El turbofan o fanjet es un tipo de motor a reacción de respiración de aire muy utilizado en la propulsión de aviones . La palabra "turbofanador" es una combinación de la tecnología de motor turborreactor de la generación anterior y una referencia a la etapa de ventilador adicional agregada. Consiste en un motor de turbina de gas que obtiene energía mecánica de la combustión, [1] y un ventilador con conductos que utiliza la energía mecánica de la turbina de gas para forzar el aire hacia atrás. Así, mientras que todo el aire aspirado por un turborreactor pasa por la cámara de combustión y las turbinas, en un turbofan una parte de ese aire pasa por alto estos componentes. Por lo tanto, se puede considerar un turbofan como un turborreactor que se utiliza para impulsar un ventilador con conductos, y ambos contribuyen al empuje .
La relación entre el flujo másico de aire que pasa por el núcleo del motor y el flujo másico de aire que pasa a través del núcleo se denomina relación de derivación . El motor produce empuje mediante una combinación de estas dos partes trabajando juntas; Los motores que utilizan más empuje del jet en relación con el empuje del ventilador se conocen como turbofan de derivación baja ; por el contrario, aquellos que tienen considerablemente más empuje del ventilador que el empuje del jet se conocen como turbofan de derivación alta . La mayoría de los motores a reacción de aviación comercial que se utilizan hoy en día son del tipo de derivación alta, [2] [3] y la mayoría de los motores de combate militares modernos son de derivación baja. [4] [5] Los postquemadores se utilizan en motores turbofan de derivación baja con derivación y mezcla del núcleo antes del postquemador.
Los turbofan modernos tienen un ventilador grande de una sola etapa o un ventilador más pequeño con varias etapas. Una configuración inicial combinaba una turbina de baja presión y un ventilador en una sola unidad montada en la parte trasera.
El turbofan se inventó para mejorar el consumo de combustible del turborreactor. Lo consigue empujando más aire, aumentando así la masa y reduciendo la velocidad del chorro propulsor en comparación con la del turborreactor. Esto se hace mecánicamente añadiendo un ventilador con conductos en lugar de utilizar fuerzas viscosas [6] añadiendo un eyector, como lo concibió por primera vez Whittle. [7]
Frank Whittle imaginó velocidades de vuelo de 500 mph en su patente británica 471,368 de marzo de 1936 "Mejoras relacionadas con la propulsión de aviones", en la que describe los principios detrás del turbofan, [8] aunque no se llamaba así en ese momento. Mientras que el turborreactor utiliza el gas de su ciclo termodinámico como propulsor, para velocidades de aeronaves inferiores a 500 mph hay dos penalizaciones para este diseño que aborda el turbofan.
En primer lugar, se desperdicia energía, ya que el avión propulsor va mucho más rápido hacia atrás que el avión hacia delante, dejando una estela muy rápida. Esta estela contiene energía cinética que refleja el combustible utilizado para producirla, en lugar del combustible utilizado para hacer avanzar el avión. Un turboventilador aprovecha esa velocidad desperdiciada y la utiliza para alimentar un ventilador con conductos que sopla aire en canales de derivación alrededor del resto de la turbina. Esto reduce la velocidad del chorro propulsor mientras empuja más aire y, por tanto, más masa.
La otra desventaja es que la combustión es menos eficiente a velocidades más bajas. Cualquier acción para reducir el consumo de combustible del motor aumentando su relación de presión o la temperatura de la turbina para lograr una mejor combustión provoca un aumento correspondiente en la presión y la temperatura en el conducto de escape que a su vez provoca una mayor velocidad del gas desde la boquilla propulsora (y un mayor KE y desperdicio de combustible). Aunque el motor utilizaría menos combustible para producir medio kilo de empuje, se desperdicia más combustible en el jet de propulsión más rápido. En otras palabras, se pierde la independencia de las eficiencias térmica y propulsora, como existe con la combinación de motor de pistón/hélice que precedió al turborreactor. [9] Por el contrario, Roth [10] considera que recuperar esta independencia es la característica más importante del turbofan que permite elegir el empuje específico independientemente del ciclo del generador de gas.
La sustancia de trabajo del ciclo termodinámico es la única masa acelerada para producir empuje en un turborreactor, lo que supone una limitación importante (alto consumo de combustible) para aviones a velocidades inferiores a las supersónicas. Para velocidades de vuelo subsónicas, la velocidad del chorro propulsor debe reducirse porque hay que pagar un precio por producir el empuje. La energía necesaria para acelerar el gas dentro del motor (aumento de la energía cinética) se gasta de dos maneras: produciendo un cambio en el momento (es decir, una fuerza) y una estela que es una consecuencia inevitable de producir empuje por un motor que respira aire . 11] (o hélice). La velocidad de la estela y el combustible quemado para producirla se pueden reducir y mantener el empuje requerido aumentando la masa acelerada. Un turbofan hace esto transfiriendo la energía disponible dentro del motor, desde el generador de gas, a un ventilador canalizado que produce una segunda masa adicional de aire acelerado.
La transferencia de energía desde el núcleo al aire de derivación da como resultado una menor presión y temperatura del gas que ingresa a la boquilla del núcleo (menor velocidad de escape) y una temperatura y presión producidas por el ventilador que ingresan a la boquilla del ventilador. La cantidad de energía transferida depende de cuánto aumento de presión está diseñado para producir el ventilador (relación de presión del ventilador). El mejor intercambio de energía (menor consumo de combustible) entre los dos flujos y la comparación de las velocidades del chorro depende de la eficiencia de la transferencia, que depende de las pérdidas en la turbina del ventilador y el ventilador. [12]
El flujo del ventilador tiene una velocidad de escape más baja, lo que proporciona mucho más empuje por unidad de energía (menor empuje específico ). Ambas corrientes de aire contribuyen al empuje bruto del motor. El aire adicional para la corriente de derivación aumenta la resistencia del ariete en el tubo de entrada de aire, pero todavía hay un aumento significativo en el empuje neto. La velocidad de escape efectiva general de los dos chorros de escape se puede acercar más a la velocidad de vuelo de un avión subsónico normal y se acerca a la eficiencia ideal de Froude . Un turbofan acelera una masa de aire mayor más lentamente, en comparación con un turborreactor que acelera una cantidad menor más rápidamente, lo cual es una forma menos eficiente de generar el mismo empuje (consulte la sección de eficiencia a continuación).
