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Turbofan

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No confundir con propfan. Este artículo trata sobre el mecanismo utilizado en los jets. Para el ventilador de presión de aire tipo turbo, a veces mal llamado ventilador Turbo, consulte Ventilador centrífugo. Animación de turboventilador, que muestra el flujo de aire y el giro de las palas. Animación de un turboventilador de bypass alto de 2 carretes
  1. Carrete de baja presión
  2. Carrete de alta presión
  3. Componentes estacionarios
  1. Góndola
  2. Admirador
  3. Compresor de baja presión
  4. Compresor de alta presión
  5. Cámara de combustión
  6. Turbina de alta presión
  7. Turbina de baja presión
  8. Boquilla de núcleo
  9. Boquilla de abanico
Parte de una serie sobre
Propulsión de aeronaves
Motores de eje : propulsores de propulsión, rotores, ventiladores con conductos o propfans
Motores de reacción
  • v
  • t
  • mi

El turbofan o fanjet es un tipo de motor a reacción con aire que se usa ampliamente en la propulsión de aviones. La palabra "turbofan" es un acrónimo de "turbina" y "ventilador": la parte turbo se refiere a un motor de turbina de gas que obtiene energía mecánica de la combustión, y el ventilador, un ventilador con conductos que utiliza la energía mecánica de la turbina de gas para fuerza el aire hacia atrás. Así, mientras que todo el aire aspirado por un turborreactor pasa a través de la cámara de combustión y las turbinas, en un turborreactor parte de ese aire pasa por alto estos componentes. Por lo tanto, un turbofan puede considerarse 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 alto 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 a través de una combinación de estas dos partes trabajando juntas; Los motores que utilizan más empuje de chorro en relación con el empuje del ventilador se conocen como turbofán de derivación baja, a la inversa, los que tienen un empuje de ventilador considerablemente mayor que el empuje de chorro se conocen como de derivación alta. La mayoría de los motores a reacción de aviación comercial que se utilizan hoy en día son del tipo de alto bypass, y la mayoría de los motores de combate militares modernos son de bajo bypass. Los posquemadores no se utilizan en motores turbofan de derivación alta, pero se pueden utilizar en motores turbofan o turborreactores de derivación baja.

Los turbofan modernos tienen un ventilador grande de una etapa o un ventilador más pequeño con varias etapas. Una de las primeras configuraciones combinaba una turbina de baja presión y un ventilador en una sola unidad montada en la parte trasera.

Contenido
  • 1 Principios
    • 1.1 Relación de derivación
    • 1.2 Eficiencia
    • 1.3 Empuje
    • 1.4 Boquillas
    • 1.5 ruido
  • 2 Historia
  • 3 tipos comunes
    • 3.1 turboventilador de derivación baja
    • 3.2 Turbofán de postcombustión
    • 3.3 turboventilador de alto bypass
  • 4 configuraciones de turboventilador
    • 4.1 Turbofan de un solo eje
    • 4.2 Turbofán de popa
    • 4.3 Básico de dos carretes
    • 4.4 Boosted de dos carretes
    • 4.5 Tres carretes
    • 4.6 Ventilador de engranajes
    • 4.7 Turbofán militares
    • 4.8 Turbina de alta presión
    • 4.9 Turbina de baja presión
  • 5 Rendimiento general
    • 5.1 Mejoras de ciclo
    • 5.2 Crecimiento de empuje
    • 5.3 Discusión técnica
  • 6 Mejoras
    • 6.1 Modelado aerodinámico
    • 6.2 Tecnología Blade
    • 6.3 Paletas del ventilador
    • 6.4 Progreso futuro
  • 7 Fabricantes
    • 7.1 Turbofán comerciales en producción
  • 8 motores a reacción de derivación extrema
  • 9 Terminología
  • 10 Véase también
  • 11 referencias
  • 12 Enlaces externos

Principios

Diagrama esquemático que ilustra la instalación de un motor turbofan moderno de 2 carretes en una góndola. El carrete de baja presión es de color azul y el de alta presión de naranja.

Los turboventiladores se inventaron para eludir la característica indeseable de que los turborreactores son ineficaces para el vuelo subsónico. Para aumentar la eficiencia de un turborreactor, el enfoque obvio sería aumentar la temperatura del quemador, para brindar una mejor eficiencia de Carnot y colocar compresores y boquillas más grandes. Sin embargo, si bien eso aumenta un poco el empuje, el chorro de escape deja el motor con una velocidad aún mayor, que a velocidades de vuelo subsónicas, se lleva la mayor parte de la energía adicional, desperdiciando combustible.

En cambio, se utiliza un turborreactor para impulsar un ventilador con conductos, y ambos contribuyen al empuje, creando así un turbofan. Mientras que todo el aire aspirado por un turborreactor pasa a través de la turbina (a través de la cámara de combustión ), en un turborreactor parte de ese aire pasa por alto la turbina.

Debido a que la turbina tiene que impulsar adicionalmente el ventilador, la turbina es más grande y tiene mayores caídas de presión y temperatura, por lo que las boquillas son más pequeñas. Esto significa que se reduce la velocidad de escape del núcleo. El ventilador también tiene una velocidad de escape más baja, dando mucho más empuje por unidad de energía ( empuje específico más bajo). La velocidad de escape efectiva global de los dos chorros de escape se puede acercar más a la velocidad de vuelo de una aeronave subsónica normal. En efecto, un turborreactor emite una gran cantidad de aire más lentamente, mientras que un turborreactor emite una cantidad menor de aire rápidamente, lo que es una forma mucho menos eficiente de generar el mismo empuje (consulte la sección de eficiencia a continuación).

La relación entre el flujo de masa de aire que pasa por alto el núcleo del motor en comparación con el flujo de masa de aire que pasa a través del núcleo se denomina relación de derivación. El motor produce empuje a través de una combinación de estas dos partes trabajando juntas; Los motores que utilizan más empuje de chorro en relación con el empuje del ventilador se conocen como turbofán de derivación baja, a la inversa, los que tienen un empuje de ventilador considerablemente mayor que el empuje de chorro se conocen como de derivación alta. La mayoría de los motores a reacción de aviación comercial que se utilizan hoy en día son del tipo de alto bypass, y la mayoría de los motores de combate militares modernos son de bajo bypass. Los posquemadores no se utilizan en motores turbofan de derivación alta, pero se pueden utilizar en motores turbofan o turborreactores de derivación baja.

Relación de derivación

Artículo principal: relación de derivación

La relación de derivación (BPR) de un motor turboventilador es la relación entre la tasa de flujo másico de la corriente de derivación y la tasa de flujo másico que ingresa al núcleo. Una relación de derivación de 10: 1, por ejemplo, significa que 10 kg de aire pasan a través del conducto de derivación por cada 1 kg de aire que pasa a través del núcleo.

