17-1C En aplicaciones de acondicionamiento de aire, la
temperatura del aire se mide insertando una sonda en un flujo
de aire. Así, la sonda realmente mide la temperatura de estancamiento.
¿Causa esto un error significante? Get solution
17-2C ¿Cómo se define la entalpía de estancamiento h0 y por
qué? ¿En qué se distingue de la entalpía ordinaria (estática)? Get solution
17-3C ¿Qué es la temperatura dinámica? Get solution
17-4C Un avión de alta velocidad va a velocidad de crucero
en aire calmado. ¿En qué será diferente la temperatura del aire
en la nariz del avión con respecto a la temperatura del aire a
alguna distancia del avión? Get solution
17-5 Entra aire a un compresor con una presión de estancamiento
de 100 kPa y una temperatura de estancamiento
de 27 °C, y se comprime a una presión de estancamiento de
900 kPa. Suponiendo que el proceso de compresión es isentrópico,
determine la entrada de potencia al compresor para un
flujo másico de 0.06 kg/s. Get solution
17-6 Fluye aire a 320 K en un ducto a una velocidad de
a) 1, b) 10, c) 100 y d) 1.000 m/s. Determine la temperatura
que indicará, para cada caso, una sonda estacionaria insertada
en el ducto. Get solution
17-7 Calcule la temperatura y la presión de estancamiento
para las siguientes sustancias que fluyen por un ducto:
a) helio a 0.25 MPa, 50 °C y 240 m/s; b) nitrógeno a
0.15 MPa, 50 °C y 300 m/s y c) vapor de agua a 0.1 MPa, 350 °C
y 480 m/s. Get solution
17-8 Determine la temperatura de estancamiento y la presión
de estancamiento de aire que fluye a 36 kPa, 238 K y
470 m/s. Get solution
17-9E Fluye vapor de agua a través de un dispositivo con
una presión de estancamiento de 120 psia, una temperatura
de estancamiento de 700 °F, y una velocidad de 900 pies/s.
Suponiendo comportamiento de gas ideal, determine la presión
estática y la temperatura estática del vapor de agua en
este estado. Get solution
17-10 Fluye aire a través de un dispositivo de tal manera
que la presión de estancamiento es de 0.6 MPa. La temperatura
de estancamiento es de 400 °C, y la velocidad es 570 m/s.
Determine la presión y la temperatura estáticas del aire en este
estado. Get solution
17-11 Los productos de combustión entran a una turbina
de gas con una presión de estancamiento de 1.0 MPa y una
temperatura de estancamiento de 820 °C, y se expanden a una
presión de estancamiento de 100 kPa. Tomando k 1.33 y
R 0.287 kJ/kg · K para los productos de combustión, y suponiendo
que el proceso de expansión es isentrópico, determine
la producción de potencia de la turbina por unidad de
flujo másico.
Velocidad del sonido y número de Mach Get solution
17-12C ¿Qué es el sonido? ¿Cómo se genera? ¿Cómo se
propaga? ¿Las ondas sonoras pueden propagarse en un vacío? Get solution
17-13C ¿Es realista suponer que la propagación de las ondas
sonoras es un proceso isentrópico? Explique. Get solution
17-14C ¿Es la velocidad sónica en un medio especificado
una cantidad fija o cambia al modificarse las propiedades del
medio? Explique. Get solution
17-15C ¿En qué medio se propaga más rápido una onda
sonora: en aire frío o en aire caliente? Get solution
17-16C ¿En qué se propaga el sonido con velocidad máxima
para una temperatura dada: aire, helio o argón? Get solution
17-17C ¿En qué medio se propaga más rápido una onda
sonora: en aire a 20 °C y 1 atm o en aire a 20 °C y 5 atm? Get solution
17-18C ¿El número de Mach de un gas que fluye a velocidad
constante permanece constante? Explique. Get solution
17-19 Determine la velocidad del sonido en el aire a a) 300
K y b) 1.000 K. También determine el número de Mach de
un avión que se mueve en el aire a una velocidad de 240 m/s
para ambos casos. Get solution
17-20 Entra dióxido de carbono a una tobera adiabática a
1.200 K con una velocidad de 50 m/s y sale a 400 K. Suponiendo
calores específicos constantes a temperatura ambiente,
determine el número de Mach a) a la entrada y b) a la salida
de la tobera. Evalúe la exactitud de la suposición de calores
específicos constantes. Get solution
17-21 Entra nitrógeno a un intercambiador de calor de flujo
estacionario a 150 kPa, 10 °C y 100 m/s, y recibe calor en
la cantidad de 120 kJ/kg al pasar por el intercambiador. El
nitrógeno sale del intercambiador a 100 kPa con una velocidad
de 200 m/s. Determine el número de Mach del nitrógeno
a la entrada y a la salida del intercambiador de calor. Get solution
17-22 Suponiendo comportamiento de gas ideal, determine
la velocidad del sonido en el refrigerante 134a a 0.1 MPa y
60 °C. Get solution
17-23 El avión de pasajeros Airbus A-340 tiene un peso
máximo de despegue de alrededor de 260,000 kg, una longitud
de 64 m, una envergadura de 60 m, una velocidad máxima
de crucero de 945 km/h, una capacidad de 271 pasajeros, una
altura máxima de crucero de 14,000 m y una autonomía de