La relación entre el flujo másico de aire que pasa por el núcleo del motor en comparación con el flujo másico de aire que pasa a través del núcleo se denomina relación de derivación . Los motores con más empuje del jet en relación con el empuje del ventilador se conocen como turbofan de bypass bajo , aquellos que tienen considerablemente más empuje del ventilador que el empuje del jet se conocen como turbofan de bypass alto . La mayoría de los motores a reacción de aviación comercial que se utilizan hoy en día son de alto bypass, [2] [3] y la mayoría de los motores de combate modernos son de bajo bypass. [4] [5] Los postquemadores se utilizan en turbofanes de baja derivación en aviones de combate.
La relación de derivación (BPR) de un motor turbofan es la relación entre el caudal másico de la corriente de derivación y el caudal másico que ingresa al núcleo. [13] Una relación de derivación de 6, por ejemplo, significa que pasa 6 veces más aire a través del conducto de derivación que la cantidad que pasa a través de la cámara de combustión.
Los motores turbofan generalmente se describen en términos de BPR, que junto con la relación de presión general, la temperatura de entrada de la turbina y la relación de presión del ventilador son parámetros de diseño importantes. Además, se cotiza el BPR para instalaciones de turbohélice y ventiladores sin conductos porque su alta eficiencia propulsora les otorga las características de eficiencia general de los turboventiladores de derivación muy alta. Esto permite mostrarlos junto con los turbofan en gráficos que muestran tendencias de reducción del consumo específico de combustible (SFC) con un aumento del BPR. [14] BPR también se puede cotizar para instalaciones de ventiladores de elevación donde el flujo de aire del ventilador está alejado del motor y no pasa por el núcleo del motor.
Considerando un núcleo constante (es decir, una relación de presión fija y una temperatura de entrada de la turbina), velocidades del núcleo y del chorro de derivación iguales y una condición de vuelo particular (es decir, número de Mach y altitud), el consumo de combustible por libra de empuje (sfc) disminuye con el aumento de BPR. Al mismo tiempo, los empujes brutos y netos aumentan, pero en cantidades diferentes. [15] Existe un potencial considerable para reducir el consumo de combustible para el mismo ciclo central aumentando el BPR. Esto se logra debido a la reducción de libras de empuje por libra/seg de flujo de aire (empuje específico) y la consiguiente reducción de la energía cinética perdida en los jets (aumento de la eficiencia propulsora). [dieciséis]
Si toda la potencia del gas de una turbina de gas se convierte en energía cinética en una tobera propulsora, el avión se adapta mejor a altas velocidades supersónicas. Si todo se transfiere a una gran masa de aire separada con baja energía cinética, el avión se adapta mejor a velocidad cero (en vuelo estacionario). Para velocidades intermedias, la potencia del gas se comparte entre una corriente de aire separada y el propio flujo de la tobera de la turbina de gas en una proporción que proporcione el rendimiento requerido del avión. La compensación entre flujo másico y velocidad también se ve en hélices y rotores de helicópteros al comparar la carga del disco y la carga de potencia. [17] Por ejemplo, el mismo peso de un helicóptero puede ser soportado por un motor de alta potencia y un rotor de pequeño diámetro o, para menos combustible, un motor de menor potencia y un rotor más grande con menor velocidad a través del rotor.
La derivación generalmente se refiere a la transferencia de energía de gas desde una turbina de gas a una corriente de aire de derivación para reducir el consumo de combustible y el ruido del avión. Alternativamente, puede ser necesario un motor de postcombustión donde el único requisito para la derivación sea proporcionar aire de refrigeración. Esto establece el límite inferior para BPR y estos motores han sido llamados turborreactores con "fugas" o de purga continua [18] (General Electric YJ-101 BPR 0.25) y turborreactores de BPR bajo [19] (Pratt & Whitney PW1120). También se ha utilizado un BPR bajo (0,2) para proporcionar un margen de sobretensión y enfriamiento del postquemador para el Pratt & Whitney J58 . [20]
Los motores de hélice son más eficientes para bajas velocidades, los motores turborreactores para altas velocidades y los motores turbofan entre ambos. Los turbofan son los motores más eficientes en el rango de velocidades de aproximadamente 500 a 1000 km/h (270 a 540 nudos; 310 a 620 mph), la velocidad a la que operan la mayoría de los aviones comerciales. [21] [22]
En un motor turborreactor (derivación cero), los gases de escape a alta temperatura y alta presión se aceleran cuando se expanden a través de una boquilla propulsora y producen todo el empuje. El compresor absorbe la potencia mecánica producida por la turbina. En un diseño de derivación, turbinas adicionales impulsan un ventilador con conductos que acelera el aire hacia atrás desde la parte delantera del motor. En un diseño de alto bypass, el ventilador con conductos y la boquilla producen la mayor parte del empuje. Los turbofan están estrechamente relacionados con los turbohélices en principio porque ambos transfieren parte de la potencia de gas de la turbina de gas, utilizando maquinaria adicional, a una corriente de derivación, dejando menos para que la boquilla caliente la convierta en energía cinética. Los turbofan 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). [23] Extraer la potencia del eje y transferirla a una corriente de derivación introduce pérdidas adicionales que se compensan con creces con la eficiencia propulsora mejorada. El turbohélice en su mejor velocidad de vuelo ofrece importantes ahorros de combustible en comparación con un turborreactor, incluso aunque se agreguen una turbina adicional, una caja de cambios y una hélice a la boquilla propulsora de bajas pérdidas del turborreactor. [24] El turbofan tiene pérdidas adicionales por su mayor número de etapas/álabes del compresor, ventilador y conducto de derivación. [ se necesita aclaración ]
La eficiencia Froude o propulsiva se puede definir como:
dónde:
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. . [25]
El empuje ( FN ) generado por un turbofan depende de la velocidad de escape efectiva del escape total, como ocurre con cualquier motor a reacción, pero debido a que hay dos chorros de escape, la ecuación de empuje se puede ampliar como: [26]
dónde:
Los sistemas de boquillas del conducto frío y del conducto central son relativamente complejos debido al uso de dos flujos de escape separados. En los motores de alto bypass, el ventilador está situado en un conducto corto cerca de la parte delantera del motor y normalmente tiene una boquilla fría convergente, con la cola del conducto formando una boquilla de baja relación de presión que, en condiciones normales, se ahogará creando patrones de flujo supersónico alrededor. el núcleo [ cita necesaria ] . La boquilla central es más convencional, pero genera menos empuje y, dependiendo de las opciones de diseño, como las consideraciones de ruido, es posible que no se ahogue. [27] En los motores de baja derivación, los dos flujos pueden combinarse dentro de los conductos y compartir una boquilla común, que puede equiparse con un postquemador.
