El turborreactor es un motor a reacción que respira aire y se utiliza normalmente en aviones. Consta de una turbina de gas con una tobera propulsora . La turbina de gas tiene una entrada de aire que incluye paletas guía de entrada, un compresor, una cámara de combustión y una turbina (que acciona el compresor). El aire comprimido del compresor se calienta quemando combustible en la cámara de combustión y luego se le permite expandirse a través de la turbina. Luego, el escape de la turbina se expande en la boquilla propulsora, donde se acelera a alta velocidad para proporcionar empuje. [1] Dos ingenieros, Frank Whittle en el Reino Unido y Hans von Ohain en Alemania , desarrollaron el concepto de forma independiente en motores prácticos a finales de la década de 1930.
Los turborreactores tienen poca eficiencia a bajas velocidades del vehículo, lo que limita su utilidad en vehículos distintos de los aviones. Los motores turborreactores se han utilizado en casos aislados para propulsar vehículos distintos de los aviones, normalmente para intentar batir récords de velocidad en tierra . Cuando los vehículos funcionan con "turbinas", esto se hace más comúnmente mediante el uso de un motor de turboeje , un desarrollo del motor de turbina de gas en el que se utiliza una turbina adicional para impulsar un eje de salida giratorio. Son habituales en helicópteros y aerodeslizadores. Se utilizaron turborreactores en el Concorde y en las versiones de mayor alcance del Tu-144 , que debían pasar un largo período viajando de forma supersónica. Los turborreactores siguen siendo comunes en los misiles de crucero de alcance medio , debido a su alta velocidad de escape, su pequeña área frontal y su relativa simplicidad. También se siguen utilizando en algunos cazas supersónicos como el MiG-25 , pero la mayoría pasa poco tiempo viajando de forma supersónica, por lo que emplean turbofanes y postquemadores para aumentar la velocidad de escape para carreras supersónicas.
La primera patente para el uso de una turbina de gas para propulsar un avión fue presentada en 1921 por el francés Maxime Guillaume . [2] Su motor iba a ser un turborreactor de flujo axial, pero nunca se construyó, ya que habría requerido avances considerables sobre el estado del arte en compresores. [3]
En 1928, el cadete británico de la RAF College Cranwell [4] Frank Whittle presentó formalmente sus ideas para un turborreactor a sus superiores. En octubre de 1929 desarrolló aún más sus ideas. [5] El 16 de enero de 1930, en Inglaterra, Whittle presentó su primera patente (concedida en 1932). [6] La patente mostraba un compresor axial de dos etapas que alimentaba un compresor centrífugo de un solo lado . Los compresores axiales prácticos fueron posibles gracias a las ideas de AA Griffith en un artículo fundamental de 1926 ("Una teoría aerodinámica del diseño de turbinas"). Más tarde, Whittle se concentró únicamente en el compresor centrífugo más simple, por diversas razones prácticas. Un motor Whittle fue el primer turborreactor que funcionó, el Power Jets WU , el 12 de abril de 1937. Funcionaba con combustible líquido. El equipo de Whittle estuvo a punto de entrar en pánico durante los primeros intentos de arranque cuando el motor aceleró fuera de control a una velocidad relativamente alta a pesar de que se cortó el suministro de combustible. Posteriormente se descubrió que el combustible se había filtrado en la cámara de combustión durante las comprobaciones previas al arranque del motor y se había acumulado en charcos, por lo que el motor no dejaba de acelerar hasta que se había quemado todo el combustible filtrado. Whittle no pudo interesar al gobierno en su invento y el desarrollo continuó a un ritmo lento.
