Entre 1936 y 1940, Alan Arnold Griffith diseñó una serie de motores de turbina que se construyeron bajo la dirección de Hayne Constant en el Royal Aircraft Establishment (RAE). Los diseños eran avanzados para la época, y por lo general presentaban un diseño de "dos carretes" con compresores de alta y baja presión que individualmente tenían más etapas que los motores típicos de la época. Aunque avanzados, los motores también eran difíciles de construir, y solo el diseño "Freda", mucho más simple, llegaría a producirse, como el Metrovick F.2 y más tarde el Armstrong Siddeley Sapphire . Gran parte del trabajo pionero se utilizaría más tarde en los diseños de Rolls-Royce , comenzando con el enormemente exitoso Rolls-Royce Avon .
En 1920, WJ Stern, del Laboratorio del Ministerio del Aire en South Kensington, escribió un informe en respuesta a una solicitud del Comité de Investigación Aeronáutica (ARC) sobre las posibilidades de desarrollar un motor de turbina de gas para impulsar una hélice . Su informe fue extremadamente negativo. Dado el rendimiento de los turbocompresores existentes, un motor de este tipo parecía ser mecánicamente ineficiente. Además del alto peso y la baja eficiencia de combustible , Stern era escéptico sobre la disponibilidad de materiales que fueran adecuados para su uso en las áreas de alta temperatura de la turbina.
Griffith, que en ese momento era el oficial científico de mayor rango en la RAE en Farnborough, leyó el informe de Stern y respondió con una solicitud para que el Laboratorio Nacional de Física estudiara el problema de los materiales. Griffiths, mientras tanto, comenzó a estudiar los problemas con el diseño de compresores. En 1926 publicó An Aerodynamic Theory of Turbine Design , en el que se señalaba que los diseños de compresores existentes utilizaban álabes planos que, en esencia, "volaban en pérdida " y que la eficiencia se podía mejorar drásticamente si se les daba forma aerodinámica .
En octubre, Griffith presentó el documento a un pequeño grupo del Ministerio del Aire y la RAE. Todos apoyaron unánimemente el inicio de un proyecto de desarrollo para estudiar los diseños de compresores de Griffith. El trabajo inicial comenzó en 1927 y, en 1929, este proyecto había avanzado hasta el punto de construir un "motor" extremadamente simple de 4 pulgadas de diámetro (100 mm) que consistía en un compresor de una sola etapa y una turbina con una sola fila de estatores delante de cada uno. Diseñado únicamente para probar el concepto básico, el equipo demostró, no obstante, una eficiencia aerodinámica excelente, de hasta el 91%.
Al mismo tiempo, el equipo de RAE introdujo la "cascada", que consiste en varias filas de álabes de compresor unidos a placas planas. Sin estar convencidos de que la aerodinámica de un solo álabe en un túnel de viento coincidiera con el rendimiento real de un compresor de varias etapas, la cascada permitió probar varios diseños de compresores simplemente moviendo las placas en una placa de montaje dentro del túnel de viento. Esto también permitió variar fácilmente el ángulo de ataque girando las placas con respecto al flujo de aire. Según la NASA , una de las razones por las que el diseño de motores del Reino Unido se mantuvo por delante del de los EE. UU. en la década de 1950 fue que las pruebas y la teoría de la cascada se utilizaron ampliamente en el Reino Unido, mientras que generalmente se ignoraron en los EE. UU. [1]
Durante este período, Griffith fue ascendido a director científico principal del Laboratorio South Kensington del Ministerio del Aire. Allí volvió a trabajar en el campo teórico y, en noviembre de 1929, publicó un informe que describía el diseño y el rendimiento teórico de un motor de turbina de 500 hp que impulsaba una hélice. A diferencia del informe anterior de Stern, Griffith demostró que, si el diseño del banco de pruebas existente se podía ampliar con éxito, tendría un rendimiento muy superior al de los motores de pistón existentes.
