Pérdidas térmicas (II)

En el proceso de aportar calor a un gas que circula por un conducto de sección constante en ausencia de rozamientos, como se desprende del estudio de la curva de Rayleigh del flujo compresible unidimensional, el estado final del proceso 3 se encuentra sobre la curva de Rayleigh que pasa por el estado inicial 2 del proceso, Fig IX.2. Esto es lo que sucede en una cámara de combustión en la que se tiene un flujo subsónico y por ello los puntos 2 y 3 se encuentran sobre la rama superior de la curva de Rayleigh.
Cuando se trata de un aporte de calor, tanto si el flujo es subsónico como supersónico, la presión disminuye.

En la Fig IX.4 se han representado estas pérdidas en función del grado de calentamiento para distintos valores del número de Mach a la entrada en la cámara de combustión. La línea de trazos representa el límite para el cual el nº de Mach a la salida alcanza un valor igual a la unidad.
La pérdida de presión total en la cámara de combustión de una turbina de gas industrial, puede llegar a ser del orden de un 2% de la presión de entrada, mientras que en la de una turbina de gas de aviación está entre el 4% y el 7%. Este valor llega a ser incluso superior a un 17% en las cámaras de postcombustión
de los turborreactores.