Los motores 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, BPR se cotiza para instalaciones de turbohélice y ventiladores no conducidos porque su alta eficiencia de propulsión les otorga las características de eficiencia general de los turboventiladores de derivación muy alta. Esto permite que se muestren junto con turbofans en parcelas que muestran tendencias de reducción del consumo específico de combustible (SFC) con el aumento de BPR. BPR también se puede cotizar para instalaciones de ventiladores de elevación donde el flujo de aire del ventilador está alejado del motor y no fluye más allá del núcleo del motor.

Un BPR más alto proporciona un menor consumo de combustible para el mismo empuje.

Si toda la potencia de gas de una turbina de gas se convierte en energía cinética en una boquilla propulsora, la aeronave se adapta mejor a altas velocidades supersónicas. Si todo se transfiere a una gran masa de aire separada con baja energía cinética, la aeronave se adapta mejor a velocidad cero (en vuelo estacionario). Para velocidades intermedias, la energía del gas se comparte entre una corriente de aire separada y el flujo de la boquilla de la turbina de gas en una proporción que proporciona el rendimiento de la aeronave requerido. El equilibrio entre flujo másico y velocidad también se observa con hélices y rotores de helicópteros al comparar la carga del disco y la carga de potencia. 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 transferir energía de gas desde una turbina de gas a una corriente de aire de derivación para reducir el consumo de combustible y el ruido de los aviones. Alternativamente, puede haber un requisito para un motor de postcombustión donde el único requisito para la derivación es proporcionar aire de refrigeración. Esto establece el límite inferior para BPR y estos motores se han denominado turborreactores "con fugas" o de purga continua (General Electric YJ-101 BPR 0.25) y turborreactores de bajo BPR (Pratt amp; Whitney PW1120). También se ha utilizado un BPR bajo (0,2) para proporcionar un margen de sobretensión, así como refrigeración de postcombustión para el Pratt amp; Whitney J58.

Eficiencia

Comparación de la eficiencia de propulsión para varias configuraciones de motores de turbina de gas

Los motores de hélice son más eficientes para velocidades bajas, motores turborreactores (para velocidades altas) y motores turborreactores, entre los dos. Los turboventiladores son los motores más eficientes en el rango de velocidades de aproximadamente 500 a 1000 km / h (270 a 540 kN; 310 a 620 mph), la velocidad a la que operan la mayoría de los aviones comerciales.

En un motor turborreactor (derivación cero), el gas de escape a alta temperatura y alta presión se acelera por expansión a través de una boquilla propulsora y produce todo el empuje. El compresor absorbe toda la potencia mecánica producida por la turbina. En un diseño de derivación, las turbinas adicionales accionan 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 turboventiladores están estrechamente relacionados con los turbopropulsores 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 se convierta en energía cinética. Los turboventiladores representan una etapa intermedia entre los turborreactores, que obtienen todo su empuje de los gases de escape, y los turbopropulsores que obtienen un empuje mínimo de los gases de escape (normalmente un 10% o menos). Extraer la potencia del eje y transferirla a una corriente de derivación introduce pérdidas adicionales que están más que compensadas por la eficiencia de propulsión mejorada. El turbohélice en su mejor velocidad de vuelo proporciona un ahorro de combustible significativo en comparación con un turborreactor, a pesar de que se agregaron una turbina adicional, una caja de cambios y una hélice a la boquilla de propulsión de bajas pérdidas del turborreactor. El turbofan tiene pérdidas adicionales de sus turbinas adicionales, ventilador, conducto de derivación y boquilla de propulsión adicional en comparación con la boquilla única del turborreactor.

Empuje

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 turbofan..

El empuje ( F N) generado por un turboventilador depende de la velocidad de escape efectiva del escape total, como con cualquier motor a reacción, pero debido a que hay dos chorros de escape, la ecuación de empuje se puede expandir como:

F norte= metro ˙ mi v h mi- metro ˙ o v o+BPAGR( metro ˙ C v F)
{\ Displaystyle F_ {N} = {\ dot {m}} _ {e} v_ {he} - {\ dot {m}} _ {o} v_ {o} + BPR \, ({\ dot {m} } _ {c} v_ {f})}

dónde:

ṁ e = la tasa de masa del flujo de escape de combustión caliente del motor central
ṁ o = la tasa de masa del flujo de aire total que ingresa al turboventilador = ṁ c + ṁ f
ṁ c = la tasa de masa de aire de admisión que fluye hacia el motor central
ṁ f = la tasa de masa de aire de admisión que pasa por alto el motor central
v f = la velocidad del flujo de aire desviado alrededor del motor central
v él = la velocidad de los gases de escape calientes del núcleo del motor
v o = la velocidad de la entrada total de aire = la velocidad real de la aeronave
BPR = Relación de derivación

Boquillas

Los sistemas de boquillas del conducto frío y del conducto central son relativamente complejos debido a que existen dos flujos de escape.

En los motores de alto bypass, el ventilador generalmente está situado en un conducto corto cerca de la parte delantera del motor y, por lo general, tiene una boquilla fría convergente, con la cola del conducto formando una boquilla de relación de baja presión que, en condiciones normales, se ahogará creando patrones de flujo supersónico alrededor. el núcleo.

La boquilla de núcleo es más convencional, pero genera menos empuje y, dependiendo de las opciones de diseño, como las consideraciones de ruido, posiblemente no se ahogue.

En los motores de derivación baja, los dos flujos pueden combinarse dentro de los conductos y compartir una boquilla común, que puede equiparse con un postquemador.

Ruido

Chevrones en un motor Boeing 787 GE GEnx de Air India

La mayor parte del flujo de aire a través de un turboventilador de alto bypass es un flujo de bypass de menor velocidad: incluso cuando se combina con el escape del motor de mucha mayor velocidad, la velocidad promedio de escape es considerablemente menor que en un turborreactor puro. El ruido del motor turborreactor es predominantemente ruido de chorro de la alta velocidad de escape, por lo tanto, los motores turbofan son significativamente más silenciosos que un chorro puro del mismo empuje, y el ruido de chorro ya no es la fuente predominante. 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.

Los aviones comerciales modernos emplean motores de alta relación de derivación (HBPR) con sistemas de escape de conducto corto, de flujo separado y sin mezcla. Su ruido se debe a la velocidad, temperatura y presión del chorro de escape, especialmente durante condiciones de alto empuje como las requeridas para el despegue. La fuente principal de ruido de los reactores es la mezcla turbulenta de capas de cizallamiento en el escape del motor. Estas capas de cizallamiento 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 de chorro, la industria aeroespacial ha buscado interrumpir la turbulencia de la capa de cizallamiento y reducir el ruido general producido.

