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Rendimiento del motor a reacción

Un motor a reacción funciona convirtiendo el combustible en empuje. Su rendimiento es un indicador de la proporción de combustible que se desperdicia. Transfiere calor del combustible quemado al aire que pasa por el motor. Al hacerlo, produce trabajo de empuje al impulsar un vehículo, pero gran parte del combustible se desperdicia y solo aparece en forma de calor. Los ingenieros de propulsión tienen como objetivo minimizar la degradación de la energía del combustible en energía térmica inutilizable. En la década de 1970, el aumento del costo del combustible hizo que se hiciera mayor hincapié en las mejoras del rendimiento de los aviones comerciales.

El significado del rendimiento de un motor a reacción se ha expresado como "el producto final que vende una empresa de motores a reacción" [1] y, como tal, los criterios incluyen el empuje y el consumo de combustible, la vida útil, el peso, las emisiones, el diámetro y el costo. Los criterios de rendimiento reflejan el nivel de tecnología utilizado en el diseño de un motor y la tecnología ha estado avanzando continuamente desde que el motor a reacción entró en servicio en la década de 1940. Las categorías de rendimiento incluyen la mejora del rendimiento, el deterioro del rendimiento, la retención del rendimiento, el rendimiento del motor desnudo (desinstalado) y el rendimiento cuando forma parte de un grupo motopropulsor de aeronave (instalado).

El rendimiento del motor a reacción (empuje y consumo de combustible) para un piloto se muestra en la cabina como relación de presión del motor (EPR) y temperatura de los gases de escape (EGT) o velocidad del ventilador (N1) y EGT. EPR y N1 son indicadores de empuje. EGT es un indicador de flujo de combustible pero, lo que es más importante, es un monitor de salud [2] ya que aumenta progresivamente con el uso del motor durante miles de horas, a medida que las piezas se desgastan, hasta que alcanza un valor límite.

El rendimiento de un motor se calcula mediante un análisis termodinámico del ciclo del motor. Este método permite determinar lo que ocurre en el interior del motor. Las condiciones en el interior del motor, junto con el combustible utilizado y el empuje producido, se pueden mostrar en una cómoda forma tabular que resume el análisis. [3]

Introducción

Se puede hacer una introducción al rendimiento de los motores a reacción de una manera rápida pero intuitiva con la ayuda de diagramas y fotografías que muestran las características que influyen en el rendimiento. Un ejemplo de diagrama es el triángulo de velocidad que, en la vida cotidiana, indica a los ciclistas por qué tienen dificultades para hacer frente al viento desde determinados ángulos (y dónde es peor hacerlo de frente) y, en el contexto de los motores, muestra el ángulo en el que el aire se aproxima a los álabes del compresor (de frente es mejor para lograr bajas pérdidas). El uso de triángulos de velocidad en compresores y turbinas para mostrar el importantísimo ángulo en el que el aire se aproxima a los álabes se remonta a las primeras turbinas de vapor. [4]

Las fotografías muestran características que mejoran el rendimiento, como la existencia de un flujo de aire de derivación (mayor eficiencia de propulsión), que solo es evidente visualmente en motores con una boquilla de salida separada para el aire de derivación. También se utilizan para mostrar detalles internos que rara vez se ven, como los sellos en forma de panal que reducen las fugas y ahorran combustible (mayor eficiencia térmica), y detalles degradantes, como las marcas de roce en las palas del impulsor centrífugo que indican pérdida de material, mayor fuga de aire y consumo de combustible.

Los motores a reacción funcionan de dos maneras básicas, cuyo efecto combinado determina la cantidad de residuos que producen como subproducto de la quema de combustible para realizar el trabajo de empuje en una aeronave. [5] En primer lugar, se produce una conversión de energía, ya que la quema de combustible acelera el aire que pasa a través de él, lo que al mismo tiempo produce calor residual a partir de pérdidas de componentes (eficiencia térmica). En segundo lugar, parte de la potencia que el motor ha dado al aire se transfiere a la aeronave como trabajo de empuje y la parte restante es energía cinética residual en la estela (eficiencia propulsiva). Las dos eficiencias se formularon por primera vez en el siglo XIX para la máquina de vapor (eficiencia térmica ) y la hélice del barco (eficiencia propulsiva o de Froude ).

Una introducción visual al rendimiento de los motores a reacción, desde el punto de vista de la eficiencia del combustible, es el diagrama de temperatura-entropía (T~s). El diagrama se originó en la década de 1890 para evaluar la eficiencia térmica de los motores de vapor. En ese momento, la entropía se introdujo en forma gráfica en el diagrama T~s que da la eficiencia térmica como una relación de las áreas del diagrama. El diagrama también se aplica a los motores a reacción que respiran aire con un área que representa la energía cinética [6] añadida al aire que fluye a través del motor. Se debe añadir un dispositivo de propulsión, una tobera, a un motor de turbina de gas para convertir su energía en empuje. La eficiencia de esta conversión (Froude o eficiencia propulsiva) refleja el trabajo realizado en la década de 1800 en las hélices de los barcos. La relevancia para los aviones propulsados ​​por turbinas de gas es el uso de un chorro de aire secundario con una hélice o, para el rendimiento del motor a reacción, la introducción del motor de derivación. La eficiencia general del motor a reacción es la eficiencia térmica multiplicada por la eficiencia propulsiva ( ).

La tecnología de los motores aeronáuticos ha avanzado rápidamente desde que los motores a reacción entraron en servicio en la década de 1940. Por ejemplo, en los primeros 20 años de transporte comercial a reacción, desde el motor Ghost del Comet 1 hasta el 747 JT9D, Hawthorne [7] aumenta la escala del Ghost para darle el empuje de despegue del JT9D y es cuatro veces y media más pesado. Gaffin y Lewis [8] hacen una evaluación utilizando el conocimiento de diseño de una empresa. Utilizando la tecnología de nivel JT3D (1958) para producir un ciclo JT9D (1966), con su mayor relación de derivación y relación de presión, un motor hipotético resultó un 70% más pesado, un 90% más largo y con un diámetro un 9% mayor que el motor JT9D.

