Rendimiento del motor a reacción

Un motor a reacción funciona convirtiendo el combustible en empuje. Su rendimiento es una indicación de qué proporción de su combustible se desperdicia. Transfiere el calor de la combustión del combustible al aire que pasa a través del motor. Al hacerlo, se produce un trabajo de empuje al impulsar un vehículo, pero gran parte del combustible se desperdicia y sólo aparece en forma de calor. Los ingenieros de propulsión pretenden minimizar la degradación de la energía del combustible en energía térmica inutilizable. En la década de 1970 se hizo mayor hincapié en las mejoras del rendimiento de los aviones comerciales debido al aumento del coste del combustible.

El significado de 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 empuje y consumo de combustible, vida útil, peso, emisiones, diámetro y costo. Los criterios de rendimiento reflejan el nivel de tecnología utilizada en el diseño de un motor y la tecnología ha avanzado continuamente desde que el motor a reacción entró en servicio en la década de 1940. Las categorías de desempeño incluyen mejora del desempeño, deterioro del desempeño, retención del desempeño, desempeño del motor desnudo (desinstalado) y desempeño cuando forma parte de un motor 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. El EGT es un indicador del flujo de combustible pero, lo que es más importante, es un monitor de estado ^[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. Averigua lo que sucede dentro del motor. Las condiciones dentro del motor, junto con el combustible utilizado y el empuje producido, se pueden mostrar en una cómoda forma tabular que resuma el análisis. ^[3]

Introducción

Se puede obtener una visión introductoria del rendimiento de los motores a reacción de forma superficial pero intuitiva con la ayuda de diagramas y fotografías que muestran características que influyen en el rendimiento. Un ejemplo de diagrama es el triángulo de velocidad que en la vida cotidiana les dice a los ciclistas por qué luchan contra el viento desde ciertos sectores (y dónde es peor de frente) y en el contexto del motor muestra el ángulo en que el aire se acerca a las paletas del compresor (de frente es mejor para pérdidas bajas). El uso de triángulos de velocidad en compresores y turbinas para mostrar el ángulo tan importante en el que el aire se acerca a las palas 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 propulsora), que sólo es visualmente evidente en motores con una boquilla de salida separada para el aire de derivación. También se utilizan para mostrar detalles internos rara vez vistos, como sellos 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 desechos que producen como subproducto de la quema de combustible para realizar el trabajo de propulsión en un avión. ^[5] En primer lugar, se produce una conversión de energía, ya que la quema de combustible acelera el paso del aire, lo que al mismo tiempo produce calor residual procedente de las 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 desperdiciada en la estela (eficiencia propulsora). 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 propulsora o de Froude ). $\eta _{th}$ $\eta _{pr}$

Una introducción visual al rendimiento de un motor a reacción, desde el punto de vista de la eficiencia del combustible, es el diagrama Temperatura~entropía (T~s). El diagrama se originó en la década de 1890 para evaluar la eficiencia térmica de las máquinas de vapor. En aquella época se introdujo la entropía en forma gráfica en el diagrama T~s, que da la eficiencia térmica como una proporción de 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] agregada al aire que fluye a través del motor. A un motor de turbina de gas se le debe añadir un dispositivo de propulsión, una tobera, para convertir su energía en empuje. La eficiencia de esta conversión (Froude o eficiencia propulsiva) refleja el trabajo realizado en el siglo XIX en hélices de barcos. Lo relevante 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 bypass. La eficiencia general del motor a reacción es la eficiencia térmica multiplicada por la eficiencia propulsora ( ). $\eta _{o}=\eta _{th}\eta _{pr}$

Ha habido rápidos avances en la tecnología de motores aeronáuticos desde que los motores a reacción entraron en servicio en la década de 1940. Por ejemplo, en los primeros 20 años de transporte a reacción comercial desde el motor Comet 1 Ghost hasta el 747 JT9D, Hawthorne ^[7] amplía el Ghost para darle empuje de despegue al JT9D y pesa cuatro veces y media más. Gaffin y Lewis ^[8] realizan una evaluación utilizando los conocimientos de diseño de una empresa. Utilizando tecnología de nivel JT3D (1958) para producir una ciclo JT9D (1966), con su relación de derivación y relación de presión más altas, un motor hipotético resultó un 70% más pesado, un 90% más largo y con un diámetro un 9% más grande que el motor JT9D.

Conversión de combustible en empuje.

El tipo de motor a reacción utilizado para explicar la conversión de combustible en empuje es el estatorreactor. Es más sencillo que el turborreactor que, a su vez, es más sencillo que el turbofan. Es válido utilizar el ejemplo del ramjet porque el núcleo del ramjet, el turborreactor y el turbofan utilizan el mismo principio para producir empuje, que es 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 boceto 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 impulso del flujo que sale de la boquilla se utiliza para calcular el empuje, el impulso es sólo la reacción a las fuerzas de presión estática dentro del motor y estas fuerzas son las que producen el empuje. ^[9]

Estatorreactor supersónico Marquardt RJ43 . Esta exhibición recortada del museo muestra los tres componentes de un estatorreactor, un difusor, una cámara de combustión y una boquilla. A velocidades supersónicas, la compresión del aire comienza en la punta del cono difusor y continúa internamente debido a los contornos internos del paso de aire entre el cuerpo central negro y la pared interior del conducto hasta la rejilla roja de alto bloqueo ^[10] y luego la combustión en la sección cilíndrica después del boquillas de combustible amarillas y hasta la entrada de la boquilla, luego expansión a través de la boquilla convergente/divergente. ^[11]
El propósito de este esquema es mostrar que hay fuerzas de presión que actúan hacia adelante y fuerzas que actúan hacia atrás dentro del motor y que las fuerzas de avance son mayores que las de atrás, por lo que el resultado es el empuje hacia adelante. Thomas muestra una distribución típica de la presión del ramjet sobre todas las superficies internas. ^[11] La combustión del combustible en un estatorreactor, en el área mostrada en rojo, hace que el aire se expanda. El estatorreactor se muestra moviéndose hacia la izquierda y el aumento de presión del ariete (P1) en el difusor (difusor) se mantiene mediante el gas en expansión que solo puede acelerar hacia atrás en presencia del aumento del ariete. El empuje (Sd) proviene de la presión que actúa sobre las superficies del difusor orientado hacia atrás. Si se incluye una restricción de boquilla (ugello), como se muestra pero no es necesaria para la producción de empuje, ^[12] también está presente una fuerza de arrastre (Su) que reduce el empuje.

Conversión de combustible en empuje y desperdicio.

Los residuos que salen de un motor a reacción tienen forma de estela que tiene 2 constituyentes, uno mecánico, llamado pérdida de velocidad residual (RVL) por su energía cinética, y otro termodinámico, por su elevada temperatura. El calor residual en el escape de un motor a reacción sólo puede reducirse en su origen abordando los procesos de generación de 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 de los gases de escape que salen del motor. Otro ejemplo es la transferencia de energía de un motor al aire sin pasar por el motor. En el caso de un motor de alto bypass, hay una gran proporción (~90 %) de aire apenas tibio (~60 °F más cálido que el ambiente) que produce empuje, con solo una contribución del 10 % del escape mucho más caliente del motor. produciendo motor central. Como tal, Struchtrup et al. ^[15] muestran el beneficio del motor turbofan 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 derivada de la tasa de cambio del impulso y la velocidad del avión, y la potencia representada por la energía cinética de estela. ^[dieciséis]

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 el ciclo de un motor a reacción es gráfica e intuitiva ya que su La influencia se muestra como áreas del diagrama. El diagrama T~s se inventó para ayudar a los ingenieros responsables del funcionamiento de las máquinas de vapor a comprender la eficiencia de sus máquinas. Complementó el diagrama p~v ya existente que solo daba la mitad de la historia de eficiencia del motor térmico al mostrar solo 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 entropía, aplicable al motor a reacción con turbina de gas, puede eludirse para permitir el uso del término en relación con el diagrama T~s:

Citando a Frank Whittle : ^[20] "La entropía es un concepto que muchos estudiantes tienen dificultades para 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 de la entropía es una pérdida en la capacidad de convertir la energía térmica en trabajo".

Denton lo compara con la resistencia de un avión, lo cual es intuitivo: "Para un avión, la medida definitiva de la pérdida de rendimiento es la resistencia de sus componentes... la creación de entropía refleja la pérdida de eficiencia en los motores a reacción". ^[22] Utiliza una analogía que imagina que cualquier mecanismo de ineficiencia, como la creación de remolinos en el flujo de aire, produce humo. Una vez creado, no se puede destruir 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 en la salida. ^[23]

El empuje se genera dentro de un motor a reacción mediante 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 másico 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 el 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 un avión 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, reduciendo el área de trabajo en la misma cantidad. ^[dieciséis]

El motor realiza trabajo sobre el aire que lo atraviesa y este trabajo se produce en forma de aumento de 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 dividida por la energía térmica del combustible (caudal másico del combustible x poder calorífico inferior). La expansión que sigue a la combustión se utiliza para impulsar la turbina del compresor y proporcionar el trabajo del ariete cuando está en vuelo, los cuales causan el aumento inicial de temperatura en el diagrama T~s. El resto del trabajo de expansión del diagrama T~s está disponible para la propulsión, pero no todo 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, los tres se combinan en una eficiencia global que se obtiene multiplicando la eficiencia térmica central, la eficiencia de transferencia y la eficiencia de propulsión. $\eta _{o}=\eta _{th}\eta _{tr}\eta _{pr}$