En Alemania, Hans von Ohain patentó un motor similar en 1935. Su diseño, un motor de flujo axial, a diferencia del motor de flujo centrífugo de Whittle, fue finalmente adoptado por la mayoría de los fabricantes en la década de 1950. [7] [8]
El 27 de agosto de 1939, el Heinkel He 178 , propulsado por el diseño de von Ohain, se convirtió en el primer avión del mundo en volar utilizando el empuje de un motor turborreactor. Fue pilotado por el piloto de pruebas Erich Warsitz . [9] El Gloster E.28/39 (también conocido como "Gloster Whittle", "Gloster Pioneer" o "Gloster G.40") realizó el primer vuelo británico con motor a reacción en 1941. Fue diseñado para Probó el motor a reacción Whittle en vuelo y condujo al desarrollo del Gloster Meteor. [10]
Los dos primeros aviones turborreactores operativos, el Messerschmitt Me 262 y luego el Gloster Meteor , entraron en servicio en 1944, hacia el final de la Segunda Guerra Mundial , el Me 262 en abril y el Gloster Meteor en julio. Sólo unos 15 Meteor entraron en acción en la Segunda Guerra Mundial, pero se produjeron hasta 1400 Me 262, de los cuales 300 entraron en combate, realizando los primeros ataques terrestres y victorias en combate aéreo de aviones a reacción. [11] [12] [13]
El aire ingresa al compresor giratorio a través de la admisión y se comprime a una presión más alta antes de ingresar a la cámara de combustión. El combustible se mezcla con el aire comprimido y se quema en la cámara de combustión. Los productos de la combustión salen de la cámara de combustión y se expanden a través de la turbina de donde se extrae energía para accionar el compresor. Los gases de salida de la turbina todavía contienen una energía considerable que se convierte en la boquilla propulsora en un chorro de alta velocidad.
Los primeros turborreactores utilizaban un compresor centrífugo (como en el Heinkel HeS 3 ) o un compresor axial (como en el Junkers Jumo 004 ), lo que daba un motor de menor diámetro, aunque más largo. Al reemplazar la hélice utilizada en los motores de pistón por un chorro de escape de alta velocidad, se pudieron alcanzar velocidades más altas de los aviones.
Una de las últimas aplicaciones de un motor turborreactor fue el Concorde , que utilizaba el motor Olympus 593 . Sin embargo, los estudios conjuntos de Rolls-Royce y Snecma para un motor SST de segunda generación que utiliza el núcleo 593 se realizaron más de tres años antes de que el Concorde entrara en servicio. Evaluaron motores de derivación con relaciones de derivación entre 0,1 y 1,0 para mejorar el rendimiento de despegue y crucero. [14] Sin embargo, el 593 cumplía todos los requisitos del programa Concorde. [15] Las estimaciones realizadas en 1964 para el diseño del Concorde a Mach 2,2 mostraron que la penalización en el alcance del avión supersónico, en términos de millas por galón, en comparación con los aviones subsónicos a Mach 0,85 (Boeing 707, DC-8) era relativamente pequeña. Esto se debe a que el gran aumento en la resistencia se compensa en gran medida con un aumento en la eficiencia del motor (la eficiencia del motor aumenta mediante el aumento de la presión del ariete que se suma al aumento de la presión del compresor; la mayor velocidad del avión se acerca a la velocidad del chorro de escape, lo que aumenta la eficiencia propulsora). [dieciséis]
Los motores turborreactores tuvieron un impacto significativo en la aviación comercial . Además de ofrecer velocidades de vuelo más rápidas, los turborreactores tenían mayor confiabilidad que los motores de pistón, y algunos modelos demostraron un índice de confiabilidad de despacho superior al 99,9%. Los aviones comerciales anteriores a los jets se diseñaron con hasta cuatro motores, en parte debido a la preocupación por fallas en vuelo. Se trazaron rutas de vuelo al extranjero para mantener los aviones a una hora de un campo de aterrizaje, alargando los vuelos. El aumento de la confiabilidad que trajo el turborreactor permitió diseños de tres y dos motores, y vuelos de larga distancia más directos. [17]