vuelo máxima de 12,000 km. La temperatura del aire a la altura
de crucero es alrededor de 60 °C. Determine el número de
Mach de este avión para las condiciones limitantes indicadas. Get solution
17-24E Fluye vapor de agua a través de un dispositivo con
una presión de 120 psia, una temperatura de 700 °F y una
velocidad de 900 pies/s. Determine el número de Mach del
vapor de agua en este estado suponiendo comportamiento de
gas ideal con k 1.3. Get solution
17-25E
Reconsidere el problema 17-24E. Usando el
software EES (u otro), compare el número de
Mach del flujo de vapor de agua en el intervalo de temperatura
de 350 a 700 °F. Grafique el número de Mach como
función de la temperatura. Get solution
17-26 El proceso isentrópico para un gas ideal se expresa
como Pv k constante. Usando esta ecuación de proceso y la
definición de velocidad del sonido (ecuación 17-9), obtenga
la expresión de velocidad del sonido para un gas ideal (ecuación 17-11). Get solution
17-27 Se expande aire isentrópicamente de 1.5 MPa y 60 °C
a 0.4 MPa. Calcule la relación de la velocidad del sonido inicial
a la final. Get solution
17-28 Repita el problema 17-27 para gas helio. Get solution
17-29E Se expande aire isentrópicamente de 170 psia y
200 °F a 60 psia. Calcule la relación de la velocidad del
sonido inicial a la final. Get solution
17-30C Un gas inicialmente a velocidad supersónica entra
a un ducto adiabático convergente. Explique cómo afecta esto
a) la velocidad, b) la temperatura, c) la presión y d) la densidad
del fluido. Get solution
17-31C Un gas inicialmente a velocidad supersónica entra
a un ducto adiabático divergente. Explique cómo afecta esto
a) la velocidad, b) la temperatura, c) la presión y d) la densidad
del fluido. Get solution
17-32C Considere una tobera convergente con velocidad
sónica en el plano de salida. Ahora el área de salida de la
tobera se reduce mientras se mantienen constantes las condiciones
de entrada a la tobera. ¿Qué sucederá con a) la velocidad
de salida y b) el flujo másico a través de la tobera? Get solution
17-33C Un gas inicialmente a velocidad subsónica entra a
un ducto adiabático convergente. Explique cómo afecta esto
a) la velocidad, b) la temperatura, c) la presión y d) la densidad
del fluido. Get solution
17-34C Un gas inicialmente a velocidad subsónica entra a
un ducto adiabático divergente. Explique cómo afecta esto a)
la velocidad, b) la temperatura, c) la presión y d) la densidad
del fluido. Get solution
17-35C Un gas a una temperatura y una presión de estancamiento
especificadas se acelera a Ma 2 en una tobera
convergente-divergente y a Ma 3 en otra tobera. ¿Qué
puede decir acerca de las presiones en las gargantas de estas
dos toberas? Explique. Get solution
17-36C ¿Es posible acelerar un gas a una velocidad supersónica
en una tobera convergente? Explique. Get solution
17-37 En marzo de 2004, la NASA lanzó con éxito un motor
experimental de combustión supersónica ramjet (llamado scramjet) que estableció un récord al alcanzar un número
Mach de 7. Tomando la temperatura del aire como –20 °C,
determine la rapidez de este motor. Get solution
17-38E Reconsidere el motor scramjet que se menciona
en el problema 17-37. Determine la velocidad de este motor en
millas por hora correspondiente a un número de Mach de 7
en el aire a una temperatura de 0 °F. Get solution
17-39 Considere un avión comercial grande que vuela a
velocidad de crucero con una velocidad de 920 km/h, en el
aire, a una altitud de 10 km, donde la temperatura estándar del
aire es de –50 °C. Determine si la velocidad de este avión es
subsónica o supersónica. Get solution
17-40 Calcule la temperatura crítica, la presión crítica y la
densidad crítica de a) aire a 200 kPa, 100 °C y 250 m/s, y b)
helio a 200 kPa, 40 °C y 300 m/s. Get solution
17-41 Dióxido de carbono inicialmente en reposo a
1 200 kPa y 600 K se acelera isentrópicamente a un número
de Mach de 0.6. Determine la temperatura y la presión del
dióxido de carbono después de la aceleración. Get solution
17-42 Entra aire a una tobera convergente-divergente a
una presión de 800 kPa con velocidad despreciable. ¿Cuál es
la presión mínima que se puede obtener en la garganta de la
tobera? Get solution
17-43 Entra helio a una tobera convergente-divergente a
0.7 MPa, 800 K y 100 m/s. ¿Cuáles son la temperatura y
la presión mínimas que se pueden obtener en la garganta de la
tobera? Get solution
17-44 Aire a 200 kPa, 100 °C y un número de Mach
Ma 0.8 fluye a través de un ducto. Encuentre la velocidad,
así como la presión, la temperatura y la densidad de estancamiento
del aire. Get solution
17-45 Reconsidere el problema 17-44. Usando el software
EES (u otro), estudie el efecto de los números
de Mach en el intervalo de 0.1 a 2 sobre la velocidad, la
presión, temperatura y densidad de estancamiento del aire.
