El Rolls-Royce/Snecma Olympus 593 era un turborreactor anglo-francés con recalentamiento que propulsaba el avión supersónico Concorde . Inicialmente fue un proyecto conjunto entre Bristol Siddeley Engines Limited (BSEL) y Snecma , derivado del motor Bristol Siddeley Olympus 22R. [1] [2] Rolls-Royce Limited adquirió BSEL en 1966 durante el desarrollo del motor, convirtiendo a BSEL en la División de Motores Bristol de Rolls-Royce. [2]
Hasta que cesaron los vuelos comerciales regulares del Concorde en octubre de 2003, el turborreactor Olympus era único en la aviación como el único turborreactor con recalentamiento que impulsaba un avión comercial.
La eficiencia térmica general del motor en vuelo de crucero supersónico ( supercrucero ) era de aproximadamente el 43%, que en ese momento era la cifra más alta registrada para cualquier máquina termodinámica normal. [3]
El diseño inicial del motor era una versión civil de la Olympus 22R, redesignada como 591. [1] La 22R había sido diseñada para un vuelo sostenido (45 minutos) a Mach 2,2 [3] como motor del BAC TSR-2 . El 591 fue rediseñado, pasando a ser conocido como 593, y las especificaciones se finalizaron el 1 de enero de 1964. [1] Bristol Siddeley del Reino Unido y Snecma Moteurs de Francia compartirían el proyecto. SNECMA y Bristol Siddeley también participaron en un proyecto conjunto no relacionado, el turbofan M45H .
Las primeras etapas de desarrollo validaron el concepto de diseño básico, pero se requirieron muchos estudios para cumplir con las especificaciones que incluían el consumo de combustible específico del empuje (TSFC o simplemente SFC), la relación de presión del motor, el tamaño y el peso, y la temperatura de entrada a la turbina.
Los estudios iniciales analizaron turborreactores y turbofan , pero al final se demostró que la menor sección transversal frontal de los turborreactores era un factor crítico para lograr un rendimiento superior. El Tu-144 ruso competidor utilizó inicialmente un turbofan con recalentamiento, pero cambió a un turborreactor sin recalentamiento [4] con una mejora considerable en el rendimiento.
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El desarrollo del motor y sus accesorios fue responsabilidad de Bristol Siddeley; BAC fue responsable de la admisión variable y la instalación general del motor, con Snecma asumiendo la boquilla de escape incorporando el inversor de empuje, la atenuación de ruido y el recalentamiento . [5] Gran Bretaña iba a tener una participación mayor en la producción del motor basado en Olympus 593, ya que Francia tenía una participación mayor en la producción de fuselaje. La prueba de funcionamiento en tierra de los motores fue coordinada entre Bristol Siddeley, Patchway ; el Establecimiento Nacional de Turbinas de Gas (NGTE), Pystock, Reino Unido; y el Centre d'Essais des Propulseurs (CEPr) en Saclay , Francia. [5]
Los aumentos de peso de la aeronave durante la fase de diseño provocaron un requisito de empuje de despegue que el motor no podía satisfacer. El déficit requerido del 20% se cubrió con la introducción de un recalentamiento parcial producido por SNECMA. [3]
En julio de 1964, se produjeron dos prototipos del motor 593D ("D" de "Derivado", es decir, derivado del 22R). Estos dos motores derivados se construyeron para determinar la validez de conceptos de diseño como el enfriamiento del estator y del rotor de la turbina y probar el sistema a altas temperaturas ambientales. También demostraron la necesidad de motores más grandes, que fueron designados 593B. [6]
La Olympus 593B se utilizó por primera vez en noviembre de 1965. La B (de "Grande") era un rediseño de la 593D que se planeó para un diseño anterior más pequeño del Concorde. Los resultados de las pruebas del 593D se utilizaron para el diseño de la B. [7] La B se eliminó más tarde de la designación. Snecma utilizó una Olympus 301 para probar modelos a escala del sistema de boquillas. [8]
En junio de 1966, se puso en funcionamiento por primera vez en Melun-Villaroche un motor Olympus 593 completo y un conjunto de escape de geometría variable . En Bristol , las pruebas de vuelo comenzaron utilizando un bombardero RAF Avro Vulcan con el motor y su góndola acoplados debajo de la bahía de bombas. Debido a las limitaciones aerodinámicas del Vulcan, las pruebas se limitaron a una velocidad de Mach 0,98 (1.200 km/h). Durante estas pruebas, el 593 logró un empuje de 35,190 lbf (157 kN), que superó las especificaciones del motor. [9]
A principios de 1966, la Olympus 593 producía 37.000 lbf (160 kN) de empuje con recalentamiento. [10]
En abril de 1967, la Olympus 593 corrió por primera vez en una cámara de gran altitud, en Saclay . En enero de 1968, el banco de pruebas de vuelo Vulcan registró 100 horas de vuelo y el conjunto de escape de geometría variable para el motor Olympus 593 fue autorizado en Melun-Villaroche para volar en los prototipos del Concorde.