El motor descrito en el informe era bastante complejo y consistía principalmente en un generador de gas de catorce etapas . A diferencia de los diseños típicos en los que el compresor y la turbina están separados y conectados en un eje, en el diseño CR.1 había una serie de discos que sostenían cada uno una sola etapa del compresor en la circunferencia interior y una etapa de la turbina en la exterior. Cada uno estaba montado independientemente en un eje de soporte no giratorio en el centro y podía girar independientemente de las otras etapas. Estaban dispuestos para girar en direcciones opuestas.
El aire entraba por la parte trasera del motor, pasaba por las etapas del compresor en el centro, entraba en una novedosa cámara de combustión giratoria que también invertía la dirección del flujo de aire y luego salía de los quemadores por las etapas de la turbina en el exterior. Se utilizaba una turbina independiente para impulsar la hélice o, en diseños posteriores, un ventilador de varias etapas.
En abril de 1930 Griffith propuso construir una versión de prueba de su diseño, pero el ARC concluyó que simplemente estaba demasiado lejos del estado actual de la técnica . En 1931 Griffith regresó a la RAE. En algún momento durante este período se le dio el diseño del motor de Frank Whittle usando compresores centrífugos y devolvió una respuesta negativa; después de señalar errores menores en los cálculos, afirmó que el diseño centrífugo era ineficiente y su gran tamaño frontal lo haría inadecuado para su uso en aviones. También afirmó que la idea de Whittle de usar el escape caliente directamente para el empuje era ineficiente y no igualaría el rendimiento de los motores existentes, a pesar de que Whittle se concentró en el uso a alta velocidad donde sería más efectivo (las hélices sufren una caída dramática en la eficiencia por debajo de la velocidad del sonido ( M.1 )).
Algún tiempo después, Armstrong Siddeley construyó un único ejemplar de este "turbocompresor de contraflujo", que era bastante compacto. Sin embargo, las fugas de aire entre las áreas del compresor y la turbina eran un problema importante: hasta el 50% del aire se filtraba entre los sellos, en comparación con el 4% previsto. Otros problemas incluían las grandes diferencias de temperatura a lo largo de un solo rotor debido a que la turbina y el compresor eran una sola unidad. El concepto no se utilizó para desarrollos posteriores. [2]
En 1936, ARC, ahora bajo la dirección de Henry Tizard , volvió al concepto de motor de turbina después de enterarse de que Whittle seguía adelante con sus diseños en su nueva empresa, Power Jets . Tizard convenció a Hayne Constant para que regresara a la RAE desde el Imperial College para ayudar con el desarrollo de los diseños de Griffith. Se dispusieron a construir una versión de 6 pulgadas de diámetro (150 mm) de la parte interior del motor Griffith, conocida como Anne , que consta del cubo y ocho etapas de compresor sin las partes externas de la turbina. En su primera ejecución, un sello defectuoso permitió que el aceite se drenara del motor, y las paletas se quitaron después de solo 30 segundos de funcionamiento. En 1937, mientras se construía Anne, Griffith visitó a Jakob Ackeret de Brown Boveri , otro pionero de las turbinas, y se convenció de que el diseño del compresor/estator era superior a su propio concepto de "todo compresor" contrarrotante. Después de sufrir daños, el Anne fue reconstruido utilizando el nuevo diseño y comenzó a operar nuevamente en octubre de 1939. Continuó siendo utilizado en pruebas hasta que fue destruido en un bombardeo alemán del KG 54 el 13 de agosto de 1940, el " Día del Águila ".
En ese momento se debatió cómo proceder después de Anne. El equipo, que incluía a Griffith, Constant, Taffy Howell y D. Carter, estudió una serie de enfoques para construir un motor completo, en lugar de Anne, que solo contaba con compresor. Decidieron que la única solución razonable para la baja eficiencia del compresor era utilizar lo que hoy se denominaría un diseño de "dos carretes", con compresores separados de alta y baja presión. Sin embargo, el equipo consideró que los ejes concéntricos necesarios para este diseño eran demasiado complejos (aunque las razones para esto no están claras), y se consideró la posibilidad de utilizar dos secciones de compresor/turbina completamente separadas "una al lado de la otra". Finalmente, decidieron construir uno de los dos motores que se utilizarían en ese diseño, con el fin de estudiar los problemas mecánicos.