Grafique cada parámetro como función del número de Mach. Get solution
17-46 Un avión está diseñado para velocidad de crucero correspondiente
a número de Mach Ma 1.4 para volar a 8.000 m,
donde la temperatura atmosférica es 236.15 K. Determine la
temperatura de estancamiento en el borde frontal del ala. Get solution
17-47E Aire a 25 psia, 320 °F y número de Mach Ma 0.7
fluye por un ducto. Calcule la velocidad y la presión, temperatura
y densidad de estancamiento del aire. Get solution
17-48C ¿Qué pasaría si se intentara desacelerar un fluido
supersónico con un difusor divergente? Get solution
17-49C ¿Qué pasaría si se tratara de acelerar más un fluido
supersónico con un difusor divergente? Get solution
17-50C Considere el flujo subsónico en una tobera convergente
con condiciones fijas de entrada. ¿Cuál es el efecto de
bajar la contrapresión a la presión crítica sobre a) la velocidad
de salida, b) la presión de salida y c) el flujo másico a
través de la tobera? Get solution
17-51C Considere un flujo subsónico en una tobera convergente
con condiciones específicas a la entrada de la tobera y
presión crítica a la salida. ¿Cuál es el efecto de bajar la contrapresión
muy por debajo de la presión crítica sobre a) la
velocidad de salida, b) la presión de salida y c) el flujo másico
a través de la tobera? Get solution
17-52C Considere una tobera convergente y una tobera
convergente-divergente que tienen la misma área de garganta.
Para las mismas condiciones de entrada, ¿cómo compararía
usted los flujos másicos a través de estas dos toberas? Get solution
17-53C Considere el flujo de un gas a través de una tobera
convergente con condiciones especificadas de entrada. Se sabe
que la velocidad máxima que puede tener el fluido a la salida
de la tobera es la velocidad sónica, el caso en el cual el flujo
másico a través de la tobera es máximo. Si fuese posible obtener
velocidades hipersónicas a la salida de la tobera, ¿cómo
afectarían el flujo másico a través de la tobera? Get solution
17-54C ¿En qué se distinguen el parámetro Ma* y el número
de Mach Ma? Get solution
17-55C Considere el flujo isentrópico de un fluido por una
tobera convergente-divergente con una velocidad subsónica en
la garganta. ¿Cómo afecta la sección divergente a) la velocidad,
b) la presión y c) el flujo másico del fluido? Get solution
17-56C ¿Es posible acelerar un fluido a velocidades supersónicas
con una velocidad distinta a la sónica en la garganta?
Explique. Get solution
17-57 Explique por qué el flujo máximo por unidad de área
de un gas dado depende sólo de P0/1T0. Para un gas ideal con
k 1.4 y R 0.287 kJ/kg · K, encuentre la constante a tal
que m
.
/A* aP0 /1T0. Get solution
17-58 Para un gas ideal obtenga una expresión para la relación
de la velocidad del sonido correspondiente a Ma 1 a
la velocidad del sonido correspondiente a la temperatura de
estancamiento, c*/c0. Get solution
17-59 Entra aire a una tobera convergente-divergente a 1.2
MPa con velocidad despreciable. Suponiendo que el flujo es
isentrópico, determine la contrapresión que dará por resultado
un número de Mach de 1.8 a la salida. Get solution
17-60 Entra aire a una tobera aceleradora a 0.6 MPa, 420
K y una velocidad de 150 m/s. Suponiendo flujo isentrópico,
determine la presión y la temperatura del aire en una ubicación
en la que la velocidad del aire sea igual a la velocidad
del sonido. ¿Cuál es la relación del área de esta ubicación al
área de entrada? Get solution
17-61 Repita el problema 17-60 suponiendo que la velocidad
de entrada es despreciable. Get solution
17-62E Entra aire a una tobera aceleradora a 30 psia, 630 R
y una velocidad de 450 pies/s. Suponiendo flujo isentrópico,
determine la presión y la temperatura del aire en una ubicación
donde la velocidad del aire sea igual a la velocidad del
sonido. ¿Cuál es la relación del área de esta ubicación al área
de entrada? Get solution
17-63 Un gas ideal fluye a través de un conducto que primero
converge y luego diverge, sufriendo un proceso adiabático,
reversible, de flujo estacionario. Para flujo subsónico a
la entrada, haga un esquema de la variación de la presión, la
velocidad y el número de Mach a lo largo de la tobera cuando
el número de Mach en el área mínima de la tobera sea igual
a la unidad. Get solution
17-64 Repita el problema 17-63 para flujo supersónico a la
entrada. Get solution
17-65 Entra nitrógeno a una tobera convergente-divergente
a 700 kPa y 400 K con velocidad despreciable. Determine la
velocidad, la presión, la temperatura y la densidad críticas en
la tobera. Get solution
17-66 Un gas ideal con k 1.4 fluye por una tobera de tal
manera que el número de Mach es 2.4 cuando el área de flujo
es de 36 cm2. Suponiendo que el flujo es isentrópico, determine
el área de flujo en la ubicación en la que el número de
Mach es 1.2. Get solution
17-67 Repita el problema 17-66 para un gas ideal con k
1.33. Get solution
17-68E Entra aire a una tobera convergente-divergente de
un túnel de viento supersónico a 150 psia y 100 °F con baja
velocidad. El área de flujo en la sección de pruebas es igual al
área de salida de la tobera, que es de 5 pies2. Calcule la presión,
la temperatura, la velocidad y el flujo másico en la sección
de pruebas para un número de Mach Ma 2. Explique
por qué el aire debe estar muy seco para esta aplicación. Get solution
17-69 Entra aire a 900 kPa y 400 K a una tobera convergente
con velocidad despreciable. El área de
garganta de la tobera es de 10 cm2. Suponiendo flujo isentrópico,
calcule y grafique la presión de salida, la velocidad de
salida y el flujo másico contra la contrapresión Pb para 0.9
Pb 0.1 MPa. Get solution
17-70 Reconsidere el problema 17-69. Usando el software
EES (u otro), resuelva el problema para las
condiciones de entrada de 0.8 MPa y 1.200 K.