El prototipo del Concorde 001 realizó su primer vuelo desde Toulouse el 2 de marzo de 1969. Estaba capitaneado por André Turcat , piloto de pruebas jefe de Sud Aviation. Utilizando recalentamiento, despegó a 205 nudos (380 km/h) después de un recorrido en tierra de 4.700 pies (1,4 km).
Se propuso una versión más silenciosa y de mayor empuje, el Mk 622. No fue necesario recalentar y la menor velocidad del chorro redujo el ruido del escape. [11] La eficiencia mejorada habría permitido un mayor alcance y abierto nuevas rutas, particularmente a través del Pacífico, así como rutas transcontinentales a través de América. Sin embargo, las malas ventas del Concorde hicieron que este plan para un Concorde 'B' no se llevara a cabo. [12]
La Olympus 593 era un turborreactor de dos ejes con recalentamiento. Los compresores de baja presión (LP) y alta presión (HP) tenían siete etapas y cada uno era impulsado por una turbina de una sola etapa. Debido a las altas temperaturas del aire de entrada en el crucero Mach 2, superiores a 120 °C (393 K; 248 °F) [5] , los tambores y las palas del compresor estaban hechos de titanio, excepto las últimas cuatro etapas de HP, que eran Nimonic. Aleación de níquel 90 [13] . [14] Las aleaciones de níquel normalmente solo se requerían en las áreas más calientes de las turbinas, pero las altas temperaturas que ocurren en las últimas etapas del compresor a velocidades de vuelo supersónicas dictaron su uso también en el compresor. Se enfriaron el estator y las palas del rotor de la turbina HP y las palas del rotor de la turbina LP. [15]
Se instaló recalentamiento que proporciona un aumento de empuje del 20% [3] para brindar el empuje de despegue requerido para que el Concorde opere desde las pistas existentes y para una aceleración transónica desde Mach 0,95 hasta Mach 1,7; el avión voló supersónicamente sin recalentar por encima de esa velocidad. En crucero, la contribución directa del motor al empuje hacia adelante fue el 8% del entregado por el sistema de propulsión completo: el 63% se derivó de la presión hacia adelante contra las estructuras dentro del sistema de admisión de aire y el 28% de la presión hacia adelante contra las boquillas de escape. [16] [14]
Todos los componentes principales de la Olympus 593 fueron diseñados para una vida útil de 25.000 horas, con la excepción del compresor y las palas de la turbina, que fueron diseñados para una vida útil de 10.000 horas. [13] Un motor instalado en el Concorde podía cambiarse en 1 hora y 50 minutos. [17]
La admisión de geometría variable del Concorde, diseñada por BAC , como cualquier admisión de un reactor, debe enviar el aire al motor a la mayor presión posible (recuperación de presión) y con una variación en la distribución de la presión (distorsión) que puede ser tolerado por el compresor. La recuperación deficiente de la presión es una pérdida inaceptable para el proceso de compresión de admisión, y la distorsión excesiva provoca un aumento repentino del motor (por pérdida del margen de aumento). Si el motor es un turborreactor con recalentamiento, la admisión también debe suministrar aire de refrigeración para el conducto de recalentamiento caliente y la boquilla del motor. Para que el Concorde se convirtiera en un avión comercial viable era necesario cumplir con todos los requisitos anteriores en todo el rango de operaciones certificadas. Se encontraron con una admisión de geometría variable y un sistema de control de admisión que no comprometía ni el funcionamiento del motor ni el control de la aeronave.
