APLICACIÓN DE LAS ECUACIONES INTEGRALES DE CONTINUIDAD, CANTIDAD DE MOVIMIEMTO Y ENERGÍA A LOS AERORREACTORES

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1 APLICACIÓN DE LAS ECUACIONES INTEGRALES DE CONTINUIDAD, CANTIDAD DE MOVIMIEMTO Y ENERGÍA A LOS AERORREACTORES OBJETIVOS : Hacer aplicación de las ecuaciones integrales a los aerorreactores Obtener la expresión del empuje del aeorreactor de forma rigurosa Analizar los términos que contribuyen al empuje. Definiciones empujes y resistencias Analizar como se invierte la energía del combustible Obtener el balance energético del aerorreactor de forma rigurosa Definir los rendimientos, relacionándolos con los principios de la propulsión Ref.: José Luis Montañes. Motores de Reacción. Apuntes ETSIA

2 Indice: Ecuaciones generales Hipótesis, volumen de control, simplificaciones Ecuación de continuidad Ecuación de cantidad de movimiento Concepto de Empuje, definición y obtención Resistencias, adicional y externa Calculo simplificado de resistencias Ecuación de la energía Rendimiento motor Rendimiento de combustión Balance energético. Combustión diluida Rendimiento motor, propulsor y global

3 Ecuaciones generales El aerorreactor utiliza fluidos para producir la fuerza propulsiva : fluidos Ecuaciones generales: de la mecánica de fluidos (leyes de conservación) Forma integral (adecuada, utilizando un volumen de control para determinar características globales del flujo c(p i,t i,v i ) Volumen de control, W, limitado por superficies interiores del aerorreactor, S i, sección de entrada (e), sección de salida (s), G G S V 0

4 Continuidad Cantidad de movimiento Energía ECUACIONES GENERALES EN FORMA INTEGRAL d dt d dt W W d v n d Si, es, i vd v v nd F S, es, 2 2 d v v u d h v n d T v q nd dt 2 2 W S, e, s S, e, s i 0, i ext F pi T n d ext, es, i densidad n normal exterior v velocidad u energía interna h entalpía q flujo de calor T tensor de esfuerzos viscosos I tensor unitario Trabajo de las fuerzas másicas Flujos calor por radiación

5 Términos no estacionarios??? términos no estacionarios (A c L c /t c ). términos convectivos (A c V c =A c L c /t r ). Volumen tiempo característico característico número adimensional de Strouhal, St St Si, es, S, es, i i v n d 0, v v n d A L t A L t F 2 v h v nd T v q nd 2 ext S, e, s S, e, s t t c c c r St 0, c c r c Área Quitando los términos no estacionarios, las ecuaciones quedan: i característica Velocidad característic

6 . ECUACIÓN DE CONTINUIDAD S i e s v nd 0 v nd v nd v nd 0 Si e s v n d V A ( V A ) ( G c) G(1 f ) v nd svs As Gs no hay flujo másico a través de las paredes, e e e i i i f Sección de entrada Sección de salida Sustituyendo G G c G(1 f ) s Donde : < > indica valores medios.

7 ECUACIÓN DE CANTIDAD DE MOVIMIENTO v v nd v v nd v v nd F S i e s v v n d S 0, i v v n d V V A G V e e e e e e s no hay flujo másico a través de las paredes v v n d V V A G V G c V G f V ( ) (1 ) s s s s s s s s G V ( G c) V F e s ext Fuerzas exteriores? : fuerzas de presión y fricción (fuerzas sobre el fluido) F ( pi T) nd ( pi T) nd P n A P n A ext e e e s s s S, es, S i i G V ( G c) V ( pi T) nd P n A P n A. e s e e e s s s S i ext

8 Definición EMPUJE Einstalado ( PI T ) n d T n d ( PI T ) n d ( PI ) n d i, e e Si Se Evaluación ( PI T ) n d E ( P) I n d i ins Instalado La resultante de las fuerzas de presión y fricción, que el fluido ejerce, sobre las paredes internas y externas del motor menos las fuerzas de fricción sobre las externas (S e ) e E.C.M. G V ( G c) V ( pi T) nd P n A P n A. e s e e e s s s S i E G V ( G C) V P n A P n A ( P) I n d ins e s e e e s s s e Independizar de las condiciones en la sección de entrada del motor, de la instalación del motor :definición universal Líneas fluidas