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La mayor parte del flujo de aire a través de un turboventilador de alto bypass es un flujo de bypass de baja velocidad: incluso cuando se combina con el escape del motor de velocidad mucho más alta, la velocidad promedio de escape es considerablemente menor que en un turborreactor puro. El ruido del motor turborreactor es predominantemente ruido de chorro debido a la alta velocidad de escape. Por lo tanto, los motores turbofan son significativamente más silenciosos que un jet puro del mismo empuje, y el ruido del jet ya no es la fuente predominante. [28] El ruido del motor turbofan se propaga tanto aguas arriba a través de la entrada como aguas abajo a través de la boquilla primaria y el conducto de derivación. Otras fuentes de ruido son el ventilador, el compresor y la turbina. [29]
Los aviones comerciales modernos emplean motores de alta relación de derivación (HBPR) con sistemas de escape de conducto corto, sin mezcla y de flujo separado. Su ruido se debe a la velocidad, temperatura y presión del chorro de escape, especialmente durante condiciones de alto empuje, como las necesarias para el despegue. La fuente principal de ruido de los aviones es la mezcla turbulenta de capas de corte en el escape del motor. Estas capas de corte contienen inestabilidades que conducen a vórtices altamente turbulentos que generan las fluctuaciones de presión responsables del sonido. Para reducir el ruido asociado con el flujo en chorro, la industria aeroespacial ha buscado interrumpir la turbulencia de la capa de corte y reducir el ruido general producido. [ cita necesaria ]
El ruido del ventilador puede provenir de la interacción de las estelas de las aspas del ventilador con el campo de presión de las aspas del estator de salida del ventilador aguas abajo. Puede minimizarse mediante un espacio axial adecuado entre el borde de salida de la pala y la entrada del estator. [30] A altas velocidades del motor, como en el despegue, las ondas de choque de las puntas del ventilador supersónico, debido a su naturaleza desigual, producen un ruido de naturaleza discordante conocido como ruido de "sierra zumbadora". [31] [32]
Todos los motores turbofan modernos tienen revestimientos acústicos en la góndola para amortiguar el ruido. Se extienden tanto como sea posible para cubrir la mayor superficie. El rendimiento acústico del motor puede evaluarse experimentalmente mediante pruebas en tierra [33] o en bancos de pruebas experimentales específicos. [34]
En la industria aeroespacial ,Los galones son los patrones de "dientes de sierra" en los bordes de salida de algunas boquillas de motores a reacción [35] que se utilizan para reducir el ruido . Los bordes moldeados suavizan la mezcla del aire caliente del núcleo del motor y el aire más frío que fluye a través del ventilador del motor, lo que reduce las turbulencias que generan ruido. [35] Los chevrones fueron desarrollados por GE en virtud de un contrato con la NASA . [35] [36] Algunos ejemplos notables de tales diseños son el Boeing 787 y el Boeing 747-8 , con motores Rolls-Royce Trent 1000 y General Electric GEnx . [37]
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Los primeros motores turborreactores no eran muy eficientes en el consumo de combustible porque su relación de presión general y la temperatura de entrada de la turbina estaban severamente limitadas por la tecnología y los materiales disponibles en ese momento.
El primer motor turbofan, que sólo se puso en marcha en un banco de pruebas, fue el alemán Daimler-Benz DB 670 , designado 109-007 por el Ministerio de Aviación nazi , con fecha de primera puesta en funcionamiento el 27 de mayo de 1943, tras las pruebas del turbomáquina que utiliza un motor eléctrico, que se había iniciado el 1 de abril de 1943. [38] El desarrollo del motor se abandonó con sus problemas sin resolver, a medida que la situación de guerra empeoraba para Alemania.
Más tarde, en 1943, el suelo británico probó el turbofan Metrovick F.3 [39] , que utilizaba el turborreactor Metrovick F.2 como generador de gas y el escape se descargaba en un módulo de ventilador trasero acoplado que comprendía una turbina LP contrarrotante. Sistema que acciona dos ventiladores coaxiales contrarrotativos. [40]
Los materiales mejorados y la introducción de compresores gemelos, como en los motores Bristol Olympus , [41] y Pratt & Whitney JT3C , aumentaron la relación de presión general y, por tanto, la eficiencia termodinámica de los motores. También tenían una eficiencia propulsiva deficiente, porque los turborreactores puros tienen un alto empuje específico y un escape de alta velocidad, que se adapta mejor a los vuelos supersónicos.
Los motores turbofan de baja derivación originales fueron diseñados para mejorar la eficiencia propulsora al reducir la velocidad de escape a un valor más cercano al de la aeronave. El Rolls-Royce Conway , el primer turbofan de producción del mundo, tenía una relación de derivación de 0,3, similar al moderno motor de combate General Electric F404 . Los motores turbofan civiles de la década de 1960, como el Pratt & Whitney JT8D y el Rolls-Royce Spey , tenían relaciones de derivación más cercanas a 1 y eran similares a sus equivalentes militares.
El primer avión de pasajeros soviético propulsado por motores turbofan fue el Tupolev Tu-124 introducido en 1962. Utilizaba el Soloviev D-20 . [42] Se produjeron 164 aviones entre 1960 y 1965 para Aeroflot y otras aerolíneas del Bloque del Este , y algunos operaron hasta principios de la década de 1990.
El primer turboventilador de General Electric fue el CJ805-23 con ventilador de popa , basado en el turborreactor CJ805-3. Le siguió el motor General Electric CF700 con ventilador de popa , con una relación de derivación de 2,0. Esto se derivó del turborreactor General Electric J85/CJ610 de 2.850 lbf (12.700 N) para propulsar el avión modelo Rockwell Sabreliner 75/80 más grande, así como el Dassault Falcon 20 , con aproximadamente un aumento del 50% en el empuje a 4.200 lbf (19.000 NORTE). El CF700 fue el primer turbofan pequeño certificado por la Administración Federal de Aviación (FAA). En un momento dado, había más de 400 aviones CF700 en funcionamiento en todo el mundo, con una base de experiencia de más de 10 millones de horas de servicio. El motor turbofan CF700 también se utilizó para entrenar a los astronautas con destino a la Luna en el Proyecto Apolo como motor del Vehículo de Investigación de Alunizaje .
Un turboventilador de alto empuje específico/baja relación de derivación normalmente tiene un ventilador de múltiples etapas detrás de las paletas guía de entrada, lo que desarrolla una relación de presión relativamente alta y, por lo tanto, produce una velocidad de escape alta (mixta o fría). El flujo de aire del núcleo debe ser lo suficientemente grande como para garantizar que haya suficiente potencia central para impulsar el ventilador. Se puede lograr un ciclo de flujo central más pequeño/relación de derivación más alta elevando la temperatura de entrada del rotor de la turbina de alta presión (HP).