El ruido del ventilador es un ruido tonal y su firma depende de la velocidad de rotación del ventilador:

  • a baja velocidad, como durante una aproximación, el ruido del ventilador se debe a la interacción de las palas con el flujo distorsionado inyectado en el motor;
  • a altas potencias del motor, como en el despegue, la punta del ventilador es supersónica y esto permite que los modos intensos de conductos con rotor bloqueado se propaguen corriente arriba; este ruido se conoce como "sierra circular".

Todos los motores turbofan modernos tienen revestimientos acústicos en la góndola para amortiguar el ruido. Se extienden tanto como sea posible para cubrir el área más grande. El rendimiento acústico del motor puede evaluarse experimentalmente mediante pruebas en tierra o en bancos de pruebas experimentales dedicados.

En la industria aeroespacial,Los chevrones son los patrones de dientes de sierra en los bordes posteriores de algunas boquillas de motores a reacción que se utilizan para reducir el ruido. Los bordes perfilados suavizan la mezcla de aire caliente del núcleo del motor y aire más frío que sopla a través del ventilador del motor, lo que reduce las turbulencias que generan ruido. Los chevrones fueron desarrollados por Boeing con la ayuda de la NASA. Algunos ejemplos notables de tales diseños son Boeing 787 y Boeing 747-8, en los motores Rolls-Royce Trent 1000 y General Electric GEnx.

Historia

Turbofan de derivación baja Rolls-Royce Conway de un Boeing 707. El aire de derivación sale por las aletas mientras que el escape del núcleo sale por la boquilla central. Este diseño de tubo de chorro estriado es un método de reducción de ruido ideado por Frederick Greatorex en Rolls-Royce Motor turbofan General Electric GEnx-2B de un Boeing 747-8. Vea el interior de la boquilla exterior (propulsora o "fría").

Los primeros motores turborreactores no eran muy eficientes en combustible porque su relación de presión general y la temperatura de entrada de la turbina estaban severamente limitadas por la tecnología disponible en ese momento.

El primer motor turbofan, que solo se hizo funcionar en un banco de pruebas, fue el alemán Daimler-Benz DB 670, designado 109-007 por el Ministerio de Aviación nazi, con una fecha de primera ejecución del 27 de mayo de 1943, después de las pruebas del turbomáquina con motor eléctrico, que se había emprendido el 1 de abril de 1943. Se abandonó el desarrollo del motor, sin resolver sus problemas, ya que la situación bélica empeoraba en Alemania.

Más tarde, en 1943, el terreno británico probó el turborreactor Metrovick F.3, que utilizaba el turborreactor Metrovick F.2 como generador de gas con el escape descargándose en un módulo de ventilador de popa acoplado que comprende un sistema de turbina LP contrarrotante que impulsa dos ventiladores coaxiales contrarrotantes.

Los materiales mejorados y la introducción de compresores gemelos, como en los motores Bristol Olympus y Pratt amp; Whitney JT3C, aumentaron la relación de presión general y, por lo tanto, la eficiencia termodinámica de los motores. También tenían una baja eficiencia de propulsión, porque los turborreactores puros tienen un alto empuje específico / escape de alta velocidad, que se adapta mejor al vuelo supersónico.

Los motores turbofan de bajo bypass originales fueron diseñados para mejorar la eficiencia de propulsión al reducir la velocidad de escape a un valor más cercano al de la aeronave. El Rolls-Royce Conway, el primer turboventilador 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 amp; 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. 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 impulsar el modelo de avión Rockwell Sabreliner 75/80 más grande, así como el Dassault Falcon 20, con un aumento de aproximadamente 50% en el empuje a 4.200 lbf (19.000 NORTE). El CF700 fue el primer turboventilador pequeño certificado por la Administración Federal de Aviación (FAA). Hubo al mismo tiempo más de 400 aviones CF700 en operación en todo el mundo, con una base de experiencia de más de 10 millones de horas de servicio. El motor turbofan CF700 también se usó para entrenar a los astronautas con destino a la Luna en el Proyecto Apolo como el motor del Vehículo de Investigación de Aterrizaje Lunar.

Tipos comunes

Turbofán de derivación baja

Diagrama esquemático que ilustra un motor turbofan de derivación baja de 2 carretes con un escape mixto, que muestra los carretes de baja presión (verde) y alta presión (violeta). El ventilador (y las etapas de refuerzo) son impulsados ​​por la turbina de baja presión, mientras que el compresor de alta presión es impulsado por la turbina de alta presión.

Un turboventilador de alto empuje específico / baja relación de derivación normalmente tiene un ventilador de múltiples etapas, que desarrolla una relación de presión relativamente alta y, por lo tanto, produce una alta velocidad de escape (mezclada o fría). El flujo de aire del núcleo debe ser lo suficientemente grande para proporcionar suficiente potencia al núcleo para impulsar el ventilador. Se puede lograr un ciclo de flujo de núcleo más pequeño / mayor relación de derivación elevando la temperatura de entrada del rotor de la turbina de alta presión (HP).

Para ilustrar un aspecto de cómo un turborreactor se diferencia de un turborreactor, se pueden comparar, como en una evaluación de re-motor, 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 solo si la temperatura de entrada de la turbina no es demasiado alta para compensar el flujo del núcleo más pequeño. Las mejoras futuras en la tecnología de enfriamiento / material de la turbina pueden permitir una temperatura de entrada de la turbina más alta, 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 turborreactor resultante, con eficiencias razonables y pérdida de conducto para los componentes añadidos, probablemente funcionaría a 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 (entrada a la boquilla) sería menor, el flujo de combustible (potencia seca) también se reduciría, lo que resultaría en un mejor consumo de combustible específico (SFC).

Algunos turboventiladores militares de baja relación de derivación (por ejemplo, F404, JT8D ) tienen álabes de guía de entrada variables para dirigir el aire hacia la primera etapa del rotor del ventilador. Esto mejora el margen de sobretensión del ventilador (consulte el mapa del compresor ).

