9 Um avião turbojato voa com uma velocidade de 850 pés/s em uma altitude onde o ar está a 5 psia e
. O compressor tem uma razão de pressão de 10 e a temperatura dos gases na entrada da turbina é
. O ar entra no compressor a uma taxa de
. Utilizando as premissas padrão de ar frio, determine (a) a temperatura e a pressão dos gases na saída da turbina, (b) a velocidade dos gases na saída do bocal e (c) a eficiência propulsora do ciclo.
Passo 1
O enunciado descreve um turbojato operando em altitude onde o ar está a
e
. A velocidade de voo é
. A razão de pressão do compressor é
e a temperatura total na entrada da turbina é
. A vazão mássica de ar é
. Vamos usar o ar-frio padrão
,
para determinar:
(a) a temperatura total e a pressão total dos gases na saída da turbina;
(b) a velocidade dos gases na saída do bocal;
(c) a eficiência propulsora do ciclo.
(a) a temperatura total e a pressão total dos gases na saída da turbina;
(b) a velocidade dos gases na saída do bocal;
(c) a eficiência propulsora do ciclo.
Passo 2
Calculamos a velocidade do som em voo e o número de Mach
A partir daí obtemos as condições totais à entrada do compressor (estação 2), assumindo difusor isentrópico:
Passo 3
Compressão isentrópica de razão de pressão
:
Passo 4
A combustão eleva a temperatura total para
e mantém a pressão total (pressão do queimador é aproximadamente isobárica),
Passo 5
No turbo-alternador (turbina) o trabalho extraído deve igualar o trabalho de compressão:
Substituindo
e a pressão total na saída da turbina (antes do bocal) é
Passo 6
O bocal expande de
até
. Primeiro a temperatura estática de saída:
O calor específico
. Assim, a velocidade de saída do jato é
Passo 7
A eficiência propulsora é
Resposta
(a)
,
.
(b) .
(c) (38 %).
(b)
(c)