9 S i(0 e) 0 e Aplicar la ecuación de cantidad de movimiento en forma integral al volumen de control: v( v n) d 0, no hay flujo de c.m. por S i,0-e, v( v n) d V V A G V, v( v n) d V V A G V, e e e e F ( PI T ) n d ( PI T ) n d P n A P n ' A ext e e e S,0, e S i(0 e) i(0 e) G V G V ( P) I n d P n A P n ' A 0 e e e e i(0 e) E G V ( G C) V P n A P n A ( P) I n d ins e s e e e s s s Refiriendo las presiones a P 0 E G V ( G c) V ( P P ) n A ( P P ) I n d ( P P ) I n d, ins 0 s s 0 s s 0 0 n' n ; ( P P ) I n d ( P P ) I n d e e 0 0 e(0-e) i(0 e) e e e(0-e)

10 Definiciones: Resistencia externa Resistencia adicional Empuje instalado Empuje bruto instalado Empuje no instalado Empuje bruto no instalado n' e n e, -(P - P ) I n d -(P - P ) I n d 0 0 i( 0-e) e( 0-e) D ( P P ) I n d externa adicional e D (P P )I n d S e(0 e) 0 0 E GV ( G c) V ( P P ) n A D D ins 0 s s 0 s s ext adc ( E ) ( G c) V ( P P ) n A D D b ins s s 0 s s ext adc E E GV ( G c) V ( P P ) n A no ins 0 s s 0 s s Eno ins E Dext Dadc ( E ) ( G c) V ( P P ) n A b no ins s s 0 s s

11 V0 V 0 i, Vs Vs ( cos i sen j), n cos i sen j, s Empuje positivo en dirección contraria a i ( Eins ) i ( G c) Vs cos GV0 ( ps p0) As cos ( Dext ) i ( Dadc ) i ( i ), ( Eins ) j ( G c) Vs sen ( Ps P0 ) As sen ( Dext ) j ( Dadc ) j ( j), ( E ) ( G c) V cos GV ( P P ) A cos ( D ) ( D ), ins i s 0 s 0 s ext i adc i ( E ) ( G c) V sen ( P P ) A sen ( D ) ( D ).. ins j s s 0 s ext j adc j ( D adc ) j = 0

12 ( = 0), (D adc ) j = 0, (D ext ) j = 0 E ( G c) V GV ( p p ) A ( D ) ( D ), ins s 0 s 0 s ext i adc i E E ( G c) V GV ( p p ) A, n s 0 s 0 s E ( G c) V ( p p ) A. b s s 0 s EJEMPLOS

13 RESISTENCIAS EXTERIOR Y ADICIONAL Superficies fluidas alejadas del motor Flujo Ideal Volumen de control D D ( P P ) I n d 0 adc ext e(s- ) 0 f.c.m. = f.c.m. P s = P 0 es ( ) ( P P ) I n d =0, 0 D adc D ext. E ins E no ins. f.c.m. Suponiendo motor muy largo y paralelo al eje en su parte central D ( P P ) I n d =0. D D D D D 0. ext e s adc e Estimación de valores s e(s- ) 0

14 Recordatorio : El empuje es la resultante de las fuerzas de presión y fricción sobre las paredes internas y externas del motor, menos las fuerzas de fricción sobre las paredes externas (estas ultimas se incluyen en la resistencia aerodinámica del avión

15 CÁLCULO UNIDIMENSIONAL DE LA RESISTENCIA ADICIONAL SUBSÓNICO UNIDIMENSIONAL ISENTRÓPICO GAS PERFECTO D (P P )I n d adicional S e(0 e) D G V V A P P adc e 0 e e 0 0

16 G V A, e e e D 2 ev e V 0 P 0 A P 1-1- Pe Ve Pe adc e e Dadc P 2 e V 0 P 0 M e 1 1. Ae P0 P0 Ve Pe T e P e Pet P0t ; Tet T0t T0 P0 ( 1)/ D M T ( T / T ) M 1 1 ( T / T ) A P M T adc /( 1) /( 1) e 0 e e 0 e 0 e e V M T V M T e e e T T e 0 1 ( 1) / 2 M 1 ( 1) / 2 M e Dadc / 4(2.132)( )(0.784) kn.

