Este artículo describe brevemente los componentes y sistemas que se encuentran en los motores a reacción .
Componentes principales de un turborreactor, incluidas referencias a turbofán, turbohélices y turboejes:
Los componentes anteriores, excepto el eje, están vinculados por un parámetro común a todos ellos, el caudal de gas que pasa a través del motor, que es el mismo para todos los componentes al mismo tiempo (como afirmación básica, esta es una aproximación aceptable que ignora la adición de combustible en la cámara de combustión y el sangrado de aire del compresor). [4] Existe un requisito común para todos ellos, desperdiciar la menor cantidad posible del combustible suministrado al motor al contribuir colectivamente a la salida del motor, que es empuje o potencia para una hélice o rotor. Para el flujo a través de conductos, esto significa mantener bajo el número de Mach del flujo (Mn), ya que las pérdidas aumentan con el aumento de Mn. Tener un Mn demasiado alto en la entrada de un conducto es particularmente relevante en conductos donde hay adición de calor, es decir, la cámara de combustión del motor y un postquemador si está instalado, ya que el Mn alcanzaría la velocidad sónica si el Mn de entrada fuera demasiado alto ( flujo de Rayleigh ).
El compresor y la turbina, además de tener que pasar el mismo caudal, giran juntos por lo que las velocidades tienen una relación fija (normalmente igual a no ser que estén conectados con una caja de cambios), y uno impulsa al otro por lo que la potencia de la turbina tiene que ser igual a la del compresor. [4] Al mismo tiempo se tienen que reducir las pérdidas en el compresor y la turbina para que funcionen con una eficiencia aceptable.
El diseño, dimensionamiento y manipulación de las características operativas de los componentes para que funcionen juntos como una unidad se conoce como ajuste. [5]
El rendimiento y la eficiencia de un motor nunca se pueden considerar de forma aislada; por ejemplo, la eficiencia de combustible/distancia de un motor a reacción supersónico alcanza su máximo a aproximadamente Mach 2, mientras que la resistencia del vehículo que lo transporta aumenta según la ley del cuadrado y tiene mucha resistencia adicional en la región transónica. Por lo tanto, la mayor eficiencia de combustible para el vehículo en general se da típicamente a Mach ~0,85.
Para optimizar el motor para su uso previsto, es importante considerar el diseño de la entrada de aire, el tamaño total, el número de etapas del compresor (conjuntos de álabes), el tipo de combustible, el número de etapas de escape, la metalurgia de los componentes, la cantidad de aire de derivación utilizado, por dónde se introduce el aire de derivación y muchos otros factores. Por ejemplo, considere el diseño de la entrada de aire.
La entrada de aire (entrada US [6] ) es un conducto aerodinámico que se extiende desde un labio de entrada hasta el ventilador/compresor del motor. Para las entradas supersónicas con geometría variable, se denomina sistema de admisión, en referencia a la necesidad de gestionar la onda de choque y el flujo interno del conducto mediante superficies de posición variable (rampas o conos) y puertas de derivación. [7] El conducto puede ser parte de la estructura del fuselaje con el labio de entrada en varias ubicaciones (morro de la aeronave - Corsair A-7 , lateral del fuselaje - Dassault Mirage III ), o estar ubicado en una góndola del motor unida al fuselaje ( Grumman F-14 Tomcat , Bombardier CRJ ) o al ala ( Boeing 737 ).
Las entradas de Pitot se utilizan en aeronaves subsónicas. Una entrada de Pitot es poco más que un tubo con un carenado aerodinámico alrededor.
Cuando un avión no está en movimiento y no hay viento, el aire llega a la entrada desde todas las direcciones: directamente delante, desde el costado y desde atrás.
A bajas velocidades aerodinámicas, el tubo de corriente que se aproxima al borde tiene una sección transversal mayor que el área de flujo del borde, mientras que en el número de Mach de vuelo de diseño de la entrada, las dos áreas de flujo son iguales. A altas velocidades de vuelo, el tubo de corriente es más pequeño y el exceso de aire se derrama alrededor del borde.
El radio del labio evita la separación del flujo y la distorsión de la entrada del compresor a bajas velocidades durante la operación con viento cruzado y la rotación de despegue.
Las entradas supersónicas aprovechan las ondas de choque para desacelerar el flujo de aire a una condición subsónica en la entrada del compresor.
