El turborreactor es un motor a reacción que respira aire y que se utiliza normalmente en aviones. Consiste en una turbina de gas con una tobera propulsora . La turbina de gas tiene una entrada de aire que incluye álabes guía de entrada, un compresor, una cámara de combustión y una turbina (que impulsa el compresor). El aire comprimido del compresor se calienta quemando combustible en la cámara de combustión y luego se deja expandir a través de la turbina. El escape de la turbina se expande luego en la tobera propulsora donde se acelera a alta velocidad para proporcionar empuje. [1] Dos ingenieros, Frank Whittle en el Reino Unido y Hans von Ohain en Alemania , desarrollaron el concepto de forma independiente en motores prácticos a fines de la década de 1930.
Los turborreactores tienen una eficiencia baja a bajas velocidades del vehículo, lo que limita su utilidad en otros vehículos que no sean aviones. Los motores de turborreactores se han utilizado en casos aislados para propulsar vehículos distintos de los aviones, normalmente para intentar batir récords de velocidad en tierra . Cuando los vehículos están "propulsados por turbina", esto se hace más comúnmente mediante el uso de un motor de turboeje , un desarrollo del motor de turbina de gas en el que se utiliza una turbina adicional para impulsar un eje de salida giratorio. Estos son comunes en helicópteros y aerodeslizadores.
Los turborreactores se utilizaron en el Concorde y en las versiones de mayor alcance del Tu-144 , que debían pasar un largo período de tiempo viajando a velocidades supersónicas. Los turborreactores son comunes en los misiles de crucero de alcance medio , debido a su alta velocidad de escape, su pequeña área frontal y su relativa simplicidad. Se utilizan en algunos cazas supersónicos , como el MiG-25 , pero la mayoría de los cazas pasan poco tiempo viajando a velocidades supersónicas, por lo que emplean turbofán y utilizan postquemadores para aumentar la velocidad de escape para las ráfagas de viajes supersónicos.
La primera patente para el uso de una turbina de gas para propulsar un avión fue presentada en 1921 por el francés Maxime Guillaume . [2] Su motor iba a ser un turborreactor de flujo axial, pero nunca se construyó, ya que habría requerido avances considerables sobre el estado de la técnica en compresores. [3]
En 1928, el cadete de la RAF británica Cranwell [4] Frank Whittle presentó formalmente sus ideas para un turborreactor a sus superiores. En octubre de 1929 desarrolló aún más sus ideas. [5] El 16 de enero de 1930 en Inglaterra, Whittle presentó su primera patente (concedida en 1932). [6] La patente mostraba un compresor axial de dos etapas que alimentaba un compresor centrífugo de un solo lado . Los compresores axiales prácticos fueron posibles gracias a las ideas de AA Griffith en un artículo seminal en 1926 ("Una teoría aerodinámica del diseño de turbinas"). Whittle más tarde se concentró solo en el compresor centrífugo más simple, por una variedad de razones prácticas. Un motor Whittle fue el primer turborreactor en funcionar, el Power Jets WU , el 12 de abril de 1937. Estaba alimentado por combustible líquido. El equipo de Whittle experimentó casi pánico durante los primeros intentos de arranque cuando el motor aceleró sin control a una velocidad relativamente alta a pesar de que se cortó el suministro de combustible. Posteriormente se descubrió que durante las comprobaciones previas al arranque se había filtrado combustible en la cámara de combustión y se había acumulado en charcos, por lo que el motor no dejaba de acelerar hasta que se había quemado todo el combustible filtrado. Whittle no logró que el gobierno se interesara por su invento y el desarrollo continuó a un ritmo lento.