Ondas de choque y ondas de expansión Get solution
17-71C ¿Puede desarrollarse una onda de choque en la sección
convergente de una tobera convergente-divergente? Explique. Get solution
17-72C ¿Qué representan los estados en la línea Fanno y la
línea Rayleigh? ¿Qué representan los puntos de intersección
de estas dos curvas? Get solution
17-73C ¿El número de Mach de un fluido puede ser mayor
que 1 después de una onda de choque? Explique. Get solution
17-74C ¿Cómo afecta el choque normal a) la velocidad del
fluido, b) la temperatura estática, c) la temperatura de estancamiento,
d) la presión estática y e) la presión de estancamiento? Get solution
17-75C ¿Cómo ocurren los choques oblicuos? ¿En qué se
distinguen de los choques normales? Get solution
17-76C ¿Para que ocurra un choque oblicuo, el flujo corriente
arriba tiene que ser supersónico? ¿El flujo corriente
abajo de un choque oblicuo tiene que ser subsónico? Get solution
17-77C Se afirma que un choque oblicuo se puede analizar
como un choque normal siempre y cuando la componente normal
de velocidad (normal a la superficie de onda de choque)
se use en el análisis. ¿Está usted de acuerdo con esta afirmación? Get solution
17-78C Considere flujo supersónico de aire que se acerca
a la nariz de una cuña bidimensional y que experimenta un
choque oblicuo. ¿En qué condiciones se desprende un choque
oblicuo de la nariz de la cuña y forma una onda separada?
¿Cuál es el valor numérico del ángulo de choque de la onda
separada en su parte que está enfrente de la punta de la cuña? Get solution
17-79C Considere flujo supersónico que incide sobre la
nariz redondeada de un avión. ¿La onda de choque oblicua
que se forma frente a la nariz será una onda de choque separada
o una onda que toque la nariz de avión? Explique. Get solution
17-80C ¿Las relaciones isentrópicas de los gases ideales son
aplicables para flujos que atraviesan a) ondas de choque normales,
b) ondas de choque oblicuas y c) ondas de expansión
de Prandtl-Meyer? Get solution
17-81 Entra aire a un choque normal a 18 kPa, 205 K y 740
m/s. Calcule la presión de estancamiento y el número Mach
corriente arriba del choque, así como la presión, la temperatura,
la velocidad, el número de Mach y la presión de estancamiento
corriente abajo del choque. Get solution
17-82 Calcule el cambio de entropía a través de la onda normal
de choque del problema 17-81. Get solution
17-83 Entra aire a una tobera convergente-divergente de un
túnel de viento supersónico a 1 MPa y 300 K con una velocidad
baja. Si ocurre una onda de choque normal en el plano de
salida de la tobera a Ma 2.4, determine la presión, la temperatura,
el número Mach, la velocidad y la presión de estancamiento
después de la onda de choque. Get solution
17-84 Entra aire a una tobera convergente-divergente con
baja velocidad a 2.0 MPa y 100 °C. Si el área de salida de
la tobera es 3.5 veces el área de garganta, ¿cuál debe ser la
contrapresión para producir un choque normal en el plano de
salida de la tobera? Get solution
17-85 ¿Cuál debe ser la contrapresión en el problema 17-84
para que ocurra un choque normal en la ubicación en donde el
área de sección transversal es dos veces el área de garganta? Get solution
17-86 Aire que fluye de manera estacionaria en una tobera
experimenta un choque normal a un número de Mach de Ma
3.2. Si la presión y la temperatura del aire son 58 kPa y
270 K, respectivamente, corriente arriba del choque, calcule
la presión, la temperatura, la velocidad, el número de Mach y la
presión de estancamiento corriente abajo del choque. Compare
estos resultados con los de helio que sufre un choque
normal bajo las mismas condiciones. Get solution
17-87 Calcule el cambio de entropía del aire al atravesar la
onda normal de choque del problema 17-86. Get solution
17-88E Aire que fluye en una tobera estacionariamente
experimenta un choque normal a un número de Mach de Ma 2.5. Si la presión y la temperatura del aire
son 10.0 psia y 440.5 R corriente arriba del choque, calcule la
presión, la temperatura, la velocidad, el número de Mach y
la presión de estancamiento corriente abajo del choque. Compare
estos resultados con los obtenidos para helio que sufre un
choque normal en las mismas condiciones. Get solution
17-89E Reconsidere el problema 17-88E. Usando el
software EES (u otro), estudie los efectos
tanto para aire como helio que fluyen estacionariamente en
una tobera cuando hay un choque normal a un número de
Mach en el intervalo 2 Ma1 3.5. Además de la información
solicitada, calcule el cambio de entropía del aire y del
helio en el choque normal. Tabule los resultados en una tabla
paramétrica. Get solution
17-90 Para un gas ideal que sufre un choque normal, desarrolle
una relación para V2/V1 en términos de k, Ma1 y Ma2. Get solution
17-91 Usando el software EES (u otro), calcule y grafique
el cambio de entropía del aire al atravesar el
choque normal para números de Mach corriente arriba entre
0.5 y 1.5 en incrementos de 0.1. Explique por qué pueden
ocurrir ondas de choque normales sólo para números de Mach
corriente arriba mayores de Ma 1. Get solution
17-92 Considere flujo supersónico de aire que se acerca a la
nariz de una cuña bidimensional a un número de Mach de 5.