Básicamente existen dos formas de ondas de choque:
Una versión de labio afilado de la entrada de Pitot, descrita anteriormente para aplicaciones subsónicas, funciona bastante bien a velocidades de vuelo supersónicas moderadas. Una onda de choque normal separada se forma justo delante del labio de entrada y "sacude" el flujo hasta una velocidad subsónica. Sin embargo, a medida que aumenta la velocidad de vuelo, la onda de choque se vuelve más fuerte, lo que provoca una disminución porcentual mayor en la presión de estancamiento (es decir, una recuperación de presión más deficiente). Un caza supersónico estadounidense temprano, el F-100 Super Sabre , utilizó una entrada de este tipo.
Admisiones supersónicas más avanzadas, excluyendo los tubos de Pitot:
a) Aprovechar una combinación de ondas de choque cónicas y una onda de choque normal para mejorar la recuperación de presión a altas velocidades de vuelo supersónico. Las ondas de choque cónicas se utilizan para reducir el número de Mach supersónico en la entrada de la onda de choque normal, reduciendo así las pérdidas de choque totales resultantes.
b) tener un número de Mach de vuelo de choque en el borde de diseño, donde la onda de choque cónica/oblicua intercepta el borde del capó, lo que permite que el área de captura del tubo de corriente sea igual al área del borde de admisión. Sin embargo, por debajo del número de Mach de vuelo de choque en el borde, el ángulo de la onda de choque es menos oblicuo, lo que hace que la línea de corriente que se aproxima al borde se desvíe por la presencia del cono/rampa. En consecuencia, el área de captura de admisión es menor que el área del borde de admisión, lo que reduce el flujo de aire de admisión. Dependiendo de las características del flujo de aire del motor, puede ser deseable reducir el ángulo de la rampa o mover el cono hacia atrás para reenfocar las ondas de choque sobre el borde del capó para maximizar el flujo de aire de admisión.
c) están diseñados para tener un choque normal en el conducto aguas abajo del labio de admisión, de modo que el flujo en la entrada del compresor/ventilador sea siempre subsónico. Esta entrada se conoce como entrada de compresión mixta. Sin embargo, surgen dos dificultades para estas entradas: una ocurre durante la aceleración del motor mientras que la otra ocurre cuando cambia la velocidad de la aeronave (o Mach). Si se reduce la aceleración del motor, hay una reducción en el flujo de aire corregido (o adimensional) del compresor/ventilador LP, pero (en condiciones supersónicas) el flujo de aire corregido en el labio de admisión permanece constante, porque está determinado por el número de Mach de vuelo y la incidencia/guiñada de admisión. Esta discontinuidad se supera mediante el choque normal que se mueve a un área de sección transversal más baja en el conducto, para disminuir el número de Mach en la entrada a la onda de choque. Esto debilita la onda de choque, mejorando la recuperación general de la presión de admisión. Por lo tanto, el flujo de aire absoluto permanece constante, mientras que el flujo de aire corregido en la entrada del compresor disminuye (debido a una presión de entrada más alta). El exceso de flujo de aire de admisión también puede descargarse por la borda o hacia el sistema de escape, para evitar que las ondas de choque cónicas/oblicuas se vean perturbadas por el choque normal que se fuerza demasiado hacia adelante por la aceleración del motor.
La segunda dificultad se produce cuando cambia el número de Mach del avión. El flujo de aire tiene que ser el mismo en el labio de admisión, en la garganta y en el motor. Esta afirmación es una consecuencia de la conservación de la masa . Sin embargo, el flujo de aire no suele ser el mismo cuando cambia la velocidad supersónica del avión. Esta dificultad se conoce como el problema de adaptación del flujo de aire, que se resuelve con diseños de entrada más complicados que los típicos de las entradas subsónicas. Por ejemplo, para adaptar el flujo de aire, se puede hacer variable una garganta de entrada supersónica y se puede desviar algo de aire alrededor del motor y luego bombearlo como aire secundario mediante una boquilla eyectora. [8] Si el flujo de entrada no es adaptado, puede volverse inestable y la onda de choque normal en la garganta se mueve repentinamente hacia adelante más allá del labio, lo que se conoce como desconexión de la entrada . [9] La resistencia al derrame es alta y la recuperación de presión baja con solo una onda de choque plana en lugar del conjunto normal de ondas de choque oblicuas. En la instalación del SR-71, el motor continuaría funcionando aunque a veces se produjera una explosión del postquemador. [10]
Una entrada de tipo Ferri, que utilizaba un borde prominente y en flecha hacia adelante, una configuración también utilizada para las entradas de la raíz del ala. [11] Las aeronaves notables que utilizaron este ejemplo fueron el Republic AP-75, el XF-103 , el F-105 , el XF8U-3 y el misil de crucero SSM-N-9 Regulus II . [12]
Muchos aviones de combate supersónicos de segunda generación contaban con un cono de entrada , que se utilizaba para formar la onda de choque cónica. Este tipo de cono de entrada se ve claramente en la parte delantera de los aviones English Electric Lightning y MiG-21 , por ejemplo.