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18 Tubos de corriente

19 D D D D D 0. ext e s adc e

20 D ( P P ) I n d =0. s e(s- ) 0

21 Resistencia total: inlet + afterbody

22 Entradas supersónicas

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25 (inciso) : Empuje medido en bancos (se vera desarrollado posteriormente) b G b V b A b P b Fbc,f G 0 V 0 A 0 P 0 G s V s A s P s s 0 Fp Fbc,p Fm Apbt,Pbt 2 A E F 1 G A A P P A P P F F F 0 g m 0 0 b 0 b bt, i 0 bt p bc, f bc, p 1 Ab

26 cerrados

27 abiertos

28 ECUACIÓN DE LA ENERGÍA APLICADA A UN AERORREACTOR 2 v h v nd T v q nd 2 S, e, s S, e, s i 2 2 trabajo de las fuerzas de viscosidad v v M v c p Tv 1 flujo de entalpía L vl c T Re calor evacuado por conducción kt L 1 1 flujo entalpía C Tv Re Pr Re Pr fuerzas inercia vl fuerzas viscosas difusividad viscosa k difusión térmica C Si, es, 2 v h v nd 0 2 i P p p

29 S i e s 1 2 ( h 2 v )( v n) d 0, ( h 2v )( v n) d eve he Ae 2 evev e Ae c hc G h V c h G h c h 1 2 e 2 e c te f ( h v )( v n) d V h A V V A s s s s 2 s s s s 1 2 G s hs 2 Vs ( G c) hts, Si, es, E.E. 2 v h v nd 0 2 h t indica entalpía de remanso = h +1/2 V 2, y h c es la entalpía del combustible Ecuación de la energía aplicada al volumen de control G h c h ( G c) h te c ts G h G h t0 te.

30 Gases ideales: h =f(t) Ecuación de la energía aplicada al turborreactor G ht 0 c hc ( G c) hts, 2 2 V 0 V s G ha T0 chc Ti G c hp Ts 2 2 Combustible : derivados del petróleo, Jet A, JP4, JP8, de forma general C n H m Conceptos previos: Combustión completa : CO 2 y H 2 O 1 m m m C H n O R nco H O n R i n m O 2 i i 2 2 i O O características Relación estequiométrica del combustible k k 1 m a 1 a 1 a n M m 1 nm m 1 4 M m O 4 O 4 O 1 c C H C H M nm mm M M f m m m m m est a O M M 2 M i m O m i m i = m/n

31 L Poder calorífico inferior: calor liberado por la unidad de masa del combustible, cuando se quema dicho combustible a una temperatura de referencia dada, T* [cuando se consideran que los productos de la combustión están en estado gaseoso 1 H 1 H H H 1 H H 1 H H H * * * * i * * * * * c a CO2 H2O Ri c O2 CO2 H2O O O 4 2 C H C H M m M m M m M m H * i es la entalpía molar de la sustancia i a la temperatura de referencia T* (298.15) O2 * CO2 * H2O * 1 M h M h M h M M 2 M L h h h h h m O m CO m H O O2 CO2 H2O * 4 2 * m * m * m * c C H c C H O2 C H CO2 C H H2O M m M m M m M m M m M m M m M m h * i, entalpía másica de las sustancia i a T*, donde T* = (JANAF) 2 2 V 0 V s G ha T0 chc Ti G c hp Ts Ecuación de la energía 2 2 i * h h T h c * c i c V V Gh T0 c h ch G c h T G c G * i * s 0 a c c p s

32 De la definición de poder calorífico M M 2 M O CO H O * m * m * m * c C H O2 C H CO2 C H H2O M m M m M m M m M m M m L h h h h M M 2 M h L h h h O CO H O * m * m * m * c O C H 2 C H CO 2 C H H2O M m M m M m M m M m M m Sustituyendo en la ecuación de la energía V V Gh T0 c h ch G c h T G c G * i * s 0 a c c p s

33 O2 CO2 H2O i 1 4 M m * Mm * 2 M m * Gha T0 chc cl c * h C H O h 2 C H CO h 2 C H H2O M m M m M m M m M m M m * 0 a 0 a a * h T h h Teniendo en cuenta: V V G c hp Ts G c G M M 2 M 2 2 s 0 O CO H O * m * m * m * a O 2 CO C H C H 2 C H H2O M m M m M m M m M m M m Gh c h c h c h entalpía de los productos de la combustión completa, h * pcc, de un gasto másico de aire G con un G c h gasto másico de combustible c, a la temperatura de referencia * pcc Sustituyendo en la ecuación de la energía V V G h ch cl G c h T G c h G c G * * i * s 0 a c p s pcc