En Alemania, Hans von Ohain patentó un motor similar en 1935. Su diseño, un motor de flujo axial, a diferencia del motor de flujo centrífugo de Whittle, fue finalmente adoptado por la mayoría de los fabricantes en la década de 1950. [7] [8]
El 27 de agosto de 1939, el Heinkel He 178 , propulsado por un motor turborreactor diseñado por von Ohain, se convirtió en el primer avión del mundo en volar utilizando el empuje de un motor turborreactor. Fue pilotado por el piloto de pruebas Erich Warsitz . [9] El Gloster E.28/39 (también conocido como "Gloster Whittle", "Gloster Pioneer" o "Gloster G.40") realizó el primer vuelo británico con motor a reacción en 1941. Fue diseñado para probar el motor a reacción Whittle en vuelo y condujo al desarrollo del Gloster Meteor. [10]
Los dos primeros aviones turborreactores operativos, el Messerschmitt Me 262 y luego el Gloster Meteor , entraron en servicio en 1944, hacia el final de la Segunda Guerra Mundial , el Me 262 en abril y el Gloster Meteor en julio. Solo unos 15 Meteor entraron en acción en la Segunda Guerra Mundial, pero se produjeron hasta 1400 Me 262, de los cuales 300 entraron en combate, logrando los primeros ataques terrestres y victorias en combate aéreo de los aviones a reacción. [11] [12] [13]
El aire entra en el compresor giratorio a través de la entrada y se comprime a una presión más alta antes de entrar en la cámara de combustión. El combustible se mezcla con el aire comprimido y se quema en la cámara de combustión. Los productos de la combustión salen de la cámara de combustión y se expanden a través de la turbina , de donde se extrae energía para accionar el compresor. Los gases de salida de la turbina aún contienen una cantidad considerable de energía que se convierte en la tobera propulsora en un chorro de alta velocidad.
Los primeros turborreactores utilizaban un compresor centrífugo (como en el Heinkel HeS 3 ) o un compresor axial (como en el Junkers Jumo 004 ), lo que daba como resultado un motor de menor diámetro, aunque más largo. Al reemplazar la hélice utilizada en los motores de pistón por un chorro de escape de alta velocidad, se pudieron alcanzar velocidades más altas.
Una de las últimas aplicaciones de un motor turborreactor fue el Concorde , que utilizaba el motor Olympus 593. Sin embargo, más de tres años antes de que el Concorde entrara en servicio, Rolls-Royce y Snecma realizaron estudios conjuntos para un motor SST de segunda generación que utilizara el núcleo del 593. Evaluaron motores bypass con relaciones de bypass entre 0,1 y 1,0 para ofrecer un mejor rendimiento de despegue y crucero. [14] Sin embargo, el 593 cumplía todos los requisitos del programa Concorde. [15] Las estimaciones realizadas en 1964 para el diseño del Concorde a Mach 2,2 mostraron que la penalización en el alcance para el avión de pasajeros supersónico, en términos de millas por galón, en comparación con los aviones de pasajeros subsónicos a Mach 0,85 (Boeing 707, DC-8) era relativamente pequeña. Esto se debe a que el gran aumento de la resistencia se compensa en gran medida con un aumento de la eficiencia del motor (la eficiencia del motor aumenta por el aumento de la presión del ariete que se suma al aumento de la presión del compresor, la mayor velocidad de la aeronave se acerca a la velocidad del chorro de escape, lo que aumenta la eficiencia de propulsión). [16]
Los motores turborreactores tuvieron un impacto significativo en la aviación comercial . Además de proporcionar velocidades de vuelo más rápidas, los turborreactores tenían una mayor confiabilidad que los motores de pistón, y algunos modelos demostraron una confiabilidad de despacho superior al 99,9%. Los aviones comerciales anteriores a los reactores se diseñaban con hasta cuatro motores, en parte debido a las preocupaciones sobre las fallas en vuelo. Se trazaron rutas de vuelo en el extranjero para mantener a los aviones a una hora de un campo de aterrizaje, lo que alargaba los vuelos. El aumento en la confiabilidad que vino con el turborreactor permitió diseños de tres y dos motores, y vuelos de larga distancia más directos. [17]
