La relación de derivación ( BPR ) de un motor de turbofán es la relación entre el caudal másico de la corriente de derivación y el caudal másico que entra en el núcleo. [1] Una relación de derivación de 10:1, por ejemplo, significa que 10 kg de aire pasan a través del conducto de derivación por cada 1 kg de aire que pasa a través del núcleo.
Los motores de turbofán se describen generalmente en términos de BPR, que junto con la relación de presión del motor , la temperatura de entrada de la turbina y la relación de presión del ventilador son parámetros de diseño importantes. Además, se cita BPR para instalaciones de turbohélice y ventiladores sin conducto porque su alta eficiencia propulsiva les da las características de eficiencia general de los turbofán de derivación muy alta. Esto permite mostrarlos junto con los turbofán en gráficos que muestran tendencias de reducción del consumo específico de combustible (SFC) con el aumento de BPR. BPR también se cita para instalaciones de ventiladores de elevación donde el flujo de aire del ventilador está alejado del motor y no toca físicamente el núcleo del motor.
El bypass proporciona un menor consumo de combustible para el mismo empuje, medido como consumo específico de combustible de empuje (gramos/segundo de combustible por unidad de empuje en kN usando unidades del SI ). El menor consumo de combustible que viene con altas relaciones de bypass se aplica a los turbohélices , que utilizan una hélice en lugar de un ventilador entubado. [2] [3] [4] [5] Los diseños de alto bypass son el tipo dominante para aviones comerciales de pasajeros y aviones de transporte a reacción tanto civiles como militares.
Los aviones comerciales utilizan motores BPR medianos. [6]
Los aviones de combate utilizan motores con relaciones de derivación bajas para lograr un equilibrio entre el ahorro de combustible y los requisitos del combate: altas relaciones potencia-peso , rendimiento supersónico y la capacidad de utilizar postquemadores .
Si toda la potencia del gas de una turbina de gas se convierte en energía cinética en una tobera propulsora, el avión es más adecuado para altas velocidades supersónicas. Si todo se transfiere a una gran masa de aire separada con baja energía cinética, el avión es más adecuado para la velocidad cero (vuelo estacionario). Para velocidades intermedias, la potencia del gas se comparte entre una corriente de aire separada y el flujo de la propia tobera de la turbina de gas en una proporción que proporciona el rendimiento requerido por la aeronave. Los primeros aviones a reacción eran subsónicos y la poca idoneidad de la tobera propulsora para estas velocidades debido al alto consumo de combustible se entendió, y se propuso una derivación, ya en 1936 (Patente del Reino Unido 471.368). El principio subyacente detrás de la derivación es intercambiar la velocidad de escape por un flujo de masa adicional que aún proporciona el empuje necesario pero utiliza menos combustible. El inventor del turborreactor Frank Whittle lo llamó "reducir la velocidad del flujo". [7] La potencia se transfiere desde el generador de gas a una masa adicional de aire, es decir, un chorro propulsor de mayor diámetro, que se mueve más lentamente. El bypass distribuye la potencia mecánica disponible en más aire para reducir la velocidad del chorro. [8] El equilibrio entre el flujo de masa y la velocidad también se ve con hélices y rotores de helicópteros al comparar la carga del disco y la carga de potencia. [9] Por ejemplo, el mismo peso de helicóptero puede ser soportado por un motor de alta potencia y un rotor de diámetro pequeño o, para menos combustible, un motor de menor potencia y un rotor más grande con menor velocidad a través del rotor.