Turbofan de poscombustión

Más información: Afterburner Pratt amp; Whitney F119 turbofan postcombustión en prueba

Desde la década de 1970, la mayoría de los motores de los aviones de combate han sido turboventiladores de derivación baja / media con escape mixto, postcombustión y tobera final de área variable. Un postquemador es una cámara de combustión ubicada corriente abajo de las palas de la turbina y directamente corriente arriba de la boquilla, que quema combustible de los inyectores de combustible específicos del postquemador. Cuando se enciende, se queman cantidades prodigiosas 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 flujo de volumen adicional cuando el postquemador está encendido. La postcombustión a menudo está diseñada para dar un impulso de empuje significativo para el despegue, la aceleración transónica y las maniobras de combate, pero consume mucho combustible. En consecuencia, la postcombustión solo se puede utilizar para pequeñas porciones 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, alrededor de 2100 K (3800 ° R; 3300 ° F). ; 1.800 ° C). Con una relación de combustible: aire aplicada total fija, el flujo de combustible total para un flujo de aire de ventilador dado será el mismo, independientemente del empuje específico seco del motor. Sin embargo, un turboventilador de alto empuje específico tendrá, por definición, una relación de presión de la boquilla más alta, lo que dará como resultado un empuje neto de postcombustión más alto y, por lo tanto, un consumo específico de combustible de postcombustión (SFC) más bajo. Sin embargo, los motores de alto empuje específico tienen un alto SFC seco. La situación se invierte para un turboventilador de postcombustión de empuje específico medio: es decir, SFC de postcombustión pobre / SFC seco bueno. El primer motor es adecuado para un avión de combate que debe permanecer en combate de postcombustión durante un período bastante largo, pero tiene que luchar solo bastante cerca del aeródromo (por ejemplo, escaramuzas transfronterizas). Este último motor es mejor para un avión que tiene que volar una cierta distancia, o holgazanear durante mucho tiempo, antes de entrar en combate. Sin embargo, el piloto puede permitirse permanecer en postcombustión solo por un período corto, antes de que las reservas de combustible de la aeronave se vuelvan peligrosamente bajas.

El primer motor turboventilador de postcombustión de producción fue el Pratt amp; Whitney TF30, que inicialmente impulsó el F-111 Aardvark y el F-14 Tomcat. Los turboventiladores militares de bajo bypass actuales incluyen el Pratt amp; 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, postcombustión y boquilla propulsora de área variable.

Turbofan de alto bypass

Más información: relación de derivación Diagrama esquemático que ilustra un motor turbofan de derivación alta de 2 carretes con un escape sin mezclar. El carrete de baja presión es de color verde y el de alta presión de color púrpura. Nuevamente, el ventilador (y las etapas de refuerzo) son impulsados ​​por la turbina de baja presión, pero se requieren más etapas. En la actualidad, a menudo se emplea un escape mixto.

Para aumentar 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 turboventiladores de baja potencia específica / alta relación de derivación. Estos motores evolucionaron a partir de los turboventiladores de alto empuje específico / baja relación de derivación utilizados en tales aviones en la década de 1960. Los aviones de combate modernos tienden a usar turboventiladores de baja relación de derivación, y algunos aviones de transporte militar usan turbopropulsores.

El empuje específico bajo se logra reemplazando el ventilador de etapas múltiples con una unidad de etapa única. A diferencia de algunos motores militares, los turboventiladores civiles modernos carecen de álabes guía de entrada fijos frente al 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 en su relación de flujo y presión de diseño. Las mejoras en la tecnología de enfriamiento / material de la turbina permiten una temperatura de entrada del rotor de la turbina más alta (HP), lo que permite un núcleo más pequeño (y más ligero) y (potencialmente) mejorar 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 del núcleo también aumenta la relación de derivación. Las relaciones de derivación superiores a 5: 1 son cada vez más comunes; el Pratt amp; 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. La aerodinámica mejorada de las palas reduce el número de etapas de compresor adicionales necesarias. La geometría variable (es decir, estatores ) permite que los compresores de alta relación de presión funcionen sin sobretensión en todos los ajustes del acelerador.

Diagrama de corte del motor General Electric CF6 -6

El primer motor turboventilador de alto bypass (experimental) fue construido y operado el 13 de febrero de 1964 por AVCO-Lycoming. Poco después, el General Electric TF39 se convirtió en el primer modelo de producción, diseñado para impulsar el avión de transporte militar Lockheed C-5 Galaxy. El motor civil General Electric CF6 utilizó un diseño derivado. Otros turboventiladores de alto bypass son el Pratt amp; Whitney JT9D, el Rolls-Royce RB211 de tres ejes y el CFM International CFM56 ; también el TF34 más pequeño. Los turboventiladores grandes de alto bypass más recientes incluyen el Pratt amp; Whitney PW4000, el Rolls-Royce Trent de tres ejes, el General Electric GE90 / GEnx y el GP7000, producidos conjuntamente por GE y Pamp;W.

Cuanto menor sea el empuje específico de un turboventilador, menor será la velocidad media de salida del chorro, que a su vez se traduce en una alta tasa de lapso de 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 subsónica (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 empuje específico bajo tienden a tener una relación de derivación alta, pero esto también es una función de la temperatura del sistema de turbina.

Los turboventiladores de los aviones bimotores son aún más potentes para hacer frente a la pérdida de un motor durante el despegue, lo que reduce el empuje neto de la aeronave a más de la mitad (un motor de alto bypass averiado produce mucha resistencia, lo que significa un empuje neto negativo, mientras que el El otro motor todavía tiene un empuje neto del 100%. Como resultado, el empuje neto combinado de ambos motores es significativamente inferior al 50%). Los aviones bimotores modernos normalmente ascienden muy abruptamente inmediatamente después del despegue. Si se pierde un motor, el ascenso es mucho menos profundo, pero suficiente para despejar 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 derivación baja. El Yakovlev Yak-42, un avión de rango medio con motor trasero con capacidad para 120 pasajeros, introducido en 1980, fue el primer avión soviético en utilizar motores de alto bypass.

Configuraciones turbofan

Los motores Turbofan vienen en una variedad de configuraciones de motor. Para un ciclo de motor dado (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 turbofan tiene poco impacto en el rendimiento del punto de diseño (por ejemplo, empuje neto, SFC), siempre que 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 combinación única de ventilador / compresor, turbina y eje que gira a una sola velocidad. Para una relación de presión determinada, el margen de sobretensión se puede aumentar mediante dos rutas de diseño diferentes:

  1. Dividir el compresor en dos carretes más pequeños que giran a diferentes velocidades, como en el J57 ; o
  2. Hacer que el paso de la paleta del estator sea ajustable, generalmente en las etapas delanteras, como con el J79.

La mayoría de los turboventiladores civiles occidentales modernos emplean un compresor de alta presión (HP) de relación de presión relativamente alta, con muchas filas de estatores variables para controlar el margen de sobretensión a bajas rpm. En el RB211 / Trent de tres carretes, el sistema de compresión del núcleo se divide en dos, con el compresor IP, que sobrealimenta el compresor HP, en un eje coaxial diferente y accionado por una turbina separada (IP). 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 del compresor IP poco profunda es inevitable, el IPC tiene una etapa de geometría variable en todas las variantes, excepto en el -535, que no tiene ninguna.

Turbofan de un solo eje

Aunque lejos de ser común, el turbofan de un solo eje es probablemente la configuración más simple, que comprende un ventilador y un compresor de alta presión impulsados ​​por una sola unidad de turbina, todos en el mismo carrete. El Snecma M53, que impulsa el avión de combate Dassault Mirage 2000, es un ejemplo de turboventilador 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 la operación de aceleración parcial.