Esta representación de un motor a reacción como motor térmico muestra que se desperdicia una cantidad significativa de energía en la producción de trabajo, siendo el balance energético W=QH - Qa. ^[29] Hay transferencia de calor QH desde la combustión continua en TH al flujo de aire en la cámara de combustión, y producción simultánea de energía cinética W y disipación de energía con transferencia de calor Qa al salir del motor a la atmósfera circundante en Ta.
El diagrama T~s (temperatura absoluta, T, y entropía, s,) es una representación gráfica de dos transferencias de calor, representadas por áreas del diagrama y un área (con líneas azules) que representa el trabajo mecánico pero en unidades de calor. La transferencia de calor al motor Qzu es el área entre la línea 2-3 y el eje x. El calor transferido a la atmósfera Qab es el área entre la línea 1-4 y el eje x y la diferencia entre las áreas es la energía térmica convertida en energía cinética Wi. ^[6] Para un motor real, con pérdidas de flujo (procesos productores de entropía), el área de Wi (producción útil) se reduce dentro del área de calor agregado ya que menos calor se convierte en trabajo y más se rechaza en el escape. ^[30]
El diagrama de líneas negras representa el ciclo de un motor a reacción con presión máxima p2 y temperatura T3. Cuando se incorporan las ineficiencias de los componentes de un motor real, el área rayada en azul es el resultado que muestra que la entropía aumenta en cada proceso, incluida la pérdida de presión de combustión de p3 a p3', por las características de pérdida del flujo de aire, como fricción, a través de cada uno. ^[31] La postcombustión agrega área al ciclo más allá de la línea 3-4. El diagrama también se aplica al ciclo del núcleo de un turboventilador y se requiere un diagrama adicional más pequeño ^[31] para la compresión de derivación, la pérdida de presión del conducto de derivación y la expansión de la boquilla del ventilador. ^[28]

Configuraciones de motores a reacción

Cada uno de los motores a reacción, ramjet, turborreactor, turborreactor de poscombustión, turbofan y turbofan de postcombustión tiene un conjunto diferente de componentes que comprimen, calientan y expanden el aire que pasa. La parte de compresión del ciclo puede provenir simplemente de un compresor sin partes móviles (la entrada/difusor del estatorreactor) o de una entrada de avión y un compresor de motor. La postcombustión se realiza en una cámara de combustión adicional. La parte de expansión se realiza en una tobera, normalmente precedida por turbinas. En el caso de los turbofan, la transferencia de energía mediante una turbina y un ventilador se realiza desde el núcleo para desviar el aire.

Exposición del museo seccionada del ramjet Marquardt RJ43 . Un estatorreactor es un conducto de propulsión en el que el aire a alta velocidad se convierte en presión en un difusor, se añade calor y el aire sale a mayor velocidad. Para este particular estatorreactor supersónico, la compresión tiene lugar comenzando en la punta de la punta de entrada y terminando en la rejilla de alto bloqueo de color rojo; esta longitud constituye el difusor. La combustión se produce desde el inicio de la sección cilíndrica hasta la tobera y la expansión tiene lugar en la tobera convergente-divergente.
Turborreactor Pratt & Whitney J57 (modelo a escala 1/4). Un turborreactor utiliza su gas de ciclo termodinámico como chorro propulsor. La velocidad del chorro excede la velocidad de un avión subsónico en una cantidad demasiado grande para ser un método económico de propulsión de aviones subsónicos. El propósito detrás del motor a reacción es convertir la energía del combustible en energía cinética del aire del ciclo, pero después de que ha aparecido el impulso que produce el empuje, el subproducto no deseado es la velocidad de estela que resulta en una pérdida de energía cinética, conocida como pérdida de velocidad residual (RVL). La velocidad de estela detrás de un avión propulsado por turborreactor a velocidad subsónica es de aproximadamente 600 mph. A velocidades máximas impulsadas por la hélice, la velocidad de estela detrás de la hélice que reemplazó como productora de empuje es de aproximadamente 10 mph con un RVL insignificante. ^[32] Es imposible transformar completamente la energía cinética adquirida dentro del motor en trabajo de empuje. Todo el aumento de energía cinética obtenido dentro del motor se gasta en trabajo de empuje y pérdidas de energía cinética fuera del motor. Por tanto, hay energía cinética en el interior del motor que no se utiliza. En el caso de un motor parado antes del despegue, toda la energía cinética se convierte en pérdidas, ya que la fuerza de empuje no realiza ningún trabajo. ^[33]
Turborreactor Klimov VK-1 F con postquemador. Un postquemador es un conducto de propulsión en el que los gases de escape a alta velocidad de la turbina de un motor se convierten en presión en un difusor. El combustible del postquemador se quema con el oxígeno del aire de dilución que no participó en el proceso de combustión del motor. El gas se expande en una boquilla con un aumento de velocidad. El postcombustión de un turborreactor tiene los mismos tres requisitos que un estatorreactor, siendo ambos conductos de propulsión. Estos son la conversión de gas de alta velocidad en presión en un difusor, la combustión y la expansión a una velocidad más alta en una boquilla. Como tal, a finales de la década de 1940, la combinación turborreactor/postquemador a veces se consideraba un turborreactor. ^[34]^[35]

Desde la introducción en servicio del principio de derivación en xx, se ha permitido 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).

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

Entrada y ventilador de turbofan (CF-6). El área de flujo central, 1/6, es visible a través del ventilador. Una comparación de la eficacia de la entrada subsónica para comprimir aire en comparación con el ventilador se obtiene mediante los aumentos de temperatura del ariete de entrada y del ventilador para un CFM56 de aproximadamente 30 y 40 °F a un crucero de 0,85 Mn. ^[3] El aumento de temperatura está relacionado con el aumento de presión por las pérdidas incurridas en la forma en que se logra la compresión y los tres son visualmente evidentes en un diagrama T~s.
Turboventilador (V2500) que muestra la maquinaria necesaria para transferir energía desde el núcleo para desviar el aire que fluye a lo largo del conducto de derivación cortado. Esas partes son la turbina de 5 etapas, en el extremo derecho identificada con anillos de protección en la punta, y el ventilador, en el extremo izquierdo. Estas piezas introducen sus propias pérdidas en el motor al lograr una ganancia en eficiencia propulsora.
Turbina de baja presión V2500. Parte de la potencia de esta turbina impulsa la parte interior del ventilador y 3 etapas de refuerzo que contribuyen al rendimiento del núcleo. La otra parte transfiere energía al aire de derivación impulsando la parte exterior mucho más grande del ventilador.
Turbofan (Trent) que muestra la boquilla central y las palas de la turbina, y los estatores de derivación del ventilador y la boquilla de derivación. Las dos estelas de toberas están formadas por los residuos que acompañan a la producción de empuje. Ambos tienen una pérdida de velocidad residual debido a su energía cinética que se explica por preff. El núcleo tiene calor rechazado del ciclo termodinámico y pérdidas de componentes. También de la parte central del sistema de propulsión, es decir, la boquilla y las pérdidas LPT asociadas con el flujo de derivación del ventilador. La boquilla del ventilador pasa las pérdidas de calor del sistema de propulsión de derivación, es decir, la generación de entropía exterior del ventilador, la producción de entropía procedente de la pérdida de presión del conducto de derivación y la boquilla. ^[37]
Turbofan de bypass bajo (RB199) con postquemador. A la izquierda se ve el conducto de derivación que rodea las turbinas. Para el postquemador se pueden ver los inyectores de combustible de derivación y los portallamas de derivación y el portallamas central en el centro. La inyección central de combustible no se ve aguas arriba. La combustión confiable en el aire de derivación, que puede ser tan frío como 300 K, se garantiza al recolectar parte del flujo de escape de la turbina para calentar los sostenedores de llama de derivación. Los cucharones que se muestran a mitad de camino entre las posiciones desplegada y replegada son para el inversor de empuje.

Empuje y consumo de combustible.

El empuje y el consumo de combustible son indicadores clave de rendimiento de un motor a reacción. Las mejoras en el empuje y el consumo de combustible son ampliamente mencionadas en 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 turbofan Pearl 10X produce un 8% más de empuje y utiliza 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 utilizada 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 50 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. Al tratar el motor como una caja negra, el empuje se calcula conociendo el caudal másico y la velocidad del aire que ingresa al motor y el aumento de 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)

Airbus A340-300 Pantalla electrónica centralizada de monitor de aeronave (ECAM) que muestra N1 y EGT para cada uno de los cuatro motores

El EPR o el N1 se utilizan como indicadores de empuje en cabina porque uno u otro, según la preferencia del fabricante del motor, es una alternativa válida para el empuje que no se mide en un avión. Como tales, se les conoce 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 chorro 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 boquilla adicional produce 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 pasándolo a través de un área estrecha conocida como boquilla. Para un motor de derivación con 2 boquillas separadas, las presiones en cada una se ponderan en relación con las áreas de las boquillas. Como tal, el indicador de empuje 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 ajustar el empuje . ^[42]

El EGT es un indicador de cabina 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 manera confiable, y el EGT es una alternativa adecuada. Cualquier deterioro del motor como nuevo requerirá más combustible, lo que dará como resultado un gas con una temperatura más alta, para producir el empuje. En el EPR de despegue, por ejemplo, el flujo de combustible y, por tanto, el EGT aumentan con el tiempo de servicio a medida que el motor se deteriora desde su condición de nuevo. Progresivamente utiliza más combustible, hasta que es necesario reemplazar piezas para restaurar 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 se cuestionó la lectura de la cabina y el personal de vuelo utilizó otros parámetros, FF y N1, en desesperación. ^[44]

EPR se basa en mediciones de presión con los tubos de muestreo vulnerables a bloquearse. 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 haciendo avanzar 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 daba un empuje real de sólo 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 el vuelo de los motores J57 y TF33 sin saber que tenían piezas de la turbina dobladas y rotas. Fueron engañados por una lectura baja del EGT que indicaba, al pie de la letra, que los motores estaban en condiciones aceptables. Se descubrió que las sondas EGT no estaban colocadas correctamente para tomar muestras de una temperatura del gas representativa de la verdadera condición del motor. ^[46]

Mejora del rendimiento

El rendimiento desde el punto de vista del SFC, más que el peso o el tamaño, por ejemplo, es la eficiencia general de conversión de energía de toda la central eléctrica, o el grado en que se minimiza el desperdicio. La eficiencia general de toda la central eléctrica depende de la eficiencia de las partes constituyentes que producen residuos.