Para ilustrar un aspecto de en qué se diferencia un turboventilador de un turborreactor, se pueden hacer comparaciones con el mismo flujo de aire (para mantener una entrada común, por ejemplo) y el mismo empuje neto (es decir, el mismo empuje específico). Se puede agregar un flujo de derivación sólo si la temperatura de entrada de la turbina no es demasiado alta para compensar el flujo central más pequeño. Las mejoras futuras en la tecnología de enfriamiento/material de la turbina pueden permitir una temperatura de entrada más alta de la turbina, lo cual es necesario debido al aumento de la temperatura del aire de enfriamiento, como resultado de un aumento general de la relación de presión .
El turboventilador resultante, con eficiencias y pérdidas de conductos razonables para los componentes añadidos, probablemente funcionaría con una relación de presión de boquilla más alta que el turborreactor, pero con una temperatura de escape más baja para retener el empuje neto. Dado que el aumento de temperatura en todo el motor (de admisión a boquilla) sería menor, el flujo de combustible (energía seca) también se reduciría, lo que resultaría en un mejor consumo específico de combustible (SFC).
Algunos turbofan militares de baja relación de derivación (por ejemplo, F404 , JT8D ) tienen paletas guía de entrada variables para dirigir el aire hacia la primera etapa del rotor del ventilador. Esto mejora el margen de sobretensión del ventilador (ver mapa del compresor ).
Desde la década de 1970, la mayoría de los motores de los aviones de combate han sido turbofanes de derivación baja/media con escape mixto, posquemador y boquilla de salida de área variable. Un posquemador es una cámara de combustión ubicada aguas abajo de las palas de la turbina y directamente aguas arriba de la boquilla, que quema combustible de los inyectores de combustible específicos del posquemador. Cuando se enciende, se queman grandes volúmenes de combustible en el postquemador, lo que eleva la temperatura de los gases de escape en un grado significativo, lo que resulta en una mayor velocidad de escape/empuje específico del motor. La boquilla de geometría variable debe abrirse a un área de garganta más grande para acomodar el volumen adicional y el mayor caudal cuando se enciende el posquemador. La postcombustión suele estar diseñada para dar un impulso significativo al despegue, la aceleración transónica y las maniobras de combate, pero consume mucho combustible. En consecuencia, la postcombustión sólo puede utilizarse durante breves períodos de una misión.
A diferencia del motor principal, donde las temperaturas estequiométricas en la cámara de combustión deben reducirse antes de que lleguen a la turbina, un postquemador con carga máxima de combustible está diseñado para producir temperaturas estequiométricas en la entrada a la boquilla, aproximadamente 2100 K (3800 °R; 3300 °F). ; 1.800°C). Con una relación total fija de combustible:aire aplicada, el flujo total de combustible para un flujo de aire de ventilador determinado será el mismo, independientemente del empuje seco específico del motor. Sin embargo, un turbofán de alto empuje específico tendrá, por definición, una relación de presión de boquilla más alta, lo que dará como resultado un empuje neto de postcombustión mayor y, por lo tanto, un menor consumo de combustible específico de poscombustión (SFC). Sin embargo, los motores de alto empuje específico tienen un SFC seco elevado. La situación es inversa para un turbofan de postcombustión de empuje específico medio: es decir, SFC de postcombustión pobre/SFC bueno y seco. El primer motor es adecuado para un avión de combate que debe permanecer en combate con postcombustión durante un período bastante largo, pero que sólo tiene que luchar bastante cerca del aeródromo (por ejemplo, escaramuzas transfronterizas). Este último motor es mejor para un avión que tiene que volar cierta distancia, o holgazanear durante mucho tiempo, antes de entrar en combate. Sin embargo, el piloto puede permitirse el lujo de permanecer en la postcombustión sólo por un corto período, antes de que las reservas de combustible del avión bajen peligrosamente.
El primer motor turbofan con postcombustión de producción fue el Pratt & Whitney TF30 , que inicialmente impulsó al F-111 Aardvark y al F-14 Tomcat . Los turbofan militares de bajo bypass actuales incluyen el Pratt & Whitney F119 , el Eurojet EJ200 , el General Electric F110 , el Klimov RD-33 y el Saturn AL-31 , todos los cuales cuentan con un escape mixto, postquemador y boquilla propulsora de área variable.
Para mejorar aún más la economía de combustible y reducir el ruido, casi todos los aviones de pasajeros actuales y la mayoría de los aviones de transporte militar (por ejemplo, el C-17 ) están propulsados por turbofanes de bajo empuje específico y alta relación de derivación. Estos motores evolucionaron a partir de los turbofan de alto empuje específico y baja relación de derivación utilizados en dichos aviones en la década de 1960. Los aviones de combate modernos tienden a utilizar turbofanes de baja relación de derivación, y algunos aviones de transporte militar utilizan turbohélices .
Se logra un empuje específico bajo reemplazando el ventilador de múltiples etapas por una unidad de una sola etapa. A diferencia de algunos motores militares, los turbofan civiles modernos carecen de paletas guía de entrada estacionarias delante del rotor del ventilador. El ventilador se escala para lograr el empuje neto deseado.
El núcleo (o generador de gas) del motor debe generar suficiente energía para impulsar el ventilador a su flujo másico y relación de presión nominales. Las mejoras en la tecnología de enfriamiento/material de la turbina permiten una temperatura de entrada del rotor de la turbina (HP) más alta, lo que permite un núcleo más pequeño (y más liviano), lo que potencialmente mejora la eficiencia térmica del núcleo. La reducción del flujo másico del núcleo tiende a aumentar la carga en la turbina LP, por lo que esta unidad puede requerir etapas adicionales para reducir la carga promedio de la etapa y mantener la eficiencia de la turbina LP. La reducción del flujo central también aumenta la relación de derivación. Las relaciones de derivación superiores a 5:1 son cada vez más comunes; el Pratt & Whitney PW1000G , que entró en servicio comercial en 2016, alcanza 12,5:1.
Se pueden lograr mejoras adicionales en la eficiencia térmica del núcleo aumentando la relación de presión general del núcleo. Las mejoras en la aerodinámica de las palas pueden reducir la cantidad de etapas de compresor adicionales requeridas, y los estatores de geometría variable permiten que los compresores de alta relación de presión funcionen sin sobretensiones en todas las configuraciones de aceleración.