La recuperación de presión supersónica se logra mediante el número de ondas de choque que genera la admisión: cuanto mayor sea el número, mayor será la recuperación de presión. El flujo supersónico se comprime o ralentiza mediante cambios de dirección. [18] Las rampas delanteras de entrada del Concorde cambiaron la dirección del flujo, provocando choques externos oblicuos y compresión isentrópica en el flujo supersónico. El TSR-2 había utilizado un cuerpo central de traslación de medio cono para cambiar la dirección. [19] La recuperación de la presión subsónica se aborda eliminando la capa límite (en la ranura de purga de la rampa) y dando una forma adecuada al difusor subsónico que conduce al motor. La recuperación de presión lograda por las tomas del motor del Concorde a velocidad de crucero Mach 2 dio una relación de presión de admisión de 7,3:1. [20]
Las ondas de choque provocaron un crecimiento excesivo de la capa límite en la rampa frontal. La capa límite se eliminó a través de la ranura de purga de la rampa y pasó por alto el difusor subsónico y el motor, donde de otro modo habría causado una pérdida excesiva del conducto y una distorsión inaceptable en el motor. [21] Dado que la ranura de purga de la rampa estaba en el difusor subsónico y aguas abajo del sistema de choque, los cambios en el flujo demandado por el motor se acomodarían con los cambios correspondientes en el flujo de la ranura de purga sin afectar significativamente el patrón de choque externo. Las reducciones del flujo del motor causadas por la aceleración o el apagado se solucionaron mediante la apertura de la puerta de descarga. [21]
Las puertas de descarga se cerraron en crucero para evitar pérdidas de empuje, ya que el aire que se escapa del conducto no contribuye a la recuperación de presión en la entrada. [18]
Dado que el área de entrada era óptima para el crucero, se proporcionó una entrada auxiliar para satisfacer el mayor flujo de aire del motor necesario para el despegue. También hubo que abordar la distorsión del flujo en la parte frontal del motor, lo que provocó una cascada aerodinámica con la puerta auxiliar. [21]
Las fuerzas del flujo de aire interno sobre la estructura de admisión son hacia atrás (arrastre) en la sección convergente inicial, donde tiene lugar la desaceleración supersónica, y hacia adelante en el conducto divergente donde tiene lugar la desaceleración subsónica hasta la entrada del motor. La suma de las dos fuerzas dio una contribución de empuje del 63% en crucero desde la parte de admisión del sistema de propulsión. [dieciséis]
Para lograr la precisión necesaria en el control de la rampa de entrada y posicionamiento del derrame, se consideró necesario utilizar un procesador de señal digital en las Unidades de Control de Entrada de Aire. Esto fue desarrollado alrededor de 1972, relativamente tarde en el programa, por la división de Electrónica y Sistemas Espaciales de la British Aircraft Corporation en Filton . Las unidades de control de admisión de aire garantizaron el ahorro de combustible necesario para los vuelos transatlánticos. El procesador digital también calculó con precisión la programación de velocidad del motor necesaria para garantizar un margen de sobretensión adecuado en todas las condiciones operativas del motor y la estructura del avión.