El mismo enfoque se puede utilizar para las tomas de aire montadas en el lateral del fuselaje, donde un medio cono cumple la misma función con una toma de aire semicircular, como se ve en el F-104 Starfighter y el BAC TSR-2 .
Algunas tomas son bicónicas , es decir, tienen dos superficies cónicas: la primera se complementa con una segunda superficie cónica menos oblicua, que genera una onda de choque cónica adicional, que irradia desde la unión entre los dos conos. Una toma bicónica suele ser más eficiente que la toma cónica equivalente, porque el número de Mach de entrada al choque normal se reduce por la presencia de la segunda onda de choque cónica.
La entrada del SR-71 tenía una punta cónica traslacional que controlaba las posiciones de las ondas de choque para brindar la máxima recuperación de presión. [13]
En el caso de las tomas rectangulares, la forma equivalente de generar el sistema de choque requerido, en comparación con los cuerpos cónicos de toma circular, es mediante el uso de rampas. Una rampa provoca una desviación abrupta del flujo de aire en el flujo supersónico, al igual que la presencia de una superficie cónica.
En la entrada del F-4 Phantom se utilizaron dos rampas verticales , la primera con un ángulo de cuña fijo de 10 grados y la segunda con una desviación adicional variable por encima de Mach 1,2. [14] En las entradas del Concorde se utilizaron rampas horizontales .
Una entrada supersónica sin desviador (DSI) consta de una "protuberancia" y una cubierta de entrada barrida hacia adelante, que funcionan juntas para desviar el flujo de aire de la capa límite lejos del motor de la aeronave mientras comprimen el aire para reducir su velocidad desde la supersónica. La DSI se puede utilizar para reemplazar los métodos convencionales de control del flujo de aire supersónico y de la capa límite. Las DSI se pueden utilizar para reemplazar la rampa de entrada y el cono de entrada , que son más complejos, pesados y costosos. [15]
Los compresores axiales se basan en álabes giratorios que tienen secciones aerodinámicas, similares a las alas de los aviones. Al igual que con las alas de los aviones, en algunas condiciones los álabes pueden entrar en pérdida. Si esto sucede, el flujo de aire alrededor del compresor parado puede invertir su dirección violentamente. Cada diseño de compresor tiene un mapa operativo asociado de flujo de aire versus velocidad de rotación para las características peculiares de ese tipo (ver mapa del compresor ).
En una condición de aceleración dada, el compresor opera en algún punto de la línea de funcionamiento en estado estable. Desafortunadamente, esta línea de funcionamiento se desplaza durante los transitorios. Muchos compresores están equipados con sistemas antibloqueo en forma de bandas de purga o estatores de geometría variable para reducir la probabilidad de sobretensión. Otro método es dividir el compresor en dos o más unidades, que operan en ejes concéntricos separados.
Otra consideración de diseño es la carga de etapa promedio . Esta se puede mantener en un nivel razonable ya sea aumentando la cantidad de etapas de compresión (más peso/costo) o la velocidad media de la pala (más tensión en la pala/disco).
Aunque los compresores de gran caudal suelen ser totalmente axiales, las etapas traseras de las unidades más pequeñas son demasiado pequeñas para ser robustas. En consecuencia, estas etapas suelen sustituirse por una única unidad centrífuga. Los compresores de caudal muy pequeño suelen emplear dos compresores centrífugos conectados en serie. Aunque, de forma aislada, los compresores centrífugos pueden funcionar a relaciones de presión bastante elevadas (p. ej., 10:1), las consideraciones relacionadas con la tensión del impulsor limitan la relación de presión que se puede emplear en ciclos de motor con una relación de presión general elevada.
Aumentar la relación de presión general implica aumentar la temperatura de salida del compresor de alta presión. Esto implica una mayor velocidad del eje de alta presión para mantener el número de Mach de la punta del álabe de referencia en la etapa del compresor trasero. Sin embargo, las consideraciones de estrés pueden limitar el aumento de la velocidad del eje, lo que hace que el compresor original se reduzca aerodinámicamente a una relación de presión inferior a la de referencia.