El primer motor turbofan de alto bypass (experimental) fue el AVCO-Lycoming PLF1A-2, un motor Honeywell T55 derivado de turboeje que se puso en funcionamiento por primera vez en febrero de 1962. El PLF1A-2 tenía una etapa de ventilador con engranajes de 40 de diámetro (100 cm). , produjo un empuje estático de 4320 lb (1960 kg), [43] y tenía una relación de derivación de 6:1. [44] El General Electric TF39 se convirtió en el primer modelo de producción, diseñado para propulsar el avión de transporte militar Lockheed C-5 Galaxy . [22] El motor civil General Electric CF6 utilizó un diseño derivado. Otros turbofan de alto bypass son el Pratt & Whitney JT9D , el Rolls-Royce RB211 de tres ejes y el CFM International CFM56 ; también el TF34 más pequeño . Los turbofan grandes de alto bypass más recientes incluyen el Pratt & Whitney PW4000 , el Rolls-Royce Trent de tres ejes , el General Electric GE90 / GEnx y el GP7000 , producidos conjuntamente por GE y P&W. El motor Pratt & Whitney JT9D fue el primer motor a reacción de alta relación de derivación que propulsaba un avión de pasajeros de fuselaje ancho. [45]
Cuanto menor es el empuje específico de un turbofan, menor es la velocidad media de salida del chorro, lo que a su vez se traduce en una alta tasa de caída del empuje (es decir, un empuje decreciente al aumentar la velocidad de vuelo). Véase la discusión técnica a continuación, punto 2. En consecuencia, un motor dimensionado para propulsar una aeronave a alta velocidad de vuelo subsónico (por ejemplo, Mach 0,83) genera un empuje relativamente alto a baja velocidad de vuelo, mejorando así el rendimiento de la pista. Los motores de bajo empuje específico tienden a tener una relación de derivación alta, pero esto también es función de la temperatura del sistema de turbina.
Los turbofan de los aviones de transporte bimotores producen suficiente empuje de despegue para continuar el despegue con un motor si el otro motor se apaga después de un punto crítico de la carrera de despegue. A partir de ese momento, el avión tiene menos de la mitad del empuje en comparación con dos motores en funcionamiento porque el motor que no funciona es una fuente de resistencia. Los aviones bimotores modernos normalmente ascienden de forma muy pronunciada inmediatamente después del despegue. Si un motor se apaga, el ascenso es mucho más superficial, pero suficiente para superar los obstáculos en la trayectoria de vuelo.
La tecnología de motores de la Unión Soviética era menos avanzada que la de Occidente, y su primer avión de fuselaje ancho, el Ilyushin Il-86 , estaba propulsado por motores de baja derivación. El Yakovlev Yak-42 , un avión de alcance medio con motor trasero con capacidad para 120 pasajeros, presentado en 1980, fue el primer avión soviético en utilizar motores de alto bypass.
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Los motores turbofan vienen en una variedad de configuraciones de motor. Para un ciclo de motor determinado (es decir, el mismo flujo de aire, relación de derivación, relación de presión del ventilador, relación de presión general y temperatura de entrada del rotor de la turbina HP), la elección de la configuración del turboventilador tiene poco impacto sobre el rendimiento del punto de diseño (por ejemplo, empuje neto, SFC). , siempre y cuando se mantenga el rendimiento general de los componentes. Sin embargo, el rendimiento y la estabilidad fuera de diseño se ven afectados por la configuración del motor.
El elemento básico de un turboventilador es un carrete , una única combinación de ventilador/compresor, turbina y eje que gira a una única velocidad. Para una relación de presión determinada, el margen de sobretensión se puede aumentar mediante dos caminos de diseño diferentes:
La mayoría de los turboventiladores civiles occidentales modernos emplean un compresor de alta presión (HP) con una relación de presión relativamente alta, con muchas filas de estatores variables para controlar el margen de sobretensión a bajas revoluciones. En el RB211 / Trent de tres carretes, el sistema de compresión central está dividido en dos: el compresor IP, que sobrealimenta el compresor HP, está en un eje coaxial diferente y es impulsado por una turbina (IP) separada. Como el compresor HP tiene una relación de presión modesta, su velocidad se puede reducir sin sobretensiones, sin emplear geometría variable. Sin embargo, debido a que una línea de trabajo de compresor IP poco profunda es inevitable, el IPC tiene una etapa de geometría variable en todas las variantes excepto el −535, que no tiene ninguna. [46]
Aunque está lejos de ser común, el turboventilador de un solo eje es probablemente la configuración más simple, ya que comprende un ventilador y un compresor de alta presión impulsados por una sola unidad de turbina, todo en el mismo carrete. El Snecma M53 , que propulsa el avión de combate Dassault Mirage 2000 , es un ejemplo de turbofan de un solo eje. A pesar de la simplicidad de la configuración de la turbomáquina, el M53 requiere un mezclador de área variable para facilitar el funcionamiento con aceleración parcial.
Uno de los primeros turbofan fue un derivado del turborreactor General Electric J79 , conocido como CJ805-23 , que presentaba una unidad integrada de ventilador trasero/turbina de baja presión (LP) ubicada en el tubo de escape del turborreactor. El gas caliente del escape de la turbina turborreactor se expandió a través de la turbina LP, siendo las palas del ventilador una extensión radial de las palas de la turbina. Esta disposición introduce una ruta de fuga de gas adicional en comparación con una configuración de ventilador frontal y fue un problema con este motor con gas de turbina de mayor presión que se filtraba hacia el flujo de aire del ventilador. [47] Posteriormente se utilizó una configuración de ventilador de popa para el demostrador General Electric GE36 UDF (propfan) de principios de la década de 1980.
En 1971, el Centro de Investigación Lewis de la NASA presentó un concepto para un motor de transporte supersónico que funcionaba como un turbofan de popa a velocidades de despegue y subsónicas y como un turborreactor a velocidades más altas. Esto proporcionaría las características de bajo ruido y alto empuje de un turbofan en el despegue, junto con una alta eficiencia propulsora del turbofan a velocidades de vuelo subsónicas. Tendría la alta eficiencia propulsora de un turborreactor a velocidades de crucero supersónicas. [48]
Muchos turboventiladores tienen al menos una configuración básica de dos carretes donde el ventilador está en un carrete de baja presión (LP) separado, funcionando concéntricamente con el compresor o el carrete de alta presión (HP); el carrete LP corre a una velocidad angular menor , mientras que el carrete HP gira más rápido y su compresor comprime aún más parte del aire para la combustión. [ cita necesaria ] El BR710 es típico de esta configuración. En los tamaños de empuje más pequeños, en lugar de palas totalmente axiales, la configuración del compresor HP puede ser centrífugo axial (por ejemplo, CFE CFE738 ), doble centrífugo o incluso diagonal/centrífugo (por ejemplo, Pratt & Whitney Canada PW600 ).