Por lo general, el término bypass se refiere a la transferencia de energía de gas desde una turbina de gas a una corriente de aire de bypass para reducir el consumo de combustible y el ruido del motor. Alternativamente, puede existir un requisito para un motor de postcombustión donde el único requisito para el bypass es proporcionar aire de refrigeración. Esto establece el límite inferior para el BPR y estos motores se han denominado turborreactores "con fugas" o de purga continua [10] (General Electric YJ-101 BPR 0.25) y turborreactores de bajo BPR [11] (Pratt & Whitney PW1120). El bajo BPR (0.2) también se ha utilizado para proporcionar margen de sobretensión, así como refrigeración de postcombustión para el Pratt & Whitney J58 . [12]
En un motor de derivación cero (turborreactor), los gases de escape a alta temperatura y alta presión se aceleran por expansión a través de una tobera propulsora y producen todo el empuje. El compresor absorbe toda la potencia mecánica producida por la turbina. En un diseño de derivación, turbinas adicionales impulsan un ventilador entubado que acelera el aire hacia atrás desde la parte delantera del motor. En un diseño de derivación alta, el ventilador entubado y la tobera producen la mayor parte del empuje. Los turbofán están estrechamente relacionados con los turbohélices en principio porque ambos transfieren parte de la potencia del gas de la turbina de gas, utilizando maquinaria adicional, a una corriente de derivación dejando menos para que la tobera caliente la convierta en energía cinética. Los turbofán representan una etapa intermedia entre los turborreactores , que obtienen todo su empuje de los gases de escape, y los turbohélices, que obtienen un empuje mínimo de los gases de escape (normalmente el 10% o menos). [13] Extraer la potencia del eje y transferirla a una corriente de derivación introduce pérdidas adicionales que se compensan con creces con la eficiencia propulsiva mejorada. El turbohélice en su máxima velocidad de vuelo proporciona un importante ahorro de combustible en comparación con un turborreactor, a pesar de que se añadieron una turbina adicional, una caja de cambios y una hélice a la tobera de propulsión de baja pérdida del turborreactor. [14] El turbofán tiene pérdidas adicionales por sus turbinas adicionales, ventilador, conducto de derivación y tobera de propulsión adicional en comparación con la tobera única del turborreactor.
Para ver la influencia del aumento de la BPR por sí sola en la eficiencia general de la aeronave, es decir, la SFC, se debe utilizar un generador de gas común, es decir, no hay cambios en los parámetros del ciclo Brayton ni en las eficiencias de los componentes. Bennett [15] muestra en este caso un aumento relativamente lento de las pérdidas en la transferencia de potencia al bypass al mismo tiempo que una rápida caída de las pérdidas de escape con una mejora significativa en la SFC. En realidad, los aumentos de la BPR a lo largo del tiempo vienen acompañados de aumentos en la eficiencia del generador de gas que enmascaran, en cierta medida, la influencia de la BPR.
Sólo las limitaciones de peso y materiales (por ejemplo, las resistencias y los puntos de fusión de los materiales en la turbina) reducen la eficiencia con la que una turbina de gas de turbofán convierte esta energía térmica en energía mecánica, ya que si bien los gases de escape aún pueden tener energía disponible para ser extraída, cada estator y disco de turbina adicionales recuperan progresivamente menos energía mecánica por unidad de peso, y aumentar la relación de compresión del sistema agregando a la etapa del compresor para aumentar la eficiencia general del sistema aumenta las temperaturas en la cara de la turbina. Sin embargo, los motores de alto bypass tienen una alta eficiencia propulsiva porque incluso aumentar ligeramente la velocidad de un volumen muy grande y, en consecuencia, la masa de aire produce un cambio muy grande en el momento y el empuje: el empuje es el flujo másico del motor (la cantidad de aire que fluye a través del motor) multiplicado por la diferencia entre las velocidades de entrada y salida en (una relación lineal), pero la energía cinética de la salida es el flujo másico multiplicado por la mitad del cuadrado de la diferencia de velocidades. [16] [17] Una baja carga de disco (empuje por área de disco) aumenta la eficiencia energética de la aeronave , y esto reduce el uso de combustible. [18] [19] [20]
El motor turbofán Conway de Rolls-Royce , desarrollado a principios de la década de 1950, fue uno de los primeros ejemplos de un motor de derivación. La configuración era similar a la de un turborreactor de dos carretes, pero para convertirlo en un motor de derivación se equipó con un compresor de baja presión de gran tamaño: el flujo a través de la parte interna de las palas del compresor se dirigía hacia el núcleo, mientras que la parte externa de las palas soplaba aire alrededor del núcleo para proporcionar el resto del empuje. La relación de derivación del Conway variaba entre 0,3 y 0,6 según la variante [21].
El aumento de las relaciones de derivación durante la década de 1960 proporcionó a los aviones de pasajeros una eficiencia de combustible que podía competir con la de los aviones con motor de pistón. Hoy (2015), la mayoría de los motores a reacción tienen algún tipo de derivación. Los motores modernos en aeronaves más lentas, como los aviones de pasajeros, tienen relaciones de derivación de hasta 12:1; en aeronaves de mayor velocidad, como los cazas , las relaciones de derivación son mucho más bajas, alrededor de 1,5; y las aeronaves diseñadas para velocidades de hasta Mach 2 y algo superiores tienen relaciones de derivación inferiores a 0,5.
Los turbohélices tienen relaciones de derivación de 50-100, [2] [3] [4] aunque el flujo de aire de propulsión está menos claramente definido para las hélices que para los ventiladores [22] y el flujo de aire de la hélice es más lento que el flujo de aire de las toberas de los turbofán. [20] [23]
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