Turbofán de popa

Uno de los primeros turboventiladores fue un derivado del turborreactor General Electric J79, conocido como el CJ805-23, que presentaba un ventilador de popa integrado / unidad de turbina de baja presión (LP) ubicada en el tubo de escape del turborreactor. El gas caliente del escape de la turbina del turborreactor se expandió a través de la turbina LP, siendo las aspas del ventilador una extensión radial de las aspas de la turbina. Esta configuración de ventilador de popa se aprovechó más tarde en el demostrador General Electric GE36 UDF (propfan) de principios de los 80. Uno de los problemas con la configuración del ventilador de popa fue la fuga de gas caliente de la turbina LP al ventilador.

Dos carretes básicos

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 carrete de alta presión (HP); el carrete LP funciona a una velocidad angular más baja, mientras que el carrete HP gira más rápido y su compresor comprime aún más parte del aire para la combustión. El BR710 es típico de esta configuración. En tamaños de empuje más pequeños, en lugar de paletas totalmente axiales, la configuración del compresor HP puede ser axial-centrífugo (por ejemplo, CFE CFE738 ), doble centrífugo o incluso diagonal / centrífugo (por ejemplo, Pratt amp; Whitney Canada PW600 ).

Dos carretes potenciados

Se pueden lograr relaciones de presión general más altas aumentando la relación de presión del compresor de alta presión o agregando etapas de compresor (sin derivación) o etapas en T al carrete de baja presión, entre el ventilador y el compresor de alta presión, para impulsar este último. Todos los grandes turbofans estadounidenses (por ejemplo, General Electric CF6, GE90, GE9X y GEnx más Pratt amp; Whitney JT9D y PW4000 ) cuentan con etapas en T. El Rolls-Royce BR715 es un ejemplo no estadounidense de esto. Las altas relaciones de derivación utilizadas en los turboventiladores civiles modernos tienden a reducir el diámetro relativo de las etapas en T, reduciendo su velocidad media en la punta. En consecuencia, se requieren más etapas en T para desarrollar el aumento de presión necesario.

Tres carretes

Rolls-Royce eligió una configuración de tres carretes para sus grandes turbofans civiles (es decir, las familias RB211 y Trent ), donde las etapas T de la configuración de dos carretes reforzados se separan en un carrete de presión intermedia (IP) separado, 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 impulsa 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 de Lotarev / Progress D-18T y Progress D-436.

El turboventilador militar Turbo-Union RB199 también tiene una configuración de tres carretes, al igual que los militares Kuznetsov NK-25 y NK-321.

Ventilador con engranajes

Artículo principal: turboventilador con engranajes Turbofan engranado. La caja de cambios tiene la etiqueta 2.

A medida que aumenta la relación de derivación, la velocidad de la punta de la paleta del ventilador aumenta en relación con la velocidad de la paleta LPT. Esto reducirá la velocidad de las aspas LPT, requiriendo más etapas de turbina para extraer suficiente energía para impulsar el ventilador. La introducción de una caja 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 Garrett TFE731 de larga data, el Honeywell ALF 502/507 y el reciente Pratt amp; Whitney PW1000G.

Turbofans militares

Entrada del motor en un Dassault / Dornier Alpha Jet : el perfil del borde de entrada y el conducto interior minimizan las pérdidas de flujo a medida que el aire fluye hacia el compresor

La mayoría de las configuraciones discutidas anteriormente se utilizan en turbofans civiles, mientras que los turbofans militares modernos (por ejemplo, Snecma M88 ) suelen ser básicos de dos carretes.

Turbina de alta presión

La mayoría de los turbofans 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 trabajo elevado de una sola etapa. Si bien este enfoque es probablemente menos eficiente, existen ahorros en el aire de refrigeración, el peso y el costo.

En las series de motores de 3 carretes RB211 y Trent, la relación de presión del compresor de HP es modesta, por lo que solo se requiere una etapa de turbina de HP. Los turbofans militares modernos también tienden a usar una sola etapa de turbina HP y un compresor HP modesto.

Turbina de baja presión

Los turboventiladores civiles modernos tienen turbinas LP de varias etapas (de 3 a 7). El número de etapas necesarias depende de la relación de derivación del ciclo del motor y del impulso (en dos carretes reforzados). Un ventilador de engranajes puede reducir el número de etapas LPT requeridas en algunas aplicaciones. Debido a las relaciones de derivación mucho más bajas empleadas, los turboventiladores militares requieren solo una o dos etapas de turbina LP.

Rendimiento global

Mejoras de ciclo

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 de la cámara de combustión. Por lo tanto, a un flujo de combustible fijo hay un aumento en la temperatura de entrada del rotor de la turbina (HP). Aunque el aumento de temperatura más alto en el sistema de compresión implica una caída de temperatura mayor en el sistema de turbina, la temperatura de la boquilla mixta 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 total 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.

Por lo tanto, los turbofans pueden ser más eficientes en 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 enfriamiento mejorado de álabes / álabes para hacer frente a los aumentos tanto en la temperatura de entrada del rotor de la turbina como en la temperatura de suministro 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 o del ventilador o la relación de presión del compresor HP. Si este último se mantiene constante, el aumento en la temperatura de entrega del compresor (HP) (debido al aumento de la relación de presión general) implica un aumento en la velocidad mecánica de HP. Sin embargo, las consideraciones de estrés pueden 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.

De acuerdo con una teoría simple, si se mantiene la relación entre la temperatura de entrada del rotor de la turbina / la temperatura de suministro del compresor (HP), se puede retener el área de la garganta de la turbina de HP. Sin embargo, esto supone que se obtienen mejoras de ciclo, mientras se retiene la función de flujo de salida del compresor de referencia (HP) (flujo no dimensional). En la práctica, los cambios en la velocidad adimensional del compresor (HP) y la extracción de purga de enfriamiento probablemente invalidarían esta suposición, lo que haría inevitable algún ajuste en el área de garganta de la turbina de HP. Esto significa que las paletas de guía de la boquilla de la turbina HP tendrían que ser diferentes de las originales. Con toda probabilidad, las paletas de guía de la tobera de la turbina LP aguas abajo tendrían que cambiarse de todos modos.

Crecimiento de empuje

El crecimiento del empuje se obtiene aumentando la potencia del núcleo. Hay dos rutas básicas disponibles:

  1. ruta caliente: aumentar la temperatura de entrada del rotor de la turbina de HP
  2. ruta fría: aumentar el flujo másico del núcleo

Ambas rutas requieren un aumento en el flujo de combustible de la cámara de combustión y, por lo tanto, la energía térmica agregada a la corriente del núcleo.

La ruta caliente puede requerir cambios en los materiales de la paleta / paleta de la turbina o una mejor refrigeración de la paleta / paleta. La ruta fría se puede obtener mediante uno de los siguientes:

  1. agregar etapas en T a la compresión LP / IP
  2. agregar una etapa cero a la compresión HP
  3. mejorar el proceso de compresión, sin agregar etapas (por ejemplo, mayor relación de presión del cubo del ventilador)

todo lo cual aumenta tanto la relación de presión general como el flujo de aire del núcleo.