El diseño Betty resultante consistió en un compresor de nueve etapas 1+1 ⁄ 2 pie de diámetro unido a través de un acoplamiento a una turbina de cuatro etapas. Se dedicó una cantidad considerable de esfuerzo de diseño a varios dispositivos para aliviar la tensión mecánica debido a la expansión térmica. Por ejemplo, el compresor y las paletas de la turbina estaban unidos a grandes rotores huecos que creían que se expandirían y contraerían más como la carcasa exterior del motor que como una serie de discos sólidos como los utilizados en Anne. Los extremos del rotor de la turbina estaban cerrados con conos dobles, que tenían suficiente flexibilidad para expandirse con el rotor mientras seguían estando sólidamente unidos al eje de transmisión.
El compresor y la turbina estaban unidos entre sí a través de otro rotor, lo que permitía separar fácilmente las dos secciones. Cuando estaban unidos, se disponían "al revés", con la entrada del compresor cerca del centro del motor y su salida en un extremo. Por aquí entraba en dos tubos largos con las cámaras de combustión, canalizando el aire caliente resultante hasta el extremo de entrada del motor, donde entraba en la turbina. La salida de la turbina estaba junto a la entrada del compresor. Por último, la turbina estaba refrigerada por agua, ya que se creía que incluso las aleaciones de alta temperatura más modernas, como la ERA/ATV de Hadfield, acabarían deformándose con el funcionamiento constante.
Betty, también conocida como B.10 , fue probada por primera vez como secciones separadas de compresor y turbina usando vapor para impulsarlas. En octubre de 1940, se hicieron funcionar como un solo motor completo por primera vez. Durante las pruebas, se decidió que no era necesario el enfriamiento por agua y se reemplazó por un sistema de enfriamiento por aire, y se permitió que la turbina funcionara al rojo vivo a 675 C. Los experimentos con Betty convencieron al equipo de que cualquier tipo de tubería entre secciones conducía a pérdidas inaceptables, por lo que el concepto de "motor distribuido" para el que se construyó Betty probablemente sería ineficiente. Al mismo tiempo, se decidió que las relaciones de presión generales del orden de 5:1 serían suficientes para los motores a corto plazo, por lo que se decidió abandonar el enfoque de dos carretes por el momento.
Durante la construcción, Constant elaboró un nuevo informe, The internal combustión turbina as a prime mover for aircraft (La turbina de combustión interna como motor principal de las aeronaves ), RAE Note E.3546. En ese momento, ya se habían puesto a disposición varias aleaciones de alta temperatura con resistencia a la fluencia hasta 700 °C, y Constant demostró que el uso de estos materiales en un motor produciría lo que ahora se llamaría un turbohélice que superaría a los motores de pistón existentes, excepto a altitudes muy bajas. Además, las mejoras continuas en estos metales permitirían mejoras en las relaciones de compresión que lo llevarían a ser completamente superior a los motores de pistón en todos los aspectos. El informe también señaló que un motor de este tipo sería considerablemente menos complejo que un motor de pistón de potencia similar y, por lo tanto, más confiable.
Basándose en el trabajo con Betty y el informe de Constant, ARC dio al equipo el visto bueno para construir un motor turbohélice completo. El nuevo diseño D.11 Doris consistía en una sección de compresor de 17 etapas/turbina de 8 etapas más grande, similar al Betty, y una turbina de baja presión de 5 etapas mecánicamente separada para impulsar la hélice. Diseñado para proporcionar unos 2000 hp, la construcción del Doris comenzó en 1940.