Conversión de combustible en empuje

El tipo de motor a reacción que se utiliza para explicar la conversión de combustible en empuje es el estatorreactor . Es más simple que el turborreactor , que a su vez es más simple que el turbofán . Es válido utilizar el ejemplo del estatorreactor porque el núcleo del estatorreactor, el turborreactor y el turbofán utilizan el mismo principio para producir empuje, que consiste en acelerar el aire que pasa a través de ellos. Todos los dispositivos de propulsión a chorro desarrollan empuje aumentando la velocidad del fluido de trabajo.

La conversión de combustible en empuje se puede mostrar en un esquema que ilustra, en principio, la ubicación de la fuerza de empuje en una forma interna mucho más simplificada que representa un estatorreactor. Como resultado de la quema de combustible, el empuje es una fuerza que actúa hacia adelante sobre las superficies internas, ya sea en el difusor de un estatorreactor o en el compresor de un motor a reacción. Aunque el momento del flujo que sale de la tobera se utiliza para calcular el empuje, el momento es solo la reacción a las fuerzas de presión estática dentro del motor y estas fuerzas son las que producen el empuje. [9]

Conversión de combustible en empuje y desechos.

La evidencia visual de los desechos de los motores a reacción es la visión distorsionada a través de las estelas de alta temperatura que se desprenden del núcleo del motor. "La eficiencia de una turbina de gas se puede aumentar reduciendo la proporción de calor que se desperdicia, es decir, reduciendo la temperatura del escape". [13] Se desperdicia menos calor en la producción de la mayor parte del empuje (~ 90%) de un motor de derivación civil moderno, ya que el aire de derivación apenas está caliente, solo 60 °F por encima de la temperatura ambiente en el despegue. Solo ~10% proviene del escape del núcleo visible, mucho más caliente, 900 grados por encima de la temperatura ambiente. [14]

Los desechos que salen de un motor a reacción se presentan en forma de una estela que tiene dos componentes, uno mecánico, llamado pérdida de velocidad residual (RVL) debido a su energía cinética, y el otro termodinámico, debido a su alta temperatura. El calor residual en el escape de un motor a reacción solo se puede reducir en la fuente abordando los procesos que generan pérdidas y la entropía generada a medida que el aire fluye a través del motor. Por ejemplo, un compresor más eficiente tiene menores pérdidas, genera menos entropía y contribuye menos a la temperatura del escape que sale del motor. Otro ejemplo es la transferencia de energía de un motor al aire que lo desvía. En el caso de un motor de alto bypass, hay una gran proporción (~90%) de aire productor de empuje apenas tibio (~60 °F más cálido que el ambiente) con solo un 10% de contribución del escape mucho más caliente del motor central productor de energía. Como tal, Struchtrup et al. [15] muestran el beneficio del motor turbofán de alto bypass desde una perspectiva de reducción de entropía en lugar de la ventaja habitual de eficiencia propulsiva.

El gasto de energía para producir empuje consta de dos partes: la potencia de empuje proveniente de la tasa de cambio del momento y la velocidad de la aeronave, y la potencia representada por la energía cinética de la estela. [16]

La entropía, identificada como 's', se introduce aquí porque, aunque se reconoce que su significado matemático es difícil, [17] su representación común en un diagrama de temperatura-entropía (T~s) para un ciclo de motor a reacción es gráfica e intuitiva, ya que su influencia se muestra como áreas del diagrama. El diagrama T~s se inventó para ayudar a los ingenieros responsables del funcionamiento de los motores de vapor a comprender la eficiencia de sus motores. Complementó el diagrama p~v ya existente, que solo brindaba la mitad de la historia de la eficiencia del motor térmico al mostrar únicamente el trabajo del cilindro realizado sin referencia al calor suministrado y desperdiciado al hacerlo. La necesidad de un diagrama adicional, en lugar de comprender teorías difíciles, reconoció el valor de representar gráficamente las transferencias de calor hacia y desde un motor. [18] Mostraría áreas representativas del calor convertido en trabajo en comparación con el calor suministrado (eficiencia térmica). [19]

El significado matemático de la entropía, tal como se aplica al motor a reacción de turbina de gas, se puede eludir para permitir el uso del término en conexión con el diagrama T~s:

Citando a Frank Whittle : [20] "La entropía es un concepto que muchos estudiantes tienen dificultad en asimilar. Es una cantidad algo intangible...". La entropía se genera cuando la energía se convierte en una forma inutilizable, análoga a la pérdida de energía en una cascada donde la energía potencial original se convierte en energía inutilizable de turbulencia.
Cumpsty dice [21] "... un aumento en la entropía es una pérdida en la capacidad de convertir energía térmica en trabajo".
Denton lo compara con la resistencia aerodinámica de un avión, lo cual es intuitivo: "Para un avión, la medida definitiva de la pérdida de rendimiento es la resistencia aerodinámica de sus componentes... la creación de entropía refleja la pérdida de eficiencia en los motores a reacción". [22] Utiliza una analogía que imagina cualquier mecanismo de ineficiencia, como la creación de remolinos en el flujo de aire, como la producción de humo. Una vez creado, no puede destruirse y la concentración a la salida del motor incluye contribuciones de todas las fuentes que producen pérdidas en el motor. La pérdida de eficiencia es proporcional a la concentración del humo a la salida. [23]

El empuje se genera dentro de un motor a reacción por componentes internos a medida que energizan una corriente de gas. [24] La energía del combustible liberada en la cámara de combustión se contabiliza en dos categorías principales: aceleración del flujo de masa a través del motor y calor residual. [25] La aceleración del flujo a través del motor provoca la producción simultánea de energía cinética que acompaña al impulso hacia atrás que produce empuje. La energía cinética queda detrás del motor sin contribuir a la potencia de empuje [26] y se conoce como pérdida de velocidad residual. La fuerza de empuje de un motor estacionario se convierte en potencia de empuje cuando una aeronave se mueve bajo su influencia.

Zhemchuzhin et al. [27] muestran un balance de energía para un motor turborreactor en vuelo en forma de diagrama de Sankey . Las pérdidas de componentes salen del motor como calor residual y se suman al área de calor rechazado en un diagrama T~s, lo que reduce el área de trabajo en la misma cantidad. [16]

El motor realiza un trabajo sobre el aire que pasa a través de él y este trabajo se presenta en forma de un aumento de la energía cinética. El aumento de la energía cinética proviene de la quema de combustible y la relación entre ambos es la eficiencia térmica, que es igual al aumento de la energía cinética dividido por la energía térmica del combustible (caudal másico de combustible x valor calorífico inferior). La expansión que sigue a la combustión se utiliza para impulsar la turbina del compresor y proporcionar el trabajo de ariete durante el vuelo, ambos causan el aumento inicial de la temperatura en el diagrama T~s. El resto del trabajo de expansión del diagrama T~s está disponible para la propulsión, pero no todo el cual produce trabajo de empuje, ya que incluye la energía cinética residual [28] o RVL.