La mejora del rendimiento del motor a reacción, primero como turborreactor y luego como turbofan, se debe a aumentos continuos en la relación de presión (PR) y a la eficiencia de los componentes, a menores pérdidas de presión y al desarrollo de materiales que, junto con las tecnologías de refrigeración, han permitido mayores turbinas. Temperaturas de entrada (TIT). También se debe a la reducción de las fugas en la ruta del gas porque sólo el flujo de gas sobre las superficies del perfil aerodinámico contribuye al empuje. Los aumentos en el TIT significan una mayor potencia de salida, lo que en el caso de un turborreactor conduce a velocidades de escape demasiado altas para vuelos subsónicos. En el caso de los aviones subsónicos, la alta potencia central disponible gracias al aumento de TIT se utiliza para impulsar un gran ventilador que añade 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 impulso 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 utilizaron parte del calor residual con turbocompresores y turbocompuestos. Algunos se utilizaron para impulsar desde los tubos de escape orientados hacia atrás. El calor residual de un motor a reacción no se puede utilizar, por lo que se mejora el rendimiento reduciendo la cantidad producida mientras el aire pasa a través del motor. Esto incluye la pérdida de presión total debido a 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 la derivación cuando se ha aumentado la potencia central: ^[49]

Un mayor rendimiento específico, es decir una mayor conversión de calor del combustible en KE de un avión, supone un mal aprovechamiento del KE necesario para la generación de empuje debido a las elevadas pérdidas de energía en la salida.

Mayor 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 con respecto al consumo de combustible quedó demostrada en 1948 cuando se seleccionó el J57 (12:1) para el B-52 en lugar de un turbohélice. ^[51] La experiencia previa de Boeing con consumos de combustible específicos de turborreactores hasta ese momento fue el J47 (5,4:1), utilizado en el B47, que inicialmente llevó a la decisión sobre el turbohélice.

El compresor de flujo radial se utilizó ampliamente en los primeros motores turborreactores , pero en ¹⁹⁵⁰ Constant presentó las ventajas de rendimiento que aportaba el compresor axial en términos de relación de presión, SFC, peso específico y empuje por cada pie cuadrado de área frontal. , un compresor de flujo radial sigue siendo la mejor opción para turbofan pequeños como última etapa de alta presión porque las etapas axiales muy pequeñas alternativas se dañarían con demasiada facilidad y serían ineficientes, ya que la holgura de la punta sería significativa en comparación con la altura de la pala. ^[53]

Primeros turborreactores, De Havilland Goblin , compresor de flujo radial con relación de presión 3,3:1, 1942.
En un motor a reacción, el turbofan Garrett F109, se utilizaron dos etapas de compresor centrífugo, como se muestra aquí en el turbohélice Rolls-Royce Dart, con una relación de presión de 13:1. ^[54]
Primeros turborreactores, General Electric J47 , 1947. El compresor de 11 etapas tiene una relación de presión de 5,4:1.
Turbofan IAE V2500 (1987) con una relación de presión general de aproximadamente 35:1 que se genera mediante 1 ventilador, 4 etapas de compresor de baja presión y 10 de alta presión. En 2016, la relación de presión general había alcanzado 60:1 en el General Electric GE9X . ^[55]
Pratt & Whitney Canada PW500 business jet PW530 turbofan que muestra el compresor HP con 2 compresores axiales y centrífugos en la última etapa con barrido trasero y difusores de tubería. Relación de presión general de aproximadamente 13:1
Turbofan de avión de combate ligero/entrenador a reacción Honeywell F124 que muestra un compresor HP con 4 últimas etapas axiales y centrífugas con alto retroceso, palas divisoras y barrido de borde de ataque. Relación de presión general 19,4:1 de 3 ventiladores axiales, 4 HP axiales y 1 centrífugo.

Tecnologías propicias 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 todos los álabes con poca o ninguna incidencia, un requisito para mantener las pérdidas de flujo al mínimo. Tan pronto como las condiciones cambien desde el punto de diseño, el ángulo de incidencia de las palas cambiará desde 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 5.4:1 tenían compresores con PR más altos que necesitaban algún tipo de característica variable que funcionara a bajas velocidades para evitar la pérdida de la etapa delantera y fallas por aleteo y asfixia en la etapa trasera. Estas eran válvulas que se abrían para liberar aire cuando todas las etapas no podían pasar el mismo flujo y paletas de ángulo variable para mantener triángulos de velocidad aceptables compuestos por la velocidad del aire que se aproxima, la velocidad de la pala y la velocidad relativa del aire a la pala. Alternativamente, el compresor se dividió en dos compresores giratorios separados ^[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 variables de las palas y los compresores divididos se utilizan juntos en los motores modernos para lograr altas relaciones de presión. El Rolls-Royce Trent 700 de los años 90, 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, se tuvieron que obtener relaciones de presión más altas con muchas etapas porque las relaciones de presión de las etapas eran bajas, alrededor de 1,16 para el compresor J79 que necesitaba 17 etapas. ^[58] Los compresores modernos tienen un PR por etapa más alto y aún requieren las mismas características variables. El compresor HP del motor CFM International LEAP con un PR 22:1 de 10 etapas necesita paletas guía de entrada variables y 4 etapas de paletas 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 determinado por la idoneidad del material en términos de peso y coste. ^[59]

Pratt & Whitney JT3 (escala 1/4) con 12:1 pr, un ejemplo de uno de los primeros motores a reacción con compresor dividido. También necesitaba arranque/purga de baja velocidad por la borda entre los dos compresores, cerrados por encima del 90 % de N2. ^[60] Se ve una válvula de purga con un protector de malla pintado de azul (medio retirado).
El primer motor a reacción Rolls-Royce Avon que muestra 1 de 2 juegos de 3 válvulas en la parte superior y 1 de 2 válvulas en la parte inferior que liberan algo de aire del compresor, relación de presión de 7,45:1, para arranque y funcionamiento a baja velocidad. En la parte delantera también se ve la fila de cojinetes para las aletas guía de entrada variable. ^[61]
General Electric CJ805 pr 13:1, que muestra el mecanismo de actuación para paletas guía de entrada variable y 6 etapas de estatores variables con ángulos variables para adaptarse al arranque y al funcionamiento a baja velocidad.
Se muestra el compresor General Electric J79 /CJ805, apenas visible en la brida dividida horizontal de la caja del compresor, estatores variables, evidentes por la característica de extremo circular para rotación, arranque y funcionamiento a baja velocidad.
Etapas del compresor frontal J79/CJ805 con VSV: muestra el paso de aire que se estrecha a medida que el volumen de cada libra de aire se reduce a medida que aumenta la presión.
Estas fotografías de la caja de un compresor dañada ilustran el recorrido angular de los estatores variables y el significado de la terminología abierto y cerrado. Muestra las paletas del estator cerradas para el arranque y el funcionamiento a baja velocidad (fotografía izquierda) y abiertas para velocidades más altas. Compresor turboeje Klimov TV2-117 con pr 6.6:1
Pratt & Whitney J58 Purga requerida del compresor, pr 9:1. Las puertas de purga de la cuarta etapa necesarias para el arranque del motor y la ventilación a la góndola son visibles inmediatamente delante del tubo de purga superior. Se requieren 3 de 6 tubos para la purga de derivación de la cuarta etapa al posquemador a velocidades bajas corregidas causadas por la alta temperatura del ariete Mach. ^[62]
Las aletas del borde de salida de 2 posiciones J58 brindan la función de paleta guía de entrada variable necesaria para evitar el aleteo (vibración) de las paletas del compresor de la etapa delantera. ^[63]
Turboventilador de avión comercial PW530 con válvula de purga, visto encima de las palas de la primera etapa del compresor de alta presión. Pasa aire comprimido desde la entrada del impulsor al conducto de derivación a bajas velocidades.
En los motores modernos se utilizan paletas guía de entrada variable. En este General Electric F414 son visibles unos flaps variables del borde de salida, de color marrón .
Motor CFM LEAP que muestra mecanismos de accionamiento para estatores y paletas guía de entrada del compresor de alta presión en las primeras 4 etapas.

Mayor relación de presión de 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 utilizaban un compresor centrífugo de una sola etapa con relaciones de presión como 3,3:1 ( de Havilland Goblin ). Con el compresor axial se obtuvieron relaciones de presión más altas porque, aunque las relaciones de presión de las etapas 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. En turbofan pequeños se utilizan etapas centrífugas más avanzadas como 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 utiliza como única etapa en los motores de helicópteros Pratt & Whitney PW200 . ^[65] Una etapa centrífuga consta de un impulsor y paletas difusoras, ^[66] o, alternativamente, tubos difusores ^[67] que se considera que producen menos bloqueo a medida que la presión estática aumenta con la difusión. ^[68]

Un compresor axial consta de filas alternas de difusores giratorios y estacionarios, ^[69] cada par es una etapa. Estos difusores divergen según sea necesario para el flujo subsónico. ^[70] El canal formado por palas 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 una relación de presión más alta, 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 las etapas había aumentado en 2016, de modo que 11 etapas podían alcanzar 27:1 (compresor de alta presión GE9X). ^[55]

Las palas de compresor de relación de aspecto baja, 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 palas de ventilador de cuerda ancha en 1983 en el Garrett TFE731-5 [ ^72] y en 1984. en el RB211 -535E4 ^[73] y Pratt & Whitney Canada JT15D -5. ^[74]

1942 de Havilland Goblin con etapa centrífuga única con relación de presión 3,3:1
1940 BMW 003 con relación de presión de etapa 1,17:1 para cada una de las 7 etapas
Una etapa centrífuga tiene paletas difusoras, que ralentizan el flujo de aire después de que sale de la punta del impulsor, visible en este motor Turbomeca Artouste . Contribuyen a la relación de presión de la etapa.
Klimov VK-1 Esta fotografía muestra las típicas paletas difusoras curvadas de etapa centrífuga, pero en el pequeño impulsor de enfriamiento para el sistema de aire interno. Para la etapa de compresor centrífugo de doble cara del motor, los equivalentes no se han hecho visibles con el seccionamiento.
El impulsor Pratt & Whitney Canada JT15D con una relación de presión de 7:1 habría requerido 6 o 7 etapas axiales en su lugar. ^[75] Esta etapa centrífuga utiliza difusores de tubería en lugar de paletas difusoras. Las aspas del ventilador no están instaladas en el cubo del ventilador que está frente a las aspas de refuerzo pequeñas.