34 * 0 G ch T G ch G ch G c h T h T G c h T h T p s pcc pcc * pcc s pcc 0 p s pcc s Combustión completa : CO 2 y H 2 O * 0 pcc pcc 0 pcc * Teniendo en cuenta h h T h y sumando y restando h pcc (T s ) Productos de combustión típicos de los AERORREACTORES a varios regímenes de funcionamiento Grupo Tipo Especies Concentraciones Aproximadas Ralentí Max. sin PC Max. con PC 1 Aire N 2 77% 77% 73-76% O % % 0-13% Ar 0.9% 0.9% 0.9% 2 Productos Comb. Completa 3 Productos Combustión Incompleta 4 Comp. Comb. NoHidrocarburo H 2 O % 3-5% 5-13% CO % 3-5% 5-13% CO ppmv 1-50 ppmv ppmv HC total ppmc 1-20 ppmc ppmc HC parcial ppmc 1-20 ppmc? H ppmv ppmc ppmv Humo ppmw ppmw ppmw SO 2, SO ppmw 1-10 ppmw 1-30 ppmw Metales 5-20 ppbw 5-20 ppbw 5-20 ppbw 5 Oxidos de N NO, NO ppmv ppmv ppmv

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36 concepto de rendimiento de la combustión, h q, hqcl cl G c hp Ts hpcc T s hq 1 Retomando la ecuación de la energía G c h T h T p s pcc s V V G h ch G c h cl G c h T h T G c G * * * i 0 s 0 a c pcc h q pcc s pcc 0 cl Energía neta aportada al sistema energía aportada Combustible cl en qué se invierte esa energía Calor liberado h q cl Perdidas químicas (combustión incompleta) Parte se emplea en calentar los productos de combustión completa y parte en producir energía mecánica Concepto de rendimiento motor h M ( G c) V s GV cl Se puede obtener analíticamente

37 V V G h ch G c h cl G c h T h T G c G * * * i 0 s 0 a c pcc h q pcc s pcc 0 Turborreactores T 4t < 1850 K f=c/g < f est 1/15 para hidrocarburos Exceso de aire Combustión diluida c<<g G c h T h T G h T h T Proceso adicción de calor Q = h q cl h pcc s pcc 0 a s a s 0 qcl G ha Ts ha T0 G V V 2 2 Aire (T 0,V 0 ) Aire (T s,v s ) Proceso teórico ideal Proceso tecnológico real DIFERENCIAS ENTRE AMBOS PROCESOS Potencias aportadas a sistema tiempos característicos Temperatura de las paredes

38 Errores cometidos al utilizar combustión diluida frente a productos de combustión completa f h T h T 1 f f h a Ts ha T 1 f hpcc Ts hpcc T f f pcc s pcc 0 f 0 0,01 0,02 0,03 0,04 0,05 0,06 error (%) Concepto de Rendimiento de la Combustión completa

39 Errores al emplear la ecuación de combustión diluida (etaq =1) frente a la temperatura de combustión adiabática (composición de equilibrio)

40 Rendimiento de la Combustión (Medida del rendimiento de combustión) cl Combustión completa CO 2, H 2 O, exceso aire Aire + Combustible h q cl Combustión incompleta : CO 2, H 2 O, CO, HC, H 2, H, OH, NO x. CO, HC, H 2 Q CO 2, H 2 O h q cl Q Q 1 cl cl h q m Q m Q m Q EI Q EI Q EI Q cl 1000L CO CO H H HC HC CO CO H H HC HC Definición de Índice de Emisión : EI

41 Medida experimental del rendimiento de combustión

42 Ref.: INTERNATIONAL STANDARDS AND RECOMMENDED PRACTICES ENVIRONMENTAL PROTECTION ANNEX 16 TO THE CONVENTION ON INTERNATIONAL CIVIL AVIATION VOLUME II AIRCRAFT ENGINE EMISSIONS SECOND EDITION JULY 1993 (OACI)

