motor a reacción

Motor de avión que produce empuje emitiendo un chorro de gas.

Motor a reacción durante el despegue que muestra gases de escape calientes visibles ( Germanwings Airbus A319 )

Un motor a reacción es un tipo de motor de reacción , que descarga un chorro rápido de gas calentado (normalmente aire) que genera empuje mediante propulsión a chorro . Si bien esta definición amplia puede incluir propulsión a cohete , a chorro de agua y híbrida, el término motor a reacción generalmente se refiere a un motor a reacción de combustión interna que respira aire, como un turborreactor , un turbofan , un estatorreactor , un chorro de pulso o un scramjet . Por lo general, los motores a reacción son motores de combustión interna .

Los motores a reacción que respiran aire suelen contar con un compresor de aire giratorio impulsado por una turbina , y la energía sobrante proporciona empuje a través de la boquilla propulsora ; este proceso se conoce como ciclo termodinámico de Brayton . Los aviones a reacción utilizan estos motores para viajes de larga distancia. Los primeros aviones a reacción utilizaban motores turborreactores que eran relativamente ineficientes para vuelos subsónicos. La mayoría de los aviones a reacción subsónicos modernos utilizan motores turbofan de alto bypass más complejos . Proporcionan mayor velocidad y mayor eficiencia de combustible que los motores de avión de pistón y hélice en largas distancias. Algunos motores que respiran aire fabricados para aplicaciones de alta velocidad (ramjets y scramjets ) utilizan el efecto de ariete de la velocidad del vehículo en lugar de un compresor mecánico.

El empuje de un motor de avión típico pasó de 5.000 lbf (22.000 N) ( turborreactor De Havilland Ghost ) en la década de 1950 a 115.000 lbf (510.000 N) ( turbofán General Electric GE90 ) en la década de 1990, y su confiabilidad pasó de 40 en vuelo. paradas por 100.000 horas de vuelo del motor a menos de 1 por 100.000 a finales de los años 1990. Esto, combinado con un consumo de combustible muy reducido, permitió vuelos transatlánticos de rutina en aviones bimotores a principios de siglo, donde antes un viaje similar habría requerido múltiples escalas para repostar combustible. ^[1]

Historia

El principio del motor a reacción no es nuevo; sin embargo, los avances técnicos necesarios para hacer funcionar la idea no se hicieron realidad hasta el siglo XX. Una demostración rudimentaria del poder de un jet se remonta al eólipilo , un dispositivo descrito por Héroe de Alejandría en el Egipto del siglo I. Este dispositivo dirigía la energía del vapor a través de dos boquillas para hacer que una esfera girara rápidamente sobre su eje. Fue visto como una curiosidad. Mientras tanto, las aplicaciones prácticas de la turbina se pueden ver en la rueda hidráulica y el molino de viento .

Los historiadores han rastreado además el origen teórico de los principios de los motores a reacción hasta los tradicionales sistemas chinos de propulsión de cohetes y fuegos artificiales. El uso de tales dispositivos para volar está documentado en la historia del soldado otomano Lagâri Hasan Çelebi , quien supuestamente logró volar usando un cohete en forma de cono en 1633. ^[2]

Los primeros intentos de motores a reacción que respiraban aire fueron diseños híbridos en los que una fuente de energía externa primero comprimía aire, que luego se mezclaba con combustible y se quemaba para generar propulsión. El motor italiano Caproni Campini N.1 y el motor japonés Tsu-11 destinado a propulsar aviones kamikaze Ohka hacia el final de la Segunda Guerra Mundial no tuvieron éxito.

Incluso antes del comienzo de la Segunda Guerra Mundial, los ingenieros comenzaban a darse cuenta de que los motores que impulsaban hélices se acercaban a sus límites debido a problemas relacionados con la eficiencia de la hélice, ^[3] que disminuía a medida que las puntas de las palas se acercaban a la velocidad del sonido . Para que el rendimiento de la aeronave aumentara más allá de esa barrera, era necesario un mecanismo de propulsión diferente. Esta fue la motivación detrás del desarrollo del motor de turbina de gas, la forma más común de motor a reacción.

La clave para un motor a reacción práctico era la turbina de gas , que extraía energía del propio motor para accionar el compresor . La turbina de gas no era una idea nueva: la patente para una turbina estacionaria fue concedida a John Barber en Inglaterra en 1791. La primera turbina de gas que funcionó con éxito de forma autónoma fue construida en 1903 por el ingeniero noruego Ægidius Elling . ^[4] Dichos motores no llegaron a fabricarse debido a cuestiones de seguridad, confiabilidad, peso y, especialmente, funcionamiento sostenido.

La primera patente para el uso de una turbina de gas para propulsar un avión fue presentada en 1921 por Maxime Guillaume . ^{[5] [6]} Su motor era un turborreactor de flujo axial, pero nunca se construyó, ya que habría requerido avances considerables sobre el estado del arte en compresores. Alan Arnold Griffith publicó Una teoría aerodinámica del diseño de turbinas en 1926, lo que dio lugar a trabajos experimentales en la RAE .

El motor Whittle W.2 /700 voló en el Gloster E.28/39 , el primer avión británico que voló con un motor turborreactor, y en el Gloster Meteor.