Usando la figura 17-43, determine el ángulo mínimo de choque
y el máximo ángulo de deflexión que puede tener un choque
oblicuo recto. Get solution
17-93E Aire que fluye a 6 psia, 480 R y Ma1 2.0 se fuerza
a sufrir una compresión al girar 15°. Determine el número de
Mach, la presión y la temperatura del aire después de la compresión. Get solution
17-94 Considere el flujo supersónico de aire en condiciones
corriente arriba de 70 kPa, 260 K y un número de Mach de 2.4
que incide sobre una cuña bidimensional de ángulo de 10°. Si
el eje de la cuña está inclinado 25° con respecto a la dirección
de flujo de aire corriente arriba, determine el número de
Mach, la presión y la temperatura corriente abajo en la región
por encima de la cuña.
Get solution
17-95 Reconsidere el problema 17-94. Determine el número
de Mach, la presión y la temperatura corriente abajo en la
región debajo de la cuña para una onda de choque oblicua
fuerte para un número de Mach corriente arriba de 5. Get solution
17-96E Aire a 12 psia, 30 °F y un número de Mach de 2.0 se
fuerza a girar hacia arriba por una rampa que hace un ángulo
de 8° con respecto a la dirección del flujo. Como resultado, se
forma una onda de choque oblicua débil. Determine el ángulo
de choque, el número de Mach, la presión y la temperatura
después del choque. Get solution
17-97 Aire que fluye a 40 kPa, 280 K y Ma1 3.6 se fuerza
a sufrir una expansión al girar 15°. Determine el número
de Mach, la presión y la temperatura del aire después de la
expansión. Get solution
17-98 Aire que fluye a 60 kPa, 240 K y un número de Mach
de 3.4 incide sobre una cuña bidimensional de 8° de mitad de
su ángulo. Determine los dos posibles ángulos de choque oblicuo,
bdébil y bfuerte, que se pudieran provocar por esta cuña.
Para cada caso calcule la presión, la temperatura y el número
Mach corriente abajo del choque oblicuo.
Flujo en ducto con transferencia de calor
y de fricción despreciable (flujo de Rayleigh) Get solution
17-99C ¿Cuál es la característica más relevante del flujo de
Rayleigh? ¿Cuáles son las principales suposiciones asociadas
con el flujo de Rayleigh? Get solution
17-100C En un diagrama T-s de flujo de Rayleigh, ¿qué representan
los puntos en la línea de Rayleigh? Get solution
17-101C ¿Cuál es el efecto de la ganancia y la pérdida de
calor sobre la entropía del fluido en el flujo de Rayleigh? Get solution
17-102C Considere flujo de Rayleigh subsónico de aire
con un número de Mach de 0.92. Ahora se transfiere calor al
fluido y el número de Mach aumenta a 0.95. ¿La temperatura
T del fluido aumentará, disminuirá o permanecerá constante
en este proceso? ¿Y la temperatura de estancamiento T0? Get solution
17-103C ¿Cuál es el efecto de calentar el fluido sobre la velocidad
de flujo en caso de flujo subsónico de Rayleigh? Conteste
la misma pregunta para flujo supersónico de Rayleigh. Get solution
17-104C Considere un flujo subsónico de Rayleigh que se
acelera a velocidad sónica (Ma 1) a la salida del ducto por
calentamiento. Si el fluido se sigue calentando, ¿el flujo a la
salida del ducto será supersónico, subsónico o seguirá siendo
sónico? Get solution
17-105 Considere una cámara de combustión tubular de 16
cm de diámetro. El aire entra al tubo a 450 K, 380 kPa y 55
m/s. El combustible, con un poder calorífico de 39,000 kJ/kg,
se quema rociándolo en el aire. Si el número de Mach a la salida
es de 0.8, determine la tasa a la que se quema el combustible
y la temperatura de salida. Suponga combustión completa
y desprecie el aumento en el flujo másico debido a la inyección
del combustible. Get solution
17-106 Se calienta aire mientras fluye subsónicamente por
un ducto. Cuando la cantidad de transferencia de calor llega
a 52 kJ/kg, se observa que el flujo se bloquea y la velocidad
y la presión estática a la salida se mide y son 620 m/s
y 270 kPa. Despreciando las pérdidas por fricción, determine
la velocidad, la temperatura estática y la presión estática a la
entrada del ducto. Get solution
17-107E Fluye aire con fricción despreciable por un ducto
de 4 pulgadas de diámetro a razón de 5 lbm/s. La temperatura
y la presión a la entrada son T1 800 R y P1 30 psia, y el
número de Mach a la salida es Ma2 1. Determine la tasa de
transferencia de calor y la caída de presión para esta sección
del ducto. Get solution
17-108 Entra aire a un ducto sin fricción con V1 70
m/s, T1 600 K y P1 350 kPa. Haciendo
que la temperatura de salida T2 varíe de 600 a 5.000 K, evalúe
el cambio de entropía a intervalos de 200 K y grafique la línea
de Rayleigh en un diagrama T-s. Get solution
17-109E Se calienta aire mientras fluye por un ducto cuadrado
de 6 pulgadas 6 pulgadas de sección transversal con
fricción despreciable. A la entrada, el aire está a T1 700 R,
P1 80 psia y V1 260 pies/s. Determine la tasa a la que se
debe transferir calor al aire para bloquear el flujo a la salida del
ducto, y el cambio de entropía del aire durante este proceso. Get solution
17-110 Aire comprimido del compresor de una turbina de
gas entra a la cámara de combustión a T1 550 K, P1 600
kPa y Ma1 0.2 a razón de 0.3 kg/s. Por la combustión, se
transfiere calor al aire a razón de 200 kJ/s mientras fluye por el
ducto con fricción despreciable. Determine el número de Mach
a la salida del ducto y la caída en la presión de estancamiento
P01 P02 durante este proceso. Get solution
17-111 Repita el problema 17-110 para una tasa de transferencia
de calor de 300 kJ/s. Get solution
17-112 Entra aire a un ducto rectangular a T1 300 K, P1
420 kPa y Ma1 2. Se transfiere calor al aire en la cantidad
de 55 kJ/kg mientras fluye por el ducto. Despreciando las
pérdidas por fricción, determine la temperatura y el número
de Mach a la salida del ducto. Get solution
17-113 Repita el problema 17-112 suponiendo que el aire se
enfría en la cantidad de 55 kJ/kg. Get solution
17-114 Entra gas argón a un ducto de sección transversal
constante a Ma1 0.2, P1 320 kPa y T1 400 K a razón
de 1.2 kg/s. Despreciando pérdidas por fricción, determine la
máxima tasa de transferencia térmica al argón sin reducir el
flujo másico. Get solution
17-115 Considere flujo supersónico de aire por un ducto de
10 cm de diámetro con fricción despreciable. El aire entra al
ducto a Ma1 1.8. P01 210 kPa y T01 600 K, y se desacelera
por el calentamiento. Determine la temperatura más
alta a la que se puede calentar el aire por adición de calor
dejando constante el flujo másico.