43 Temperaturas fin de combustión > 1650 K disociación Productos de equilibrio : cantidades importantes de CO, H 2 Diferencias apreciables entre equilibrio y combustión completa Definición más realista de rendimiento de combustión : Perdidas debidas a cantidades de CO e H 2 por encima de las de equilibrio h q 1 1 eq eq m m Q m m Q m Q CO CO H H2 HC HC eq eq CO cl EI EI Q EI EI Q EI Q 1000L 2 CO H H2 HC HC 2 Valores típicos de rendimiento de combustión > 99.9%

44 Intervalos de riqueza de funcionamiento de zona primaria de varios diseños: Niveles de emisión función del régimen de funcionamiento CO HC hq

45 Límites de emisión, ejemplo de emisiones de un motor típico y mejora con nuevos conceptos Rendimientos actuales > 99.9%

46 Balance energético : combinación de las ecuaciones de la energía y empuje P s = P [ 0 E G cvs GV ] V EV G c V V GV I ec.e s 0 0 hqcl ( G c) ha ( Ts ) ha ( T0) ( G c) Vs GV 0 ( II ) (II)-(I), sumando en ambos lados cv 02 /2 2 2 cv0 2 cv hqcl EV0 ( G c) VSV0 GV0 2 ( G c) Vs GV 0 ( G c) ha ( Ts ) ha ( T0 ) cv0 1 2 hqcl EV0 2 ( G c)( Vs V0 ) ( G c) ha ( Ts ) ha ( T0 ) 2 Energía suministrada Energía mecánica Calentar gases de escape Energía útil para la propulsión

47 Rendimientos h M Energía Mecánica Neta Obtenida Energía Consumida EV ( G c)( V V ) cv cl s h P Energía Útil para Propulsión EV Energía Mecánica Neta Obtenida EV ( G c)( V V ) cv s Energía Util para Propulsión EV h h h Energía Consumida cl 0 MP P M

48 Ejercicios 1. Un avión propulsado por un turborreactor durante el aterrizaje rodando por la pista de aterrizaje con una velocidad de 60 m/s, tiene un gasto de aire de 150 kg/s y una velocidad de salida de los gases en la tobera de 200 m/s. Cual es el empuje del motor? s E G V V N Suponer ahora que el piloto pone el inversor de empuje, el cual desvía el chorro de salida normal a la velocidad de desplazamiento (50% hacia abajo y 50% hacia arriba), sin afectar el punto de funcionamiento del motor. Cuáles la magnitud y dirección del empuje producido por el motor? 0 E G 0V N Con el inversor de empuje puesto el avión se detiene. En estas condiciones el gasto de aire es 80 kg/s y la velocidad de salida es 150 m/s. Cuál es la magnitud y dirección del empuje producido por el motor? E

49 En el motor de la figura estimar la fuerza vertical sobre la tobera utilizada para desviar el flujo en función de las variables de la figura. Suponer flujo estacionario y motor no acelerado F v v n d v v n d v v n d y y y y entrada salida =0 V sen V A s s s s VOLVER

50 Calcular la magnitud y sentido según el eje del motor (z) de la fuerza que ejerce el fluido sobre cada componente del turborreactor y la resultante de todas esas fuerzas (empuje intrínseco). Utilizando la expresión del empuje neto no instalado calcule dicho empuje. Diga cuanto vale la resistencia adicional. Turborreactor flujo único. Punto diseño banco (Banco : M 0 = 0, P 0 = kpa, T 0 = 288 K) Valores de diseño: * 23 = 15; T 4t = 1350 K; h 23 h q h 45 h = 1 c<<g, condiciones uniformes a la entrada y salida de cada componente Tobera convergente c P = cte. = J/kg K, R = 287 J/ kg K A 1 = m 2 M 1 = 0.8 A 2 = m 2 V z2 = 150 m/s A 3 = m 2 V z3 = 150 m/s A 4 = m 2 V z4 = 140 m/s A 5 = m 2 V z5 = 250 m/s A 8 = m 2 V 8 = m/s

51 Ecuación cantidad de movimiento aplicada a cada componente del motor con las hipótesis indicadas: Resolución del ciclo y cálculo de áreas y variables estáticas en cada estación del motor: E difusor = N E compre = N E cacomb = E turbina = N E tobera = N Empuje intrínseco =E difusor +E compre +E cacomb +E turbina +E tobera E intrínsico = N Empuje no instalado: E ni =GV 8 + A 8 (P 8 P 0 ) E ni = N Empuje intrínseco referido a P 0 E intínseco = GV 8 GV 1 + A 8 (P 8 P 0 ) A 1 (P 1 P 0 ) E ni E intrínseco = GV 1 + A 1 (P 1 P 0 )

