domingo, 14 de febrero de 2016

Capítulo 17 - Soluciones Termodinámica Cengel & Boles 7ma edición - Chapter 17 - Solution Cengel Boles.

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.

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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

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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

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