Las aleaciones de alta temperatura fueron un saliente inverso , una tecnología clave que arrastró el progreso en los motores a reacción. Los motores a reacción fuera del Reino Unido construidos en las décadas de 1930 y 1940 tenían que ser revisados cada 10 o 20 horas debido a fallas por fluencia y otros tipos de daños en las palas. Los motores británicos, sin embargo, utilizaban aleaciones Nimonic que permitían un uso prolongado sin necesidad de revisión, motores como el Rolls-Royce Welland y el Rolls-Royce Derwent , [18] y en 1949 el De Havilland Goblin , siendo sometidos a pruebas de tipo durante 500 horas sin mantenimiento. [19] No fue hasta la década de 1950 que la tecnología de superaleaciones permitió a otros países producir motores económicamente prácticos. [20]
Los primeros turborreactores alemanes tenían severas limitaciones en cuanto a la cantidad de funcionamiento que podían realizar debido a la falta de materiales adecuados para altas temperaturas para las turbinas. Los motores británicos como el Rolls-Royce Welland utilizaron mejores materiales para mejorar la durabilidad. Inicialmente , el Welland recibió una certificación de tipo para 80 horas, que luego se amplió a 150 horas entre revisiones, como resultado de que se logró una duración extendida de 500 horas en las pruebas. [21]
General Electric en Estados Unidos estaba en una buena posición para ingresar al negocio de los motores a reacción debido a su experiencia con los materiales de alta temperatura utilizados en sus turbocompresores durante la Segunda Guerra Mundial. [22]
La inyección de agua era un método común utilizado para aumentar el empuje, generalmente durante el despegue, en los primeros turborreactores que estaban limitados por la temperatura permitida de entrada a la turbina. El agua aumentó el empuje al límite de temperatura, pero impidió la combustión completa, dejando a menudo un rastro de humo muy visible.
Las temperaturas de entrada permitidas a las turbinas han aumentado constantemente con el tiempo, tanto con la introducción de aleaciones y recubrimientos superiores como con la introducción y la efectividad progresiva de los diseños de enfriamiento de las palas. En los primeros motores, el piloto tenía que controlar y evitar el límite de temperatura de la turbina, normalmente durante el arranque y en los ajustes de empuje máximo. Se introdujo la limitación automática de temperatura para reducir la carga de trabajo del piloto y reducir la probabilidad de daños a la turbina debido al exceso de temperatura.
Se necesita una entrada o tubo delante del compresor para ayudar a dirigir el aire entrante suavemente hacia las paletas giratorias del compresor. Los motores más antiguos tenían paletas estacionarias delante de las palas móviles. Estas paletas también ayudaron a dirigir el aire hacia las palas. El aire que entra en un turborreactor es siempre subsónico, independientemente de la velocidad del propio avión.
La admisión tiene que suministrar aire al motor con una variación de presión aceptablemente pequeña (conocida como distorsión) y habiendo perdido la menor energía posible en el camino (conocida como recuperación de presión). El aumento de la presión del ariete en la admisión es la contribución de la entrada a la relación de presión general y la eficiencia térmica del sistema de propulsión .
La admisión gana protagonismo a altas velocidades cuando genera más compresión que la etapa del compresor. Ejemplos bien conocidos son los sistemas de propulsión Concorde y Lockheed SR-71 Blackbird , donde las contribuciones de la admisión y del motor a la compresión total fueron del 63%/8% [23] a Mach 2 y del 54%/17% [24] a Mach 3+. . Las tomas han variado desde "longitud cero" [25] en la instalación de turbofan Pratt & Whitney TF33 en el Lockheed C-141 Starlifter , hasta las tomas gemelas de 65 pies (20 m) de largo en el Valkyrie norteamericano XB-70 , cada una. alimentando tres motores con un flujo de aire de admisión de aproximadamente 800 libras por segundo (360 kg/s).