En 1928, el cadete de la RAF College Cranwell, Frank Whittle, presentó formalmente sus ideas para un turborreactor a sus superiores. ^[7] En octubre de 1929, desarrolló aún más sus ideas. ^[8] El 16 de enero de 1930, en Inglaterra, Whittle presentó su primera patente (concedida en 1932). ^{[9] 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 AAGriffith en un artículo fundamental de 1926 ("Una teoría aerodinámica del diseño de turbinas"). Más tarde, Whittle se concentraría únicamente en el compresor centrífugo más simple. Whittle no pudo interesar al gobierno en su invento y el desarrollo continuó a un ritmo lento.

Heinkel He 178 , el primer avión del mundo que vuela exclusivamente con turborreactor

En España, el piloto e ingeniero Virgilio Leret Ruiz obtuvo una patente para el diseño de un motor a reacción en marzo de 1935. El presidente republicano Manuel Azaña dispuso la construcción inicial de la fábrica de aviones Hispano-Suiza en Madrid en 1936, pero Leret fue ejecutado meses después por los franquistas. Tropas marroquíes tras defender sin éxito su base de hidroaviones en los primeros días de la Guerra Civil Española . Sus planes, ocultos a los franquistas, fueron entregados en secreto a la embajada británica en Madrid unos años más tarde por su esposa, Carlota O'Neill , al salir de prisión. ^{[10] [11]}

En 1935, Hans von Ohain comenzó a trabajar en un diseño similar al de Whittle en Alemania, en el que tanto el compresor como la turbina eran radiales, en lados opuestos del mismo disco, inicialmente sin conocer el trabajo de Whittle. ^[12] El primer dispositivo de Von Ohain fue estrictamente experimental y sólo podía funcionar con energía externa, pero pudo demostrar el concepto básico. Luego, Ohain conoció a Ernst Heinkel , uno de los industriales aeronáuticos más importantes de la época, quien inmediatamente vio la promesa del diseño. Heinkel había comprado recientemente la empresa de motores Hirth, y Ohain y su maestro maquinista Max Hahn se establecieron allí como una nueva división de la empresa Hirth. Tuvieron su primer motor centrífugo HeS 1 en funcionamiento en septiembre de 1937. A diferencia del diseño de Whittle, Ohain utilizó hidrógeno como combustible, suministrado bajo presión externa. Sus diseños posteriores culminaron en el HeS 3 de gasolina de 5 kN (1100 lbf), que se instaló en la estructura simple y compacta del avión He 178 de Heinkel y fue volado por Erich Warsitz en la madrugada del 27 de agosto de 1939, desde el aeródromo de Rostock -Marienehe . , un tiempo impresionantemente corto para el desarrollo. El He 178 fue el primer avión a reacción del mundo. ^[13] Heinkel solicitó una patente estadounidense que cubre la planta de energía para aviones de Hans Joachim Pabst von Ohain el 31 de mayo de 1939; número de patente US2256198, con M Hahn mencionado como inventor. El diseño de Von Ohain, 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. ^{[14] [15]}

Un corte del motor Junkers Jumo 004.

El austriaco Anselm Franz, de la división de motores de Junkers ( Junkers Motoren o "Jumo") introdujo el compresor de flujo axial en su motor a reacción. A Jumo se le asignó el siguiente número de motor en la secuencia de numeración RLM 109-0xx para motores de aviones de turbina de gas, "004", y el resultado fue el motor Jumo 004 . Después de que se resolvieron muchas dificultades técnicas menores, la producción en masa de este motor comenzó en 1944 como motor para el primer avión de combate del mundo , el Messerschmitt Me 262 (y más tarde el primer avión bombardero del mundo , el Arado Ar 234 ). Varias razones conspiraron para retrasar la disponibilidad del motor, lo que provocó que el caza llegara demasiado tarde para mejorar la posición de Alemania en la Segunda Guerra Mundial ; sin embargo, este fue el primer motor a reacción que se utilizó en servicio.

Meteoro Gloster F.3s. El Gloster Meteor fue el primer caza a reacción británico y el único avión a reacción de los Aliados que realizó operaciones de combate durante la Segunda Guerra Mundial.

Mientras tanto, en Gran Bretaña, el Gloster E28/39 realizó su vuelo inaugural el 15 de mayo de 1941 y el Gloster Meteor finalmente entró en servicio con la RAF en julio de 1944. Estaban propulsados ​​por motores turborreactores de Power Jets Ltd., creada por Frank Whittle. Los dos primeros aviones turborreactores operativos, el Messerschmitt Me 262 y luego el Gloster Meteor entraron en servicio con tres meses de diferencia entre sí en 1944, el Me 262 en abril y el Gloster Meteor en julio, por lo que el Meteor solo vio entrar en la Guerra Mundial a unos 15 aviones. II acción, mientras que se produjeron hasta 1400 Me 262, de los cuales 300 entraron en combate, realizando los primeros ataques terrestres y victorias en combate aéreo de los aviones a reacción. ^{[16] [17] [18]}

Tras el final de la guerra, los aliados victoriosos estudiaron exhaustivamente los aviones y motores a reacción alemanes y contribuyeron a los trabajos en los primeros aviones de combate soviéticos y estadounidenses. El legado del motor de flujo axial se ve en el hecho de que prácticamente todos los motores a reacción de los aviones de ala fija se han inspirado en cierta medida en este diseño.

En la década de 1950, el motor a reacción era casi universal en los aviones de combate, con excepción de los de carga, de enlace y otros tipos especiales. En ese momento, algunos de los diseños británicos ya estaban autorizados para uso civil y habían aparecido en los primeros modelos como el de Havilland Comet y el Avro Canada Jetliner . En la década de 1960, todos los grandes aviones civiles también eran propulsados ​​por reactores, dejando el motor de pistón en nichos de mercado de bajo coste, como los vuelos de carga .