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 cara, 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 extra del núcleo. En un motor civil, las consideraciones sobre el ruido de los reactores 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).

Discusión técnica

  1. El empuje específico (empuje neto / flujo de aire de admisión) es un parámetro importante para turbofans y motores a reacción en general. Imagine un ventilador (impulsado por un motor eléctrico de tamaño adecuado) que funciona dentro de una tubería, que está conectada a una boquilla propulsora. Es bastante obvio, cuanto mayor sea la relación de presión del ventilador (presión de descarga del ventilador / presión de entrada del ventilador), mayor será la velocidad del chorro y el empuje específico correspondiente. Ahora imagine que reemplazamos esta configuración con un turboventilador equivalente: el mismo flujo de aire y la misma relación de presión del ventilador. Obviamente, el núcleo del turbofan debe producir suficiente energía para impulsar el ventilador a través de la turbina de baja presión (LP). Si elegimos una temperatura de entrada de turbina baja (HP) para el generador de gas, el flujo de aire del núcleo debe ser relativamente alto para compensar. Por tanto, la relación de derivación correspondiente es relativamente baja. Si aumentamos la temperatura de entrada de la turbina, el flujo de aire del núcleo puede ser menor, aumentando así la relación de derivación. El aumento de la temperatura de entrada de la turbina tiende a aumentar la eficiencia térmica y, por lo tanto, mejora la eficiencia del combustible.
  2. Naturalmente, a medida que aumenta la altitud, disminuye la densidad del aire y, por lo tanto, el empuje neto de un motor. También hay un efecto de velocidad de vuelo, denominado tasa de lapso de empuje. Considere la ecuación aproximada para el empuje neto nuevamente:

    F norte=metro⋅( V j F mi- V a)
    {\ Displaystyle F_ {n} = m \ cdot (V_ {jfe} -V_ {a})}

    Con un motor de empuje específico alto (p. Ej., Caza), la velocidad del chorro es relativamente alta, por lo que intuitivamente se puede ver que los aumentos en la velocidad de vuelo tienen menos impacto en el empuje neto que un motor de empuje específico medio (p. Ej., Entrenador), donde la velocidad del chorro es menor. El impacto de la tasa de caída del empuje sobre un motor de empuje específico bajo (por ejemplo, civil) es aún más severo. A altas velocidades de vuelo, los motores de alto empuje específico pueden captar el empuje neto a través de la elevación del ariete en la admisión, pero este efecto tiende a disminuir a velocidades supersónicas debido a las pérdidas por ondas de choque.
  3. El crecimiento del empuje en los turboventiladores civiles generalmente se obtiene aumentando el flujo de aire del ventilador, evitando así que el ruido del chorro sea demasiado alto. Sin embargo, el flujo de aire del ventilador más grande requiere más energía del núcleo. Esto se puede lograr aumentando la relación de presión general (presión de entrada de la cámara de combustión / presión de entrega de admisión) para inducir más flujo de aire hacia el núcleo y aumentando la temperatura de entrada de la turbina. Juntos, estos parámetros tienden a aumentar la eficiencia térmica del núcleo y mejorar la eficiencia del combustible.
  4. Algunos turboventiladores civiles de alta relación de derivación utilizan una boquilla convergente-divergente de relación de área extremadamente baja (menos de 1.01) en la corriente de derivación (o escape mixto) para controlar la línea de trabajo del ventilador. La boquilla actúa como si tuviera geometría variable. A bajas velocidades de vuelo, la boquilla está desenganchada (menos de un número de Mach de la unidad), por lo que el gas de escape se acelera a medida que se acerca a la garganta y luego se ralentiza ligeramente cuando alcanza la sección divergente. En consecuencia, el área de salida de la boquilla controla la coincidencia del ventilador y, al ser más grande que la garganta, aleja ligeramente la línea de trabajo del ventilador del oleaje. A velocidades de vuelo más altas, la elevación del pistón en la admisión aumenta la relación de presión de la boquilla hasta el punto en que la garganta se ahoga (M = 1.0). En estas circunstancias, el área de la garganta dicta la coincidencia del ventilador y, al ser más pequeña que la salida, empuja la línea de trabajo del ventilador ligeramente hacia la oleada. Esto no es un problema, ya que el margen de sobretensión del ventilador es mucho mejor a altas velocidades de vuelo.
  5. El comportamiento fuera de diseño de los turboventiladores se ilustra en el mapa del compresor y el mapa de la turbina.
  6. Debido a que los turbofans civiles modernos funcionan con un empuje específico bajo, solo requieren una etapa de ventilador para desarrollar la relación de presión del ventilador requerida. La relación de presión general deseada para el ciclo del motor generalmente se logra mediante múltiples etapas axiales en la compresión del núcleo. Rolls-Royce tiende a dividir la compresión del núcleo en dos con una presión intermedia (IP) que sobrecarga el compresor HP, ambas unidades son impulsadas por turbinas con una sola etapa, montadas en ejes separados. En consecuencia, el compresor HP necesita desarrollar solo una relación de presión modesta (por ejemplo, ~ 4.5: 1). Los motores civiles estadounidenses usan relaciones de presión de compresor de HP mucho más altas (por ejemplo, ~ 23: 1 en el General Electric GE90 ) y tienden a ser impulsados ​​por una turbina de HP de dos etapas. Aun así, generalmente hay algunas etapas IP axiales montadas en el eje LP, detrás del ventilador, para sobrecargar aún más el sistema de compresión del núcleo. Los motores civiles tienen turbinas LP de múltiples etapas, el número de etapas está determinado por la relación de derivación, la cantidad de compresión IP en el eje LP y la velocidad de la pala de la turbina LP.
  7. Debido a que los motores militares generalmente tienen que poder volar muy rápido al nivel del mar, el límite en la temperatura de suministro del compresor HP se alcanza con una relación de presión general de diseño bastante modesta, en comparación con la de un motor civil. Además, la relación de presión del ventilador es relativamente alta, para lograr un empuje específico de medio a alto. En consecuencia, los turbofan militares modernos suelen tener solo 5 o 6 etapas de compresor de HP y solo requieren una turbina de HP de una sola etapa. Los turboventiladores militares de baja relación de derivación suelen tener una etapa de turbina LP, pero los motores de mayor relación de derivación necesitan dos etapas. En teoría, al agregar etapas de compresor IP, se podría usar un compresor HP turbofan militar moderno en un derivado de turbofan civil, pero el núcleo tendería a ser demasiado pequeño para aplicaciones de alto empuje.

