El Rolls-Royce/Snecma Olympus 593 fue un turborreactor anglo-francés con recalentamiento que propulsó al avión de pasajeros supersónico Concorde . Inicialmente fue un proyecto conjunto entre Bristol Siddeley Engines Limited (BSEL) y Snecma , derivado del motor Bristol Siddeley Olympus 22R. [1] [2] Rolls-Royce Limited adquirió BSEL en 1966 durante el desarrollo del motor, convirtiendo a BSEL en la Bristol Engine Division de Rolls-Royce. [2]
Hasta que cesaron los vuelos comerciales regulares del Concorde en octubre de 2003, el turborreactor Olympus era único en la aviación por ser el único turborreactor con recalentamiento que impulsaba un avión comercial.
La eficiencia global del motor en vuelo de crucero supersónico ( supercrucero ) fue de alrededor del 43%, que en ese momento era la cifra más alta registrada para cualquier máquina termodinámica normal . [3]
El diseño inicial del motor era una versión civil del Olympus 22R, rebautizado como 591. [1] El 22R había sido diseñado para un vuelo sostenido (45 minutos) a Mach 2,2 [3] como motor para el BAC TSR-2 . El 591 fue rediseñado, siendo conocido como 593, con especificaciones finalizadas el 1 de enero de 1964. [1] Bristol Siddeley del Reino Unido y Snecma Moteurs de Francia iban a compartir el proyecto. SNECMA y Bristol Siddeley también estaban involucrados en un proyecto conjunto no relacionado, el turbofán M45H .
Las primeras etapas de desarrollo validaron el concepto de diseño básico, pero se requirieron muchos estudios para cumplir con las especificaciones que incluían el consumo de combustible específico del empuje (TSFC o simplemente SFC), la relación de presión del motor, el tamaño y el peso, y la temperatura de entrada a la turbina.
Los estudios iniciales se centraron en los turborreactores y los turbofán , pero al final se demostró que la menor área de la sección transversal frontal de los turborreactores era un factor crítico para lograr un rendimiento superior. El competidor ruso Tu-144 utilizó inicialmente un turborreactor con recalentamiento, pero cambió a un turborreactor sin recalentamiento [4] con una mejora considerable en el rendimiento.
El desarrollo del motor y sus accesorios estuvo a cargo de Bristol Siddeley; BAC fue responsable de la admisión variable y de la instalación general del motor, y Snecma se encargó de la tobera de escape, que incorporaba el inversor de empuje, la atenuación del ruido y el recalentamiento . [5] Gran Bretaña iba a tener una mayor participación en la producción del motor basado en el Olympus 593, ya que Francia tenía una mayor participación en la producción del fuselaje. Las pruebas en tierra de los motores se coordinaron entre Bristol Siddeley, Patchway ; el National Gas Turbine Establishment (NGTE), Pystock, Reino Unido; y el Centre d'Essais des Propulseurs (CEPr) en Saclay , Francia. [5]
El aumento del peso de la aeronave durante la fase de diseño dio lugar a un requisito de empuje de despegue que el motor no podía satisfacer. El déficit requerido del 20% se solucionó con la introducción de un recalentamiento parcial producido por SNECMA. [3]
En julio de 1964 se fabricaron dos prototipos del motor 593D (D de "Derivative", es decir, derivado del 22R). Estos dos motores derivados se construyeron para determinar la validez de conceptos de diseño como la refrigeración del estator y del rotor de la turbina y para probar el sistema a altas temperaturas ambientales. También demostraron la necesidad de motores más grandes, que se designaron 593B. [6]
El Olympus 593B se puso en servicio por primera vez en noviembre de 1965. La B (de "Big") fue un rediseño del 593D que se planeó para un diseño anterior más pequeño del Concorde. Los resultados de las pruebas del 593D se utilizaron para el diseño de la B. [7] La B se eliminó más tarde de la designación. Snecma utilizó un Olympus 301 para probar modelos a escala del sistema de toberas. [8]
En junio de 1966, se puso en marcha por primera vez un conjunto completo de motor Olympus 593 y escape de geometría variable en Melun-Villaroche . En Bristol , comenzaron las pruebas de vuelo utilizando un bombardero RAF Avro Vulcan con el motor y su góndola acoplados debajo del compartimento de bombas. Debido a las limitaciones aerodinámicas del Vulcan, las pruebas se limitaron a una velocidad de Mach 0,98 (1200 km/h). Durante estas pruebas, el 593 alcanzó un empuje de 35 190 lbf (157 kN), que superó la especificación para el motor. [9]
A principios de 1966, el Olympus 593 producía 37.000 lbf (160 kN) de empuje con recalentamiento. [10]
En abril de 1967, el Olympus 593 voló por primera vez en una cámara de gran altitud en Saclay . En enero de 1968, el banco de pruebas de vuelo Vulcan registró 100 horas de vuelo y el conjunto de escape de geometría variable para el motor Olympus 593 recibió la autorización en Melun-Villaroche para volar en los prototipos del Concorde.