La eficiencia de los motores turborreactores seguía siendo bastante peor que la de los motores de pistón, pero en la década de 1970, con la llegada de los motores a reacción turbofan de alto bypass (una innovación no prevista por los primeros comentaristas como Edgar Buckingham , a altas velocidades y altitudes que parecían absurdo para ellos), la eficiencia del combustible era aproximadamente la misma que la de los mejores motores de pistón y hélice. ^[19]

Usos

Un motor a reacción turbofan JT9D instalado en un avión Boeing 747 .

Los motores a reacción impulsan aviones a reacción , misiles de crucero y vehículos aéreos no tripulados . En forma de motores de cohetes, impulsan modelos de cohetes , vuelos espaciales y misiles militares .

Los motores a reacción han propulsado coches de alta velocidad, en particular coches de carreras de velocidad , y el récord de todos los tiempos lo ostenta un coche cohete . Un automóvil propulsado por turbofan, ThrustSSC , ostenta actualmente el récord de velocidad en tierra .

Los diseños de motores a reacción se modifican con frecuencia para aplicaciones no aeronáuticas, como turbinas de gas industriales o plantas de energía marinas . Se utilizan en la generación de energía eléctrica, para accionar bombas de agua, gas natural o petróleo y para proporcionar propulsión a barcos y locomotoras. Las turbinas de gas industriales pueden generar hasta 50.000 caballos de fuerza en el eje. Muchos de estos motores se derivan de turborreactores militares más antiguos, como los modelos Pratt & Whitney J57 y J75. También hay un derivado del turboventilador de baja derivación P&W JT8D que genera hasta 35.000 caballos de fuerza (HP).

Los motores a reacción a veces también se desarrollan o comparten ciertos componentes, como núcleos de motor, con motores turboeje y turbohélice , que son formas de motores de turbina de gas que normalmente se utilizan para propulsar helicópteros y algunos aviones propulsados ​​por hélice.

Tipos de motor a reacción

Hay una gran cantidad de tipos diferentes de motores a reacción, todos los cuales logran un empuje hacia adelante a partir del principio de propulsión a reacción .

Respirar aire

Normalmente, los aviones son propulsados ​​por motores a reacción que respiran aire. La mayoría de los motores a reacción que respiran aire que se utilizan son motores a reacción con turbofan , que ofrecen una buena eficiencia a velocidades justo por debajo de la velocidad del sonido.

Turborreactor

motor turborreactor

Un motor turborreactor es un motor de turbina de gas que funciona comprimiendo aire con una entrada y un compresor ( axial , centrífugo o ambos), mezclando combustible con el aire comprimido, quemando la mezcla en la cámara de combustión y luego pasando el combustible caliente a alta presión. aire a través de una turbina y una boquilla . El compresor es accionado por la turbina, que extrae energía del gas en expansión que lo atraviesa. El motor convierte la energía interna del combustible en un mayor impulso del gas que fluye a través del motor, produciendo empuje. Todo el aire que ingresa al compresor pasa a través de la cámara de combustión y la turbina, a diferencia del motor turbofan que se describe a continuación. ^[20]

turboventilador

Diagrama esquemático que ilustra el funcionamiento de un motor turbofan de bajo bypass.

Los turboventiladores se diferencian de los turborreactores en que tienen un ventilador adicional en la parte delantera del motor, que acelera el aire en un conducto sin pasar por el núcleo del motor de turbina de gas. Los turbofan son el tipo de motor dominante en los aviones de pasajeros de mediano y largo alcance .

Los turbofan suelen ser más eficientes que los turborreactores a velocidades subsónicas, pero a altas velocidades su gran área frontal genera más resistencia . ^[21] Por lo tanto, en vuelos supersónicos y en aviones militares y de otro tipo donde otras consideraciones tienen mayor prioridad que la eficiencia del combustible, los ventiladores tienden a ser más pequeños o estar ausentes.

Debido a estas distinciones, los diseños de motores turbofan a menudo se clasifican como de derivación baja o de derivación alta , dependiendo de la cantidad de aire que pasa por alto el núcleo del motor. Los turboventiladores de derivación baja tienen una relación de derivación de alrededor de 2:1 o menos.

Motor de tecnología avanzada

El término motor de tecnología avanzada se refiere a la generación moderna de motores a reacción. ^[22] El principio es que un motor de turbina funcionará más eficientemente si los distintos conjuntos de turbinas pueden girar a sus velocidades óptimas individuales, en lugar de a la misma velocidad. El motor de auténtica tecnología avanzada tiene un carrete triple, lo que significa que en lugar de tener un único eje motriz, hay tres, para que los tres juegos de palas puedan girar a diferentes velocidades. Un estado provisional es un motor de doble carrete, que permite sólo dos velocidades diferentes para las turbinas.

Compresión de ariete

Los motores a reacción de compresión Ram son motores de respiración de aire similares a los motores de turbina de gas en la medida en que ambos utilizan el ciclo Brayton . Sin embargo, los motores de turbina de gas y de compresión de ariete difieren en la forma en que comprimen el flujo de aire entrante. Mientras que los motores de turbina de gas utilizan compresores axiales o centrífugos para comprimir el aire entrante, los motores de ariete dependen únicamente del aire comprimido en la entrada o el difusor. ^[23] Por lo tanto, un motor de ariete requiere una velocidad de avance inicial sustancial antes de que pueda funcionar. Los ramjets se consideran el tipo más simple de motor a reacción con respiración de aire porque no tienen partes móviles en el motor propiamente dicho, solo en los accesorios. ^[24]

Los scramjets se diferencian principalmente en el hecho de que el aire no disminuye a velocidades subsónicas. Más bien, utilizan combustión supersónica. Son eficientes a velocidades aún mayores. Muy pocos han sido construidos o volados.