Mejoras

Modelado aerodinámico

La aerodinámica es una combinación de flujo de aire subsónico, transónico y supersónico en un solo aspa de ventilador / compresor de gas en un turbofan moderno. El flujo de aire que pasa por las aspas debe mantenerse dentro de límites angulares estrechos para mantener el flujo de aire contra una presión creciente. De lo contrario, el aire volverá a salir por la entrada.

El Control de motor digital de 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.

Tecnología Blade

Una pala de turbina de 100 g (3,5 oz) se somete a 1.700 ° C (3.100 ° F), a 17 bar (250 psi) y a una fuerza centrífuga de 40 kN (9.000 lbf), muy por encima del punto de deformación plástica e incluso por encima el punto de fusión. Se necesitan aleaciones exóticas, esquemas sofisticados de enfriamiento por aire y un diseño mecánico especial para mantener las tensiones físicas dentro de la resistencia del material. Los sellos giratorios deben soportar condiciones duras durante 10 años, 20.000 misiones y girar de 10 a 20.000 rpm.

El rendimiento a alta temperatura de las aspas del ventilador se ha incrementado a través de los desarrollos en el proceso de fabricación de fundición, el diseño de enfriamiento, los recubrimientos de barrera térmica y las aleaciones. En cuanto al ciclo, la temperatura de entrada de la turbina de alta presión es menos importante que la temperatura de entrada del rotor (RIT), después de la caída de temperatura en su estator. Aunque los motores modernos tienen RIT máximos del orden de 1.560 ° C (2.840 ° F), tales temperaturas se experimentan solo por un corto tiempo durante el despegue en motores civiles.

Originalmente, se usaban metales policristalinos estándar para fabricar palas de ventilador, pero los avances en la ciencia de los materiales han permitido que las palas se construyan a partir de cristales metálicos alineados y, más recientemente, cristales individuales para operar a temperaturas más altas con menos distorsión. Estas aleaciones y superaleaciones a base de níquel se utilizan en álabes de turbina HP en la mayoría de los motores a reacción modernos.

La entrada de la turbina de alta presión se enfría por debajo de su punto de fusión con aire purgado del compresor, sin pasar por la cámara de combustión y entrando en la paleta o paleta hueca. Después de recoger el calor, el aire de refrigeración se vierte en la corriente de gas principal y las etapas posteriores no se enfrían si las temperaturas locales son lo suficientemente bajas.

Aspas de ventilador

Las aspas de los ventiladores han ido creciendo a medida que los motores a reacción se han hecho más grandes: cada aspa transporta el equivalente a nueve autobuses de dos pisos y consume el volumen de una cancha de squash cada segundo. Los avances en el modelado de dinámica de fluidos computacional (CFD) han permitido formas curvas complejas en 3D con una cuerda muy ancha, manteniendo las capacidades del ventilador y minimizando el número de aspas para reducir los costos. Casualmente, la relación de derivación aumentó para lograr una mayor eficiencia de propulsión y el diámetro del ventilador aumentó.

Rolls-Royce fue pionera en el aspa del ventilador hueca de titanio de cuerda ancha en la década de 1980 por su eficiencia aerodinámica y resistencia a daños por objetos extraños en el RB211 y luego en el Trent. GE Aviation introdujo aspas de ventilador compuestas de fibra de carbono en el GE90 en 1995, fabricadas hoy con un proceso de capa de cinta de fibra de carbono. Safran, socio de GE, desarrolló una tecnología tejida 3D con Albany Composites para los motores CFM56 y CFM LEAP.

Progreso futuro

Los núcleos del motor se están reduciendo a medida que operan 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. Las holguras de las puntas de las palas son más difíciles de mantener a la salida del compresor de alta presión donde las palas tienen 13 mm (0,5 pulg.) De altura o menos; La flexión de la columna vertebral afecta aún más el control de la holgura, ya que el núcleo es proporcionalmente más largo y delgado y el ventilador al eje de transmisión de la turbina de baja presión se encuentra en un espacio limitado dentro del núcleo.

Para Alan Epstein, vicepresidente de tecnología y medio ambiente de Pratt amp; Whitney, "A lo largo de la historia de la aviación comercial, hemos pasado del 20% al 40% [eficiencia de crucero], y existe un consenso entre la comunidad de motores de que probablemente podamos llegar al 60%"..

Los turboventiladores con engranajes y las reducciones adicionales de la relación de presión del ventilador continuarán mejorando la eficiencia de propulsión. La segunda fase del programa Continuous Lower Energy, Emissions and Noise (CLEEN) de la FAA tiene como objetivo las reducciones de fines de la década de 2020 del 33% de consumo de combustible, 60% de emisiones y 32 dB de ruido EPNdb en comparación con el estado de la técnica de la década de 2000. 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 palas que los 20 del PW1000G.

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 de menor relación de presión es más lento. UTC Aerospace Systems Aerostructures tendrá una prueba en tierra a gran escala en 2019 de su Sistema de propulsión integrado de baja resistencia con un inversor de empuje, que mejora el consumo de combustible en un 1% y con 2.5-3 EPNdB menos de ruido.

Safran probablemente pueda ofrecer otro 10-15% en eficiencia de combustible hasta mediados de la década de 2020 antes de alcanzar una asíntota, y luego tendrá que introducir un gran avance: aumentar la relación de derivación a 35: 1 en lugar de 11: 1 para el CFM LEAP, está demostrando un ventilador no conducido de rotor abierto contrarrotante (propfan) en Istres, Francia, en el marco del programa europeo de tecnología Clean Sky. Los avances en el modelado y los materiales de alta resistencia específica pueden ayudarlo a tener éxito donde los intentos anteriores fallaron. Cuando los niveles de ruido estén dentro de los estándares actuales y sean similares a los del motor Leap, estará disponible un 15% menos de consumo de combustible y para eso Safran está probando sus controles, vibración y operación, mientras que la integración de la estructura del avión sigue siendo un desafío.

Para GE Aviation, la densidad de energía del combustible para aviones aún maximiza la ecuación de rango de Breguet y los núcleos de mayor relación de presión; Los ventiladores de relación de presión más baja, las entradas de baja pérdida y las estructuras más ligeras pueden mejorar aún más la eficiencia térmica, de transferencia y de propulsión. En virtud de la Fuerza Aérea de los EE.UU. ‘s Programa de Transición del motor adaptativo, adaptativas ciclos termodinámicos serán utilizados para el avión de combate de sexta generación, basada en una modificación del ciclo Brayton y volumen constante de combustión. La fabricación aditiva en el turbohélice avanzado reducirá el peso en un 5% y el consumo de combustible en un 20%.

Las piezas de compuesto de matriz cerámica estática y giratoria (CMC) funcionan 500 ° F (260 ° C) más calientes que el metal y pesan un tercio de su peso. Con $ 21,9 millones del Laboratorio de Investigación de la Fuerza Aérea, GE está invirtiendo $ 200 millones en una instalación de CMC en Huntsville, Alabama, además de su sitio de Asheville, Carolina del Norte, matriz de carburo de silicio de producción masiva con fibras de carburo de silicio en 2018. Se usará 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.