La primera parte de la cámara de combustión es un aumento de área (difusor) para reducir la velocidad del aire que sale del compresor, ya que una velocidad de entrada demasiado alta a un conducto con adición de calor (una cámara de combustión) causaría pérdidas de presión inaceptablemente altas. La velocidad sigue siendo demasiado alta para que una llama se mantenga en su lugar, por lo que se debe proporcionar una zona de combustión protegida (conocida como zona primaria) utilizando, por ejemplo, un soporte de llama . Después de que el aire necesario para la combustión ha entrado en la parte delantera de la lata, entra más aire a través de muchos orificios pequeños en las paredes de la lata para proporcionar refrigeración de las paredes con una película de aire más frío para aislar las superficies metálicas con una barrera térmica protectora . [16]
Como la turbina no puede soportar las temperaturas estequiométricas (una relación de mezcla de alrededor de 15:1) en la zona de combustión, el aire del compresor que queda después de suministrar la zona primaria y la película de enfriamiento de la pared, y conocido como aire de dilución, se utiliza para reducir la temperatura del gas en la entrada de la turbina a un nivel aceptable (se utiliza una relación de mezcla general de entre 45:1 y 130:1 [17] ).
Las configuraciones de la cámara de combustión incluyen cámara de combustión tipo lata, cámara anular y cámara-anular.
Los motores de cohetes, al no ser un "motor de conducto", tienen sistemas de combustión bastante diferentes y la relación de mezcla suele ser mucho más cercana a la estequiométrica en la cámara principal. Estos motores generalmente carecen de soportes de llama y la combustión se produce a temperaturas mucho más altas, al no haber turbina aguas abajo. Sin embargo, los motores de cohetes líquidos emplean con frecuencia quemadores separados para alimentar turbobombas y estos quemadores generalmente funcionan muy lejos de la estequiométrica para reducir las temperaturas de la turbina en la bomba.
Debido a que una turbina se expande desde una presión alta a una baja, no se producen picos de presión ni paradas de la turbina. La turbina necesita menos etapas que el compresor, principalmente porque la temperatura de entrada más alta reduce el deltaT/T (y, por lo tanto, la relación de presiones) del proceso de expansión. Los álabes tienen más curvatura y las velocidades de la corriente de gas son más altas.
Sin embargo, los diseñadores deben evitar que las palas y los álabes de la turbina se fundan en un entorno de alta temperatura y estrés. Por lo tanto, el aire de purga extraído del sistema de compresión se utiliza a menudo para enfriar las palas/álabes de la turbina internamente. Otras soluciones son materiales mejorados y/o revestimientos aislantes especiales . Los discos deben tener una forma especial para soportar las enormes tensiones impuestas por las palas giratorias. Toman la forma de impulso, reacción o combinación de impulso-reacción. Los materiales mejorados ayudan a mantener bajo el peso del disco.
Los postquemadores aumentan el empuje quemando combustible adicional en el tubo de inyección detrás del motor.
La tobera propulsora convierte una turbina de gas o un generador de gas en un motor a reacción . La potencia disponible en el escape de la turbina de gas se convierte en un chorro propulsor de alta velocidad mediante la tobera. La potencia se define por los valores típicos de presión manométrica y temperatura para un turborreactor de 20 psi (140 kPa) y 1000 °F (538 °C). [18]
Estos consisten en copas que oscilan a lo largo del extremo de la tobera de escape y desvían el empuje del chorro hacia adelante (como en el DC-9), o son dos paneles detrás de la cubierta que se deslizan hacia atrás e invierten solo el empuje del ventilador (el ventilador produce la mayor parte del empuje). La redirección del aire del ventilador se realiza mediante dispositivos llamados "puertas bloqueadoras" y "álabes en cascada". Este es el caso de muchos aviones grandes como el 747, C-17, KC-10, etc. Si estás en un avión y escuchas que los motores aumentan la potencia después del aterrizaje, generalmente se debe a que se despliegan los inversores de empuje. Los motores no están girando en reversa, como el término puede hacerte creer. Los inversores se utilizan para reducir la velocidad del avión más rápidamente y reducir el desgaste de los frenos de las ruedas.
Todos los motores a reacción requieren gases a alta temperatura para lograr una buena eficiencia, que normalmente se logra quemando combustible de hidrocarburos o hidrógeno. Las temperaturas de combustión pueden alcanzar los 3500 K (5841 F) en los cohetes, muy por encima del punto de fusión de la mayoría de los materiales, pero los motores a reacción que respiran aire normalmente utilizan temperaturas bastante más bajas.
Se emplean sistemas de enfriamiento para mantener la temperatura de las partes sólidas por debajo de la temperatura de falla.
Las turbinas de gas tienen un sistema de aire secundario que es fundamental para el funcionamiento del motor. Proporciona aire de refrigeración a las turbinas, flujo de aire hacia las cavidades de los cojinetes para evitar que el aceite se escape y presurización de las cavidades para garantizar que las cargas de empuje del rotor proporcionen una vida útil aceptable a los cojinetes de empuje.