Las pérdidas en las tres áreas para mejorar el rendimiento, que son el generador de gas, las partes que transfieren energía al bypass y la energía de estela, se combinan cada una en sus propias eficiencias, núcleo, transferencia y propulsión. Además, las tres se combinan en una eficiencia global que se obtiene multiplicando juntas la eficiencia térmica del núcleo, la eficiencia de transferencia y la eficiencia propulsiva.

Configuraciones de motores a reacción

Cada uno de los motores a reacción, estatorreactor, turborreactor, turborreactor con postcombustión, turbofán y turbofán con postcombustión, tiene un conjunto diferente de componentes que comprimen, calientan y expanden el aire que pasa a través de ellos. La parte de compresión del ciclo puede proceder de un solo compresor sin partes móviles (la entrada/difusor del estatorreactor) o de una entrada de avión y un compresor del motor. La postcombustión tiene lugar en una cámara de combustión adicional. La parte de expansión tiene lugar en una tobera, normalmente precedida por turbinas. En el caso de los turborreactores, la transferencia de energía mediante una turbina y un ventilador se produce desde el núcleo hasta el aire de derivación.

Desde la introducción en servicio del principio de derivación en xx, se ha hecho posible una proporción progresivamente mayor de aire de derivación en comparación con el que pasa a través del núcleo productor de energía mediante aumentos en la potencia del núcleo por libra por segundo de flujo de aire del núcleo (potencia específica del núcleo).

Una declaración que ilustra la conexión entre el ventilador y el motor central de un motor de alto bypass se atribuye a Moran. [36] "El ventilador proporciona EMPUJE (sic.). El núcleo proporciona la potencia para operar el ventilador + algo de empuje". Se puede decir lo mismo de la combinación de motor de pistón/hélice. "La hélice proporciona empuje. El motor proporciona la potencia para operar la hélice + algo de empuje (de los tubos de escape)". La similitud entre las dos tecnologías es que las funciones del productor de energía y el productor de empuje están separadas. Las eficiencias termodinámica y propulsiva son independientes. Sin embargo, para el turborreactor, cualquier mejora que aumentara la relación de presión del ciclo o la temperatura de entrada de la turbina también aumentaba la temperatura y la presión del tubo de chorro, lo que daba una mayor velocidad del chorro en relación con la velocidad del avión. A medida que aumentaba la eficiencia térmica, la eficiencia propulsiva disminuía. Esta interdependencia se rompió con el motor de bypass.

Empuje y consumo de combustible

El empuje y el consumo de combustible son indicadores clave de rendimiento para un motor a reacción. Las mejoras en el empuje y el consumo de combustible se citan ampliamente para un nuevo diseño de motor en comparación con uno anterior para demostrar que se ha incorporado nueva tecnología que reduce el consumo de combustible. Como ejemplo, se ha informado que el turbofán Pearl 10X produce un 8% más de empuje y usa un 5% menos de combustible que el BR725 . [38] El empuje y el consumo de combustible se combinan en una sola medida, el consumo específico de combustible (SFC), que refleja el nivel de tecnología utilizado en el motor, ya que es el combustible necesario para producir una libra o Newton de empuje independientemente del tamaño del motor. Dos motores separados por aproximadamente cincuenta años de adquisición de conocimientos en el diseño de motores a reacción, el Pratt & Whitney JT3C y el Pratt & Whitney 1100G, ilustran una reducción del 50% en SFC de 26 a 13 mg/Ns. [39]

El empuje se desarrolla dentro del motor a medida que los componentes energizan la corriente de gas. [40] El mismo valor de empuje se manifiesta sin tener en cuenta lo que sucede dentro del motor. Si se trata al motor como una caja negra , el empuje se calcula conociendo el caudal másico y la velocidad del aire que entra en el motor y la mayor velocidad del escape que sale del motor. La observación de este aumento implica que se ha aplicado una fuerza de aceleración hacia atrás al gas dentro del motor. El empuje es la reacción igual y opuesta en las partes internas del motor que se transfiere a la aeronave a través de los soportes del motor.

Relación de presión del motor (EPR), velocidad del compresor de baja presión (N1) y temperatura de los gases de escape (EGT)

Pantalla del monitor electrónico centralizado de aeronave (ECAM) del Airbus A340-300 que muestra N1 y EGT para cada uno de los cuatro motores
La cola de un avión, cortada, cuelga de una grúa justo por encima del agua, sujetada por tripulantes en barcazas. Detrás hay un puente bajo de vigas de acero con pilares de bloques de granito, con la barandilla llena de espectadores.
La sección de cola del vuelo 90 siendo izada desde el río Potomac

EPR o N1 se utilizan como indicadores de cabina para el empuje porque uno u otro, dependiendo de la preferencia del fabricante del motor, es una alternativa válida para el empuje que no se mide en un avión. Como tales, se conocen como parámetros de ajuste de empuje. N1 es el preferido por General Electric Aviation y CFM International y EPR es el preferido por Pratt & Whitney y Rolls-Royce . El significado de EPR para un turborreactor, compara la presión en el tubo de salida con la presión fuera del motor y el aumento de presión es el resultado de la acción de bombeo del motor. La acción combinada del motor y una tobera añadida es producir empuje. La función del motor básico (compresor, cámara de combustión y turbina) es bombear aire a una presión superior a la del aire circundante. [41] Luego se acelera haciéndolo pasar a través de un área restringida conocida como tobera. Para un motor de derivación con dos toberas separadas, las presiones en cada una se ponderan en relación con las áreas de las toberas. Como tal, el indicador de empuje Rolls-Royce RB211 se conoce como EPR integrado (IEPR). El empuje se controla fácilmente regulando el flujo de aire y, dado que todo el flujo de aire es bombeado por el ventilador , General Electric Aviation utiliza N1 para establecer el empuje . [42]