En ese momento, los diseños de compresores centrífugos de Whittle ya estaban en pleno funcionamiento y se estaban haciendo planes para iniciar la producción de los primeros modelos. El progreso había sido tan rápido que el argumento de Whittle de que el diseño centrífugo era mecánicamente superior a los diseños axiales parecía confirmado. Para colmo de males, en junio de 1939 Griffith dejó el equipo y empezó a trabajar en Rolls-Royce . En Rolls, volvió a sus diseños anteriores de "contraflujo" y finalmente produjo un diseño de ese tipo en 1944, pero el concepto se abandonó por ser demasiado complejo.
Así, incluso mientras se construía el Doris, los éxitos de Whittle hicieron que se lo considerara obsoleto y el trabajo avanzó lentamente. No fue hasta 1941 cuando el compresor Doris comenzó a funcionar y, en las pruebas, demostró una serie de problemas relacionados con el flujo de aire a alta velocidad que no se pudieron probar en el sistema de túnel de viento en cascada anterior. Se construyó una nueva versión de alta velocidad para probar estos problemas y, más tarde en 1941, se agregaron nuevas palas para solucionar los problemas. Entonces, el concepto Doris se abandonó.
Antes de que comenzara la construcción del Doris, el equipo de RAE ya había centrado su atención en el problema de entregar un motor "a reacción puro" utilizable lo más rápido posible. Los diseños anteriores se habían construido con la suposición de que el flujo de aire general debía mantenerse lo más bajo posible y que la energía se extraería a través de una hélice. Esto no era apropiado para un motor a reacción puro, donde el flujo de aire también proporciona el empuje. Se diseñó una nueva sección de compresor de 9 etapas conocida como Freda , que aumentó de tamaño a poco más de 22 pulgadas de diámetro y proporcionó un flujo de aire de 50 lb/s y una relación de compresión de aproximadamente 4:1.
Freda demostró ser un éxito y en diciembre de 1939 se le instaló una sección de turbina para convertirse en el primer turborreactor axial autónomo de Inglaterra, el F.1 , que proporcionaba 2150 lbf. La atención se centró inmediatamente en un diseño ligeramente más grande, el F.1A de 2690 lbf. Hubo una serie de cambios de detalle, incluida la eliminación de la refrigeración por agua para la turbina y varias ampliaciones para aumentar el flujo de masa de las 38 lb/s del F.1 a 47,5 lb/s, más cerca del concepto de diseño original de Freda.
Cuando la atención se centró en un diseño de producción, Constant comenzó a organizar socios industriales con la capacidad de fabricación para establecer la producción en serie. En julio de 1940, Metropolitan-Vickers (Metrovick) se unió al esfuerzo, ya que era un importante fabricante de turbinas de vapor y sería ideal para una rápida ampliación. El F.1A fue entregado a Metrovick en julio de 1940 y comenzó un esfuerzo de producción como el F.2 .
La RAE continuó trabajando en el diseño de compresores axiales después del éxito del F.2. El compresor Freda original se amplió más tarde hasta convertirse en Sarah con la adición de otras cinco etapas de baja presión como parte de una colaboración con Armstrong Siddeley , y finalmente se convirtió en el ASX . También trabajaron con la British General Electric Company en una serie de diseños de compresores axiales para otros usos, y hubo cierta exploración de supercargadores basados en compresores axiales conocidos como E.5 . Sin embargo, en este punto, las empresas industriales británicas se habían hecho cargo de gran parte del esfuerzo de investigación y desarrollo, y el equipo de la RAE ya no era vital para el desarrollo continuo. Más tarde se incorporó a la nacionalizada Power Jets para formar el National Gas Turbine Establishment .
Ninguno de los diseños de RAE llegaría a ser un éxito por sí solo. El diseño F.2 no se puso en producción, aunque una versión ampliada tuvo mucho éxito como Armstrong Siddeley Sapphire . Los complejos diseños de Griffith en Rolls nunca funcionaron correctamente y fueron abandonados, pero dirigió su atención al diseño AJ.65 más simple, similar al F.2 , y produjo el aún más exitoso Rolls-Royce Avon , y más tarde el primer turbofán del mundo , el Rolls-Royce Conway .