Se pueden lograr relaciones de presión generales más altas aumentando la relación de presión del compresor HP o agregando etapas de compresor (sin derivación) al carrete LP, entre el ventilador y el compresor HP, para impulsar este último. Todos los grandes turbofan estadounidenses (por ejemplo, General Electric CF6 , GE90 , GE9X y GEnx más Pratt & Whitney JT9D y PW4000 ) utilizan etapas de refuerzo. El Rolls-Royce BR715 es otro ejemplo. Las altas relaciones de derivación utilizadas en los turbofan civiles modernos tienden a reducir el diámetro relativo de las etapas de refuerzo, reduciendo su velocidad punta media. En consecuencia, se requieren más etapas de refuerzo para desarrollar el aumento de presión necesario.
Rolls-Royce eligió una configuración de tres carretes para sus grandes turbofan civiles (es decir, las familias RB211 y Trent ), donde las etapas de refuerzo de una configuración impulsada de dos carretes se separan en un carrete de presión intermedia (IP), impulsado por su propia turbina. . El primer motor de tres carretes fue el anterior Rolls-Royce RB.203 Trent de 1967.
El Garrett ATF3 , que propulsa el jet ejecutivo Dassault Falcon 20 , tiene un diseño inusual de tres carretes con un carrete de popa no concéntrico con los otros dos.
Ivchenko Design Bureau eligió la misma configuración que Rolls-Royce para su motor Lotarev D-36 , seguido por Lotarev/Progress D-18T y Progress D-436 .
El turbofan militar Turbo-Union RB199 también tiene una configuración de tres carretes, al igual que los militares Kuznetsov NK-25 y NK-321 .
A medida que aumenta la relación de derivación, la velocidad de la punta de las aspas del ventilador aumenta en relación con la velocidad de las aspas del LPT. Esto reducirá la velocidad de las aspas del LPT, lo que requerirá más etapas de turbina para extraer suficiente energía para impulsar el ventilador. La introducción de una caja de engranajes reductora (planetaria) , con una relación de transmisión adecuada, entre el eje LP y el ventilador permite que tanto el ventilador como la turbina LP funcionen a sus velocidades óptimas. Ejemplos de esta configuración son el tradicional Garrett TFE731 , el Honeywell ALF 502/507 y el reciente Pratt & Whitney PW1000G .
La mayoría de las configuraciones analizadas anteriormente se utilizan en turbofan civiles, mientras que los turbofan militares modernos (por ejemplo, Snecma M88 ) suelen ser básicos de dos carretes.
La mayoría de los turboventiladores civiles utilizan una turbina HP de 2 etapas de alta eficiencia para impulsar el compresor HP. El CFM International CFM56 utiliza un enfoque alternativo: una unidad de alto trabajo de una sola etapa. Si bien este enfoque es probablemente menos eficiente, supone un ahorro en aire de refrigeración, peso y coste.
En las series de motores de 3 carretes RB211 y Trent , la relación de presión del compresor HP es modesta, por lo que solo se requiere una etapa de turbina HP. Los turbofan militares modernos también tienden a utilizar una sola etapa de turbina HP y un modesto compresor HP.
Los turbofan civiles modernos tienen turbinas LP de múltiples etapas (entre 3 y 7). El número de etapas necesarias depende de la relación de derivación del ciclo del motor y del impulso (en dos carretes impulsados). Un ventilador con engranajes puede reducir la cantidad de etapas LPT requeridas en algunas aplicaciones. [49] Debido a las relaciones de derivación mucho más bajas empleadas, los turbofan militares requieren sólo una o dos etapas de turbina LP.
Considere un turboventilador mixto con una relación de derivación y un flujo de aire fijos. El aumento de la relación de presión general del sistema de compresión aumenta la temperatura de entrada a la cámara de combustión. Por lo tanto, con un flujo de combustible fijo hay un aumento en la temperatura de entrada del rotor de la turbina (HP). Aunque el mayor aumento de temperatura en el sistema de compresión implica una mayor caída de temperatura en el sistema de turbina, la temperatura de la boquilla mezclada no se ve afectada porque se agrega la misma cantidad de calor al sistema. Sin embargo, hay un aumento en la presión de la boquilla, porque la relación de presión general aumenta más rápido que la relación de expansión de la turbina, provocando un aumento en la presión de entrada del mezclador caliente. En consecuencia, el empuje neto aumenta, mientras que el consumo específico de combustible (flujo de combustible/empuje neto) disminuye. Una tendencia similar ocurre con los turboventiladores sin mezclar.
Los motores turbofan se pueden hacer más eficientes en cuanto a combustible aumentando la relación de presión general y la temperatura de entrada del rotor de la turbina al unísono. Sin embargo, se requieren mejores materiales de turbina o un mejor enfriamiento de las paletas/palas para hacer frente a los aumentos tanto en la temperatura de entrada del rotor de la turbina como en la temperatura de entrega del compresor. Aumentar este último puede requerir mejores materiales de compresor.
La relación de presión general se puede aumentar mejorando la relación de presión del compresor LP del ventilador (o) o la relación de presión del compresor HP. Si este último se mantiene constante, el aumento en la temperatura de entrega del compresor (HP) (por el aumento de la relación de presión general) implica un aumento en la velocidad mecánica de HP. Sin embargo, consideraciones de estrés podrían limitar este parámetro, lo que implica, a pesar de un aumento en la relación de presión general, una reducción en la relación de presión del compresor HP.
Según una teoría simple, si se mantiene la relación entre la temperatura de entrada del rotor de la turbina y la temperatura de entrega del compresor (HP), se puede conservar el área de la garganta de la turbina HP. Sin embargo, esto supone que se obtienen mejoras en el ciclo, manteniendo al mismo tiempo la función de flujo de salida del compresor de referencia (HP) (flujo adimensional). En la práctica, los cambios en la velocidad adimensional del compresor (HP) y la extracción de purga de enfriamiento probablemente invalidarían esta suposición, haciendo inevitable algún ajuste en el área de la garganta de la turbina HP. Esto significa que las paletas guía de las toberas de la turbina HP tendrían que ser diferentes a las originales. Con toda probabilidad, las paletas guía de las toberas de la turbina LP aguas abajo tendrían que cambiarse de todos modos.
El crecimiento del empuje se obtiene aumentando la potencia central. Hay dos rutas básicas disponibles:
Ambas rutas requieren un aumento en el flujo de combustible de la cámara de combustión y, por lo tanto, en la energía térmica agregada a la corriente del núcleo.
La ruta caliente puede requerir cambios en los materiales de las palas/paletas de la turbina o una mejor refrigeración de las palas/paletas. La ruta fría se puede obtener mediante uno de los siguientes:
todo lo cual aumenta tanto la relación de presión general como el flujo de aire central.
Alternativamente, se puede aumentar el tamaño del núcleo para aumentar el flujo de aire del núcleo, sin cambiar la relación de presión general. Esta ruta es costosa, ya que también se requiere un nuevo sistema de turbina (con flujo ascendente) (y posiblemente un compresor IP más grande).