La temperatura de entrada de aire (EGT) es un indicador de la cabina del piloto para el flujo de combustible, ya que el combustible quemado en la cámara de combustión determina la temperatura de entrada a la turbina, que no se puede medir de forma fiable, y la EGT es una alternativa adecuada. Cualquier deterioro con respecto a la condición de nuevo del motor requerirá más combustible, lo que dará como resultado un gas a mayor temperatura, para producir el empuje. En la EPR de despegue, por ejemplo, el flujo de combustible y, por lo tanto, la EGT aumentan con el tiempo de servicio a medida que el motor se deteriora con respecto a su condición de nuevo. Progresivamente, utiliza más combustible, hasta que es necesario reemplazar piezas para restablecer la temperatura de funcionamiento original más baja y reducir el costo de compra de combustible. [43]

Los indicadores de rendimiento de la cabina pueden ser engañosos

Aunque el EPR está directamente relacionado con el empuje sobre la envolvente de vuelo, la experiencia de American Airlines con sus primeros motores a reacción, Pratt & Whitney JT3C , se vio empañada por problemas de instrumentación, por lo que la lectura de la cabina fue cuestionada y otros parámetros, FF y N1, fueron utilizados por el personal de vuelo desesperadamente. [44]

El EPR se basa en mediciones de presión y los tubos de muestreo son vulnerables a obstrucciones. El vuelo 90 de Air Florida se estrelló al despegar en condiciones de nieve y hielo. El empuje de despegue requerido era de 14.500 lb, que normalmente se establecería avanzando las palancas de empuje para dar una lectura de EPR de 2,04. Debido a la formación de hielo en la sonda EPR, el valor establecido, es decir, 2,04, era erróneo y en realidad equivalente a 1,70, lo que dio un empuje real de solo 10.750 lb. La aceleración más lenta tardó 15 segundos más de lo normal en alcanzar la velocidad de despegue y contribuyó al accidente. [45]

Las lecturas de EGT también pueden ser engañosas. La temperatura del gas que sale de la turbina aumenta con el uso del motor a medida que las piezas se desgastan, pero el Comando Aéreo Estratégico aprobó los motores J57 y TF33 para el vuelo sin saber que tenían piezas de la turbina dobladas y rotas. Se dejaron engañar por una lectura baja de EGT que indicaba, al tomarla literalmente, que los motores estaban en condiciones aceptables. Se descubrió que las sondas de EGT no estaban colocadas correctamente para tomar una muestra de una temperatura de gas representativa del estado real del motor. [46]

Mejora del rendimiento

El rendimiento desde el punto de vista del SFC, más que el peso o el tamaño, es la eficiencia general de conversión de energía de todo el grupo motopropulsor, o el grado en que se minimiza el desperdicio. La eficiencia general de todo el grupo motopropulsor depende de la eficiencia de las partes constituyentes, que generan desperdicios.

La mejora del rendimiento del motor a reacción, primero como turborreactor y luego como turbofán, se ha debido a los continuos aumentos de la relación de presión (PR) y las eficiencias de los componentes, a la reducción de las pérdidas de presión y al desarrollo de materiales que, junto con las tecnologías de refrigeración, han permitido temperaturas de entrada a la turbina más altas (TIT). También se ha debido a la reducción de las fugas en el camino del gas, ya que solo el flujo de gas sobre las superficies aerodinámicas contribuye al empuje. Los aumentos de la TIT significan una mayor potencia de salida, lo que para un turborreactor conduce a velocidades de escape demasiado altas para el vuelo subsónico. Para los aviones subsónicos, la alta potencia del núcleo disponible a partir del aumento de la TIT se utiliza para impulsar un gran ventilador que agrega menos energía cinética a una gran cantidad de aire. [47] La ​​energía cinética es el subproducto no deseado, conocido como pérdida de velocidad residual, del aumento del momento que produce empuje. El objetivo del ingeniero de propulsión es minimizar la conversión o degradación de energía en calor en lugar de trabajo de empuje. Los motores de pistón usaban parte de su calor residual con la turboalimentación y la turbocompresión. Otra parte se usaba para el empuje de los tubos de escape orientados hacia atrás. El calor residual de un motor a reacción no se puede utilizar, por lo que el rendimiento se mejora reduciendo la cantidad producida mientras el aire pasa por el motor. Esto incluye la pérdida de presión total por la producción de entropía en los conductos, como explica Sullivan: [48]

La irreversibilidad o producción de entropía es una medida de la destrucción en la conversión de energía de una forma de alta calidad a una forma de baja calidad. El flujo de fluido en un conducto con alta energía cinética es un dato de energía de alta calidad y la capa límite convierte parte de la energía cinética en una forma de energía térmica de menor calidad.

Hartmann da una razón para aumentar el bypass cuando se ha aumentado la potencia del núcleo: [49]

Una mayor potencia específica, es decir, una mayor conversión de calor del combustible a energía cinética de un avión, supone una mala explotación de la energía cinética necesaria para la producción de empuje debido a las elevadas pérdidas de energía en la salida.

Aumento de la relación de presión general

El aumento de la relación de presión es una mejora del ciclo termodinámico porque la combustión a una presión más alta tiene un aumento de entropía reducido, que es la razón básica para buscar relaciones de presión más altas en el ciclo del motor a reacción, que se conoce como ciclo Brayton . [50] Se puede lograr una mayor relación de presión utilizando más etapas o aumentando la relación de presión de la etapa. La importancia de una mayor relación de presión para el consumo de combustible se demostró en 1948 cuando se seleccionó el J57 (12:1) para el Boeing B-52 Stratofortress en lugar de un turbohélice. [51] La experiencia previa de Boeing con consumos de combustible específicos de turborreactores hasta ese momento era el General Electric J47 (5,4:1), utilizado en el Boeing B-47 Stratojet , que inicialmente condujo a la decisión del turbohélice.