El aire, que sale por la salida del compresor, pasa por la cámara de combustión y se inyecta en el borde del disco giratorio de la turbina. A continuación, el aire de refrigeración pasa por conductos complejos dentro de los álabes de la turbina. Después de eliminar el calor del material de los álabes, el aire (ahora bastante caliente) se ventila, a través de orificios de refrigeración, hacia la corriente de gas principal. El aire de refrigeración de los álabes de la turbina sufre un proceso similar.
Enfriar el borde delantero de la pala puede resultar difícil, porque la presión del aire de refrigeración justo dentro del orificio de refrigeración puede no ser muy diferente de la del flujo de gas que se aproxima. Una solución es incorporar una placa de cubierta en el disco. Esta actúa como un compresor centrífugo para presurizar el aire de refrigeración antes de que entre en la pala. Otra solución es utilizar un sello de borde de turbina ultraeficiente para presurizar el área por donde el aire de refrigeración pasa al disco giratorio.
Los sellos se utilizan para evitar fugas de aceite, controlar el aire para enfriamiento y evitar flujos de aire perdidos en las cavidades de la turbina.
Una serie de sellos (por ejemplo, de laberinto) permiten que un pequeño flujo de aire de purga lave el disco de la turbina para extraer calor y, al mismo tiempo, presurizar el sello del borde de la turbina, para evitar que los gases calientes ingresen a la parte interna del motor. Otros tipos de sellos son hidráulicos, de cepillo, de carbono, etc.
También se utilizan pequeñas cantidades de aire purgado del compresor para enfriar el eje, las cubiertas de la turbina, etc. También se utiliza algo de aire para mantener la temperatura de las paredes de la cámara de combustión por debajo de un valor crítico. Esto se hace mediante orificios de ventilación primarios y secundarios que permiten que una fina capa de aire cubra las paredes internas de la cámara, evitando un calentamiento excesivo.
La temperatura de salida depende del límite superior de temperatura de la turbina, según el material. Reducir la temperatura también evitará la fatiga térmica y, por lo tanto, las fallas. Los accesorios también pueden necesitar sus propios sistemas de enfriamiento que utilicen aire del compresor o aire exterior.
El aire de las etapas del compresor también se utiliza para calentar el ventilador, para proteger el fuselaje del hielo y para calentar la cabina. La etapa de la que se purga depende de las condiciones atmosféricas a esa altitud.
Un tubo de derivación es un componente, que generalmente se encuentra en los turborreactores, que es un tubo externo que canaliza el aire desde el compresor hasta la boquilla de propulsión y la sección de postcombustión. [19] Ejemplos notables que utilizan tubos de derivación son el Brandner E-300 , el Rolls-Royce Olympus y el Pratt & Whitney J58, el más común.
Además de suministrar combustible al motor, el sistema de combustible también se utiliza para controlar las velocidades de la hélice, el flujo de aire del compresor y el aceite lubricante frío. El combustible se introduce normalmente mediante un pulverizador atomizado, cuya cantidad se controla automáticamente en función de la velocidad del flujo de aire.
Por lo tanto, la secuencia de eventos para aumentar el empuje es la siguiente: se abre el acelerador y aumenta la presión de pulverización de combustible, lo que aumenta la cantidad de combustible que se quema. Esto significa que los gases de escape están más calientes y, por lo tanto, se expulsan a mayor aceleración, lo que significa que ejercen mayores fuerzas y, por lo tanto, aumentan directamente el empuje del motor. También aumenta la energía extraída por la turbina, que impulsa el compresor aún más rápido y, por lo tanto, también aumenta el flujo de aire hacia el motor.
Obviamente, lo que importa es la tasa de masa del flujo de aire, ya que es el cambio en el momento (masa x velocidad) lo que produce la fuerza. Sin embargo, la densidad varía con la altitud y, por lo tanto, la entrada de masa también variará con la altitud, la temperatura, etc., lo que significa que los valores del acelerador variarán de acuerdo con todos estos parámetros sin cambiarlos manualmente.
Por eso el caudal de combustible se controla automáticamente. Normalmente hay dos sistemas, uno para controlar la presión y otro para controlar el caudal. Las entradas suelen proceder de sondas de presión y temperatura de la admisión y de varios puntos del motor. También se requieren entradas del acelerador, velocidad del motor, etc. Estas afectan a la bomba de combustible de alta presión.
El empuje del motor debe mantenerse o variarse a voluntad del piloto, variando el caudal de combustible, pero debe hacerse sin sobrepasar ningún límite que pueda dañar el motor o provocar una extinción (es necesario mantener una mezcla combustible en las cámaras de combustión para evitar una extinción por mezcla pobre o rica). Antes de que se desarrollaran los controles electrónicos del motor, se utilizaban unidades hidromecánicas complejas para implementar estos requisitos.