También se deben realizar cambios en el ventilador para absorber la potencia central adicional. En un motor civil, las consideraciones sobre el ruido del avión significan que cualquier aumento significativo en el empuje de despegue debe ir acompañado de un aumento correspondiente en el flujo másico del ventilador (para mantener un empuje específico de T/O de aproximadamente 30 lbf/lb/s).
La aerodinámica es una mezcla de flujo de aire subsónico , transónico y supersónico en un solo ventilador/ compresor de gas en un turboventilador moderno. El flujo de aire que pasa por las palas debe mantenerse dentro de límites angulares estrechos para que el aire siga fluyendo contra una presión creciente. De lo contrario, el aire volverá a salir por la entrada. [50]
El control digital del motor con autoridad total (FADEC) necesita datos precisos para controlar el motor. La temperatura crítica de entrada de la turbina (TIT) es un entorno demasiado severo, a 1700 °C (3100 °F) y 17 bar (250 psi), para sensores confiables . Por lo tanto, durante el desarrollo de un nuevo tipo de motor se establece una relación entre una temperatura más fácil de medir, como la temperatura de los gases de escape , y el TIT. Luego se controla la temperatura de los gases de escape para asegurarse de que el motor no se caliente demasiado. [50]
Una pala de turbina de 100 g (3,5 oz) se somete a 1700 °C (3100 °F), a 17 bar (250 psi) y una fuerza centrífuga de 40 kN (9000 lbf), muy por encima del punto de deformación plástica e incluso por encima. el punto de fusión . Se necesitan aleaciones exóticas , sistemas sofisticados de refrigeración por aire y un diseño mecánico especial para mantener las tensiones físicas dentro de la resistencia del material.Los sellos giratorios deben soportar duras condiciones durante 10 años, 20.000 misiones y rotar de 10 a 20.000 rpm. [50]
Las aspas de los ventiladores han ido creciendo a medida que los motores a reacción se hacían más grandes: cada aspa de un ventilador transporta el equivalente a nueve autobuses de dos pisos y traga aire el volumen equivalente a una cancha de squash cada segundo. Los avances en el modelado de dinámica de fluidos computacional (CFD) han permitido formas curvas tridimensionales complejas con cuerdas muy anchas , manteniendo las capacidades del ventilador y minimizando el número de aspas para reducir costos. Casualmente, la relación de derivación aumentó para lograr una mayor eficiencia propulsora y aumentó el diámetro del ventilador. [51]
Rolls-Royce fue pionero en el uso de aspas huecas de titanio de cuerda ancha en la década de 1980 para lograr eficiencia aerodinámica y resistencia a daños por objetos extraños en el RB211 y luego en el Trent .GE Aviation introdujo las aspas del ventilador compuestas de fibra de carbono en el GE90 en 1995, y hoy se fabrican con un proceso de capa de cinta de fibra de carbono . Safran, socio de GE, desarrolló una tecnología tejida en 3D con Albany Composites para los motores CFM56 y CFM LEAP . [51]
Los núcleos de los motores se están reduciendo a medida que funcionan a relaciones de presión más altas y se vuelven más eficientes, y se vuelven más pequeños en comparación con el ventilador a medida que aumentan las relaciones de derivación. Los espacios libres entre las puntas de las palas son más difíciles de mantener en la salida del compresor de alta presión, donde las palas tienen 13 mm (0,5 pulgadas) de altura o menos; La flexión de la columna vertebral afecta aún más el control del espacio libre ya que el núcleo es proporcionalmente más largo y más delgado y el eje de transmisión del ventilador a la turbina de baja presión se encuentra en un espacio limitado dentro del núcleo. [52]
Para Pratt & Whitney, vicepresidente de tecnología y medio ambiente, Alan Epstein , "a lo largo de la historia de la aviación comercial, hemos pasado del 20% al 40% [de eficiencia de crucero], y existe un consenso entre la comunidad de motores de que probablemente podamos llegar al 60%". . [53]
Los turboventiladores con engranajes y mayores reducciones en la relación de presión del ventilador seguirán mejorando la eficiencia propulsora . La segunda fase del programa de reducción continua de energía, emisiones y ruido (CLEEN) de la FAA tiene como objetivo, para finales de la década de 2020, reducciones del 33 % en el consumo de combustible, el 60 % de las emisiones y el ruido EPNdb de 32 dB en comparación con la tecnología de punta de la década de 2000. [54] En el verano de 2017 en el Centro de Investigación Glenn de la NASA en Cleveland, Ohio , Pratt terminó de probar un ventilador con una relación de presión muy baja en un PW1000G , que se asemeja a un rotor abierto con menos aspas que las 20 del PW1000G. [53]
El peso y el tamaño de la góndola se reducirían mediante una entrada de conducto corta, lo que impondría mayores cargas de giro aerodinámicas en las palas y dejaría menos espacio para la insonorización, pero un ventilador con una relación de presión más baja es más lento.UTC Aerospace Systems Aerostructures realizará una prueba en tierra a gran escala en 2019 de su sistema de propulsión integrado de baja resistencia con un inversor de empuje , que mejorará el consumo de combustible en un 1% y con un ruido entre 2,5 y 3 EPNdB menor. [53]
Safran probablemente pueda ofrecer otro 10-15% en eficiencia de combustible hasta mediados de la década de 2020 antes de alcanzar una asíntota , y a continuación tendrá que introducir un gran avance: aumentar la relación de derivación a 35:1 en lugar de 11:1 para el CFM LEAP . está haciendo una demostración de un ventilador sin conductos de rotor abierto contrarrotativo (propfan) en Istres, Francia , en el marco del programa tecnológico europeo Clean Sky . Los avances en el modelado y los materiales de alta resistencia específica pueden ayudarlo a tener éxito donde los intentos anteriores fracasaron. Cuando los niveles de ruido estén dentro de los estándares actuales y sean similares a los del motor Leap, se dispondrá de un 15 % menos de consumo de combustible y, para ello, Safran está probando sus controles, vibración y funcionamiento, mientras que la integración de la estructura del avión sigue siendo un desafío. [53]
Para GE Aviation , la densidad de energía del combustible para aviones aún maximiza la ecuación de alcance de Breguet y los núcleos con una relación de presión más alta; Los ventiladores con una relación de presión más baja, las entradas de bajas pérdidas y las estructuras más ligeras pueden mejorar aún más la eficiencia térmica, de transferencia y de propulsión. En el marco del Programa de transición de motores adaptativos de la Fuerza Aérea de EE. UU. , se utilizarán ciclos termodinámicos adaptativos para el caza a reacción de sexta generación , basados en un ciclo Brayton modificado y una combustión de volumen constante .La fabricación aditiva en el turbohélice avanzado reducirá el peso en un 5% y el consumo de combustible en un 20%. [53]