El compresor de flujo radial fue ampliamente utilizado para los primeros motores turborreactores, pero las ventajas en el rendimiento que vinieron con el compresor axial en términos de relación de presión, SFC, peso específico y empuje por cada pie cuadrado de área frontal fueron presentadas en 1950 por Hayne Constant [52]. Sin embargo, un compresor de flujo radial sigue siendo la mejor opción para turbofán pequeños como la última etapa de alta presión porque las etapas axiales alternativas muy pequeñas se dañarían con demasiada facilidad y serían ineficientes, y el espacio libre de la punta sería significativo en comparación con la altura de la pala. [53]

Tecnologías facilitadoras para una alta relación de presión general

El compresor axial tiene una geometría aplicable a su condición de diseño de alta velocidad en la que el flujo de aire se acerca a todas las palas con poca o ninguna incidencia, un requisito para mantener las pérdidas de flujo al mínimo. Tan pronto como las condiciones cambien con respecto al punto de diseño, el ángulo de incidencia de las palas cambiará alejándose de un valor de baja pérdida y, en última instancia, el compresor ya no funcionará de manera estable. Las desviaciones del diseño son aceptables si el compresor no tiene que aumentar demasiado la presión del aire, digamos a 5 atmósferas. Para valores mayores, se deben incorporar características variables que cambien la geometría del compresor por debajo de la velocidad de diseño. Los motores que vinieron después del J47 con su PR de 5,4:1 tenían compresores con PR más altos que necesitaban algún tipo de característica variable que funcionara a bajas velocidades para evitar el estancamiento y el aleteo de la etapa delantera y el estrangulamiento de la etapa trasera. Estas eran válvulas que se abrían para liberar aire cuando todas las etapas no podían pasar el mismo flujo y álabes de ángulo variable para mantener triángulos de velocidad aceptables formados por la velocidad del aire que se aproxima, la velocidad de las palas y la velocidad relativa del aire a las palas. Como alternativa, el compresor se dividió en dos compresores rotatorios independientes [56], cada uno con una relación de presión baja, como el J57 con 3,75 LP x 3,2 HP = 12:1 en total. [57] Las válvulas de purga, los ángulos de álabes variables y los compresores divididos se utilizan juntos en los motores modernos para lograr relaciones de presión altas. El Rolls-Royce Trent 700 de la década de 1990, con una relación de presión de 36:1 y 3 rotores de compresor separados, necesita 3 filas de álabes variables y 7 válvulas de purga.

Al principio, era necesario obtener relaciones de presión más altas con muchas etapas, ya que las relaciones de presión entre etapas eran bajas, aproximadamente 1,16 para el compresor J79, que necesitaba 17 etapas. [58] Los compresores modernos tienen una PR más alta por etapa y aún requieren las mismas características variables. El compresor HP del motor LEAP de CFM International con una PR de 22:1 a partir de 10 etapas necesita álabes guía de entrada variables y 4 etapas de álabes de estator variables. La relación de presión general de un motor está limitada por la temperatura que lo acompaña. Una temperatura de salida del compresor de aproximadamente 900 K es el límite que está determinado por la idoneidad del material en términos de peso y costo. [59]

Aumento de la relación de presión de la etapa

La compresión del aire en una turbina de gas se logra convirtiendo una proporción de la energía cinética (rotor del compresor generado, ya sea por un impulsor centrífugo o una fila axial) del aire en presión estática una etapa a la vez. La mayoría de los primeros motores a reacción usaban un compresor centrífugo de una sola etapa con relaciones de presión como 3,3:1 ( de Havilland Goblin ). Las relaciones de presión más altas vinieron con el compresor axial porque, aunque las relaciones de presión de la etapa eran muy bajas en comparación (1,17:1 BMW 003 ) [64], se podían usar más etapas según fuera necesario para una relación de presión general más alta. Las etapas centrífugas más avanzadas se usan en turbofán pequeños como la última etapa de alta presión detrás de las etapas axiales ( Pratt & Whitney Canada PW300 y otros). El mismo nivel de tecnología produce 8:1 cuando se usa como la única etapa en los motores de helicóptero Pratt & Whitney PW200 . [65] Una etapa centrífuga consta de un impulsor y álabes difusores, [66] o alternativamente tubos difusores [67] que se considera que producen menos bloqueos a medida que la presión estática aumenta con la difusión. [68]

Un compresor axial consta de filas alternas de difusores rotatorios y estacionarios, [69] cada par es una etapa. Estos difusores divergen según sea necesario para el flujo subsónico. [70] El canal formado por las aspas adyacentes, la cantidad de difusión, se ajusta variando su ángulo con respecto a la tangencial, conocido como ángulo de escalonamiento. [71] Una mayor difusión da como resultado una mayor relación de presión, pero el flujo en los compresores es muy susceptible a la separación del flujo porque va en contra de una presión creciente (el gas fluye naturalmente de alta a baja presión). La relación de presión de la etapa había aumentado en 2016 de modo que 11 etapas podían lograr 27:1 (compresor de alta presión GE9X). [55]

Los álabes de compresor de baja relación de aspecto, con su mejor eficiencia tanto aerodinámica como estructural, se introdujeron en el turborreactor de la década de 1950, el Tumansky R-11 , y posteriormente se introdujeron ejemplos de álabes de ventilador de cuerda ancha en 1983 en el Garrett TFE731 -5 [72] y en 1984 en el RB211 -535E4 [73] y el Pratt & Whitney Canada JT15D -5. [74]

Eficiencia del ventilador

Las aspas de los ventiladores de los motores modernos tienen una cuerda ancha que reemplazó a las aspas de cuerda estrecha convencionales que necesitaban amortiguadores o cubiertas para evitar que vibraran hasta un grado inaceptable. Aumentar la longitud de la cuerda en una cantidad que hiciera que las aspas fueran lo suficientemente rígidas como para no requerir amortiguadores también hizo que las aspas fueran más resistentes a los daños causados ​​por la ingestión de pájaros, granizo y hielo, [79] y trajo consigo varios beneficios no relacionados, como una mejor eficiencia, margen de sobretensión y reducción de ruido. [80] También hay una mayor distancia axial para centrifugar los desechos lejos de la entrada del compresor para evitar la erosión de las superficies aerodinámicas, lo que reduce la eficiencia del compresor.

Combustión

Los efectos de la transferencia de calor y la fricción en una cámara de combustión, tanto del motor como del postquemador , provocan una pérdida de presión de estancamiento y un aumento de la entropía. La pérdida de presión se muestra en un diagrama T~s donde se puede ver que reduce el área de la parte de trabajo del diagrama. La pérdida de presión a través de una cámara de combustión tiene dos contribuciones. Una debido a que el aire del compresor llega al área de combustión, incluso a través de todos los orificios de enfriamiento (pérdida de presión por fricción), es decir, con aire fluyendo pero sin combustión. La adición de calor al gas que fluye agrega otro tipo de pérdida de presión (pérdida de presión de momento).