Las aleaciones de alta temperatura fueron un factor saliente inverso , una tecnología clave que frenó el progreso de los motores a reacción. Los motores a reacción no británicos construidos en los años 1930 y 1940 tuvieron que ser revisados cada 10 o 20 horas debido a fallas por fluencia y otros tipos de daños en las palas. Los motores británicos, sin embargo, utilizaban aleaciones Nimonic que permitían un uso prolongado sin revisión, motores como el Rolls-Royce Welland y el Rolls-Royce Derwent , [18] y en 1949 el de Havilland Goblin , que se sometieron a pruebas de tipo durante 500 horas sin mantenimiento. [19] No fue hasta la década de 1950 que la tecnología de superaleaciones permitió a otros países producir motores económicamente prácticos. [20]
Los primeros turborreactores alemanes tenían graves limitaciones en cuanto a la cantidad de horas de funcionamiento que podían realizar debido a la falta de materiales adecuados para altas temperaturas para las turbinas. Los motores británicos, como el Rolls-Royce Welland, utilizaban materiales de mejor calidad que proporcionaban una mayor durabilidad. El Welland fue certificado inicialmente para 80 horas, que luego se amplió a 150 horas entre revisiones, como resultado de un funcionamiento extendido de 500 horas logrado en las pruebas. [21]
General Electric en los Estados Unidos estaba en una buena posición para entrar en el negocio de los motores a reacción debido a su experiencia con los materiales de alta temperatura utilizados en sus turbocompresores durante la Segunda Guerra Mundial. [22]
La inyección de agua era un método común utilizado para aumentar el empuje, generalmente durante el despegue, en los primeros turborreactores cuyo empuje estaba limitado por la temperatura de entrada permitida a la turbina. El agua aumentaba el empuje en el límite de temperatura, pero impedía la combustión completa y a menudo dejaba un rastro de humo muy visible.
Las temperaturas de entrada admisibles a la turbina han aumentado de forma constante con el tiempo, tanto con la introducción de aleaciones y revestimientos superiores como con la introducción y la eficacia progresiva de los diseños de refrigeración de las palas. En los primeros motores, el piloto tenía que controlar y evitar el límite de temperatura de la turbina, normalmente durante el arranque y con los ajustes de empuje máximo. Se introdujo la limitación automática de la temperatura para reducir la carga de trabajo del piloto y reducir la probabilidad de que se dañara la turbina debido a un exceso de temperatura.
Se necesita una entrada o tubo delante del compresor para ayudar a dirigir el aire entrante de manera uniforme hacia las palas giratorias del compresor. Los motores más antiguos tenían álabes fijos delante de las palas móviles. Estos álabes también ayudaban a dirigir el aire hacia las palas. El aire que fluye hacia un motor turborreactor siempre es subsónico, independientemente de la velocidad del avión.
La admisión debe suministrar aire al motor con una variación de presión aceptablemente pequeña (conocida como distorsión) y habiendo perdido la menor cantidad de energía posible en el camino (conocida como recuperación de presión). El aumento de la presión de ariete en la admisión es la contribución de la entrada a la relación de presión general y la eficiencia térmica del sistema de propulsión .
La entrada de aire adquiere importancia a altas velocidades, cuando genera más compresión que la etapa de compresión. Ejemplos bien conocidos son los sistemas de propulsión del Concorde y del Lockheed SR-71 Blackbird, donde las contribuciones de la entrada de aire y del motor a la compresión total fueron del 63%/8% [23] a Mach 2 y del 54%/17% [24] a Mach 3+. Las entradas de aire han variado desde las de "longitud cero" [25] en la instalación del turbofán Pratt & Whitney TF33 en el Lockheed C-141 Starlifter , hasta las entradas de aire gemelas de 65 pies (20 m) de largo en el North American XB-70 Valkyrie , cada una de las cuales alimenta tres motores con un flujo de aire de entrada de aproximadamente 800 libras por segundo (360 kg/s).