El sistema de control de admisión de aire del Concorde también fue pionero en el uso de autopistas de datos digitales ( buses de datos en serie multiplexados ) que conectaban las unidades de sensores de admisión de aire que recopilaban datos aerodinámicos en la nariz del avión (presión total, presión estática, ángulo de ataque y deslizamiento lateral) y lo envió a las unidades de control de admisión de aire ubicadas más cerca de las tomas de aire, a una distancia de alrededor de 190 pies (58 m), utilizando cables de par trenzado apantallados para reemplazar lo que habría sido un peso mucho mayor en el cableado de la aeronave si solo hubiera cableado de señal analógica y neumático. Se han utilizado tuberías.
El sistema de control de admisión tenía la capacidad única de mantener los motores funcionando correctamente y ayudar a recuperar cualquier cosa que los pilotos, la aeronave y la atmósfera estuvieran haciendo en combinación en ese momento.
La relación de presión general para el motor en crucero Mach 2.0 a 51.000 pies (15.500 m) era de aproximadamente 82:1, con 7,3:1 de la admisión y 11,3:1 de los dos compresores del motor, mucho más alto que cualquier avión subsónico de la época. , dando una eficiencia térmica correspondientemente alta de aproximadamente el 43%. [3] [20]
La tobera de escape de geometría variable, desarrollada por SNECMA , constaba de dos "párpados" que variaban su posición en el flujo de escape en función del régimen de vuelo; por ejemplo, cuando estaban completamente cerrados (dentro del flujo de escape), actuaban como inversores de empuje, ayudando a la desaceleración desde el aterrizaje hasta la velocidad de rodaje. En la posición de crucero completamente abierta, junto con la boquilla del motor, formaban una boquilla eyectora para controlar la expansión del escape. Los párpados formaban el pasaje divergente mientras el escape del motor expulsaba o bombeaba el flujo secundario desde la ranura de purga de la rampa de admisión.
La expansión del flujo en la sección divergente provocó una fuerza de empuje hacia adelante en la boquilla de escape: una contribución del 29% al empuje total del sistema de propulsión en crucero. [dieciséis]
Durante el crucero a Mach 2,02, cada Olympus 593 producía alrededor de 10.000 lbf (44 kN) de empuje, equivalente a 36.000 hp (27.000 kW) por motor. [22] Sin embargo, Eames (SAE Transactions 1991) menciona que el empuje de crucero de cada motor es de 6.790 lbf (30 kN), lo que corresponde a 2.000 hp (1.500 kW) por motor y 100.000 hp (75.000 kW) para todo el vehículo. 10,000 lbf es quizás el empuje máximo disponible a velocidad de crucero (usado durante la aceleración y el ascenso justo antes de la transición a crucero). La diferencia entre las dos cifras de empuje anteriores se debe a la altitud a la que vuela el avión. El Concorde sube de 50.000 pies (15.200 m) a 60.000 pies (18.300 m) cuando navega, ya que el avión se vuelve más liviano a medida que quema combustible. Cada motor produciría aproximadamente 10.000 lbf a 50.000 pies y sólo 6.790 lbf a 60.000 pies debido a la reducción de la densidad del aire. [ cita necesaria ]
La boquilla de escape primaria y el tubo de chorro fueron diseñados para una vida útil de 30.000 horas; la estructura Thrust Reverser Aft (TRA) para una vida útil de 40.000 horas. [23]
Ejemplos conservados del Rolls-Royce/Snecma Olympus 593 se exhiben en los siguientes museos :
Además de estos museos, otros sitios que exhiben ejemplos de la Olympus 593 incluyen:
Datos de Jane's. [28] [29]
Desarrollo relacionado
Motores comparables
Listas relacionadas
Durante la carrera supersónica, sólo el 8% de la potencia proviene del motor, el otro 29% proviene de las boquillas y un impresionante 63% de las tomas.
publicado por primera vez en Australian Aviation,