El prototipo 001 del Concorde realizó su vuelo inaugural desde Toulouse el 2 de marzo de 1969. Fue capitaneado por André Turcat , piloto jefe de pruebas de Sud Aviation. Utilizando el sistema de recalentamiento, despegó a 205 nudos (380 km/h) después de un recorrido en tierra de 4.700 pies (1,4 km).
Se propuso una versión más silenciosa y de mayor empuje, la Mk 622. No requería recalentamiento y la menor velocidad del chorro reducía el ruido del escape. [11] La eficiencia mejorada habría permitido un mayor alcance y abierto nuevas rutas, particularmente a través del Pacífico, así como rutas transcontinentales a través de América. Sin embargo, las bajas ventas del Concorde hicieron que este plan para un Concorde "B" no se llevara a cabo. [12]
El Olympus 593 era un turborreactor de dos ejes con recalentamiento. Los compresores de baja presión (LP) y alta presión (HP) tenían siete etapas y cada uno de ellos estaba impulsado por una turbina de una sola etapa. Debido a las altas temperaturas del aire de entrada en crucero a Mach 2 (superiores a 120 °C [5] ) , los tambores y álabes del compresor estaban hechos de titanio, excepto las últimas cuatro etapas de HP, que eran de aleación de níquel Nimonic 90 [13] . [14] Las aleaciones de níquel normalmente solo se requerían en las áreas más calientes de la turbina, pero las altas temperaturas que se producen en las últimas etapas del compresor a velocidades de vuelo supersónicas dictaron su uso también en el compresor. El estator y los álabes del rotor de la turbina de HP y los álabes del rotor de la turbina de LP estaban refrigerados. [15]
Se instaló un recalentamiento parcial que proporcionaba un aumento del empuje del 20% [3] para dar el empuje de despegue necesario para que el Concorde operara desde las pistas existentes y para la aceleración transónica desde Mach 0,95 hasta Mach 1,7; el avión volaba supersónicamente sin recalentamiento por encima de esa velocidad. En crucero, la contribución directa del motor (transferida por sus soportes a la estructura del avión) al empuje hacia adelante era del 8% del empuje del sistema de propulsión. Su contribución indirecta provenía de la inducción de aire a través de la admisión y del bombeo de este (aire primario y secundario) a través de la tobera de la estructura del avión: el 63% se derivaba de la presión hacia adelante contra las estructuras dentro del sistema de admisión de aire y el 28% de la presión hacia adelante contra las toberas de escape. [16] [14]
Todos los componentes principales del Olympus 593 fueron diseñados para una vida útil de 25.000 horas, con la excepción del compresor y las palas de la turbina, que fueron diseñados para una vida útil de 10.000 horas. [13] Un motor instalado en un Concorde podía cambiarse en 1 hora y 50 minutos. [17]
![A modo de comparación con el 593, un requisito militar de recalentamiento completo (50 % de aumento de empuje/3000 grados F[18]) que necesita tres anillos de abastecimiento de combustible (ocultos por portallamas rojos) para la llama en todo el conducto (motor turborreactor GE J79).](http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/thumb/3/32/F104Engine.JPG/1280px-F104Engine.JPG)
La admisión de geometría variable del Concorde, diseñada por BAC , como la de cualquier motor a reacción, tiene que suministrar el aire al motor a la mayor presión posible (recuperación de presión) y con una variación en la distribución de la presión (distorsión) que pueda ser tolerada por el compresor. Una recuperación de presión deficiente es una pérdida inaceptable para el proceso de compresión de la admisión, y una distorsión excesiva provoca un aumento repentino de la presión en el motor (por pérdida del margen de aumento). Si el motor es un turborreactor con recalentamiento, la admisión también tiene que suministrar aire de refrigeración para el conducto de recalentamiento caliente y la tobera del motor. Para que el Concorde se convirtiera en un avión comercial viable, era necesario cumplir con todos los requisitos anteriores en todo el rango de la envolvente operativa certificada. Se cumplieron con una admisión de geometría variable y un sistema de control de admisión que no comprometiera ni el funcionamiento del motor ni el control del avión.