El compresor es accionado por la turbina. Gira a alta velocidad, agregando energía al flujo de aire y al mismo tiempo comprimiéndolo (comprimiendo) en un espacio más pequeño. Al comprimir el aire aumenta su presión y temperatura. Cuanto más pequeño es el compresor, más rápido gira. En el extremo grande de la gama, el ventilador GE90-115B gira a unas 2500 RPM, mientras que el compresor de un pequeño motor de helicóptero gira a unas 50.000 RPM.
Los turborreactores suministran aire purgado desde el compresor a la aeronave para el funcionamiento de varios subsistemas. Los ejemplos incluyen el sistema de control ambiental , antihielo y presurización del tanque de combustible. El motor en sí necesita aire a distintas presiones y caudales para mantenerlo en funcionamiento. Este aire proviene del compresor y, sin él, las turbinas se sobrecalentarían, el aceite lubricante se escaparía de las cavidades de los cojinetes, los cojinetes de empuje del rotor patinarían o se sobrecargarían y se formaría hielo en el cono de la nariz. El aire del compresor, llamado aire secundario, se utiliza para enfriar la turbina, sellar la cavidad del cojinete, anticongelar y garantizar que la carga axial del rotor sobre su cojinete de empuje no lo desgaste prematuramente. Suministrar aire purgado al avión disminuye la eficiencia del motor porque ha sido comprimido, pero luego no contribuye a producir empuje.
Los tipos de compresores utilizados en los turborreactores eran típicamente axiales o centrífugos. Los primeros compresores turborreactores tenían relaciones de presión bajas de hasta aproximadamente 5:1. Las mejoras aerodinámicas, incluida la división del compresor en dos partes giratorias separadas, la incorporación de ángulos de pala variables para las paletas guía de entrada y los estatores, y la purga de aire del compresor permitieron que los turborreactores posteriores tuvieran relaciones de presión generales de 15:1 o más. A modo de comparación, los motores turbofan civiles modernos tienen relaciones de presión generales de 44:1 o más. Después de salir del compresor, el aire ingresa a la cámara de combustión.
El proceso de combustión en la cámara de combustión es significativamente diferente al de un motor de pistón . En un motor de pistón, los gases ardiendo están confinados en un volumen pequeño y, a medida que se quema el combustible, la presión aumenta. En un turborreactor, la mezcla de aire y combustible se quema en la cámara de combustión y pasa a la turbina en un proceso de flujo continuo sin acumulación de presión. En cambio, se produce una pequeña pérdida de presión en la cámara de combustión.
La mezcla de combustible y aire sólo puede arder en aire lento, por lo que las boquillas de combustible mantienen un área de flujo inverso para la combustión aproximadamente estequiométrica en la zona primaria. Se introduce más aire comprimido que completa el proceso de combustión y reduce la temperatura de los productos de combustión a un nivel que la turbina puede aceptar. Normalmente, menos del 25% del aire se utiliza para la combustión, ya que se requiere una mezcla pobre en general para mantenerse dentro de los límites de temperatura de la turbina.
Los gases calientes que salen de la cámara de combustión se expanden a través de la turbina. Los materiales típicos para turbinas incluyen inconel y Nimonic . [26] Las paletas y palas de turbina más calientes de un motor tienen conductos de refrigeración internos. A través de ellos pasa aire del compresor para mantener la temperatura del metal dentro de unos límites. Las etapas restantes no necesitan enfriamiento.
En la primera etapa, la turbina es en gran medida una turbina de impulso (similar a una rueda Pelton ) y gira debido al impacto de la corriente de gas caliente. Las etapas posteriores son conductos convergentes que aceleran el gas. La energía se transfiere al eje mediante el intercambio de impulso de forma opuesta a la transferencia de energía en el compresor. La potencia desarrollada por la turbina impulsa el compresor y los accesorios, como las bombas hidráulicas, de combustible y de aceite que son impulsadas por la caja de cambios de accesorios.