Las piezas de compuesto de matriz cerámica (CMC) estáticas y giratorias funcionan a 500 °F (260 °C) más calientes que el metal y pesan un tercio de su peso. Con 21,9 millones de dólares del Laboratorio de Investigación de la Fuerza Aérea , GE está invirtiendo 200 millones de dólares en una instalación de CMC en Huntsville, Alabama , además de su sitio en Asheville, Carolina del Norte , para producir en masa matriz de carburo de silicio con fibras de carburo de silicio en 2018. se utilizará diez veces más a mediados de la década de 2020: el CFM LEAP requiere 18 cubiertas de turbina CMC por motor y el GE9X lo usará en la cámara de combustión y para boquillas de turbina de 42 HP. [53]
Rolls-Royce Plc apunta a un núcleo con una relación de presión de 60:1 para el Ultrafan de la década de 2020 y comenzó pruebas en tierra de su engranaje de 100.000 hp (75.000 kW) para 100.000 lbf (440 kN) y relaciones de derivación de 15:1. Las temperaturas de entrada a las turbinas, casi estequiométricas , se acercan al límite teórico y su impacto en las emisiones debe equilibrarse con los objetivos de desempeño ambiental. Los rotores abiertos, los ventiladores con una relación de presión más baja y la propulsión potencialmente distribuida ofrecen más espacio para una mejor eficiencia propulsiva. Los ciclos exóticos, los intercambiadores de calor y la ganancia de presión/combustión de volumen constante pueden mejorar la eficiencia termodinámica . La fabricación aditiva podría ser un facilitador para intercoolers y recuperadores . Una mayor integración de las estructuras de los aviones y los aviones híbridos o eléctricos se pueden combinar con turbinas de gas. [53]
Los motores Rolls-Royce actuales tienen una eficiencia de propulsión del 72% al 82% y una eficiencia térmica del 42% al 49% para un TSFC de 0,63 a 0,49 lb/lbf/h (64.000 a 50.000 g/kN/h) a Mach 0,8, y apuntan a límites teóricos. del 95% para eficiencia propulsora de rotor abierto y del 60% para eficiencia térmica con temperatura de entrada estequiométrica a la turbina y relación de presión general de 80:1 para un TSFC de 0,35 lb/lbf/h (36 000 g/kN/h) [55]
Como los problemas iniciales pueden no aparecer hasta varios miles de horas, los últimos problemas técnicos de los turbofan interrumpen las operaciones de las aerolíneas y las entregas de los fabricantes , mientras que las tasas de producción aumentan considerablemente. Las palas rotas del Trent 1000 dejaron en tierra casi 50 Boeing 787 y redujeron el ETOPS de 5,5 a 2,3 horas, lo que le costó a Rolls-Royce plc casi 950 millones de dólares. Las fracturas en los sellos del PW1000G han provocado que Pratt & Whitney se retrase en las entregas, dejando a unos 100 A320neos sin motor esperando por sus motores. La introducción de CFM LEAP fue más suave, pero un revestimiento de compuesto cerámico de la turbina HP se pierde prematuramente, lo que requiere un nuevo diseño, lo que provoca la retirada del motor 60 A320neo para su modificación, ya que las entregas se retrasan hasta seis semanas. [56]
En un avión de fuselaje ancho, Safran estima que se podría ahorrar entre un 5% y un 10% de combustible reduciendo el consumo de energía de los sistemas hidráulicos, mientras que el cambio a energía eléctrica podría ahorrar un 30% de peso, como se inició en el Boeing 787 , mientras que Rolls-Royce plc espera lograr hasta al 5%. [57]
El mercado de motores turbofan está dominado por General Electric , Rolls-Royce plc y Pratt & Whitney , en orden de cuota de mercado. General Electric y Safran de Francia tienen una empresa conjunta, CFM International . Pratt & Whitney también tiene una empresa conjunta, International Aero Engines con la japonesa Aero Engine Corporation y MTU Aero Engines de Alemania, especializada en motores para la familia Airbus A320 . Pratt & Whitney y General Electric tienen una empresa conjunta, Engine Alliance , que vende una gama de motores para aviones como el Airbus A380 .
Para aviones de línea y de carga , la flota en servicio en 2016 es de 60.000 motores y debería crecer a 103.000 en 2035 con 86.500 entregas según Flight Global . La mayoría serán motores de empuje medio para aviones de fuselaje estrecho con 54.000 entregas, para una flota que crecerá de 28.500 a 61.000. Los motores de alto empuje para aviones de fuselaje ancho , que representan entre el 40% y el 45% del valor del mercado, crecerán de 12.700 motores a más de 21.000 con 18.500 entregas. La flota de motores a reacción regionales por debajo de 20.000 lb (89 kN) crecerá de 7.500 a 9.000 y la flota de turbohélices para aviones de pasajeros aumentará de 9.400 a 10.200. La cuota de mercado de los fabricantes debería estar liderada por CFM con un 44%, seguida de Pratt & Whitney con un 29% y luego Rolls-Royce y General Electric con un 10% cada uno. [58]
En la década de 1970, Rolls-Royce/SNECMA probó un turbofan M45SD-02 equipado con aspas de ventilador de paso variable para mejorar el manejo con relaciones de presión de ventilador ultrabajas y proporcionar empuje inverso hasta velocidad cero del avión. El motor estaba destinado a aviones STOL ultrasilenciosos que operaban desde aeropuertos del centro de las ciudades.
En una apuesta por una mayor eficiencia con velocidad, se creó un desarrollo del turbofan y turbohélice conocido como motor propfan que tenía un ventilador sin conductos. Las aspas del ventilador están situadas fuera del conducto, de modo que parece un turbohélice con aspas anchas en forma de cimitarra. Tanto General Electric como Pratt & Whitney/Allison demostraron motores propfan en la década de 1980. El ruido excesivo en la cabina y el combustible para aviones relativamente barato impidieron la puesta en servicio de los motores. El propulsor Progress D-27 , desarrollado en la URSS, era el único motor propfan equipado en un avión de producción.
La mayoría de los aviones de pasajeros modernos utilizan motores turbofan debido a su alto empuje y buena eficiencia de combustible.
Todos los aviones comerciales modernos propulsados por reactores utilizan motores turbofan de alto bypass [...]
Las plantas de energía militares pueden dividirse en algunas categorías principales: turbofanes de baja derivación que generalmente impulsan aviones de combate...
La mayoría de los aviones militares tácticos funcionan con motores turbofan de baja derivación.
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