Esta turbina de gas de avión no identificada muestra detalles del compresor axial, los pasos de las palas por donde tiene lugar la difusión en las palas del rotor y los estatores estacionarios (no son visibles, pero su orientación es evidente por la apariencia de las soldaduras que fijan las palas en su lugar). La primera fila de paletas son las paletas guía de entrada que se muestran con una orientación horizontal, lo que significa que el aire sale de las paletas en dirección axial. Inmediatamente después están las palas del rotor que giran, sobre las que el aire debe impactar dentro de un estrecho rango de ángulos de bajas pérdidas. El aparente desajuste de direcciones se resuelve en realidad porque la velocidad axial y la velocidad tangencial o periférica de las palas de movimiento rápido se suman en su triángulo de velocidad definitorio para dar el estrecho rango de incidencia requerido con respecto a las palas.
Los triángulos de velocidad se utilizan para mostrar la velocidad del aire en relación con las paletas estacionarias y las palas giratorias. Esta figura muestra la forma de difusión del flujo de aire entre las palas, el área de salida B es mayor que el área de entrada A para las palas del rotor en movimiento (loopschoepen) y las paletas estacionarias (leidschoepen). También muestra la construcción de los triángulos de velocidad que determinan el ángulo en el que el aire golpea los bordes de ataque. W ₁ es la velocidad relativa a la pala que se mueve en u y está alineada en un ángulo de baja pérdida con el primer rotor, C ₂ está alineada de manera similar con la paleta estacionaria, W ₃ está alineada con el segundo rotor. Los triángulos de velocidad permiten mezclar puntos de vista estacionarios y en movimiento. Por ejemplo, el aire se mueve a una velocidad relativa a la pala del rotor cuando sale del borde de salida y el triángulo, con la velocidad de la pala, se convierte en velocidad frontal cuando golpea una paleta estacionaria. ^[76]
Compresor turborreactor General Electric J85 que muestra el espacio axial entre las palas giratorias y estacionarias necesario para evitar que las palas se toquen cuando se doblan durante las sobretensiones.
Este diagrama muestra algunas características del complejo campo de flujo en el rotor de un compresor axial. Son mecanismos de pérdida que generan entropía. El flujo es inestable debido al movimiento relativo entre cada fila de palas móviles y estacionarias. Los patrones de flujo que se muestran se conocen como flujo secundario y son responsables de la mitad de las pérdidas en un compresor. ^[77]
Aspas del compresor Rolls-Royce Avon de alta relación de aspecto (estrechas) típicas de los motores militares hasta la década de 1970.
Palas de relación de aspecto baja (anchas) Tumansky R-11 de 1950 que precedieron su introducción en otros motores militares en 20 años. ^[78]

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 en un grado inaceptable. Aumentar la longitud de la cuerda en una cantidad que hizo que la hoja fuera lo suficientemente rígida como para no requerir amortiguadores también hizo que la hoja fuera más resistente al daño causado por la ingestión de pájaros, granizo y hielo, ^[79] y trajo varios beneficios no relacionados de eficiencia mejorada, margen de oleada y reducciones 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.

Ventilador Pratt & Whitney JT9D de 92 pulgadas de diámetro con aspas largas y estrechas, conocido como relación de aspecto alta, de los años 60 . Este tipo de pala se diseñó asumiendo que el flujo de aire era bidimensional, es decir, a lo largo de una línea de cuerda sin intercambio de masa, impulso o energía a lo largo de la pala. Fueron reemplazados por palas de cuerda ancha cuando se introdujo el CFD, que modela el flujo real alrededor de las palas, que es tridimensional.
1970 Garrett TFE731 con un ejemplo temprano de un ventilador transónico (velocidades relativas supersónicas sobre la parte exterior de la pala) diseñado con la ayuda de dinámica de fluidos computacional (CFD) tridimensional. ^[81]
El ventilador Pratt & Whitney JT15D -1 a -4 de 1967 con cubiertas de tramo parcial y refuerzos locales que reducen la eficiencia del ventilador
En 1984 se introdujo el Pratt & Whitney JT15D -5 con aspas de ventilador de cuerda ancha y cubiertas y refuerzos eliminados.
Ventilador Rolls-Royce Trent 900 de 116 pulgadas de diámetro. El ventilador tiene velocidades relativas supersónicas en la mitad exterior, lo que provoca ondas de choque en los conductos. Visualmente evidentes son el barrido del borde de ataque de la pala, que cambia del cubo a la punta, de adelante hacia atrás y hacia adelante, y el giro de la pala, que varía desde casi axial en el cubo hasta casi circunferencial en la punta. La forma de la hoja coloca el amortiguador lo suficientemente detrás del borde de ataque para evitar la expulsión de la onda de choque más allá del borde de ataque de la punta (evita el aumento y el aleteo). Cada sección radial, con su contribución al barrido del borde de ataque y al giro de la pala, tiene su fuerza centrífuga que actúa cerca de una línea radial que minimiza la tensión debida a la rotación. ^[82]^[83]

Combustión

Los efectos de la transferencia de calor y la fricción en una cámara de combustión, tanto en el motor como en el 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. Uno debido a llevar el aire del compresor 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 producirse combustión. La adición de calor al gas que fluye añade 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 sido cercana al 100 % a niveles de empuje elevados, lo que significa que solo hay pequeñas cantidades de HC y CO, pero fue necesario realizar grandes mejoras cerca del funcionamiento en vacío. En la década de 1990, la reducción de los óxidos de nitrógeno (NOx) se convirtió en el foco de atención debido a su contribución al smog y la lluvia ácida, por ejemplo. La tecnología de cámara de combustión para reducir NOx es la combustión rica, mezcla rápida, combustión pobre (RQL) ^[84] introducida por Pratt & Whitney con la cámara de combustión PW4098 TALON (Tecnología para niveles avanzados de bajo NOx). ^[85] La tecnología RQL también se utiliza en la cámara de combustión Rolls-Royce Phase 5 Trent 1000 y en la cámara de combustión General Electric LEC (Low Emissions Combustor). ^[86]

Las configuraciones de la cámara de combustión del motor son separadas de flujo inverso, separadas directamente, anulares (las 3 históricas porque la cámara de flujo anular brinda más área y un flujo más uniforme a la turbina) y anulares modernas y anulares de flujo inverso. La preparación del combustible para la combustión se realiza 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 de compresor final centrífugo también utilizan cámaras de combustión de flujo inverso y van desde el Pratt & Whitney Canada PW600 de 1.000 lbf de empuje en el Jet muy ligero Eclipse 500 de 6.000 lb hasta el Lycoming ALF 502 de 7.000 lbf de empuje en el 97.000 lb. Avión de pasajeros British Aerospace 146 .

General Electric J31 con diez cámaras de combustión de flujo inverso. El aire comprimido fluye entre la carcasa exterior de acero inoxidable 18-8 y el tubo de llama interior de Inconel , luego a través de una serie de orificios hacia el interior del tubo donde se mezcla con el combustible. La quema continúa a lo largo y se completa antes de invertir la dirección hacia la turbina. ^[87]
De Havilland Goblin con dieciséis cámaras de combustión directas. Cada uno consta de un tubo de llama encerrado en una carcasa exterior estanca a la presión. Están conectados por tubos que equilibran la presión y propagan la llama durante el arranque desde los dos tubos con encendedores, uno de los cuales se muestra en un tubo superior. ^[88]
Rolls-Royce Nene con nueve cámaras de combustión. El corte es una de las dos cámaras equipadas con un encendedor de llama que coloca el encendedor en un lugar más frío que directamente en la corriente de gas caliente. Durante el arranque, el combustible atomizado de la pequeña unidad autónoma (se muestra el solenoide de color naranja) se enciende mediante su bujía de encendido y el chorro de combustible en llamas se proyecta hacia el chorro de combustible principal del quemador. La combustión se propaga a todas las cámaras a través de tubos de interconexión. ^[89]
Tubos vaporizadores de combustible Westinghouse J46 "bastón" en una cámara de combustión anular. ^[90] La vaporización de combustible también se utilizó en los motores Sapphire, Viper, Pegasus, Olympus 593 y RB211. De lo contrario, los motores utilizan algún tipo de boquilla atomizadora ^[91] que convierte la presión del combustible en el tubo de combustible en energía cinética en la cámara de combustión, produciendo una pulverización bien atomizada.
Pratt & Whitney J57 con ocho cámaras de combustión anulares, lo que significa que las latas de llama están separadas pero contenidas dentro del espacio anular entre las carcasas exterior e interior. Cada lata era una cámara de combustión anular en miniatura con un tubo central para enfriar el aire y seis quemadores dispuestos a su alrededor. ^[92]
Cámara de combustión anular de flujo inverso PW500. La siguiente serie más grande, la PW300, utiliza combustión directa pero aún con un compresor centrífugo que suministra el aire.
Cámara de combustión anular directa JT9D, flujo de aire de izquierda a derecha. La boquilla atomizadora de combustible es de doble orificio o de tipo dúplex. El flujo primario, o piloto, proviene de un pequeño orificio (orificio) en el centro a bajas velocidades del motor a través del tubo de combustible a la izquierda. El flujo secundario, o principal, proviene de una abertura más grande a su alrededor a velocidades más altas a través del tubo de la derecha. El flujo de aire de la pequeña paleta guía de salida del compresor a la izquierda ingresa a un difusor que aumenta el área y lo divide en tres partes. El flujo central ingresa a la cámara de combustión y se mezcla con el combustible. Las partes exterior e interior ingresan a la cámara de combustión progresivamente a través de los orificios que se muestran, completando la combustión y luego diluyéndose para dar una temperatura de salida final adecuada para la turbina.
La cámara de combustión del motor necesita que el aire a alta velocidad que sale del compresor se reduzca significativamente, lo que se hace con un aumento en el área de flujo (difusor) a un Mn bajo antes de que tenga lugar la combustión para garantizar una baja pérdida de presión de combustión. Se debe mantener una zona de recirculación (mostrada por las trayectorias circulares del flujo de aire) cerca de la boquilla de combustible para que tenga lugar la combustión inicial del combustible entrante. Esta zona (la zona primaria) se mantiene mediante las dos vías de aire primarias, el flujo de remolino ingresa a través de paletas de remolino (representadas por cuadrados grises) alrededor del inyector de combustible y la primera fila de orificios de entrada radiales de aire primario. La combustión se completa con el aire intermedio y la temperatura del gas se reduce con el aire de dilución al valor requerido para una larga vida útil de la turbina. ^[93]
Cámara de combustión anular J85, mostrada con la parte trasera hacia arriba. Cuando se instala en el motor, este extremo abierto se cierra mediante el anillo de paletas de la boquilla de la turbina de primera etapa, cuyo área de flujo (junto con el área de la boquilla de escape) contrapresiona el compresor para controlar su aumento de presión y su caudal, como se muestra en un compresor. mapa.
Turbofan militar Rolls-Royce Turbomeca Adour . Existe el requisito de mantener una cierta pérdida de presión mínima en las cámaras de combustión, en lugar de reducirla tanto como sea posible para minimizar la producción de entropía. Debe mantenerse para evitar el reflujo en los circuitos de enfriamiento de la turbina, ya que el aire de enfriamiento del compresor HP necesita una presión más baja en las turbinas para poder fluir. ^[94]^[95] El aire de refrigeración del compresor (azul) debe fluir hacia la zona de la turbina (paletas guía de la tobera pintadas de naranja). Esto es posible gracias a la caída de presión que se produce en la cámara de combustión. También es evidente el aumento del área desde el compresor hasta la cámara de combustión, que es necesario para reducir la velocidad del aire.