A continuación se explican algunas funciones de la HMU para los sistemas de control de combustible en los años 60. El flujo de combustible depende del área de una restricción variable en un tubo de combustible (una válvula de mariposa cuyo área es ajustada por el piloto) y de la caída de presión a través de ella. La HMU debe mantener la caída de presión para que la válvula de mariposa del piloto controle el flujo de combustible. El combustible debe reducirse con la altitud para mantener la misma relación aire/combustible, ya que la presión ambiental más baja significa menos peso de aire que ingresa al motor (los primeros controles del motor usaban un barostato o control de presión barométrica según el tipo de bomba de combustible, de desplazamiento fijo o variable). [20] Cuando el piloto desea más empuje, la tasa de aumento del flujo de combustible que se produce al mover la palanca de empuje (acelerador) no debe ser demasiado grande, pero al mismo tiempo debe ser suficiente para acelerar el motor rápidamente sin detener el compresor. Al reducir el empuje, la tasa a la que disminuye el combustible no debe ser demasiado rápida o se producirá un apagado. A altas velocidades del motor, se debe evitar el exceso de velocidad y de temperatura (que supere el máximo permitido) para evitar daños en las palas de la turbina. [21] Un ejemplo de una HMU, aunque se denomina Control Constante de Velocidad Total (CASC), fue el control de combustible Rolls-Royce/Lucas utilizado en el Rolls-Royce Spey . Realizaba todas las funciones anteriores, además de mantener la velocidad del eje de alta presión (siendo el parámetro de control básico) seleccionado por el piloto para la mayoría de las condiciones de vuelo posteriores, se evitaba que la velocidad del eje de baja presión excediera su límite de velocidad aerodinámica (N/sqrtT) que ocurre a bajas temperaturas de entrada, la presión máxima en el motor, que se producía en días fríos, para preservar la vida útil por fatiga de las carcasas. [22]
A continuación se describe un control de combustible reciente, que se utiliza en un motor CFM International CFM56 5B, instalado en un Airbus A320, que tiene un FADEC que controla y calcula todas las funciones que antes realizaba una HMU. Todavía se requiere una HMU porque se necesitan actuadores eléctricos ( motores de par o motores paso a paso ) para convertir las señales digitales del FADEC en cambios en el flujo de combustible. La HMU tiene que implementar lo siguiente: la restricción variable (llamada válvula dosificadora de combustible FMV) y la caída de presión a través de ella (utilizando una válvula de derivación entre la bomba de combustible de alta presión y la FMV). La caída de presión se mantiene constante, por lo que el flujo de combustible a la boquilla de combustible solo depende de la posición de la FMV. La solicitud de combustible de la palanca de empuje del piloto es solo una de las solicitudes que se envían al FADEC para posicionar la FMV. Otras, como la velocidad del rotor de HP, modificarán la solicitud del piloto según sea necesario antes de enviar una señal al motor de par que establece la posición de la FMV. La HMU también envía señales hidráulicas de combustible mediante motores de torque individuales controlados por FADEC a los actuadores para los álabes del estator variable, el control de holgura de la turbina de baja y alta presión, el control de holgura del compresor de alta presión y un motor para las válvulas de purga variable. [23]
Las bombas de combustible suelen estar presentes para elevar la presión del combustible por encima de la presión en la cámara de combustión para que se pueda inyectar el combustible. Las bombas de combustible suelen estar accionadas por el eje principal, a través de engranajes.
Las turbobombas son bombas centrífugas que giran mediante turbinas de gas y se utilizan para elevar la presión del propulsor por encima de la presión en la cámara de combustión para que pueda inyectarse y quemarse. Las turbobombas se utilizan muy comúnmente en cohetes, pero también se sabe que los estatorreactores y los turborreactores las utilizan. Los gases de accionamiento de la turbobomba se generan normalmente en cámaras separadas con combustión no estequiométrica y el flujo de masa relativamente pequeño se descarga a través de una boquilla especial o en un punto de la boquilla principal; ambos causan una pequeña reducción en el rendimiento. En algunos casos (notablemente en el motor principal del transbordador espacial ) se utiliza la combustión por etapas y el escape de los gases de la bomba se devuelve a la cámara principal, donde se completa la combustión y, esencialmente, no se produce ninguna pérdida de rendimiento debido a las pérdidas de bombeo.
Las turbobombas estatorreactores utilizan aire a presión que se expande a través de una turbina.