Toberas de vapor de agua Get solution
17-116C ¿Qué es la sobresaturación? ¿En qué condiciones
ocurre? Get solution
17-117 Entra vapor de agua a una tobera convergente a 4.0
MPa y 400 °C con una velocidad despreciable, y sale a 2.5
MPa. Para un área de salida de la tobera de 32 cm2, determine
la velocidad de salida, el flujo másico y el número de Mach de
salida si la tobera a) es isentrópica y b) tiene una eficiencia
de 94 por ciento. Get solution
17-118E Entra vapor de agua a una tobera convergente a 450
psia y 900 °F con una velocidad despreciable, y sale a 275 psia.
Para un área de salida de la tobera de 3.75 pulg2, determine
la velocidad de salida, el flujo másico y el número de Mach
de salida si la tobera a) es isentrópica, b) tiene una eficiencia
de 90 por ciento. Get solution
17-119 Entra vapor de agua a una tobera convergente-divergente
a 1 MPa y 500 °C con una velocidad despreciable a un
flujo másico de 2.5 kg/s, y sale a una presión de 200 kPa.
Suponiendo que el flujo por la tobera es isentrópico, determine
el área de salida y el número de Mach de salida. Get solution
17-120 Repita el problema 17-119 para una eficiencia de
tobera de 90 por ciento.
Problemas de repaso Get solution
17-121 El aire de un neumático de automóvil se mantiene
a la presión de 220 kPa (manométrica) en un entorno en el
que la presión atmosférica es de 94 kPa. El aire en el neumático
está a la presión ambiente de 25 °C. Ahora se produce un
agujero de 4 mm de diámetro como resultado de un accidente.
Suponiendo flujo isentrópico, determine el flujo másico inicial
de aire por el agujero. Get solution
17-122 El empuje desarrollado por el motor de un avión
Boeing 777 es alrededor de 380 kN. Suponiendo flujo bloqueado
en la tobera, determine el flujo másico del aire por
la tobera. Tome las condiciones ambientes como 265 K y
85 kPa. Get solution
17-123 Una sonda estacionaria de temperatura insertada en
un ducto donde fluye aire a 125 m/s indica 50 °C. ¿Cuál es la
temperatura real del aire? Get solution
17-124 Entra nitrógeno a un intercambiador de calor de flujo
estacionario a 150 kPa, 10 °C y 100 m/s y recibe calor en la
cantidad de 125 kJ/kg mientras fluye. El nitrógeno sale del
intercambiador de calor a 100 kPa con una velocidad de 180
m/s. Determine la presión y la temperatura de estancamiento
del nitrógeno en los estados de entrada y salida. Get solution
17-125 Deduzca una expresión para la velocidad del sonido
basada en la ecuación de estado de van der Waals P = RT(v
– b) – a/v2. Usando esta relación, determine la velocidad del
sonido en dióxido de carbono a 50 °C y 200 kPa, y compare
su resultado con el obtenido suponiendo comportamiento
de gas ideal. Las constantes de van der Waals para dióxido de
carbono son a = 364.3 kPa m6/kmol2 y b = 0.0427 m3/
kmol. Get solution
17-126 Obtenga la ecuación 17-10 comenzando con la ecuación 17-9 y usando la regla cíclica y las relaciones de propiedades
termodinámicas
Get solution
17-127 Para gases ideales que experimentan procesos isentrópicos,
obtenga expresiones para P/P*, T/T* y p/p* como
funciones de k y Ma. Get solution
17-128 Usando las ecuaciones 17-4, 17-13 y 17-14, verifique
que, para el flujo estacionario de gases ideales, dT0/T
dA/A (1 Ma2)dV/V. Explique el efecto del calentamiento y
de los cambios de área sobre la velocidad de un gas ideal en
flujo estacionario para a) flujo subsónico y b) flujo supersónico. Get solution
17-129 Un avión subsónico vuela a una altitud de 9.000 m,
donde las condiciones atmosféricas son de 30.8 kPa y 240 K.