Además de la pérdida de presión por estancamiento, la otra medida del rendimiento de la combustión es la combustión incompleta. La eficiencia de la combustión siempre había estado cerca del 100% a niveles altos de empuje, lo que significa que solo hay pequeñas cantidades de HC y CO presentes, pero se tuvieron que hacer grandes mejoras cerca del funcionamiento en vacío. En la década de 1990, la reducción de óxidos de nitrógeno (NOx) se convirtió en el foco debido a su contribución al smog y la lluvia ácida, por ejemplo. La tecnología de combustión para reducir el NOx es la combustión rica, mezcla rápida, combustión pobre (RQL) [84] introducida por Pratt & Whitney con la cámara de combustión TALON (Tecnología para NOx bajo avanzado) PW4098 . [85] La tecnología RQL también se utiliza en la cámara de combustión Rolls-Royce Phase 5 Trent 1000 y la cámara de combustión LEC (Low Emissions Combustor) de General Electric. [86]

Las configuraciones de la cámara de combustión del motor son: separada de flujo inverso, separada de flujo directo, anular (las tres históricas porque la cámara de flujo anular brinda más área y un flujo más uniforme a la turbina), y anular moderna y anular de flujo inverso. La preparación del combustible para la combustión se realiza ya sea convirtiéndolo en pequeñas gotas (atomización) o calentándolo con aire en tubos sumergidos en llamas (vaporización).

Ejemplos de los primeros motores a reacción con compresores centrífugos, el Rolls-Royce Welland y el General Electric J31 , utilizaban cámaras de combustión de flujo inverso. Los motores a reacción pequeños más modernos que incorporan una etapa final de compresor centrífugo también utilizan cámaras de combustión de flujo inverso y varían desde el Pratt & Whitney Canada PW600 de 1000 lbf de empuje en el jet muy ligero Eclipse 500 de 6000 lb hasta el Lycoming ALF 502 de 7000 lbf de empuje en el avión de pasajeros British Aerospace 146 de 97 000 lb.

Las primeras pruebas de postcombustión mostraron que la pérdida de presión debido a la quema aumentaba rápidamente si el número de Mach en la entrada a la zona de combustión era mayor que 0,3. Esto es menor que el Mn que sale de la turbina, por lo que se requiere una sección de difusión para ralentizar el gas antes de los mantenedores de llama donde comienza la combustión y se mantiene en la zona de recirculación. [96] Una sorpresa temprana en las pruebas de postcombustión fue que el combustible no se enciende por sí solo en el escape caliente de la turbina, por lo que los postquemadores utilizan varios métodos de ignición. Un Mn lo suficientemente bajo donde comienza la llama (0,2–0,25 EJ200 [97] ) y un diámetro de conducto lo suficientemente grande para la zona de combustión son necesarios para mantener la pérdida de presión total en el postquemador a un nivel aceptablemente bajo. Al igual que con la cámara de combustión del motor, el aire debe ralentizarse desde el componente anterior comenzando con un difusor. La estabilización de la llama se logra en la cámara de combustión del motor utilizando únicamente el flujo de aire, obteniendo la inversión del flujo, por ejemplo, mediante el uso de álabes giratorios alrededor del inyector de combustible combinados con la entrada de aire a través de orificios en el revestimiento. Los postquemadores utilizan obstrucciones al flujo conocidas como soportes de llama de cuerpo romo (canaletas en "V"). Las boquillas de combustible del postquemador están situadas aguas arriba de la zona de combustión para permitir que el combustible atomizado se mezcle lo suficiente con el escape de la turbina para que la llama se extienda por el conducto desde los soportes de llama.

En todos los conductos se producen pérdidas de presión debido a la fricción de las paredes, pero en el postquemador se producen pérdidas adicionales causadas por los quemadores y los tubos de suministro de combustible. La pérdida de presión fundamental, debida a la combustión, aumenta con el Mn en la entrada a la zona de combustión y con la cantidad de combustible quemado en función del aumento de temperatura en el postquemador. [98]

Aunque no hay una turbina que limite la temperatura de un postquemador, aún se requiere aire de enfriamiento para el revestimiento del conducto y la boquilla variable, que es aproximadamente el 10% del flujo de aire de entrada al motor. El oxígeno en este aire no está disponible para la combustión. [99]

Pérdida de presión reducida en conductos

El aire que pasa por el motor pasa por dos componentes en los que las velocidades deben ser altas, del orden de la velocidad del sonido . Son los componentes en los que se realiza trabajo, el compresor y la turbina. En todos los demás componentes no se realiza trabajo y la necesidad de reducir las pérdidas de presión requiere números de Mach más bajos. Estos componentes son la cámara de combustión y el postquemador del motor, y los conductos de conexión entre componentes como el tubo de escape entre la turbina y la tobera propulsora.

El primer conducto en el motor es la entrada y la pérdida de presión total delante del motor es particularmente importante porque aparece dos veces en la producción de empuje. El empuje es proporcional al flujo másico, que es proporcional a la presión total. La presión de la tobera de chorro y, por lo tanto, el empuje también son proporcionales a la presión total en la entrada del motor. [101] En las entradas subsónicas, las únicas pérdidas de presión totales son las debidas a la fricción a lo largo de las paredes del paso del conducto. En las entradas supersónicas, también hay pérdidas por ondas de choque y se requieren sistemas de ondas de choque para minimizar la pérdida de presión con el aumento del Mn supersónico. Las pérdidas adicionales en la presión total vienen con el crecimiento de la capa límite a medida que el flujo se ralentiza. Las capas límite deben eliminarse antes de la ubicación del choque terminal para evitar la separación inducida por el choque y la pérdida excesiva.