52 Resistencia adicional (flujo unidimensional) D ad = GV 1 + A 1 (P 1 P 0 ) D ad = E ni - E intrínseco = N

53 En la figura se muestra una catapulta hidráulica utilizada para acelerar aviones. Obtener al ecuación de movimiento que proporciona la aceleración del avión en función de la velocidad, área y densidad del chorro de agua, y la masa y velocidad del avión. Despreciar los efectos de la gravedad y suponer que las fuerzas asociadas con el movimiento del aire alrededor del avión y el lanzador son pequeñas comparadas con las fuerzas asociadas con el chorro de agua. Suponer que la masa de agua en la plataforma de aceleración es pequeña frente a la masa de la catapulta y el avión (M). Cuál es la fuerza sobre el avión? (Problema del MIT)

54 Aplicando al volumen de control Suma de fuerzas exteriores = 0, se desprecia la resistencia dv x Fx dw dw vx v n d dt dt W W d v Aceleración relativa a ejes inerciales, = M(dV/dt) =0, no hay cambios en la masa del avión y se desprecia la masa de agua en la plataforma frente a la masa del avión

55 dv M v v n d dt 0 x dv M Ajj Vj V Vj V Aj j Vj V Vj V dt Flujo de entrada. Opuesto a la normal dv dt 2 AV j j 2 j V V Vj V M 2 j j j 2 F A V V T F Flujo de salida. En dirección contraria a x

56 En el cuadro adjunto se dan los productos de combustión a salida de un aerorreactor para tres condiciones: ralentí, max. sin postcombustión y max. con postcombustión. La masa molar media de los mismos es aproximadamente la del aire (28.96 g/mol) Sabiendo que la relación combustible aire para las condiciones anteriores son, f = 0.01, y 0.06 respectivamente, y el poder calorífico del combustible es L = 42 MJ/kg. Calcular para cada caso el rendimiento de la combustión. Datos: Poder calorífico de CO, L CO = 10.1 MJ/kg ; M CO = 28 g/mol H 2, L H2 = MJ/kg M H2 = 2 g/mol HC L HC = 42 MJ/kg Hipótesis: para los cálculos suponga que todo esta a la temperatura de referencia Nota: ppmv significa partes por millón en volúmenes, o sea, fracciones molares/10-6 ppm significa partes por millón en masa, o sea fracciones másicas/10-6 Nota : Y i = X i M i /M m (prob. de José Luis Montañes)

57 Grupo Tipo Especies Concentraciones Aproximadas Ralentí Max. sin PC Max. con PC 1 Aire N 2 77% 77% 73-76% O % % 0-13% Ar 0.9% 0.9% 0.9% 2 Productos Comb. Completa 3 Productos Combustión Incompleta 4 Comp. Comb. NoHidrocarburo H 2 O % 3-5% 5-13% CO % 3-5% 5-13% CO ppmv 1-50 ppmv ppmv HC total ppmc 1-20 ppmc ppmc HC parcial ppmc 1-20 ppmc? H ppmv ppmc ppmv Humo ppmw ppmw ppmw SO 2, SO ppmw 1-10 ppmw 1-30 ppmw Metales 5-20 ppbw 5-20 ppbw 5-20 ppbw 5 Oxidos de N NO, NO ppmv ppmv ppmv

58 Combustión completa : CO 2 y H 2 O Q liberado ideal = cl Combustión incompleta: CO, HC, H 2 Q no liberado = m CO L CO + m H2 L H2 + m HC L Q liberado real = Q liberado ideal Q no liberado Q liberado real = cl (m CO L CO + m H2 L H2 + m HC L h q Q cl mcolco mh L 2 H m liberado real 2 HCL mcolco mh L 2 H m 2 HCL 1 Q cl cl liberadoideal m n M Y X Y X i i i i i i i mtotal ntotal M Masa total a la salida del aerorreactor = G+c

59 IECOLCO IEH L 2 H IE 2 HCL hq 1 L M m Y m X m M CO CO CO total CO total m G c M 1 f M IECO X CO X CO c c M f M X IE CO CO 1 f f CO CO CO en ppmv X CO M M CO 10 6 Resultado: Ralentí: h q = Max. sin postcombustor h q = Max con postcombustor h q =

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61 Composición de JP-4

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