La recuperación de la presión supersónica se logra mediante el número de ondas de choque generadas por la entrada: cuanto mayor sea el número, mayor será la recuperación de la presión. El flujo supersónico se comprime o se ralentiza con los cambios de dirección. [19] Las rampas frontales de entrada del Concorde cambiaron la dirección del flujo, lo que provocó choques externos oblicuos y compresión isentrópica en el flujo supersónico. El TSR-2 había utilizado un cuerpo central de traslación de medio cono para cambiar la dirección. [20] La recuperación de la presión subsónica se logra mediante la eliminación de la capa límite (en la ranura de purga de la rampa) y la conformación adecuada del difusor subsónico que conduce al motor. La recuperación de presión lograda por las entradas del motor del Concorde en crucero de Mach 2 dio una relación de presión de entrada de 7,3:1. [21]
Las ondas de choque dieron lugar a un crecimiento excesivo de la capa límite en la rampa delantera. La capa límite se eliminó a través de la ranura de purga de la rampa y pasó por alto el difusor subsónico y el motor, donde de lo contrario habría causado una pérdida excesiva del conducto y una distorsión inaceptable en el motor. [22] Dado que la ranura de purga de la rampa estaba en el difusor subsónico y aguas abajo del sistema de choque, los cambios en el flujo demandados por el motor se acomodarían con los cambios correspondientes en el flujo de la ranura de purga sin afectar significativamente el patrón de choque externo. Las reducciones de flujo del motor causadas por la aceleración o el apagado se solucionaron abriendo la compuerta de descarga. [22]
Las puertas de descarga se cerraron en crucero para evitar pérdida de empuje, ya que el aire que se escapa del conducto no contribuye a la recuperación de presión en la admisión. [19]
Dado que el área de admisión era óptima para el vuelo a velocidad de crucero, se proporcionó una entrada auxiliar para satisfacer el mayor flujo de aire del motor necesario para el despegue. También hubo que abordar la distorsión del flujo en la cara del motor, lo que provocó una cascada aerodinámica con la puerta auxiliar. [22]
Las fuerzas del flujo de aire interno sobre la estructura de admisión se ejercen hacia atrás (resistencia) en la sección convergente inicial, donde se produce la desaceleración supersónica, y hacia adelante en el conducto divergente, donde se produce la desaceleración subsónica hasta la entrada del motor. La suma de las dos fuerzas dio como resultado una contribución del 63 % del empuje en crucero desde la parte de admisión del sistema de propulsión. [16]
Para lograr la precisión necesaria en el control de la rampa de admisión y la posición del derrame, se consideró necesario utilizar un procesador de señales digitales en las unidades de control de admisión de aire. Este procesador fue desarrollado alrededor de 1972, relativamente tarde en el programa, por la división de sistemas electrónicos y espaciales de la British Aircraft Corporation en Filton . Las unidades de control de admisión de aire garantizaron la economía de combustible requerida para los vuelos transatlánticos. El procesador digital también calculó con precisión la programación necesaria de la velocidad del motor para garantizar un margen de sobretensión adecuado en todas las condiciones de funcionamiento del motor y la estructura del avión.