Una sonda estática de Pitot mide que la diferencia entre las
presiones estática y de estancamiento es de 20 kPa. Calcule la
velocidad del avión y el número de Mach de vuelo. Get solution
17-130 Grafique el parámetro de flujo másico m
. 1RT0/ (AP0)
contra el número de Mach para k 1.2, 1.4 y 1.6 en el intervalo
de 0
Ma
1. Get solution
17-131 Entra helio a una tobera a 0.8 MPa, 500 K y una
velocidad de 120 m/s. Suponiendo flujo isentrópico, determine
la presión y la temperatura del helio a una ubicación donde la
velocidad es igual a la velocidad del sonido. ¿Cuál es la relación
del área de esta ubicación al área de entrada? Get solution
17-132 Repita el problema 17-131 suponiendo que la velocidad
de entrada es despreciable. Get solution
17-133 Entra aire a 0.9 MPa y 500 K a una tobera convergente
con una velocidad de 230 m/s. El
área de la garganta es de 10 cm2. Suponiendo flujo isentrópico,
calcule y grafique el flujo másico a través de la tobera,
la velocidad de salida, el número de Mach de salida y la relación
de presión de salida a presión de estancamiento contra
la relación de contrapresión a presión de estancamiento para
un intervalo de contrapresión de 0.9 Pb 0.1 MPa. Get solution
17-134 Entra vapor de agua a 6.0 MPa y 700 K a
una tobera convergente con velocidad despreciable.
El área de garganta de la tobera es de 8 cm2. Suponiendo
flujo isentrópico, grafique la presión de salida, la velocidad de
salida y el flujo másico a través de la tobera contra la contrapresión
Pb para 6.0 Pb 3.0 MPa. Trate el vapor de agua como
gas ideal con k 1.3, cp 1.872 kJ/kg · K y R 0.462 kJ/
kg · K. Get solution
17-135 Encuentre la expresión para la relación de la presión
de estancamiento después de una onda de choque con respecto a la presión estática antes de la onda de choque como función
de k y el número de Mach corriente arriba de la onda de choque
Ma1. Get solution
17-136 Entra nitrógeno a una tobera convergente a 700 kPa
y 300 K con una velocidad despreciable, y experimenta un
choque normal en una ubicación en la que el número de Mach
es Ma 3.0. Calcule la presión, la temperatura, la velocidad,
el número de Mach y la presión de estancamiento corriente
abajo del choque. Compare estos resultados con los de aire
que sufre un choque normal en las mismas condiciones. Get solution
17-137 Un avión vuela con un número de Mach Ma1 0.7
a una altitud de 7.000 m donde la presión es de 41.1 kPa y
la temperatura es de 242.7 K. El aire al salir del difusor que
se encuentra a la entrada del motor de la aeronave, tiene un
número de Mach Ma2 0.25. Para un flujo másico de 30 kg/s,
determine la elevación de presión estática a través del difusor
y el área de salida. Get solution
17-138 Se expande helio en una tobera de 1 MPa, 500 K y
velocidad despreciable, a 0.1 MPa. Calcule las áreas de garganta
y salida para un flujo másico de 0.25 kg/s, suponiendo
que la tobera es isentrópica. ¿Por qué esta tobera debe ser
convergente-divergente? Get solution
17-139E Se expande helio en una tobera de 150 psia, 900 R
y velocidad despreciable, a 15 psia. Calcule las áreas de garganta
y salida para un flujo másico de 0.2 lbm/s, suponiendo
que la tobera es isentrópica. ¿Por qué esta tobera debe ser
convergente-divergente? Get solution
17-140 Usando el software EES y las relaciones de la
tabla A-32, calcule las funciones de flujo compresible
unidimensional para un gas ideal con k 1.667 y
presente sus resultados duplicando la tabla A-32. Get solution
17-141 Usando el software EES y las relaciones de la
tabla A-33, calcule las funciones de choque
normal unidimensional para un gas ideal con k 1.667 y presente
sus resultados duplicando la tabla A-33. Get solution
17-142 Considere una mezcla equimolar de oxígeno y nitrógeno.
Determine la temperatura, la presión y la densidad críticas
para una temperatura y una presión de estancamiento de
600 K y 300 kPa. Get solution
17-143 Usando el software EES (u otro), determine
la forma de una tobera convergente-divergente
para aire para un flujo másico de 3 kg/s y condiciones de
estancamiento de entrada de 1.400 kPa y 200 °C. Suponga que
el flujo es isentrópico. Repita el cálculo varias veces disminuyendo
la presión a la salida cada vez en 50 kPa hasta una presión
de salida de 100 kPa. Dibuje a escala la tobera. También
calcule y grafique el número de Mach a lo largo de la tobera. Get solution
17-144 Usando el software EES (u otro) y las relaciones
que se dan en la tabla A-32, calcule las
funciones de flujo compresible unidimensional isentrópico
variando el número de Mach corriente arriba de 1 a 10 en
incrementos de 0.5 para aire con k 1.4. Get solution
17-145 Repita el problema 17-144 para metano con
k 1.3. Get solution
17-146 Usando el software EES (u otro) y las relaciones
que se dan en la tabla A-33, genere
las funciones de choque normal unidimensional variando el
número de Mach corriente arriba de 1 a 10 en incrementos de
0.5 para aire con k 1.4. Get solution
17-147 Repita el problema 17-146 para metano con
k 1.3. Get solution
17-148 Se enfría aire mientras fluye por un ducto de 20
cm de diámetro. Las condiciones de entrada son Ma1 1.2,
T01 350 K y P01 240 kPa, y el número de Mach de salida
es Ma2 2.0. Despreciando los efectos de la fricción, determine
la tasa de enfriamiento del aire. Get solution
17-149 Se calienta aire mientras fluye subsónicamente por
un ducto cuadrado de 8 cm 8 cm de sección transversal.