Combustión no continua

Otros tipos de propulsión a chorro

Cohete

Propulsión de motor de cohete

El motor de cohete utiliza los mismos principios físicos básicos de empuje como una forma de motor de reacción , ^[25] pero se diferencia del motor a reacción en que no requiere aire atmosférico para proporcionar oxígeno; el cohete transporta todos los componentes de la masa de reacción. Sin embargo, algunas definiciones lo tratan como una forma de propulsión a chorro . ^[26]

Como los cohetes no respiran aire, esto les permite operar a altitudes arbitrarias y en el espacio. ^[27]

Este tipo de motor se utiliza para el lanzamiento de satélites, la exploración espacial y el acceso de tripulaciones, y permitió el aterrizaje en la Luna en 1969.

Los motores de cohetes se utilizan para vuelos a gran altitud, o en cualquier lugar donde se necesiten aceleraciones muy altas, ya que los propios motores de cohetes tienen una relación empuje-peso muy alta .

Sin embargo, la alta velocidad de escape y el propulsor más pesado y rico en oxidantes dan como resultado un uso mucho mayor de propulsor que los turbofan. Aun así, a velocidades extremadamente altas se vuelven energéticamente eficientes.

Una ecuación aproximada para el empuje neto de un motor de cohete es:

${\displaystyle F_{N}={\dot {m}}\,g_{0}\,I_{\text{sp,vac}}-A_{e}\,p\;}$

Donde está el empuje neto, es el impulso específico , es la gravedad estándar , es el flujo de propulsor en kg/s, es el área de la sección transversal a la salida de la tobera de escape y es la presión atmosférica. ${\displaystyle F_{N}}$ ${\displaystyle I_{\text{sp,vac}}}$ ${\displaystyle g_{0}}$ ${\displaystyle {\dot {m}}}$ ${\displaystyle A_{e}}$ ${\displaystyle p}$

Híbrido

Los motores de ciclo combinado utilizan simultáneamente dos o más principios diferentes de propulsión a chorro.

Chorro de agua

Un chorro de agua, o bomba-chorro, es un sistema de propulsión marino que utiliza un chorro de agua. La disposición mecánica puede ser una hélice con conductos con boquilla o un compresor centrífugo y boquilla. La bomba de chorro debe ser impulsada por un motor independiente, como un diésel o una turbina de gas .

Un esquema de chorro de bomba.

Principios físicos generales

Todos los motores a reacción son motores de reacción que generan empuje emitiendo un chorro de fluido hacia atrás a una velocidad relativamente alta. Las fuerzas en el interior del motor necesarias para crear este chorro dan un fuerte empuje al motor que empuja la nave hacia adelante.

Los motores a reacción fabrican su propulsor a partir de propulsor almacenado en tanques conectados al motor (como en un 'cohete'), así como en motores de conductos (los que se usan comúnmente en los aviones), ingiriendo un fluido externo (muy típicamente aire) y expulsándolo. a mayor velocidad.

Boquilla propulsora

Una boquilla propulsora produce un chorro de escape de alta velocidad . Las boquillas propulsoras convierten la energía interna y de presión en energía cinética de alta velocidad. ^[29] La presión y la temperatura totales no cambian a través de la boquilla, pero sus valores estáticos caen a medida que el gas se acelera.

La velocidad del aire que entra en la boquilla es baja, aproximadamente Mach 0,4, un requisito previo para minimizar las pérdidas de presión en el conducto que conduce a la boquilla. La temperatura que ingresa a la boquilla puede ser tan baja como la temperatura ambiente al nivel del mar para una boquilla de abanico en el aire frío a altitudes de crucero. Puede ser tan alta como la temperatura de los gases de escape de 1000 K para un motor de postcombustión supersónico o 2200 K con el postquemador encendido. ^[30] La presión que ingresa a la boquilla puede variar desde 1,5 veces la presión fuera de la boquilla, para un ventilador de una sola etapa, hasta 30 veces para el avión tripulado más rápido a Mach 3+. ^[31]

Las boquillas convergentes sólo pueden acelerar el gas hasta condiciones sónicas locales (Mach 1). Para alcanzar altas velocidades de vuelo, se requieren velocidades de escape aún mayores, por lo que se necesita una boquilla convergente-divergente en los aviones de alta velocidad. ^[32]

El empuje del motor es máximo si la presión estática del gas alcanza el valor ambiental cuando sale de la boquilla. Esto solo sucede si el área de salida de la boquilla tiene el valor correcto para la relación de presión de la boquilla (npr). Dado que el npr cambia con la configuración de empuje del motor y la velocidad de vuelo, este rara vez es el caso. Además, a velocidades supersónicas, el área divergente es menor que la necesaria para dar una expansión interna completa a la presión ambiental como compensación con la resistencia externa del cuerpo. Whitford ^[33] pone el F-16 como ejemplo. Otros ejemplos poco ampliados fueron el XB-70 y el SR-71.