El sistema de combustible, como se explicó anteriormente, es uno de los dos sistemas necesarios para el arranque del motor. El otro es el encendido propiamente dicho de la mezcla de aire y combustible en la cámara. Normalmente, para arrancar los motores se utiliza una unidad de potencia auxiliar . Esta tiene un motor de arranque que transmite un par elevado a la unidad compresora. Cuando se alcanza la velocidad óptima, es decir, el flujo de gas a través de la turbina es suficiente, las turbinas toman el control.
Existen varios métodos de arranque diferentes, como eléctrico , hidráulico , neumático , etc.
El motor de arranque eléctrico funciona con engranajes y una placa de embrague que une el motor y el motor. El embrague se utiliza para desacoplar el motor cuando se alcanza la velocidad óptima. Esto suele hacerse de forma automática. El suministro eléctrico se utiliza para arrancar el motor y para el encendido. El voltaje suele acumularse lentamente a medida que el motor de arranque gana velocidad.
Algunas aeronaves militares necesitan arrancar más rápido de lo que permite el método eléctrico y por eso utilizan otros métodos como un arrancador de turbina de cartucho o "arrancador de carro". Se trata de una turbina de impulso que funciona con gases quemados de un cartucho, generalmente creados al encender un propulsor sólido similar a la pólvora. Está engranado para hacer girar el motor y también conectado a un sistema de desconexión automática o embrague de rueda libre. El cartucho se enciende eléctricamente y se utiliza para hacer girar la turbina del arrancador.
Otro sistema de arranque de turbina es casi exactamente como un pequeño motor. Nuevamente, la turbina está conectada al motor a través de engranajes. Sin embargo, la turbina gira mediante la quema de gases; por lo general, el combustible es nitrato de isopropilo (o, a veces, hidracina) almacenado en un tanque y rociado en una cámara de combustión. Nuevamente, se enciende con una bujía. Todo se controla eléctricamente, como la velocidad, etc.
La mayoría de los aviones comerciales y los grandes aviones de transporte militar suelen utilizar lo que se denomina una unidad de potencia auxiliar (APU). Normalmente se trata de una pequeña turbina de gas. Por tanto, se podría decir que utilizar una APU de este tipo es utilizar una pequeña turbina de gas para poner en marcha una más grande. El aire de baja presión (40–70 psi o 280–480 kPa) y de gran volumen procedente de la sección del compresor de la APU se purga a través de un sistema de tuberías hasta los motores, donde se dirige al sistema de arranque. Este aire purgado se dirige a un mecanismo para poner en marcha el motor y empezar a aspirar aire. El motor de arranque suele ser de tipo turbina de aire, similar al de cartucho, pero utiliza el aire purgado de la APU en lugar de los gases de combustión del cartucho de propulsor. La mayoría de los arrancadores de cartucho también pueden utilizar el aire de la APU para hacerlos girar. Cuando la velocidad de rotación del motor es suficiente para aspirar suficiente aire para mantener la combustión, se introduce el combustible y se enciende. Una vez que el motor se enciende y alcanza la velocidad de ralentí, se apagan los sistemas de aire purgado y de encendido.
Las APU de aviones como el Boeing 737 y el Airbus A320 se pueden ver en el extremo posterior del avión. Esta es la ubicación típica de una APU en la mayoría de los aviones comerciales, aunque algunas pueden estar dentro de la raíz del ala ( Boeing 727 ) o en la parte trasera del fuselaje ( DC-9 / MD80 ), por ejemplo, y algunos transportes militares llevan sus APU en uno de los compartimentos del tren de aterrizaje principal ( C-141 ).
Algunas APU están montadas sobre carros con ruedas, de modo que se pueden remolcar y utilizar en diferentes aeronaves. Están conectadas mediante una manguera a los conductos de la aeronave, que incluyen una válvula de retención para permitir que el aire de la APU fluya hacia la aeronave, mientras que no permite que el aire purgado del motor principal salga por el conducto.
Las APU también proporcionan suficiente energía para mantener las luces de la cabina, la presión y otros sistemas encendidos mientras los motores están apagados. Las válvulas que se utilizan para controlar el flujo de aire suelen estar controladas eléctricamente y se cierran automáticamente a una velocidad predeterminada. Como parte de la secuencia de arranque de algunos motores, el combustible se combina con el aire suministrado y se quema en lugar de utilizar solo aire. Esto suele producir más potencia por unidad de peso.
Normalmente, una APU arranca con su propio motor de arranque eléctrico, que se apaga automáticamente cuando alcanza la velocidad adecuada. Cuando el motor principal arranca y alcanza las condiciones adecuadas, esta unidad auxiliar se apaga y se desconecta lentamente.
También se pueden utilizar bombas hidráulicas para arrancar algunos motores mediante engranajes. Las bombas se controlan eléctricamente desde el suelo.