Flow through bypass ducts is subject to frictional losses and obstructions causing flow separation. Care has to be taken to avoid steps and gaps which increase flow losses as does their presence on aircraft surfaces where they cause drag.[107] Ducts need internal streamlining in the same way as external surfaces. Tubes have to cross the duct bringing compressed air from the gas generator to the aircraft pylon for its ECS. The tubes creates turbulent wakes in the bypass air which shows up as a pressure loss, an increase in entropy. A streamlined fairing round the tube is a performance improvement, it reduces the rise in entropy. The higher the flow Mn the greater the pressure loss.[108]

In constant area ducts (jetpipe) and constant area ducts with heat addition (engine combustor and afterburner) the gas accelerates due to heating up with wall friction (duct), obstructions (flame tube, flameholders and fuel manifolds), and heat addition. It accelerates subsonically, with increasing pressure loss, towards the speed of sound. To keep the pressure loss to an acceptable value the flow entering the duct is slowed down using an increase in flow area.

Leakage control

The jet engine has many sealing locations, more than fifty in a large engine. The cumulative effect of leakage on fuel consumption can be significant. Gas path sealing affects engine efficiency and became increasingly more important as higher pressure compressors were introduced.[110]

There are unwanted leaks from the primary gas path and necessary bleeds from the compressor which enter the secondary or internal flow system. They are all controlled by seals with design clearances. When seals rub and wear, opening up clearances, there is performance deterioration (increased fuel consumption).

Sealing of the stators was initially accomplished using knife-edge fins on the rotating part and a smooth surface for the stator shroud. Examples are the Avon and Tumansky R-11. With the invention of the honeycomb seal the labyrinth seal has an abrazive honeycomb shroud which is easily cut by the rotating seal teeth without overheating and damaging them.[111] Labyrinth seals are also used in the secondary air system between rotating and stationary parts. Example locations for these are shown by Bobo.[112]Tip clearance between compressor and turbine blades[113] and their cases is a significant source of performance loss. Much of the loss in compressors is associated with tip clearance flow.[114] For a CFM56 engine an increase in high pressure turbine tip clearance of 0.25 mm causes the engine to run 10 °C hotter (reduced efficiency) to attain take off thrust.[115] Tip clearances have to be big enough to prevent rubbing when they tend to close up during carcase bending, case distortion from thrust transfer, centre-line closure when the compressor case shrinks onto the rotor diameter( rapid reduction in temperature of air entering the engine), thrust setting changes (controlled by Active Clearance Control using compressor rotor cooling and turbine case cooling).

Tip clearance changes with thrust changes

An engine is designed to run steady state at design points such as take-off, climb, and cruise with running clearances which minimize fuel use. Steady state means being at a constant rpm for long enough (several minutes) for all parts to have stopped moving relative to each other from transient thermal growths. During this time clearances between parts may close up to rubbing contact and wear to give larger clearances, and fuel consumption, at the important stabilized condition. This scenario inside the engine is prevented by internal compressor bore cooling[120] and external turbine casing cooling on big fan engines (active clearance control). [121][122][123]

Sealing at blade tips and stator shrouds

In the late 1940s it was considered by most US engine manufacturers that the optimum pr was 6:1 in light of the amount of leakage flow expected with the then-current sealing knowledge. P&W considered 12:1 could be achieved[126] but during pre-J57 development testing a compressor with 8:1 was tested and the leakage was so high that no useful work would have been produced.[127] One benefit of the subsequent wasp waist was reduced leakage from the reduced sealing diameter. In 1954 a GE engineer invented a very effective sealing scheme, the honeycomb seal[128] which reduces substantially the rubbing contact area and temperatures generated. The rotating part cuts into the cellular structure without being permanently damaged. It is widely used today. The primary gas flow through the compressor and turbine has to follow the airfoil surfaces to exchange energy with the turbomachinery. Any flow leaking past the blade tips generates entropy and reduces the efficiency of the compressor and turbine. Interlocking shrouds are present on the tips of low pressure turbine blades to provide an outer band to the flowpath which reduces tip leakage. Leakage is further reduced with the addition of seal teeth on the outer periphery of the shrouds which rub into open cell honeycomb shrouds.

Tip clearance with backbone bending and case out-of-roundness

The advent of the high bypass civil engines, JT9D and CF6, showed the importance of thrust take off locations on the engine cases. Also, large engines have relatively flexible cases inherent in large diameter flight-weight structures giving relatively large relative displacements between heavy stiff rotors and the flexible cases.[129] Case distortion with subsequent blade tip rubbing and performance loss appeared on the JT9D installation in the Boeing 747 as a result of thrust being taken from a single point on top of the engine exhaust case. Thrust from the rear mount plane was a Boeing requirement.[130] Compared to the 15,000 lb thrust JT3D with its four structural cases the 40,000 lb thrust JT9D made economical use of supporting structure with only three structural cases making a compact lightweight design.[131] During flight testing the engines suffered violent surges and loss in performance[132] which were traced to bending of the engine backbone by 0.043 in. at the combustor case and the turbine case going out-of-round which in turn caused blade tip rubs and increased tip clearance.[133]

The three big fan engines introduced in the 1960s for wide-body airliners, Boeing 747, Lockheed Tristar, DC-10, had much higher thrust and size compared to the engines powering the previous generation of airliners. The JT9D and CF6 showed that rotor tip clearances were sensitive to the way the engines were mounted and performance was lost through rotor tip rubs due to backbone bending and local distortion of casings at the point of thrust transfer to the aircraft pylon.[134] At the same time the RB211 performance didn't deteriorate so fast due to its shorter, more rigid, three-shaft configuration. For the Boeing 777[135][136] the Trent 800[137] and GE90 would incorporate two-point mounting for ovalization reduction.[138]

The first high bypass fan engine, the TF39, transferred its thrust to the C5 pylon from the rear mount. It was a single point thrust location on the turbine mid-frame which locally distorted the casings, causing out of roundness of the turbine stators, increased clearances and a performance loss. The CF6-6, derived from the TF39 had thrust taken for the DC-10 from the front mount plane but also from a single point. This also caused single point distortion and unacceptable performance loss for the airliner. The distortion was reduced by taking thrust from two points which allowed smaller compressor running clearances and better SFC.