Las propiedades del aire a la entrada se mantienen a Ma1 =
0.3, P1 = 550 kPa y T1 = 450 K todo el tiempo. Despreciando
las pérdidas por fricción, determine la máxima tasa de
transferencia de calor al aire en el ducto sin afectar las condiciones
de entrada. Get solution
17-150 Repita el problema 17-149 para helio. Get solution
17-151 Se acelera aire mientras se calienta en un ducto con
fricción despreciable. El aire entra a V1 100 m/s, T1 400
K y P1 35 kPa, y luego sale a un número de Mach Ma2
0.8. Determine la transferencia de calor al aire, en kJ/kg.
También determine la cantidad máxima de transferencia de
calor sin reducir el flujo másico del aire. Get solution
17-152 Aire en condiciones sónicas y temperatura y presión
estáticas de 500 K y 400 kPa, respectivamente, se va a acelerar
a un número de Mach de 1.6 enfriándolo mientras fluye
por un canal con área de sección transversal constante. Despreciando
los efectos de la fricción, determine la transferencia
necesaria de calor del aire, en kJ/kg. Get solution
17-153 Vapor de agua saturado entra a una tobera convergente-
divergente a 1.75 MPa, 10 por ciento de humedad
y velocidad despreciable, y sale a 1.2 MPa. Para un área de
salida de la tobera de 25 cm2, determine el área de garganta, la
velocidad de salida, el flujo másico y número de Mach de salida
si la tobera a) es isentrópica y b) tiene una eficiencia de 92
por ciento.
Problemas para el examen de fundamentos
de ingeniería Get solution
17-154 Un avión vuela en vuelo de crucero en aire calmado
a 5 °C a una velocidad de 400 m/s. La temperatura de aire en
la nariz del avión, donde ocurre el estancamiento, es
a) 5 °C b) 25 °C c) 55 °C d) 80 °C e) 85 °C Get solution
17-155 Fluye aire en un túnel de viento a 25 °C, 80 kPa y
250 m/s. La presión de estancamiento en la sonda insertada en
la sección de flujo es
a) 87 kPa b) 93 kPa c) 113 kPa
d) 119 kPa e) 125 kPa Get solution
17-156 Se informa que un avión vuela en aire calmado a
20 °C y 40 kPa a un número de Mach de 0.86. La velocidad
del avión es
a) 91 m/s b) 220 m/s c) 186 m/s
d) 280 m/s e) 378 m/s Get solution
17-157 Fluye aire en un túnel de viento a 12 °C y 66 kPa a
una velocidad de 230 m/s. El número de Mach del flujo es
a) 0.54 m/s b) 0.87 m/s c) 3.3 m/s
d) 0.36 m/s e) 0.68 m/s Get solution
17-158 Considere una tobera convergente con una velocidad
baja a la entrada y velocidad sónica en el plano de salida.
Ahora se reduce a la mitad el diámetro de salida de la tobera
mientras que la temperatura y la presión de entrada a la tobera
se mantienen iguales. La velocidad de salida de la tobera
a) permanecerá constante
b) se duplicará
c) se cuadruplicará
d) se reducirá a la mitad
e) se reducirá a la cuarta parte Get solution
17-159 Llega aire a una tobera convergente-divergente con
baja velocidad a 12 °C y 200 kPa, y sale de la tobera a velocidad
supersónica. La velocidad del aire en la garganta de la
tobera es
a) 338 m/s b) 309 m/s c) 280 m/s
d) 256 m/s e) 95 m/s Get solution
17-160 Llega gas argón a una tobera convergente-divergente
con baja velocidad a 20 °C y 120 kPa, y sale de la tobera a
velocidad supersónica. Si el área de la sección transversal de
la garganta es de 0.015 m2, el flujo másico por la tobera es
a) 0.41 kg/s b) 3.4 kg/s c) 5.3 kg/s
d) 17 kg/s e) 22 kg/s Get solution
17-161 Llega dióxido de carbono a una tobera convergentedivergente
a 60 m/s, 310 °C y 300 kPa, y sale de la tobera a
velocidad supersónica. La velocidad del dióxido de carbono
en la garganta de la tobera es
a) 125 m/s b) 225 m/s c) 312 m/s
d) 353 m/s e) 377 m/s Get solution
17-162 Considere el flujo de gas por una tobera convergente-
divergente. De las cinco afirmaciones siguientes, seleccione
la que es incorrecta:
a) La velocidad del fluido en la garganta nunca puede exceder
la velocidad del sonido.
b) Si la velocidad del fluido en la garganta es menor que la
velocidad del sonido, la sección divergente actuará como
difusor.
c) Si el fluido entra a la sección divergente con un número
de Mach mayor que uno, el flujo a la salida de la tobera
será supersónico.
d) No habrá flujo por la tobera si la contrapresión es igual a
la presión de estancamiento.
e) La velocidad de flujo disminuye, la entropía aumenta y la
entalpía de estancamiento permanece constante durante el
flujo a través de un choque normal. Get solution
17-163 Gases de combustión con k 1.33 entran a una
tobera convergente a temperatura y presión de estancamiento
de 350 °C y 400 kPa, y se descargan al aire atmosférico a
20 °C y 100 kPa. La menor presión que ocurrirá dentro de la
tobera es
a) 13 kPa b) 100 kPa c) 216 kPa
d) 290 kPa e) 315 kPa
Get solution