Una variante de este sistema es la APU instalada en un Boeing F/A-18 Hornet; se pone en marcha mediante un motor hidráulico, que a su vez recibe energía almacenada en un acumulador. Este acumulador se recarga después de que se pone en marcha el motor derecho y desarrolla presión hidráulica, o mediante una bomba manual en el hueco del tren de aterrizaje principal derecho.
Una bala de morro es un componente de un turborreactor que se utiliza para desviar el aire hacia la entrada, delante del mecanismo de transmisión de accesorios y para alojar el motor de arranque. [24] [25] [26] [27] [28]
Normalmente, hay dos bujías de encendido en diferentes posiciones en el sistema de combustión. Se utiliza una chispa de alto voltaje para encender los gases. El voltaje se almacena a partir de un suministro de bajo voltaje (normalmente 28 V CC) proporcionado por las baterías del avión. Se acumula hasta el valor correcto en los excitadores de encendido (similares a las bobinas de encendido de los automóviles) y luego se libera como una chispa de alta energía. Dependiendo de diversas condiciones, como volar bajo una lluvia intensa, el encendedor continúa proporcionando chispas para evitar que la combustión falle si la llama del interior se apaga. Por supuesto, en el caso de que la llama se apague, debe haber un dispositivo para volver a encenderse. Existe un límite de altitud y velocidad del aire a la que un motor puede obtener un reencendido satisfactorio.
Por ejemplo, el General Electric F404-400 utiliza un encendedor para la cámara de combustión y otro para el postquemador; el sistema de encendido para el A/B incorpora un sensor de llama ultravioleta para desactivar el encendedor después de detectar el apagado con el mínimo combustible.
La mayoría de los sistemas de encendido modernos proporcionan suficiente energía (20–40 kV) para ser un peligro letal si una persona entra en contacto con el cable eléctrico cuando se activa el sistema, por lo que la comunicación en equipo es vital cuando se trabaja en estos sistemas.
Un sistema de lubricación sirve para garantizar la lubricación de los cojinetes y engranajes y para mantener temperaturas suficientemente bajas, principalmente eliminando la fricción. El lubricante también se puede utilizar para enfriar otras piezas, como paredes y otros elementos estructurales, directamente mediante flujos de aceite dirigidos. El sistema de lubricación también transporta partículas de desgaste desde el interior del motor y las enjuaga a través de un filtro para mantener limpios el aceite y los componentes humedecidos con aceite.
El lubricante se aísla de las partes externas del motor mediante diversos mecanismos de sellado, que también evitan que la suciedad y otros objetos extraños contaminen el aceite y lleguen a los cojinetes, engranajes y otras piezas móviles, y normalmente fluye en un bucle (no se consume intencionalmente a través del uso del motor). El lubricante debe poder fluir fácilmente a temperaturas relativamente bajas y no desintegrarse ni descomponerse a temperaturas muy altas.
Generalmente, el sistema de lubricación tiene subsistemas que se ocupan individualmente del sistema de suministro de lubricación de un motor, el barrido (sistema de retorno de aceite) y un respiradero (que ventila el exceso de aire de los compartimentos internos).
Los componentes del sistema de presión suelen incluir un tanque de aceite y un desaireador , una bomba de aceite principal , un filtro de aceite principal/válvula de derivación del filtro , una válvula reguladora de presión (PRV) , un enfriador de aceite/válvula de derivación y tuberías/surtidores.
Por lo general, el flujo va desde el tanque hasta la entrada de la bomba y la PRV, se bombea al filtro de aceite principal o su válvula de derivación y el enfriador de aceite, y luego pasa por algunos filtros más hasta los surtidores en los cojinetes.
El uso del método de control PRV significa que la presión del aceite de alimentación debe estar por debajo de un valor crítico (normalmente controlado por otras válvulas que pueden hacer que el exceso de aceite se escape de vuelta al tanque si supera el valor crítico). La válvula se abre a una determinada presión y el aceite se mantiene en movimiento a un ritmo constante hacia la cámara de cojinetes.
Si aumenta la potencia del motor, la presión dentro de la cámara de cojinetes también suele aumentar, lo que significa que la diferencia de presión entre la alimentación de lubricante y la cámara se reduce, lo que podría reducir el caudal de aceite cuando se necesita aún más. Como resultado, algunas PRV pueden ajustar sus valores de fuerza de resorte utilizando este cambio de presión en la cámara de cojinetes de manera proporcional para mantener constante el flujo de lubricante.
La mayoría de los motores a reacción se controlan digitalmente mediante sistemas de control electrónico digital de autoridad total , sin embargo algunos sistemas utilizan dispositivos mecánicos.
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