El tamaño de la boquilla, junto con el área de las boquillas de la turbina, determina la presión de funcionamiento del compresor. ^[34]

Empuje

Eficiencia energética relacionada con los motores a reacción de aviones

Esta descripción general destaca dónde se producen las pérdidas de energía en plantas de propulsión o instalaciones de motores completas de aviones a reacción.

Un motor a reacción en reposo, como en un banco de pruebas, aspira combustible y genera empuje. Lo bien que lo haga se juzgará por la cantidad de combustible que utilice y la fuerza necesaria para frenarlo. Esta es una medida de su eficiencia. Si algo se deteriora dentro del motor (conocido como deterioro del rendimiento ^[35] ) será menos eficiente y esto se notará cuando el combustible produzca menos empuje. Si se realiza un cambio en una parte interna que permite que el aire/gases de combustión fluyan más suavemente, el motor será más eficiente y consumirá menos combustible. Se utiliza una definición estándar para evaluar cómo diferentes cosas cambian la eficiencia del motor y también para permitir realizar comparaciones entre diferentes motores. Esta definición se llama consumo específico de combustible , o cuánto combustible se necesita para producir una unidad de empuje. Por ejemplo, se sabrá para un diseño de motor particular que si se suavizan algunas protuberancias en un conducto de derivación, el aire fluirá más suavemente dando una reducción de la pérdida de presión del x% y se necesitará y% menos combustible para obtener la toma. fuera de empuje, por ejemplo. Esta comprensión se incluye en la disciplina de ingeniería Rendimiento del motor a reacción . Más adelante se menciona cómo la eficiencia se ve afectada por la velocidad de avance y por el suministro de energía a los sistemas de las aeronaves.

La eficiencia del motor está controlada principalmente por las condiciones de funcionamiento dentro del motor, que son la presión producida por el compresor y la temperatura de los gases de combustión en el primer conjunto de álabes giratorios de la turbina. La presión es la presión de aire más alta en el motor. La temperatura del rotor de la turbina no es la más alta del motor, pero sí la más alta a la que se produce la transferencia de energía (se producen temperaturas más altas en la cámara de combustión). La presión y temperatura anteriores se muestran en un diagrama de ciclo termodinámico .

La eficiencia se modifica aún más según la suavidad con la que el aire y los gases de combustión fluyen a través del motor, y qué tan bien está alineado el flujo (conocido como ángulo de incidencia) con los conductos móviles y estacionarios de los compresores y turbinas. ^[36] Los ángulos no óptimos, así como las formas de paso y pala no óptimas, pueden causar engrosamiento y separación de las capas límite y la formación de ondas de choque . Es importante reducir la velocidad del flujo (menor velocidad significa menos pérdidas de presión o caída de presión ) cuando viaja a través de conductos que conectan las diferentes partes. La contribución de los componentes individuales a convertir el combustible en empuje se cuantifica mediante medidas como la eficiencia de los compresores, las turbinas y la cámara de combustión y las pérdidas de presión de los conductos. Estos se muestran como líneas en un diagrama de ciclo termodinámico .

La eficiencia del motor, o eficiencia térmica , ^[37] conocida como . Depende de los parámetros del ciclo termodinámico, la presión y temperatura máximas, y de la eficiencia de los componentes, y las pérdidas de presión del conducto. ${\displaystyle \eta _{th}}$ ${\displaystyle \eta _{compressor}}$ ${\displaystyle \eta _{combustion}}$ ${\displaystyle \eta _{turbine}}$

El motor necesita aire comprimido para funcionar correctamente. Este aire proviene de su propio compresor y se denomina aire secundario. No contribuye a generar empuje, por lo que hace que el motor sea menos eficiente. Se utiliza para preservar la integridad mecánica del motor, evitar el sobrecalentamiento de las piezas y evitar que el aceite se escape de los cojinetes, por ejemplo. Sólo una parte de este aire extraído de los compresores regresa al flujo de la turbina para contribuir a la producción de empuje. Cualquier reducción en la cantidad necesaria mejora la eficiencia del motor. Nuevamente, se sabrá para un diseño de motor particular que un requisito reducido de flujo de enfriamiento de x% reducirá el consumo específico de combustible en y%. En otras palabras, se necesitará menos combustible para dar empuje al despegue, por ejemplo. El motor es más eficiente.

Todas las consideraciones anteriores son básicas para que el motor funcione por sí solo y, al mismo tiempo, no haga nada útil, es decir, no mueve una aeronave ni suministra energía a los sistemas eléctrico, hidráulico y aéreo de la aeronave. En los aviones, el motor cede parte de su potencial de producción de empuje, o combustible, para alimentar estos sistemas. Estos requisitos, que provocan pérdidas en la instalación ^[38] , reducen su eficiencia. Se utiliza algo de combustible que no contribuye al empuje del motor.