Después de la turbina, los gases se expanden a través de la boquilla de escape produciendo un chorro de alta velocidad. En una tobera convergente, el conducto se estrecha progresivamente hasta formar una garganta. La relación de presión de la boquilla en un turborreactor es lo suficientemente alta con ajustes de empuje más altos como para provocar que la boquilla se ahogue.
Sin embargo, si se instala una boquilla de Laval convergente-divergente , la sección divergente (área de flujo creciente) permite que los gases alcancen una velocidad supersónica dentro de la sección divergente. La mayor velocidad de escape resultante genera un empuje adicional.
El empuje aumentaba con mayor frecuencia en los turborreactores con inyección de agua/metanol o postcombustión . Algunos motores usaban ambos al mismo tiempo.
La inyección de líquido se probó en el Power Jets W.1 en 1941 inicialmente usando amoníaco antes de cambiar a agua y luego a agua-metanol. Se ideó un sistema para probar la técnica en el Gloster E.28/39 , pero nunca se instaló. [27]
Un postquemador o "tubo de chorro de recalentamiento" es una cámara de combustión que se agrega para recalentar los gases de escape de la turbina. El consumo de combustible es muy elevado, normalmente cuatro veces mayor que el del motor principal. Los postquemadores se utilizan casi exclusivamente en aviones supersónicos , siendo la mayoría aviones militares. Dos aviones supersónicos, el Concorde y el Tu-144 , también utilizaron postquemadores, al igual que Scaled Composites White Knight , un avión de transporte para la nave espacial suborbital experimental SpaceShipOne .
El recalentamiento se probó en vuelo en 1944 con los motores W.2/700 de un Gloster Meteor I. [28]
El empuje neto de un turborreactor viene dado por: [29] [30]
dónde:
Si la velocidad del chorro es igual a la velocidad del sonido, se dice que la boquilla está " obstruida ". Si la boquilla está obstruida, la presión en el plano de salida de la boquilla es mayor que la presión atmosférica y se deben agregar términos adicionales a la ecuación anterior para tener en cuenta el empuje de presión. [31]
La tasa de flujo de combustible que ingresa al motor es muy pequeña en comparación con la tasa de flujo de aire. [29] Si se ignora la contribución del combustible al empuje bruto de la tobera, el empuje neto es:
La velocidad del avión debe exceder la velocidad real de la aeronave para que haya un empuje neto hacia adelante en la estructura del avión. La velocidad se puede calcular termodinámicamente basándose en la expansión adiabática . [32]
El funcionamiento de un turborreactor se modela aproximadamente mediante el ciclo Brayton .
La eficiencia de una turbina de gas aumenta aumentando la relación de presión general, lo que requiere materiales de compresor de mayor temperatura, y elevando la temperatura de entrada de la turbina, lo que requiere mejores materiales de turbina y/o una mejor refrigeración de álabes/palas. También se incrementa al reducir las pérdidas a medida que el flujo avanza desde la admisión hasta la boquilla propulsora. Estas pérdidas se cuantifican mediante la eficiencia del compresor y la turbina y las pérdidas de presión en los conductos. Cuando se utiliza en una aplicación de turborreactor, donde la salida de la turbina de gas se utiliza en una boquilla propulsora, el aumento de la temperatura de la turbina aumenta la velocidad del chorro. A velocidades subsónicas normales, esto reduce la eficiencia propulsora, generando una pérdida general, como se refleja en el mayor consumo de combustible, o SFC. [33] Sin embargo, para los aviones supersónicos esto puede ser beneficioso y es parte de la razón por la que el Concorde empleó turborreactores. Los sistemas turborreactores son sistemas complejos, por lo tanto, para garantizar el funcionamiento óptimo de dichos sistemas, existe un llamado a que los modelos más nuevos que se están desarrollando avancen en sus sistemas de control para implementar los conocimientos más recientes de las áreas de automatización, de modo que aumenten su seguridad y eficacia. [34]
{{cite web}}: CS1 maint: archived copy as title (link)Fig.26