La turbina hace girar el compresor a alta velocidad, añadiendo energía al flujo de aire mientras lo comprime en un espacio más pequeño. Al comprimir el aire se incrementa su presión y temperatura. Cuanto más pequeño es el compresor, más rápido gira. El ventilador (grande) GE90-115B gira a unas 2.500 RPM, mientras que un pequeño compresor de motor de helicóptero gira a unas 50.000 RPM.
Los turborreactores suministran aire purgado desde el compresor a la aeronave para el funcionamiento de varios subsistemas. Algunos ejemplos incluyen el sistema de control ambiental , el antihielo y la presurización del tanque de combustible. El motor en sí necesita aire a diversas presiones y caudales para seguir funcionando. Este aire proviene del compresor y, sin él, las turbinas se sobrecalentarían, el aceite lubricante se filtraría de las cavidades de los cojinetes, los cojinetes de empuje del rotor patinarían o se sobrecargarían y se formaría hielo en el cono de la nariz. El aire del compresor, llamado aire secundario, se utiliza para enfriar la turbina, sellar la cavidad de los cojinetes, antihielo y garantizar que la carga axial del rotor sobre su cojinete de empuje no lo desgaste prematuramente. Suministrar aire purgado a la aeronave disminuye la eficiencia del motor porque se ha comprimido, pero luego no contribuye a producir empuje.
Los tipos de compresores utilizados en los turborreactores eran típicamente axiales o centrífugos. Los primeros compresores de turborreactores tenían relaciones de presión bajas, de hasta aproximadamente 5:1. Las mejoras aerodinámicas, que incluían la división del compresor en dos partes que rotaban por separado, la incorporación de ángulos de álabes variables para los álabes guía de entrada y los estatores, y la purga de aire del compresor, permitieron que los turborreactores posteriores tuvieran relaciones de presión generales de 15:1 o más. Después de salir del compresor, el aire entra en la cámara de combustión.
El proceso de combustión en la cámara de combustión es muy diferente al de un motor de pistón . En un motor de pistón, los gases de combustión se concentran en un volumen pequeño y, a medida que se quema el combustible, aumenta la presión. En un turborreactor, la mezcla de aire y combustible se quema en la cámara de combustión y pasa a la turbina en un proceso de flujo continuo sin acumulación de presión. En cambio, se produce una pequeña pérdida de presión en la cámara de combustión.
La mezcla de combustible y aire solo puede arder en aire de movimiento lento, por lo que las boquillas de combustible mantienen un área de flujo inverso para la combustión aproximadamente estequiométrica en la zona primaria. Se introduce más aire comprimido que completa el proceso de combustión y reduce la temperatura de los productos de la combustión a un nivel que la turbina puede aceptar. Por lo general, se utiliza menos del 25 % del aire para la combustión, ya que se requiere una mezcla pobre en general para mantenerse dentro de los límites de temperatura de la turbina.
Los gases calientes que salen de la cámara de combustión se expanden a través de la turbina. Los materiales típicos para las turbinas incluyen inconel y Nimonic . [26] Los álabes y las paletas de turbina más calientes de un motor tienen conductos de refrigeración internos. El aire del compresor pasa a través de ellos para mantener la temperatura del metal dentro de los límites. Las etapas restantes no necesitan refrigeración.
En la primera etapa, la turbina es en gran medida una turbina de impulso (similar a una rueda Pelton ) y gira debido al impacto de la corriente de gas caliente. Las etapas posteriores son conductos convergentes que aceleran el gas. La energía se transfiere al eje a través del intercambio de momento en sentido opuesto a la transferencia de energía en el compresor. La potencia desarrollada por la turbina impulsa el compresor y los accesorios, como las bombas de combustible, aceite e hidráulicas que son impulsadas por la caja de cambios de accesorios.