Finalmente, cuando el avión está volando, el propio avión propulsor contiene energía cinética desperdiciada después de haber abandonado el motor. Esto se cuantifica con el término eficiencia de propulsión, o Froude, y puede reducirse rediseñando el motor para darle un flujo de derivación y una velocidad más baja para el chorro propulsor, por ejemplo, como un motor turbohélice o turbofan. Al mismo tiempo, la velocidad de avance aumenta al aumentar la relación de presión general . ${\displaystyle \eta _{p}}$ ${\displaystyle \eta _{th}}$

La eficiencia general del motor a velocidad de vuelo se define como . ^[39] ${\displaystyle \eta _{o}=\eta _{p}\eta _{th}}$

La velocidad de vuelo depende de qué tan bien la admisión comprime el aire antes de pasarlo a los compresores del motor. La relación de compresión de admisión, que puede llegar a 32:1 a Mach 3, se suma a la del compresor del motor para dar la relación de presión general y para el ciclo termodinámico. Qué tan bien lo hace se define por su recuperación de presión o medida de las pérdidas en la admisión. Los vuelos tripulados a Mach 3 han proporcionado un ejemplo interesante de cómo estas pérdidas pueden aumentar dramáticamente en un instante. El XB-70 Valkyrie norteamericano y el Lockheed SR-71 Blackbird a Mach 3 tuvieron recuperaciones de presión de aproximadamente 0,8, ^{[40] [41]} debido a pérdidas relativamente bajas durante el proceso de compresión, es decir, a través de sistemas de múltiples choques. Durante un 'desarranque', el eficiente sistema de choque sería reemplazado por un único amortiguador muy ineficiente más allá de la entrada y una recuperación de la presión de admisión de aproximadamente 0,3 y una relación de presión correspondientemente baja. ${\displaystyle \eta _{o}}$ ${\displaystyle \eta _{th}}$

La boquilla propulsora a velocidades superiores a Mach 2 generalmente tiene pérdidas de empuje internas adicionales porque el área de salida no es lo suficientemente grande como compensación con la resistencia externa del cuerpo posterior. ^[42]

Aunque un motor de derivación mejora la eficiencia propulsora, genera sus propias pérdidas dentro del propio motor. Es necesario agregar maquinaria para transferir energía desde el generador de gas a un flujo de aire de derivación. A las bajas pérdidas de la boquilla propulsora de un turborreactor se suman pérdidas adicionales debido a ineficiencias en la turbina y el ventilador añadidos. ^[43] Estos pueden incluirse en una eficiencia de transmisión o transferencia . Sin embargo, estas pérdidas están más que compensadas ^[44] por la mejora en la eficiencia propulsora. ^[45] También hay pérdidas de presión adicionales en el conducto de derivación y una boquilla de propulsión adicional. ${\displaystyle \eta _{T}}$

^{Con la llegada de los turboventiladores con su maquinaria deficitaria, Bennett [46]} separó lo que sucede dentro del motor, por ejemplo, entre el generador de gas y la maquinaria de transferencia, dando . ${\displaystyle \eta _{o}=\eta _{p}\eta _{th}\eta _{T}}$

Dependencia de la eficiencia de propulsión (η) de la relación velocidad del vehículo/velocidad de escape (v/v _e ) para motores a reacción y de cohetes que respiran aire.

La eficiencia energética ( ) de los motores a reacción instalados en vehículos tiene dos componentes principales: ${\displaystyle \eta _{o}}$

• Eficiencia propulsora ( ): cuánta energía del chorro termina en la carrocería del vehículo en lugar de ser transportada como energía cinética del chorro. ${\displaystyle \eta _{p}}$
• eficiencia del ciclo ( ): qué tan eficientemente el motor puede acelerar el avión ${\displaystyle \eta _{th}}$

Aunque la eficiencia energética general es: ${\displaystyle \eta _{o}}$

${\displaystyle \eta _{o}=\eta _{p}\eta _{th}}$

Para todos los motores a reacción, la eficiencia de propulsión es mayor a medida que la velocidad del chorro de escape se acerca a la velocidad del vehículo, lo que proporciona la menor energía cinética residual. ^[a] Para un motor que respira aire, una velocidad de escape igual a la velocidad del vehículo, o igual a uno, proporciona empuje cero sin cambio de momento neto. ^[47] La ​​fórmula para motores que respiran aire y se mueven a una velocidad con una velocidad de escape , y sin tener en cuenta el flujo de combustible, es: ^[48] ${\displaystyle \eta _{p}}$ ${\displaystyle v}$ ${\displaystyle v_{e}}$

${\displaystyle \eta _{p}={\frac {2}{1+{\frac {v_{e}}{v}}}}}$

Y para un cohete: ^[49]

${\displaystyle \eta _{p}={\frac {2\,({\frac {v}{v_{e}}})}{1+({\frac {v}{v_{e}}})^{2}}}}$

Además de la eficiencia propulsora, otro factor es la eficiencia del ciclo ; un motor a reacción es una forma de motor térmico. La eficiencia del motor térmico está determinada por la relación entre las temperaturas alcanzadas en el motor y la temperatura de escape en la boquilla. Esto ha mejorado constantemente con el tiempo a medida que se han introducido nuevos materiales para permitir temperaturas máximas de ciclo más altas. Por ejemplo, se han desarrollado materiales compuestos, que combinan metales con cerámica, para los álabes de las turbinas HP, que funcionan a la temperatura máxima del ciclo. ^[50] La eficiencia también está limitada por la relación de presión general que se puede lograr. La eficiencia del ciclo es mayor en los motores de cohetes (~60+%), ya que pueden alcanzar temperaturas de combustión extremadamente altas. La eficiencia del ciclo en turborreactores y similares se acerca al 30%, debido a temperaturas máximas de ciclo mucho más bajas.

Eficiencia de combustión típica de una turbina de gas de aeronave en el rango operativo.

Límites típicos de estabilidad de combustión de una turbina de gas de aeronave.