Las primeras pruebas de postcombustión mostraron que la pérdida de presión debida a la quema aumentaba rápidamente si el número de Mach en la entrada a la zona de combustión era superior a 0,3. Esto es menor que el Mn que sale de la turbina, por lo que se requiere una sección de difusión para frenar el gas antes de los sopletes donde comienza la combustión y se mantiene en la zona de recirculación. ^[96] Una de las primeras sorpresas 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. Se necesita un Mn 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 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, es necesario desacelerar el aire del 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 paletas giratorias alrededor del inyector de combustible combinadas con aire que ingresa a través de orificios en el revestimiento. Los postquemadores utilizan obstrucciones al flujo conocidas como sostenedores de llama de cuerpo farol (canalones 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 propague a través del conducto desde los sostenedores de llama.

Hay pérdidas de presión debido a la fricción de las paredes del conducto en todos los conductos, pero un posquemador tiene pérdidas adicionales causadas por los portallamas y los tubos de suministro de combustible. La pérdida de presión fundamental, debida a la quema, aumenta con el Mn en la entrada a la zona de quema y con la cantidad de combustible quemado en términos del aumento de temperatura en el postquemador. ^[98]

Aunque no hay una turbina para limitar la temperatura de un postquemador, todavía hay un requisito de 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 de este aire no está disponible para quemarse. ^[99]

Se requiere una antorcha del posquemador del turborreactor Tumansky R-11 (sección de difusión) para reducir el flujo de Mn antes de que se produzca la combustión. La bengala termina justo detrás de los portallamas visibles. Falta la sección de combustión y la boquilla de salida.
Postquemador turboventilador Rolls-Royce Turbomeca Adour que muestra 4 sostenedores de llama concéntricos con cuerpo de farol, tubos de suministro de combustible, 2 encendedores catalíticos, todos los cuales son obstrucciones al flujo de gas que causan una pérdida de presión total debido a la fricción por la turbulencia agregada y la separación del flujo. También se muestran fuera del postquemador 2 de 8 enlaces de operación de boquillas de 1 de 4 arietes de operación de boquillas.
Esta vista casi en línea con la trayectoria del flujo de gas muestra todas las obstrucciones responsables de parte de la pérdida total de presión en un postquemador. Aguas abajo, más allá de los sostenedores de llama, se encuentra el tramo de combustión del conducto donde se produce la pérdida de presión con la adición de calor.
Vista trasera del posquemador Adour que muestra 4 canales de vapor concéntricos (portallamas) que suministran el combustible necesario para un impulso mínimo; la mayor parte del combustible, conocido como combustible de llenado, para un impulso máximo proviene de 4 colectores concéntricos aguas arriba de los canalones para producir llama en todo el posquemador. excepto el aire de refrigeración a lo largo de la superficie del conducto. También es visible el revestimiento antichirridos para evitar fluctuaciones de presión que pueden causar daños por sobrecalentamiento. ^[100]
Postquemador Adour que muestra los enlaces operativos del área de la boquilla y la boquilla variable en posición cerrada o sin postcombustión. El caudal de masa de aire a través del motor no cambia con el postquemador en funcionamiento porque el área aumenta para permitir que escape el mayor volumen de gas más caliente.
Adour boquillas en posición postcombustión o abierta.

Reducción de la pérdida de presión en los conductos.

El aire que pasa por el motor pasa por dos componentes donde las velocidades deben ser altas, del orden de la velocidad del sonido. Son los componentes en los que se realiza el trabajo, el compresor y la turbina. En todos los componentes restantes 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 posquemador del motor, y los conductos de conexión entre componentes, como el tubo de escape entre la turbina y la boquilla propulsora.

El primer conducto del 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 y por tanto el empuje también es proporcional 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 conducto. Para las entradas supersónicas, las pérdidas por ondas de choque también están presentes y se requieren sistemas de ondas de choque para minimizar la pérdida de presión al aumentar el Mn supersónico. Pérdidas adicionales en la presión total se producen 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 pérdidas excesivas.

Motor fantasma de Havilland . En las curvas de 90 grados que conducen a las cámaras de combustión se pueden ver paletas giratorias para reducir las pérdidas de presión.
Entrada subsónica temprana Klimov VK-1 que muestra las paletas giratorias curvas que guían el aire de entrada hacia el ojo del impulsor delantero y trasero. Esta mejora de rendimiento fue introducida por Frank Whittle en 1939 para los Power Jets W.1 A "para ayudar al aire a doblar la esquina". ^[102] Las paletas equivalentes del Rolls-Royce Nene redujeron las pérdidas de entrada hasta el punto de que el empuje aumentó de 4000 a 5000 lb a la misma temperatura de la turbina. ^[103]
Entrada subsónica moderna con labio de entrada redondeado para evitar la separación de la capa límite en vientos cruzados en el suelo y un alto ángulo de ataque durante la rotación de despegue.
Esta fotografía muestra la actitud del avión en el despegue, lo que requiere un labio inferior suficientemente redondeado en la entrada de la góndola.

Entrada supersónica Convair B-58 Hustler Early Mach 2 con un cono central (traslador) que tiene diferentes posiciones axiales (recorrido de 5 pulgadas) para reducir la pérdida total de presión en el rango de vuelo Mn. A velocidades supersónicas se forma un choque oblicuo desde la punta del cono y un choque normal.
La pérdida creciente con Mn se reduce con más descargas (urti).
Una vista de la entrada a una entrada mixta externa-interna SR71 Mach 3.2 mirando en la dirección del flujo de aire hacia el motor. El cono de traslación central tiene 26 pulgadas de recorrido entre extendido, hasta M1.6 (en la imagen) y completamente retraído en M3.2. Un choque oblicuo desde la punta del cono, un choque oblicuo interno desde el labio del capó y un choque normal ^[104] dan la recuperación de presión requerida en M3.2. Las capas límite en la superficie interior del cono y la cubierta deben eliminarse antes de que se produzca la onda de choque final, donde el flujo se vuelve subsónico. De lo contrario, se produce una separación inducida por el shock. Las dos funciones de eliminación son apenas visibles. La capa límite del cono se elimina a través de la banda de agujeros (sangrado poroso). La capa límite en la superficie interior del capó se elimina a través de una purga de trampa de golpes ^[105] . Este sangrado de ariete es apenas visible en la superficie inferior, frente a una fila de grumos aerodinámicos llamados "ratones" que reducen la velocidad de difusión. ^[106]
Ondas de choque en una entrada mixta externa/interna, como se usa en el Lockheed SR-71 Blackbird . La imagen de la derecha muestra la entrada funcionando correctamente con una pérdida de presión mínima. Tiene 2 ondas de choque, la primera es visible y se origina en la punta del cono y la segunda, que resulta de la desaceleración del flujo de velocidad supersónica a subsónica, no es visible ya que está ubicada dentro de la entrada. La entrada se denomina entrada de compresión externa/interna o mixta, ya que tiene lugar una difusión supersónica dentro del conducto. La imagen de la izquierda muestra la entrada funcionando con una pérdida excesiva de presión total a medida que el choque terminal interno ha sido empujado hacia afuera de la entrada.

El flujo a través de conductos de derivación está sujeto a pérdidas por fricción y obstrucciones que causan la separación del flujo. Hay que tener cuidado para evitar escalones y huecos que aumenten las pérdidas de flujo, al igual que su presencia en las superficies de las aeronaves, donde provocan resistencia. ^[107] Los conductos necesitan una racionalización interna de la misma manera que las superficies externas. Los tubos deben cruzar el conducto que lleva el aire comprimido desde el generador de gas hasta la torre del avión para su ECS. Los tubos crean estelas turbulentas en el aire de derivación que se manifiestan como una pérdida de presión y un aumento de entropía. Un carenado aerodinámico alrededor del tubo mejora el rendimiento y reduce el aumento de entropía. Cuanto mayor sea el caudal Mn mayor será la pérdida de presión. ^[108]

Pratt & Whitney TF30 . Motor de derivación militar antiguo que muestra dos tubos de purga de aire que obstruyen el flujo de aire en el conducto de derivación.
Pratt & Whitney Canada PW500 PW305 turbofan de jet ejecutivo que muestra el carenado alrededor de los tubos de purga de aire para reducir la pérdida de presión en el conducto de derivación
Rolls-Royce Spey motor de derivación civil temprano. Los tubos de combustible blancos, uno para cada lata de llama (solo se muestran 3), tienen un perfil exterior aerodinámico fundido donde cruzan el flujo de aire de derivación.
Motor Airbus A380 . El interior liso del conducto de derivación minimiza las pérdidas de flujo. Los huecos deben rellenarse con sellador gris y también es evidente la desalineación de las piezas.

