad de vuelo. Baja para crucero subsónico bajo.

Un turbofán está optimizado en la condición de crucero a partir de un turborreactor. En dicha condición de crucero: El empuje del turbofán es igual al del turborreactor. El consumo de combustible absoluto del turbofán es menor que el del turborreactor. El consumo de combustible absoluto del turbofán es igual que el del turborreactor. El consumo de combustible absoluto del turbofán depende del valor de la potencia transferida al secundario.

El consumo específico de un turbohélice: Es independiente de π23. Es independiente de T4t. Aumenta cuando aumenta la T4t. Presenta un mínimo para un valor máximo del rendimiento motor.

Incluir el tubo de corriente de entrada en el estudio propulsivo del motor permite: Independizar el estudio de las variables de entrada, que son difíciles de evaluar, a cambio de introducir el concepto de resistencia adicional. Deducir que el empuje instalado y el no instalado coinciden. Permite desacoplarnos del concepto de resistencia externa. Todas las anteriores son falsas.

El exceso de potencia específica: Sube con el factor de carga. Baja con el factor de carga. Sube siempre que el nivel de energía se mantenga constante. No se ve afectado por el factor de carga.

El exceso de potencia específica de un avión es 50 m/s. ¿Cuál será su velocidad ascensional para velocidad de vuelo constante?. 75 m/s. 50 m/s. 100 m/s. 15 m/s.

En un turborreactor de flujo único volando a velocidad constante, el rendimiento propulsivo: Aumenta al aumentar el empuje por unidad de gasto. Baja al aumentar el empuje por unidad de gasto. No se ve influenciado por el empuje por unidad de gasto.

El rendimiento motor es siempre inferior a la unidad debido a: La alta velocidad de los gases de salida típicos de la aviación. La combustión nunca es completa aunque así se modele en los problemas. La temperatura de los gases de salida es superior a la de entrada. La afirmación del enunciado no siempre es verdadera.

El consumo específico de un turbohélice: Es independiente de π23. Es independiente de T4t. Aumenta cuando aumenta la T4t. Presenta un mínimo para un valor máximo del rendimiento motor.

En un turbohélice optimizado, el valor de la V9*: Aumenta si la π23. Disminuye si la T4t aumenta. Aumenta si el rendimiento de la hélice disminuye. Disminuye si la V0 a la que se optimiza aumenta.

El consumo específico de un turbofan: Es independiente de π23. Es independiente de T4t. Aumenta al aumentar T4t. Ninguna de las anteriores es correcta.

De un aerorreactor, diseñado para rendimiento motor máximo, se conocen las condiciones ambientales de diseño (T0=288 K y P0=101325 Pa) y su relación global de presiones, π03=50. ¿Cuál sería su temperatura máxima, T4t, si el ciclo fuese ideal?. 880K. 1880K. 990K. 1900K.

Se tiene un motor un motor en un banco de ensayos; la fuerza F que se ejerce sobre el soporte de sujeción es: Menor que el empuje no instalado en banco. Igual al empuje no instalado en banco. Mayor que el empuje no instalado en banco.

Los turborreactores de flujo único son utilizados, hoy en día, en toda la aviación comercial gracias a: La alta velocidad que consiguen sus gases de salida, lo cual supone una ventaja en cuanto al rendimiento propulsivo que ofrecen respecto a otros tipos de arquitecturas. Al bajo peso que tienen respecto a arquitecturas más complejas de varios flujos. Nada. La afirmación del enunciado es falsa..

Al aplicar las ecuaciones integrales de la mecánica de fluidos a un turborreactor, se puede despreciar la derivada de la integral de volumen, siempre que: El número de Reynolds sea bajo. El número de Prandtl sea bajo. El número de Strouhal (tiempo de residencia/tiempo característico) sea bajo. Ninguna de las anteriores.

Un turbofán optimizado para mínimo consumo específico con Λ=8, ηm=1, ηt=1, ηf=0.85, tendrá una relación V9/V19: 1.18. 0.58. 1.25. 1.00.

El incremento relativo de empuje producido por un turbofán real respecto a su turborreactor asociado es una función monótona creciente de Λ: Verdadero. Falso.

Si en un turborreactor de flujo único diseñado para volar con un rendimiento propulsivo de 0.5, se incrementase el rendimiento motor un 10%, ¿cuánto cambiaría el rendimiento propulsivo?: -10.3%. -3.16%. +3.16%. +10.3%.