La eficiencia de combustión de la mayoría de los motores de turbina de gas de los aviones en condiciones de despegue al nivel del mar es casi del 100%. Disminuye de forma no lineal al 98 % en condiciones de crucero de altitud. La relación aire-combustible oscila entre 50:1 y 130:1. Para cualquier tipo de cámara de combustión existe un límite rico y débil en la relación aire-combustible, más allá del cual se extingue la llama. El rango de relación aire-combustible entre los límites rico y débil se reduce con un aumento de la velocidad del aire. Si el aumento del flujo de masa de aire reduce la proporción de combustible por debajo de cierto valor, se produce la extinción de la llama. ^[51]

Impulso específico en función de la velocidad para diferentes tipos de aviones con queroseno (el hidrógeno I _sp sería aproximadamente el doble). Aunque la eficiencia cae en picado con la velocidad, se recorren mayores distancias. La eficiencia por unidad de distancia (por km o milla) es aproximadamente independiente de la velocidad de los motores a reacción como grupo; sin embargo, las células se vuelven ineficientes a velocidades supersónicas.

Consumo de combustible o propulsor

Un concepto estrechamente relacionado (pero diferente) con la eficiencia energética es la tasa de consumo de masa propulsora. El consumo de propulsor en los motores a reacción se mide por el consumo específico de combustible , el impulso específico o la velocidad efectiva de escape . Todos miden lo mismo. El impulso específico y la velocidad efectiva de escape son estrictamente proporcionales, mientras que el consumo específico de combustible es inversamente proporcional a los demás.

Para los motores que respiran aire, como los turborreactores, la eficiencia energética y la eficiencia del propulsor (combustible) son prácticamente lo mismo, ya que el propulsor es un combustible y una fuente de energía. En los cohetes, el propulsor es también el escape, y esto significa que un propulsor de alta energía proporciona una mejor eficiencia, pero en algunos casos puede dar una menor eficiencia energética.

Se puede ver en la tabla (justo debajo) que los turbofan subsónicos, como el turbofan CF6 de General Electric, utilizan mucho menos combustible para generar empuje durante un segundo que el turborreactor Rolls-Royce/Snecma Olympus 593 del Concorde . Sin embargo, dado que la energía es fuerza multiplicada por la distancia y la distancia por segundo fue mayor para el Concorde, la potencia real generada por el motor con la misma cantidad de combustible fue mayor para el Concorde a Mach 2 que para el CF6. Así, los motores del Concorde eran más eficientes en términos de energía por milla.

Relación empuje-peso

La relación empuje-peso de los motores a reacción con configuraciones similares varía según la escala, pero es principalmente una función de la tecnología de construcción del motor. Para un motor determinado, cuanto más ligero sea, mejor será la relación empuje-peso y menos combustible se utilizará para compensar la resistencia debida a la sustentación necesaria para soportar el peso del motor o para acelerar la masa del motor.

Como se puede ver en la siguiente tabla, los motores de cohetes generalmente alcanzan relaciones empuje-peso mucho más altas que los motores de conductos, como los motores turborreactores y turbofan. Esto se debe principalmente a que los cohetes utilizan casi universalmente una masa de reacción sólida o líquida densa que proporciona un volumen mucho menor y, por lo tanto, el sistema de presurización que suministra la boquilla es mucho más pequeño y liviano para el mismo rendimiento. Los motores de conductos tienen que lidiar con aire que es dos o tres órdenes de magnitud menos denso y esto genera presiones en áreas mucho más grandes, lo que a su vez resulta en la necesidad de más materiales de ingeniería para mantener unido el motor y para el compresor de aire.

Comparación de tipos

Comparación de eficiencia propulsiva para varias configuraciones de motores de turbina de gas

Los motores de hélice manejan flujos de masa de aire mayores y les dan una aceleración menor que los motores a reacción. Dado que el aumento de la velocidad del aire es pequeño, a altas velocidades de vuelo el empuje disponible para los aviones propulsados ​​por hélice es pequeño. Sin embargo, a bajas velocidades, estos motores se benefician de una eficiencia propulsora relativamente alta .

Por otro lado, los turborreactores aceleran un flujo másico mucho menor de aire aspirado y combustible quemado, pero luego lo rechazan a velocidades muy altas. Cuando se utiliza una boquilla de Laval para acelerar el escape de un motor caliente, la velocidad de salida puede ser localmente supersónica . Los turborreactores son especialmente adecuados para aviones que viajan a velocidades muy altas.

Los turbofan tienen un escape mixto que consiste en el aire de derivación y el gas caliente producto de la combustión del motor central. La cantidad de aire que pasa por alto el motor central en comparación con la cantidad que fluye hacia el motor determina lo que se llama relación de derivación del turbofan (BPR).

Mientras que un motor turborreactor utiliza toda la potencia del motor para producir empuje en forma de un chorro de gas de escape caliente de alta velocidad, el aire frío de derivación de baja velocidad de un turbofan produce entre el 30% y el 70% del empuje total producido por un sistema de turbofan. . ^[79]

El empuje neto ( F _N ) generado por un turbofan también se puede ampliar como: ^[80]

${\displaystyle F_{N}={\dot {m}}_{e}v_{he}-{\dot {m}}_{o}v_{o}+BPR\,({\dot {m}}_{c}v_{f})}$

dónde:

Los motores de cohetes tienen una velocidad de escape extremadamente alta y, por lo tanto, son más adecuados para altas velocidades ( hipersónicos ) y grandes altitudes. Con cualquier aceleración dada, el empuje y la eficiencia de un motor de cohete mejoran ligeramente al aumentar la altitud (porque la contrapresión cae, aumentando así el empuje neto en el plano de salida de la tobera), mientras que con un turborreactor (o turbofan) la densidad decreciente del aire La entrada de aire por la entrada (y los gases calientes que salen de la boquilla) hacen que el empuje neto disminuya al aumentar la altitud. Los motores de cohetes son más eficientes incluso que los scramjets por encima de Mach 15 aproximadamente. ^[81]

Altitud y velocidad

Con excepción de los scramjets , los motores a reacción, privados de sus sistemas de admisión, sólo pueden aceptar aire a aproximadamente la mitad de la velocidad del sonido. El trabajo del sistema de entrada para aviones transónicos y supersónicos es desacelerar el aire y realizar parte de la compresión.