En conductos de área constante (tubo de chorro) y conductos de área constante con adición de calor (cámara de combustión del motor y postquemador), el gas se acelera debido al calentamiento con fricción de la pared (conducto), obstrucciones (tubo de llama, sostenedores de llama y colectores de combustible) y adición de calor. Acelera subsónicamente, con una pérdida de presión creciente, hacia la velocidad del sonido. Para mantener la pérdida de presión en un valor aceptable, el flujo que ingresa al conducto se desacelera mediante un aumento en el área de flujo.

Power Jets W.2 para su instalación inicial en el Gloster E28/39 se probó sin difusión desde la salida de la turbina Mn de 0,8. El área del anillo de la pala de la turbina se utilizó para la longitud de tubería necesaria para llegar a la cola del avión. El escape alcanzó la velocidad del sonido con un empuje bajo pero al límite de temperatura de la turbina debido a la pérdida excesiva de presión y al calentamiento por fricción. Se agregó difusión detrás de la turbina (se muestra el cono) para reducir el número de Mach de entrada de la tubería. ^[109]
Turborreactor con postquemador. El escape debe tener un nivel de Mn suficientemente bajo antes de agregar calor para evitar una pérdida excesiva de presión. Se añade un difusor para reducir el Mn al inicio de la zona de combustión. Luego, el postquemador converge para coincidir con el tamaño de la boquilla.

control de fugas

El motor a reacción tiene muchos lugares de sellado, más de 50 en un motor grande. El efecto acumulativo de las fugas en el consumo de combustible puede ser significativo. El sellado de la ruta del gas afecta la eficiencia del motor y se volvió cada vez más importante a medida que se introdujeron los compresores de mayor presión. ^[110]

Hay fugas no deseadas en la ruta de gas primaria y purgas necesarias del compresor que ingresan al sistema de flujo interno o secundario. Todos están controlados por sellos con holguras de diseño. Cuando los sellos rozan y se desgastan, abriendo holguras, se produce un deterioro del rendimiento (aumento del consumo de combustible).

El sellado de los estatores se logró inicialmente utilizando aletas con filo de cuchilla en la parte giratoria y una superficie lisa para la cubierta del estator. Algunos ejemplos son el Avon y el Tumansky R-11. Con la invención del sello alveolar, el sello laberíntico tiene una cubierta alveolar abrasiva que se corta fácilmente mediante los dientes giratorios del sello sin sobrecalentarlos ni dañarlos. ^[111] Los sellos laberínticos también se utilizan en el sistema de aire secundario entre las partes giratorias y estacionarias. Bobo muestra ubicaciones de ejemplo para estos. ^[112] El espacio libre entre las puntas del compresor y las palas de la turbina ^[113] y sus cajas es una fuente importante de pérdida de rendimiento. Gran parte de la pérdida en los compresores está asociada con el flujo de limpieza de la punta. ^[114] Para un motor CFM56, un aumento en la holgura de la punta de la turbina de alta presión de 0,25 mm hace que el motor funcione 10 °C más caliente (eficiencia reducida) para lograr el empuje de despegue. ^[115] Los espacios libres de las puntas deben ser lo suficientemente grandes para evitar el roce cuando tienden a cerrarse durante la flexión de la carcasa, la distorsión de la carcasa debido a la transferencia de empuje, el cierre de la línea central cuando la carcasa del compresor se contrae en el diámetro del rotor (reducción rápida de la temperatura del aire que ingresa). el motor), cambios en la configuración de empuje (controlados por el control activo de holgura mediante refrigeración del rotor del compresor y refrigeración de la carcasa de la turbina).

Laberinto entre etapas de paletas cubiertas Tumansky R-11, (cuchilla/dientes) en el rotor, sello visible entre las etapas LP 2 y 3 ^[116]
Pratt & Whitney TF30 . Motor de derivación militar antiguo que muestra un sello laberíntico de seis aletas de descarga del compresor ^[117]
Motor Turbomeca Marboré IV que muestra la ubicación de la fuga entre las palas del impulsor y la cubierta estacionaria, se muestra seccionado y pintado de azul. Esta es la ruta de fuga para un impulsor centrífugo equivalente a la distancia entre la punta de una pala axial y la carcasa. ^[118]
Ventilador EJ200 que muestra el espacio libre entre las puntas de las aspas y la cubierta abrasiva.
Álabes de turbina con cubierta de sellado en la punta con aletas en forma de cuchilla que forman parte del sistema de sellado laberíntico con cubiertas de panal abiertas en la carcasa de la turbina. ^[119] Las plataformas en la base del perfil aerodinámico detiene la fuga de gas caliente que sobrecalentaría los discos de la turbina.

Cambios en la holgura de la punta con cambios de empuje

Un motor está diseñado para funcionar en estado estable en puntos de diseño como el despegue, el ascenso y la velocidad de crucero con espacios libres de funcionamiento que minimizan el uso de combustible. Estado estacionario significa estar a una velocidad constante durante el tiempo suficiente (varios minutos) para que todas las piezas dejen de moverse entre sí debido a crecimientos térmicos transitorios. Durante este tiempo, las holguras entre las piezas pueden estrecharse debido al contacto de fricción y al desgaste para dar holguras mayores y consumo de combustible, en la importante condición estabilizada. Este escenario dentro del motor se evita mediante el enfriamiento interno del orificio del compresor ^[120] y el enfriamiento externo de la carcasa de la turbina en motores de gran ventilador (control activo de holgura). ^[121]^[122]^[123]

Esta vista trasera de un turborreactor Klimov VK-1 muestra las piezas responsables del exceso de temperatura de la turbina después de aumentar el empuje desde el ralentí hasta el despegue, conocido como exceso transitorio de EGT. ^[124] Es visible el espacio libre en la punta de la pala de la turbina, que es una ruta de fuga de gas que no contribuye a la potencia desarrollada por la turbina. El mayor espacio y las fugas significan que se requiere más combustible, indicado por un EGT más alto, para obtener el empuje de despegue. El espacio libre aumenta temporalmente cada vez que el motor pasa del ralentí al despegue porque la carcasa liviana se expande rápidamente hasta la temperatura del gas de la turbina, pero el pesado rotor de la turbina tarda unos minutos en expandirse hasta su diámetro caliente.
Esta vista muestra la forma en que se controla activamente la holgura de la punta de las palas de la turbina (el control pasivo se realiza mediante la selección del material y el enfriamiento del sistema de aire interno) utilizando tubos de aire de refrigeración (para el control de la holgura entre la punta de las palas de la turbina y la cubierta de baja presión) que rodean la carcasa iridiscente de la turbina en un CFM Internacional CFM56 . Colector de aire de refrigeración (superficie plana y lisa), a la izquierda de los tubos LPTCC, para control de la holgura de las puntas de las palas de la turbina de alta presión. ^[125] El control activo proviene de la activación de válvulas que suministran aire de enfriamiento a los tubos en condiciones de vuelo apropiadas.

Sellado en las puntas de las palas y en las cubiertas del estator

A finales de la década de 1940, la mayoría de los fabricantes de motores estadounidenses consideraban que la proporción óptima era 6:1 a la luz de la cantidad de flujo de fuga esperado con los conocimientos sobre sellado vigentes en ese momento. P&W consideró que se podía lograr 12:1 ^[126] pero durante las pruebas de desarrollo anteriores a J57 se probó un compresor con 8:1 y la fuga fue tan alta que no se habría producido ningún trabajo útil. ^[127] Un beneficio de la cintura de avispa posterior fue la reducción de las fugas debido al diámetro de sellado reducido. En 1954, un ingeniero de GE inventó un sistema de sellado muy eficaz, el sello alveolar ^[128] que reduce sustancialmente el área de contacto por fricción y las temperaturas generadas. La parte giratoria corta la estructura celular sin sufrir daños permanentes. Es muy utilizado hoy en día. El flujo de gas primario a través del compresor y la turbina tiene que seguir las superficies del perfil aerodinámico para intercambiar energía con la turbomaquinaria. Cualquier flujo que se escape más allá de las puntas de las palas genera entropía y reduce la eficiencia del compresor y la turbina. Hay cubiertas entrelazadas en las puntas de las palas de las turbinas de baja presión para proporcionar una banda exterior al recorrido del flujo que reduce las fugas en las puntas. Las fugas se reducen aún más con la adición de dientes de sello en la periferia exterior de las cubiertas que rozan las cubiertas alveolares de celdas abiertas.

Sellos entre etapas de paletas cubiertas del compresor Avon con dientes laberínticos en el rotor
Cubiertas de punta entrelazadas de hoja LPT con dientes de sello que rozan en cubiertas de panal de celda abierta
Compresor v2500 que muestra los dientes del sello entre las filas de palas.
Panal de celda abierta en las cubiertas en la interfaz del tambor estator/compresor que muestra ranuras cortadas por los dientes del sello coincidentes en el tambor giratorio.
Ubicaciones abrasibles del turboventilador con engranajes TFE 731 en compresores y turbinas
CFM International CFM56 -2 muestra cubiertas de punta de ventilador que impiden la circulación de aire alrededor de los extremos de las aspas.