Después de la turbina, los gases se expanden a través de la tobera de escape, lo que produce un chorro de alta velocidad. En una tobera convergente, el conducto se estrecha progresivamente hasta formar una garganta. La relación de presión de la tobera en un turborreactor es lo suficientemente alta en configuraciones de empuje más altas como para hacer que la tobera se obstruya.
Sin embargo, si se instala una tobera de Laval convergente-divergente , la sección divergente (área de flujo creciente) permite que los gases alcancen una velocidad supersónica dentro de la sección divergente. Se genera un empuje adicional debido a la mayor velocidad de escape resultante.
El empuje se aumentaba más comúnmente en los turborreactores con inyección de agua/metanol o con postcombustión . Algunos motores utilizaban ambos métodos.
La inyección de líquido se probó en los Power Jets W.1 en 1941, inicialmente utilizando amoníaco antes de cambiar a agua y luego a agua-metanol. Se ideó un sistema para probar la técnica en el Gloster E.28/39, pero nunca se instaló. [27]
Un postquemador o "tubo de recalentamiento" es una cámara de combustión que se añade para recalentar los gases de escape de la turbina. El consumo de combustible es muy alto, normalmente cuatro veces superior al del motor principal. Los postquemadores se utilizan casi exclusivamente en aviones supersónicos , la mayoría de los cuales son aviones militares. Dos aviones de pasajeros supersónicos, el Concorde y el Tu-144 , también utilizaban postquemadores, al igual que Scaled Composites White Knight , un avión de transporte para la nave espacial suborbital experimental SpaceShipOne .
El recalentamiento se probó en vuelo en 1944 en los motores W.2/700 en un Gloster Meteor I. [ 28]
El empuje neto de un turborreactor viene dado por: [29] [30]
dónde:
Si la velocidad del chorro es igual a la velocidad del sonido , se dice que la tobera está " obstruida ". Si la tobera está obstruida, la presión en el plano de salida de la tobera es mayor que la presión atmosférica y se deben agregar términos adicionales a la ecuación anterior para tener en cuenta el empuje de presión. [31]
La tasa de flujo de combustible que ingresa al motor es muy pequeña en comparación con la tasa de flujo de aire. [29] Si se ignora la contribución del combustible al empuje bruto de la boquilla, el empuje neto es:
La velocidad del avión debe superar la velocidad aerodinámica real del avión para que se produzca un empuje neto hacia adelante sobre la estructura del avión. La velocidad se puede calcular termodinámicamente basándose en la expansión adiabática . [32]
El funcionamiento de un turborreactor se modela aproximadamente mediante el ciclo Brayton .
La eficiencia de una turbina de gas aumenta al elevar la relación de presión general, lo que requiere materiales de compresor de mayor temperatura, y al elevar la temperatura de entrada a la turbina, lo que requiere mejores materiales de turbina y/o una mejor refrigeración de las paletas/álabes. También aumenta al reducir las pérdidas a medida que el flujo avanza desde la entrada hasta la tobera propulsora. Estas pérdidas se cuantifican mediante las eficiencias del compresor y la turbina y las pérdidas de presión en los conductos. Cuando se utiliza en una aplicación de turborreactor, donde la salida de la turbina de gas se utiliza en una tobera propulsora, el aumento de la temperatura de la turbina aumenta la velocidad del chorro. A velocidades subsónicas normales, esto reduce la eficiencia propulsiva, lo que da lugar a una pérdida general, como se refleja en el mayor consumo de combustible, o SFC. [33] Sin embargo, para los aviones supersónicos esto puede ser beneficioso, y es parte de la razón por la que el Concorde empleó turborreactores. Los sistemas de turborreactores son sistemas complejos, por lo tanto, para asegurar el funcionamiento óptimo de dicho sistema, existe una necesidad de que los modelos más nuevos que se están desarrollando avancen en sus sistemas de control para implementar el conocimiento más nuevo en las áreas de automatización, de modo de aumentar su seguridad y eficacia. [34]
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