El límite de altitud máxima para los motores lo establece la inflamabilidad: a altitudes muy elevadas el aire se vuelve demasiado fino para quemarse o, tras la compresión, demasiado caliente. Para los motores turborreactores parecen posibles altitudes de unos 40 km, mientras que para los motores estatorreactores se pueden alcanzar altitudes de 55 km. En teoría, los scramjets pueden recorrer 75 km. ^[82] Los motores de cohetes, por supuesto, no tienen límite superior.

En altitudes más modestas, volar más rápido comprime el aire en la parte delantera del motor , y esto calienta mucho el aire. Por lo general, se piensa que el límite superior es de Mach 5 a 8, ya que arriba de Mach 5,5, el nitrógeno atmosférico tiende a reaccionar debido a las altas temperaturas en la entrada y esto consume una cantidad significativa de energía. La excepción a esto son los scramjets que pueden alcanzar Mach 15 o más, ^{[ cita necesaria ]} ya que evitan la desaceleración del aire, y los cohetes nuevamente no tienen un límite de velocidad particular.

Ruido

El ruido emitido por un motor a reacción tiene muchas fuentes. Estos incluyen, en el caso de los motores de turbina de gas, el ventilador, el compresor, la cámara de combustión, la turbina y los chorros de propulsión. ^[83]

El chorro propulsor produce un ruido causado por la acción violenta de mezcla del chorro de alta velocidad con el aire circundante. En el caso subsónico el ruido es producido por remolinos y en el caso supersónico por ondas de Mach . ^[84] La potencia del sonido irradiada por un chorro varía con la velocidad del chorro elevada a la octava potencia para velocidades de hasta 2000 pies/seg y varía con la velocidad al cubo por encima de 2000 pies/seg. ^[85] Por lo tanto, los chorros de escape de menor velocidad emitidos por motores como los turbofan de alto bypass son los más silenciosos, mientras que los chorros más rápidos, como los cohetes, turborreactores y estatorreactores, son los más ruidosos. En el caso de los aviones a reacción comerciales, el ruido del jet se ha reducido desde el turborreactor, pasando por los motores de derivación hasta los turbofan, como resultado de una reducción progresiva de las velocidades de propulsión del jet. Por ejemplo, el JT8D, un motor de derivación, tiene una velocidad de chorro de 1450 pies/seg, mientras que el JT9D, un turbofan, tiene velocidades de chorro de 885 pies/seg (frío) y 1190 pies/seg (caliente). ^[86]

La llegada del turbofan reemplazó el ruido muy distintivo de los aviones por otro sonido conocido como ruido de "sierra". El origen son las ondas de choque que se originan en las aspas del ventilador supersónico durante el despegue. ^[87]

Enfriamiento

Una transferencia de calor adecuada desde las piezas de trabajo del motor a reacción es fundamental para mantener la resistencia de los materiales del motor y garantizar una larga vida útil del motor.

Después de 2016, se continúan investigando el desarrollo de técnicas de enfriamiento por transpiración para componentes de motores a reacción. ^[88]

Operación

Airbus A340-300 Monitor electrónico centralizado de aeronaves (ECAM) Pantalla

En un motor a reacción, cada sección giratoria principal suele tener un medidor independiente dedicado a controlar su velocidad de rotación. Dependiendo de la marca y el modelo, un motor a reacción puede tener un medidor N ₁ que monitorea la sección del compresor de baja presión y/o la velocidad del ventilador en los motores turbofan. La sección del generador de gas puede controlarse mediante un medidor de N ₂ , mientras que los motores de triple carrete también pueden tener un medidor de N _{3 .} Cada sección del motor gira a muchos miles de RPM. Por lo tanto, sus medidores están calibrados en porcentaje de la velocidad nominal en lugar de RPM reales, para facilitar la visualización y la interpretación. ^[89]

Ver también

• turborreactor de aire
• máquina equilibradora
• Componentes de motores a reacción.
• Boquilla del motor de cohete
• Motor de turbina de cohete
• Propulsión de naves espaciales
• inversión de empuje
• Desarrollo de turborreactores en la RAE
• motor de ciclo variable
• Inyección de agua (motor)

Notas

1. Nota: En la mecánica newtoniana, la energía cinética depende del marco. La energía cinética es más fácil de calcular cuando la velocidad se mide en el centro de masa del vehículo y (menos obviamente) su reacción masa  /aire (es decir, el marco estacionario antes de que comience el despegue).
2. 10% mejor que Trent 700
3. 10% mejor que Trent 700
4. Ventaja del 15 por ciento en el consumo de combustible sobre el motor Trent original

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enlaces externos

• Medios relacionados con los motores a reacción en Wikimedia Commons
• La definición del diccionario de motor a reacción en Wikcionario
• Medios sobre motores a reacción de Rolls-Royce
• Artículo How Stuff Works sobre cómo funciona un motor de turbina de gas
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