Internal or secondary air system

The use of air for internal systems increases fuel consumption so there is a need to minimize the airflow required. The internal air system uses secondary air for cooling, keeping oil in bearing chambers, to control bearing thrust load for bearing life, and preventing hot gas ingestion from turbine gas flow into disc cavities. It is a cooling system which uses airflow to transfer heat away from hot parts and maintain them at a temperature which ensures the life of parts such as turbine discs and blades. It is also a purge system which uses air to pressurize cavities to prevent hot flowpath gas from entering and overheating disc rims where blades are attached. It is used to cool or heat parts to control radial clearances (clearance control system). Early radial compressor engines used supplementary means for cooling air, for example a dedicated impeller or a fan machined integral with the turbine disc. The air sources for axial engines are different stages along the compressor depending on the different air system pressure requirements. Use of a single stage impeller as the last high pressure stage on small turbofan engines gives the flexibility of three different source pressures from the single stage, impeller entry, halfway through the stage (impeller tip) and diffuser exit (at combustor pressure). The air system sinks are the primary gas path where turbine cooling air is returned, for example, and the oil system vent overboard.

Performance deterioration

Gas path deterioration and increasing EGT coexist. As the gas path deteriorates the EGT limit ultimately prevents the take-off thrust from being achieved and the engine has to be repaired.[147]The engine performance deteriorates with use as parts wear, meaning the engine has to use more fuel to get the required thrust. A new engine starts with a reserve of performance which is gradually eroded. The reserve is known as its temperature margin and is seen by a pilot as the EGT margin. For a new CFM International CFM56-3 the margin is 53 °C.[148][43] Kraus[149] gives the effect on increased fuel consumption of typical component degradation during service.

American Airlines experience with the JT3C turbojet included cracking and bowing of the turbine nozzle guide vanes which adversely affected the gas flow to the rotating turbine blades causing increased fuel consumption. More significant was erosion of turbine parts by hard carbon lumps which formed around the fuel nozzles and periodically breaking away and striking and eroding turbine blades and nozzle guide vanes causing loss of EGT margin.[155]

Prior to the doubling and tripling price of fuel in the early 1970s the regain of performance after deterioration was largely a by-product of maintaining engine reliability. The rising cost of fuel and a new awareness on conservation of energy led to a need to understand which type and amount of component degradation caused how much of an increase in fuel consumption.[156] Higher bypass ratio engines were shown to be more susceptible to structural deformations which caused blade tip and seal clearances to be opened up by rubs.

American Airlines conducted tests on early bypass engines to understand to what degree component wear and accumulation of atmospheric dirt affected fuel consumption. Gas path surfaces in the fan and compressor were found to be coated with deposits of dirt, salt and oil which increased surface roughness and caused performance loss.[157] A compressor wash on a particular Pratt & Whitney JT8D bypass engine reduced the fuel consumption by 110 pounds of fuel for every hour run.[158]

Clearances between rotating and stationary parts are required to prevent contact. Increasing clearances, which occur in service as a result of rubbing, reduce the thermal efficiency which shows up when the engine uses more fuel than before. An American Airlines test on a Pratt & Whitney JT3D engine found that increasing the HP turbine tip clearance by 0.031 inch caused a 0.9% increase in fuel used.[159]

The advent of the high bypass engines introduced new structural requirements necessary to prevent blade rubs and performance deterioration. Prior to this the JT8D, for example, had thrust bending deflections minimized with a long stiff one-piece fan duct which isolated the internal engine cases from aerodynamic loads. The JT8D had good performance retention with its moderate turbine temperature and stiff structure. Rigid case construction installed engine not adversely affected by axial bending loads from inlet on TO rotation. The engine had relatively large clearances between rotating and stationary components so compressor and turbine blade tip rubs were not significant and performance degradation came from distress to the hot section and compressor blade increasing roughness and erosion.[160]

Emissions

The connection between emissions and fuel consumption is the combustion inefficiency which wastes fuel. Fuel should be completely burned so all chemical energy is liberated as heat.[161] The formation of pollutants signifies that fuel has been wasted and more fuel is required to produce a particular thrust than would otherwise be.

Noise

Noise influences the social acceptability of aircraft and maximum levels measured during takeoff and approach flyover are legislated around airports. Military aircraft noise is the subject of complaints from people living near military airfields and in remote areas under the flight paths of low level training routes. Prior to the introduction into service of the first jet airliners noise was already the subject of citizen actions around airports due to unacceptable noise from the last generation of piston-engined airliners such as xxx. Forewarned early operators of jet airliners introduced their services with noise abatement takeoff procedures, Comet Caravelle,

Passenger cabin and cockpit noise in civil aircraft and cockpit noise in military aircraft has a contribution from jet engines both as engine noise and structure-borne noise originating from engine rotor out of balance.

Starting time

Starting time is the time taken from initiating the starting sequence to reaching idle speed. A CFM-56 typical start time is 45–60 seconds.[162] Starting time is a flight safety issue for airstarts because starting has to be completed before too much altitude has been lost.[163]

Weight

The weight of an engine is reflected in the weight of the aircraft and introduces some drag penalty. Extra engine weight means a heavier structure and reduces aircraft payload.[164]

Size

The size of an engine has to be established within the engine installation envelope agreed during the design of the aircraft. The thrust governs the flow area hence size of the engine. A criterion of pounds of thrust per square foot of compressor inlet is a figure of merit. The first operational turbojets in Germany had axial compressors to meet a 1939 request from the German Air Ministry to develop engines producing 410 lb/sq ft.[165]

Cost

A lower fuel consumption engine reduces airline expenditure on buying fuel for a given fuel cost. Deterioration of performance(increased fuel consumption) in service has a cumulative effect on fuel costs as the deterioration and rise in consumption is progressive. The cost of parts replacement has to be considered relative to the saving in fuel.[166]

Terminology and explanatory notes

Clarifying momentum, work, energy, power

A basic explanation for the way burning fuel results in engine thrust uses terminology like momentum, work, energy, power and rate. Correct use of the terminology may be confirmed by using the idea of fundamental units which are mass M, length L and time T, together with the idea of a dimension, i.e. power, of the fundamental unit, say L1 for distance, and in a derived unit, say speed which is distance over time, with dimensions L1 T −1[167] The object of the jet engine is to produce thrust which it does by increasing the momentum of the air passing through it. But thrust isn't caused by the change in momentum. It's caused by the rate of change in momentum. So thrust, which is a force, has to have the same dimensions as rate of change of momentum, not momentum. Efficiences may be expressed as ratios of energy rate or power which has the same dimensions.

Force dimensions are M1 L1 T−2 , momentum has dimensions M1L1 T−1 and rate of change of momentum has dimensions M1 L1T−2, ie the same as force. Work and energy are similar quantities with dimensions M1 L2T−2. Power has dimensions M1 L2T−3.[168]

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