El sistema de control de admisión de aire del Concorde también fue pionero en el uso de autopistas de datos digitales ( buses de datos seriales multiplexados ) que conectaban las unidades de sensores de admisión de aire que recolectaban datos aerodinámicos en el morro del avión (presión total, presión estática, ángulo de ataque y deslizamiento lateral) y los enviaban a las unidades de control de admisión de aire ubicadas más cerca de las tomas de aire, a una distancia de alrededor de 190 pies (58 m), utilizando cables de par trenzado apantallados para reemplazar lo que habría sido un peso mucho mayor en el cableado de la aeronave si solo se hubiera utilizado cableado de señal analógica y tuberías neumáticas.
El sistema de control de admisión tenía la capacidad única de mantener los motores funcionando correctamente y ayudar a la recuperación, independientemente de lo que los pilotos, el avión y la atmósfera estuvieran haciendo en combinación en ese momento.
La relación de presión general para el motor en crucero a Mach 2.0 a 51.000 pies (15.500 m) era de aproximadamente 82:1, con 7,3:1 de la admisión y 11,3:1 de los dos compresores del motor, mucho más alta que cualquier avión subsónico de la época, dando una eficiencia general correspondientemente alta de aproximadamente el 43%. [3] [21]
La primera parte del sistema de escape es la tobera del motor con área ajustable para controlar el motor, y conocida como tobera primaria. El escape del motor y el aire secundario de la góndola de la admisión pasan a la tobera secundaria moduladora combinada montada en el fuselaje y al inversor de empuje. Esta tobera, desarrollada por SNECMA , constaba de dos "párpados" que variaban su posición en el flujo de escape dependiendo del régimen de vuelo; por ejemplo, cuando estaban completamente cerrados (en el flujo de escape), actuaban como inversores de empuje, ayudando a la desaceleración desde el aterrizaje hasta la velocidad de rodaje. En la posición de crucero completamente abierta, junto con la tobera del motor, formaban una tobera eyectora para controlar la expansión del escape. Los párpados formaban el paso divergente mientras el escape del motor expulsaba o bombeaba el flujo secundario desde la ranura de purga de la rampa de admisión.
El flujo en expansión en la sección divergente provocó una fuerza de empuje hacia adelante en la boquilla de escape: una contribución del 29% al empuje general del sistema de propulsión en crucero. [16]
Durante el crucero a Mach 2,02, cada Olympus 593 producía alrededor de 10 000 lbf (44 kN) de empuje, equivalente a 36 000 hp (27 000 kW) por motor. [23]
La boquilla de escape primaria y el tubo de salida fueron diseñados para una vida útil de 30.000 horas; la estructura Thrust Reverser Aft (TRA) para una vida útil de 40.000 horas. [24]
Se conservan ejemplares del Rolls-Royce/Snecma Olympus 593 en exposición en los siguientes museos :
Además de estos museos, otros sitios que exhiben ejemplos del Olympus 593 incluyen:
Datos de Jane's. [30] [31]
Desarrollo relacionado
Motores comparables
Listas relacionadas
Durante el crucero supersónico, solo el 8 % de la potencia proviene del motor, mientras que el 29 % restante proviene de las toberas y un impresionante 63 % de las entradas de aire.
publicado por primera vez en Australian Aviation,
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![Disposición del motor y de la tobera de producción bajo un ala del Concorde. El conjunto de toberas monobloque está instalado detrás de dos Olympus 593. Las toberas se muestran en diferentes posiciones de funcionamiento para ilustrar el despegue (derecha) y el aterrizaje con empuje inverso (izquierda). Están parcialmente cerradas para el despegue con el fin de reducir el ruido lateral.[25] Están completamente cerradas para desviar el escape parcialmente hacia adelante para producir empuje inverso.](http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/thumb/2/2b/Rolls-Royce-Snecma_Olympus_-_Mus%C3%A9e_Safran.jpg/1280px-Rolls-Royce-Snecma_Olympus_-_Mus%C3%A9e_Safran.jpg)