Espacio libre de la punta con flexión de la columna vertebral y falta de redondez de la caja

La llegada de los motores civiles de alto bypass, JT9D y CF6, mostró la importancia de las ubicaciones de despegue de empuje en las cajas del motor. Además, los motores grandes tienen cajas relativamente flexibles inherentes a estructuras de peso de vuelo de gran diámetro que dan desplazamientos relativos relativamente grandes entre rotores rígidos pesados y las cajas flexibles. ^[129] La distorsión de la caja con el posterior roce de la punta de la pala y la pérdida de rendimiento aparecieron en la instalación JT9D en el Boeing 747 como resultado del empuje tomado desde un solo punto en la parte superior de la caja de escape del motor. El empuje desde el avión de montaje trasero era un requisito de Boeing. ^[130] En comparación con el JT3D de 15,000 lb de empuje con sus cuatro cajas estructurales, el JT9D de 40,000 lb de empuje hizo un uso económico de la estructura de soporte con solo tres cajas estructurales creando un diseño compacto y liviano. ^[131] Durante las pruebas de vuelo, los motores sufrieron sobretensiones violentas y pérdida de rendimiento ^[132] que se atribuyeron a la flexión de la columna vertebral del motor en 0,043 pulgadas en la caja de la cámara de combustión y a que la caja de la turbina se deformara, lo que a su vez provocó que las palas roces de punta y mayor espacio libre de punta. ^[133]

Los tres motores de gran ventilador introducidos en la década de 1960 para aviones de fuselaje ancho, Boeing 747, Lockheed Tristar, DC-10, tenían un empuje y un tamaño mucho mayores en comparación con los motores que impulsaban la generación anterior de aviones. El JT9D y el CF6 demostraron que las holguras de las puntas del rotor eran sensibles a la forma en que se montaban los motores y que se perdía rendimiento debido a los roces de las puntas del rotor debido a la flexión de la columna vertebral y la distorsión local de las carcasas en el punto de transferencia de empuje al pilón de la aeronave. ^[134] Al mismo tiempo, el rendimiento del RB211 no se deterioró tan rápido debido a su configuración de tres ejes más corta y rígida. Para el Boeing 777 ^[135]^[136], el Trent 800 ^[137] y el GE90 incorporarían un montaje de dos puntos para reducir la ovalización. ^[138]

El primer motor con ventilador de alto bypass, el TF39, transfirió su empuje al pilón C5 desde el soporte trasero. Fue una ubicación de empuje de un solo punto en el bastidor medio de la turbina lo que distorsionó localmente las carcasas, provocando una redondez de los estatores de la turbina, aumento de las holguras y una pérdida de rendimiento. El CF6-6, derivado del TF39, tenía empuje para el DC-10 desde el plano de montaje frontal pero también desde un solo punto. Esto también provocó una distorsión en un solo punto y una pérdida de rendimiento inaceptable para el avión. La distorsión se redujo tomando empuje desde dos puntos, lo que permitió menores espacios de funcionamiento del compresor y un mejor SFC.

En condiciones normales, la carga de aire más severa en la carcasa del motor se produce en el despegue, cuando el alto flujo de masa en el empuje de despegue se combina con un alto ángulo de ataque, lo que significa que se requiere un gran cambio de impulso y fuerza para alinear el flujo de aire con el motor.
Motor General Electric CF6-6 . Las cargas aerodinámicas en la cubierta de entrada (izquierda) son mayores en ángulos de ataque altos durante la rotación de despegue y el ascenso. El aire que se acerca desde abajo ^[139] tiene que girar hacia la entrada del motor y la fuerza requerida para cambiar su impulso reacciona como una fuerza hacia arriba en una entrada de CF6-50 de aproximadamente 4 toneladas. ^[140] La entrada está atornillada a la carcasa del ventilador y el momento de flexión se transfiere hacia adentro a través de los puntales que se muestran en la carcasa del núcleo.
Los puntales CF6 que unen la caja del ventilador a la caja del compresor transfieren las cargas de aire desde la entrada a la columna vertebral del motor, provocando flexiones, distorsión de la caja y rozamientos en las puntas de las aspas. Es necesario aumentar las holguras para evitar rozaduras y pérdida de rendimiento.

El Pratt & Whitney JT3D es un ejemplo de uno de los primeros motores turbofan. Estos motores generalmente encontraban flexión a lo largo del motor y localizaban una falta de redondez donde se transfería el empuje desde el motor. Estos problemas no causaron ninguna preocupación real porque los niveles de empuje que causaron las distorsiones eran lo suficientemente bajos y los espacios libres de las palas eran lo suficientemente grandes. ^[141]
Una exhibición del museo Pratt & Whitney JT9D sin ninguno de los accesorios, tubos, cableado y capós que cubren un motor funcional. Se revelan las carcasas atornilladas entre sí que forman la columna vertebral estructural del motor. ^[142] El empuje del motor se transfiere al pilón del avión en la parte superior de la caja de la turbina. Como está por encima de la línea central del motor donde actúa el empuje, provoca que la columna vertebral se doble en el núcleo del motor ^[143], lo que a su vez provoca roces en la punta de las palas y pérdida de rendimiento.
General Electric GE90 muestra una de las dos ubicaciones (45 grados a cada lado del centro superior) en el marco del ventilador donde el empuje del motor se transfiere mediante enlaces al soporte de empuje trasero para transferirlo al pilón del avión. ^[136]
GE90 muestra uno de los dos enlaces de empuje al soporte de empuje trasero en la caja de escape. A los primeros motores JT9D y CF6 se les transfería el empuje desde una única ubicación en la parte superior de la columna vertebral del motor, lo que distorsionaba la carcasa, lo que requería mayores espacios libres en las puntas para evitar roces. Se obtuvo una distorsión aceptable, con holguras de punta más pequeñas, si el empuje se compartía entre dos ubicaciones, una a cada lado de la vertical. Esto es común en los motores modernos de este tipo.
Las cargas de empuje del Trent 900 se transfieren desde el motor a través de 2 enlaces de empuje (que se muestran con mangas protectoras de mantenimiento de color naranja) conectados al soporte trasero del motor y al pilón del ala.

Sistema de aire interno o secundario.

El uso de aire para sistemas internos aumenta el consumo de combustible, por lo que es necesario minimizar el flujo de aire requerido. El sistema de aire interno utiliza aire secundario para enfriar, manteniendo el aceite en las cámaras de los rodamientos, para controlar la carga de empuje del rodamiento durante su vida útil y evitando la ingestión de gas caliente del flujo de gas de la turbina hacia las cavidades del disco. Es un sistema de refrigeración que utiliza el flujo de aire para transferir calor lejos de las piezas calientes y mantenerlas a una temperatura que garantice la vida útil de piezas como los discos y palas de la turbina. También es un sistema de purga que utiliza aire para presurizar las cavidades y evitar que entre gas caliente en la ruta de flujo y sobrecaliente los bordes de los discos donde están unidas las cuchillas. Se utiliza para enfriar o calentar piezas para controlar los juegos radiales (sistema de control de juegos). Los primeros motores con compresor radial utilizaban medios complementarios para enfriar el aire, por ejemplo, un impulsor dedicado o un ventilador mecanizado integralmente con el disco de la turbina. Las fuentes de aire para motores axiales se encuentran en diferentes etapas a lo largo del compresor dependiendo de los diferentes requisitos de presión del sistema de aire. El uso de un impulsor de una sola etapa como última etapa de alta presión en motores turbofan pequeños brinda la flexibilidad de tres fuentes de presión diferentes desde la etapa única, la entrada del impulsor, la mitad de la etapa (punta del impulsor) y la salida del difusor (a presión de la cámara de combustión). Los sumideros del sistema de aire son la ruta principal de gas a donde se devuelve el aire de enfriamiento de la turbina, por ejemplo, y el sistema de aceite se ventila al agua.

Pratt & Whitney J42 muestra el impulsor del sistema de aire secundario para el aire de refrigeración de los cojinetes.
Aspas del ventilador de aire secundario General Electric J31 integrales con disco de turbina para enfriamiento del disco.
de Havilland Ghost muestra dientes laberínticos en la cara posterior del impulsor para reducir la pérdida de aire del impulsor y controlar la presión en la cara posterior. La posición radial del sello se elige para establecer el área sobre la cual actúa la presión de modo que el empuje hacia adelante sobre el impulsor equilibre sustancialmente el empuje hacia atrás de la turbina, lo que reduce la fuerza axial sobre el cojinete de empuje del rotor. ^[144]
Rolls-Royce Turbomeca Adour sellos laberínticos con cubiertas de panal en discos de turbina. El visible a la izquierda reduce las fugas entre las dos etapas de la turbina. El que se ve a la derecha reduce las fugas del gas de alta presión de la cámara de combustión que necesita la turbina.
El sello laberíntico Adour con 3 aletas en las plataformas de las palas y una cubierta de panal es un tipo de sello de borde para evitar la ingestión de gas caliente en el borde del disco de la turbina. ^[145]
CFM56 que muestra la ventilación por la borda del sistema de aire interno para el sistema de aceite (tubo de ventilación en el escape). El aire secundario ingresa a los compartimientos de los rodamientos a través de sellos laberínticos para evitar que el aceite se escape en la dirección opuesta. El aire escapa continuamente del sistema a través del respiradero con algo de neblina de aceite después de pasar por un separador centrífugo de aire/aceite. ^[146]

Deterioro del rendimiento

Coexisten el deterioro de la ruta del gas y el aumento de la EGT. A medida que la ruta del gas se deteriora, el límite de EGT finalmente impide que se logre el empuje de despegue y es necesario reparar el motor. ^[147] El rendimiento del motor se deteriora con el uso a medida que las piezas se desgastan, lo que significa que el motor tiene que utilizar más combustible para obtener el empuje requerido. Un motor nuevo comienza con una reserva de prestaciones que se va erosionando progresivamente. La reserva se conoce como margen de temperatura y un piloto la ve como margen EGT. Para un CFM International CFM56 -3 nuevo, el margen es de 53 °C. ^[148]^[43] Kraus ^[149] da el efecto sobre el aumento del consumo de combustible de la degradación típica de los componentes durante el servicio.