En un turborreactor de flujo único, con tobera adaptada y T dada: El máximo de potencia mecánica adimensional se obtiene para valores de P superiores a los requeridos para obtener el máximo de rendimiento motor. El máximo de potencia mecánica adimensional se obtiene para valores de P superiores a los requeridos para obtener el mínimo de consumo específico. El máximo de rendimiento motor se obtiene para valores de P superiores a los requeridos para obtener el mínimo de consumo específico. d. El máximo de rendimiento motor se obtiene para valores de P inferiores a los requeridos para obtener el mínimo de consumo específico.

En un turborreactor de flujo único, con tobera adaptada y ciclo Brayton ideal, ¿en qué casos su rendimiento motor se verá mejorado?. Cuando se produzca un incremento de T. Cuando se produzca un incremento de P. El rendimiento motor en el caso ideal no dependerá de T ni de P. Ninguna de las anteriores es correcta.

En un turborreactor de flujo único: Un incremento de la potencia útil adimensional mejora el rendimiento propulsor. Un incremento de la potencia útil adimensional empeora el rendimiento propulsor. Un incremento de la potencia útil adimensional no tiene efecto en el rendimiento propulsor. Ninguna de las anteriores es correcta..

En una situación de vuelo regular, el análisis de empuje mínimo necesario dependerá del segmento de vuelo y del tipo de misión. Para factores de carga altos y bajas velocidades la rama de la curva (ESL/WTO vs. WTO/S) que domina es la decreciente. Para factores de carga bajos y velocidades altas la rama ascendente es la representativa. La asíntota de la rama ascendente tendrá una mayor pendiente en maniobras que en vuelo rectilíneo. La asíntota de la rama ascendente tendrá una menor pendiente en maniobras que en vuelo rectilíneo.

El tiempo mínimo en el que una aeronave puede aumentar su nivel energético se consigue fijando una trayectoria en el mapa V0/h tal que: Pase por los puntos en los que las curvas de exceso de potencia específica corten a los puntos de pendiente máxima de las curvas de nivel energético constante. Pase por los puntos en los que las curvas de exceso de potencia específica sean tangentes a las curvas de nivel energético constante. Pase por los puntos en los que las curvas de exceso de potencia específica corten a los puntos de pendiente nula de las curvas de nivel energético constante. Ninguna de las anteriores es correcta.

En un motor de reacción de flujo único con ciclo real y tobera adaptada: Un incremento de T, con el resto de parámetros constantes, provoca una disminución de la potencia mecánica adimensional y un incremento del rendimiento motor. Un incremento de T, con el resto de parámetros constantes, provoca un incremento de la potencia mecánica adimensional y un descenso del rendimiento motor. A medida que se aumenta T la curva del rendimiento motor en función de la relación de compresión global adimensional se aleja de esa misma curva para el caso ideal. Se deben seleccionar los valores más altos posibles de T, y una P adecuada, que debe estar comprendida entre el valor de que maximiza el rendimiento motor y el valor que maximiza la potencia mecánica adimensional.

En un motor de reacción de flujo único con ciclo real y tobera adaptada: Un incremento de T, con el resto de parámetros constantes, provoca un incremento del consumo específico y un incremento del rendimiento motor. Un incremento de T, con el resto de parámetros constantes, provoca un descenso del consumo específico y un incremento del rendimiento motor. Un incremento de T, con el resto de parámetros constantes, provoca un incremento del consumo específico y no afecta al rendimiento motor. Ninguna de las anteriores es correcta.

La resistencia adicional se anula cuando el Mach de vuelo y el de diseño son iguales, ya que en ese caso el volumen fluidodinámico en el infinito aguas arriba tiene una sección: Igual a la sección de entrada del motor. Mayor que la sección de entrada del motor. Menor que la sección de entrada del motor. La resistencia adicional no se calcula a partir del volumen fluidodinámico descrito..

La resistencia adicional: Es nula o se opone al sentido de avance del avión. Tiene siempre la misma dirección y sentido que la resistencia exterior. Su sentido depende del Mach de diseño. Ninguna de las anteriores es correcta.

Los requerimientos propulsivos de una aeronave (TSL/WTO) necesarios para realizar un despegue: Son mayores a mayor CLmax de la aeronave. Son menores a menor CLmax de la aeronave. Son independientes de la aerodinámica de la aeronave. Ninguna de las anteriores es correcta..