El Pratt & Whitney JT8D tiene un conducto de ventilador de longitud completa que es una construcción de caja rígida que resiste las cargas de aire de entrada durante la rotación de la aeronave. En comparación con el JT9D posterior, tiene espacios relativamente flojos entre las piezas giratorias y estacionarias, por lo que el roce de la punta de la hoja como fuente de deterioro del rendimiento no fue un problema. ^[150]
El Pratt & Whitney JT9D, con un gran aumento de empuje con respecto al JT8D, generó conciencia sobre cómo transferir el empuje del motor al avión sin doblar demasiado el motor y causar roces y deterioro del rendimiento. ^[151]
Impulsor centrífugo Klimov VK-1 que muestra que las palas rozaron la cubierta provocando un aumento de la holgura y pérdidas por fugas.
Motor Turbomeca Marboré IV que muestra la ubicación de la fuga entre las palas del impulsor y la cubierta estacionaria, se muestra seccionado y pintado de azul. Esta es la ruta de fuga para un impulsor centrífugo equivalente a la distancia entre la punta de una pala axial y la carcasa. ^[118] La holgura entre las paletas del impulsor y su cubierta es visible y debe ser lo más pequeña posible sin causar contacto por rozamiento. Esto mantiene las fugas al mínimo y contribuye a la eficiencia del motor.
Un ejemplo de la aparición de roces menores en las puntas de las palas del compresor en sus cubiertas.
Un álabe de turbina de alta presión CFM56 usado. Las nuevas hojas tienen 3 muescas de diferente profundidad en la punta para ayudar a la evaluación visual (usando un boroscopio) del material eliminado y el consiguiente aumento en el espacio libre de la punta. 0,25 mm de punta de hoja perdida provocan una pérdida de margen EGT de 10 grados C. ^[152]
Paletas guía de tobera de turbina CFM56. El área para el flujo de gas de combustión para todo el anillo de paletas en la parte más estrecha del paso se conoce como área de turbina. Cuando los bordes de fuga de las aletas se deterioran, el área aumenta y el motor se calienta más, lo que provoca un deterioro cada vez más rápido y utiliza más combustible para alcanzar el empuje de despegue. ^[153]
Una paleta V2500 que muestra daño térmico en el borde de salida que causa pérdida de rendimiento al alterar el área de flujo.
Las superficies rugosas del perfil aerodinámico de las palas de turbina tienen un coeficiente de fricción más alto que las superficies lisas y provocan arrastre por fricción, lo que es una fuente de pérdidas en la turbina. ^[154]

La experiencia de American Airlines con el turborreactor JT3C incluyó grietas y curvaturas de las paletas guía de las toberas de la turbina, lo que afectó negativamente el flujo de gas hacia las palas giratorias de la turbina y provocó un mayor consumo de combustible. Más significativa fue la erosión de las piezas de la turbina por trozos de carbón duro que se formaban alrededor de las boquillas de combustible y que periódicamente se rompían, golpeaban y erosionaban las palas de la turbina y las paletas guía de las boquillas, provocando la pérdida del margen de EGT. ^[155]

Antes de que el precio del combustible se duplicara y triplicara a principios de la década de 1970, la recuperación del rendimiento después del deterioro era en gran medida una consecuencia del mantenimiento de la confiabilidad del motor. El creciente costo del combustible y una nueva conciencia sobre la conservación de la energía llevaron a la necesidad de comprender qué tipo y cantidad de degradación de los componentes causaba en qué medida el consumo de combustible. ^[156] Se demostró que los motores con una relación de derivación más alta eran más susceptibles a deformaciones estructurales que causaban que los rozamientos abrieran las holguras de la punta de la pala y del sello.

American Airlines realizó pruebas en los primeros motores de derivación para comprender en qué medida el desgaste de los componentes y la acumulación de suciedad atmosférica afectaban el consumo de combustible. Se encontró que las superficies de la ruta del gas en el ventilador y el compresor estaban recubiertas con depósitos de suciedad, sal y aceite que aumentaban la rugosidad de la superficie y provocaban una pérdida de rendimiento. ^[157] Un lavado de compresor en un motor de derivación Pratt & Whitney JT8D en particular redujo el consumo de combustible en 110 libras de combustible por cada hora de funcionamiento. ^[158]

Se requieren espacios libres entre las piezas giratorias y estacionarias para evitar el contacto. El aumento de las holguras, que se producen en servicio como resultado del rozamiento, reduce la eficiencia térmica que se manifiesta cuando el motor utiliza más combustible que antes. Una prueba de American Airlines en un motor Pratt & Whitney JT3D encontró que aumentar el espacio libre de la punta de la turbina HP en 0,031 pulgadas provocaba un aumento del 0,9 % en el combustible utilizado. ^[159]

La llegada de los motores de alto bypass introdujo nuevos requisitos estructurales necesarios para evitar el roce de las palas y el deterioro del rendimiento. Antes de esto, el JT8D, por ejemplo, tenía las deflexiones de flexión de empuje minimizadas con un conducto de ventilador largo y rígido de una sola pieza que aislaba las cajas internas del motor de las cargas aerodinámicas. El JT8D mantuvo una buena retención de rendimiento con su temperatura moderada de turbina y su estructura rígida. El motor instalado con construcción de carcasa rígida no se ve afectado negativamente por las cargas de flexión axial desde la entrada hasta la rotación. El motor tenía espacios libres relativamente grandes entre los componentes giratorios y estacionarios, por lo que los rozamientos en las puntas de las palas del compresor y la turbina no fueron significativos y la degradación del rendimiento se debió a daños en la sección caliente y a la aspereza y erosión crecientes de las palas del compresor. ^[160]

Emisiones

La conexión entre las emisiones y el consumo de combustible es la ineficiencia de la combustión que desperdicia combustible. El combustible debe quemarse por completo para que toda la energía química se libere en forma de calor. ^[161] La formación de contaminantes significa que se ha desperdiciado combustible y se requiere más combustible para producir un empuje particular del que se necesitaría de otra manera.

Ruido

artículo principal Contaminación acústica de los aviones El ruido influye en la aceptabilidad social de los aviones y los niveles máximos medidos durante el despegue y el paso elevado de aproximación están legislados en los aeropuertos. El ruido de los aviones militares es objeto de quejas de personas que viven cerca de aeródromos militares y en zonas remotas bajo las rutas de vuelo de rutas de entrenamiento de bajo nivel. Antes de la puesta en servicio de los primeros aviones a reacción, el ruido ya era objeto de acciones ciudadanas en los alrededores de los aeropuertos debido al ruido inaceptable de la última generación de aviones con motor de pistón, como el xxx. Los primeros operadores de aviones a reacción introdujeron sus servicios con procedimientos de despegue para reducir el ruido, el cometa Caravelle,

El ruido de la cabina de pasajeros y de la cabina de pilotaje de los aviones civiles y el ruido de la cabina de mando de los aviones militares tienen una contribución de los motores a reacción, tanto en forma de ruido del motor como de ruido estructural originado por el desequilibrio del rotor del motor.

Tiempo de empezar

El tiempo de arranque es el tiempo que transcurre desde que se inicia la secuencia de arranque hasta que se alcanza el ralentí. El tiempo de inicio típico de un CFM-56 es de 45 a 60 segundos. ^[162] La hora de inicio es un problema de seguridad de vuelo para los lanzamientos aéreos porque el inicio debe completarse antes de que se haya perdido demasiada altitud. ^[163]

Peso

El peso de un motor se refleja en el peso de la aeronave e introduce cierta penalización de resistencia. El peso adicional del motor significa una estructura más pesada y reduce la carga útil del avión. ^[164]

Tamaño

El tamaño de un motor debe establecerse dentro de las condiciones de instalación del motor acordadas durante el diseño de la aeronave. El empuje gobierna el área de flujo y, por tanto, el tamaño del motor. Un criterio de libras de empuje por pie cuadrado de entrada del compresor es una cifra de mérito. Los primeros turborreactores operativos en Alemania tenían compresores axiales para cumplir con una solicitud de 1939 del Ministerio del Aire alemán para desarrollar motores que produjeran 410 lb/pie cuadrado ^{[165] .}

Costo

Un motor de menor consumo de combustible reduce el gasto de las aerolíneas en la compra de combustible a un costo de combustible determinado. El deterioro del rendimiento (aumento del consumo de combustible) en servicio tiene un efecto acumulativo en los costes de combustible ya que el deterioro y aumento del consumo es progresivo. El coste de sustitución de piezas debe considerarse en relación con el ahorro de combustible. ^[166]

Terminología y notas explicativas

Aclarando impulso, trabajo, energía, poder.

Una explicación básica de la forma en que la quema de combustible produce el empuje del motor utiliza terminología como impulso, trabajo, energía, potencia y velocidad. El uso correcto de la terminología puede confirmarse utilizando la idea de unidades fundamentales que son masa M , longitud L y tiempo T , junto con la idea de una dimensión, es decir, potencia, de la unidad fundamental, digamos L ¹ para distancia, y en una unidad derivada, digamos la velocidad, que es la distancia en el tiempo, con dimensiones L ¹ T ⁻¹^[167] El objetivo del motor a reacción es producir empuje, lo cual lo hace aumentando el impulso del aire que pasa a través de él. Pero el empuje no es causado por el cambio de impulso. Es causado por la tasa de cambio en el impulso. Entonces, el empuje, que es una fuerza, debe tener las mismas dimensiones que la tasa de cambio del impulso, no el impulso. Las eficiencias pueden expresarse como ratios de tasa de energía o potencia que tiene las mismas dimensiones.

Las dimensiones de la fuerza son M ¹ L ¹ T ⁻² , el impulso tiene dimensiones M ¹L ¹ T ⁻¹ y la tasa de cambio del impulso tiene dimensiones M ¹ L ¹T ⁻² , es decir, lo mismo que la fuerza. El trabajo y la energía son cantidades similares con dimensiones M ¹ L ²T ⁻² . La potencia tiene dimensiones M ¹ L ²T ⁻³ . ^[168]

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