Rolls-Royce Plc apuntó a un núcleo de relación de presión de 60: 1 para el Ultrafan de la década de 2020 y comenzó las 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 de la turbina 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 de propulsión. 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 el intercooler y los recuperadores. La integración más cercana de la estructura del avión y los aviones híbridos o eléctricos se pueden combinar con turbinas de gas.

Motores actuales Rolls-Royce tienen una eficiencia de propulsión 72-82% y la eficiencia térmica 42-49% para un 0,63 a 0,49 lb / lbf / h (64,000-50,000 g / kN / h) TSFC a Mach 0,8, y el objetivo de límites teóricos de 95% para eficiencia de propulsión de rotor abierto y 60% para eficiencia térmica con temperatura de entrada de turbina estequiométrica y relación de presión total de 80: 1 para un TSFC de 0.35 lb / lbf / h (36,000 g / kN / h)

Dado que los problemas iniciales pueden no aparecer hasta varios miles de horas, los últimos problemas técnicos de los turboventiladores interrumpen las operaciones de las aerolíneas y las entregas de los fabricantes, mientras que las tasas de producción aumentan drásticamente. Las palas agrietadas del Trent 1000 pusieron a tierra casi 50 Boeing 787 y redujeron el ETOPS a 2,3 horas desde 5,5, lo que le costó a Rolls-Royce plc casi $ 950 millones. Las fracturas del sello del filo de la cuchilla del PW1000G han provocado que Pratt amp; Whitney se atrasen mucho en las entregas, dejando a unos 100 A320neo sin motor esperando sus motores. La introducción de CFM LEAP fue más suave, pero un revestimiento de turbina HP de compuesto cerámico se pierde prematuramente, lo que requiere un nuevo diseño, lo que provoca la eliminación de 60 motores A320neo para su modificación, ya que las entregas se retrasan hasta seis semanas.

En un fuselaje ancho, Safran estima que se podría ahorrar entre un 5% y un 10% de combustible reduciendo la ingesta de energía para los sistemas hidráulicos, mientras que el cambio a la energía eléctrica podría ahorrar un 30% del peso, como se inició en el Boeing 787, mientras que Rolls-Royce plc espera que aumente. al 5%.

Fabricantes

Artículo principal: Lista de fabricantes de turboventiladores

El mercado de motores turbofan está dominado por General Electric, Rolls-Royce plc y Pratt amp; Whitney, en orden de cuota de mercado. General Electric y SNECMA de Francia tienen una empresa conjunta, CFM International. Pratt amp; Whitney también tiene una empresa conjunta, International Aero Engines con Japanese Aero Engine Corporation y MTU Aero Engines de Alemania, especializada en motores para la familia Airbus A320. Pratt amp; 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 pasajeros y aviones 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, con un valor del 40-45% del mercado en valor, crecerán de 12,700 motores a más de 21,000 con 18,500 entregas. La flota de motores a reacción regionales por debajo de las 20.000 lb (89 kN) aumentará de 7.500 a 9.000 y la flota de turbopropulsores 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%, seguido de Pratt amp; Whitney con un 29% y luego Rolls-Royce y General Electric con un 10% cada uno.

Turbofán comerciales en producción

Turbofán comerciales en producción
Modelo Comienzo Derivación Largo Admirador Peso Empuje Principales aplicaciones
GE GE90 1992 8,7–9,9 5,18-5,40 m 3,12–3,25 m 7,56–8,62 t 330–510 kN B777
Pamp;W PW4000 1984 4,8–6,4 3,37–4,95 m 2,84 metros 4,18–7,48 t 222–436 kN A300 / A310, A330, B747, B767, B777, MD-11
RR Trent XWB 2010 9.3 5.22 metros 3,00 m 7,28 toneladas 330–430 kN A350XWB
RR Trent 800 1993 5,7–5,79 4,37 metros 2,79 metros 5,96–5,98 t 411–425 kN B777
EA GP7000 2004 8,7 4,75 metros 2,95 m 6,09–6,71 t 311–363 kN A380
RR Trent 900 2004 8,7 4,55 metros 2,95 m 6,18–6,25 t 340–357 kN A380
RR Trent 1000 2006 10.8-11 4,74 metros 2,85 metros 5,77 toneladas 265,3–360,4 kN B787
GE GEnx 2006 8.0–9.3 4,31-4,69 m 2,66-2,82 m 5,62-5,82 toneladas 296-339 kN B747-8, B787
RR Trent 700 1990 4.9 3,91 m 2,47 metros 4,79 toneladas 320 kN A330
GE CF6 1971 4,3–5,3 4,00–4,41 m 2,20–2,79 m 3,82-5,08 t 222-298 kN A300 / A310, A330, B747, B767, MD-11, DC-10
RR Trent 500 1999 8.5 3,91 m 2,47 metros 4,72 toneladas 252 kN A340 -500/600
Pamp;W PW1000G 2008 9,0-12,5 3,40 m 1,42-2,06 m 2,86 toneladas 67-160 kN A320neo, A220, E-Jets E2
SALTO CFM 2013 9.0-11.0 3,15–3,33 m 1,76–1,98 m 2,78-3,15 t 100-146 kN A320neo, B737Max
CFM56 1974 5,0–6,6 2,36–2,52 m 1,52–1,84 m 1,95-2,64 t 97,9-151 kN A320, A340 -200/300, B737, KC-135, DC-8
IAE V2500 1987 4.4–4.9 3,20 m 1,60 m 2,36-2,54 t 97,9-147 kN A320, MD-90
Pamp;W PW6000 2000 4,90 2,73 metros 1,44 m 2,36 toneladas 100,2 kN Airbus A318
RR BR700 1994 4.2–4.5 3,41-3,60 m 1,32-1,58 m 1,63-2,11 t 68,9-102,3 kN B717, Global Express, Gulfstream V
Pasaporte GE 2013 5,6 3,37 metros 1,30 m 2,07 toneladas 78,9–84,2 kN Mundial 7000 /8000
GE CF34 mil novecientos ochenta y dos 5.3–6.3 2,62-3,26 m 1,25-1,32 m 0,74-1,12 t 41–82,3 kN Challenger 600, CRJ, jets eléctricos
Pamp;WC PW800 2012 5.5 1,30 m 67,4–69,7 kN Gulfstream G500 / G600
RR Tay 1984 3.1–3.2 2,41 metros 1,12–1,14 m 1,42-1,53 t 61,6–68,5 kN Gulfstream IV, Fokker 70 / 100
Cresta de plata 2012 5.9 1,90 m 1,08 m 1,09 toneladas 50,9 kN Cit. Hemisferio, Falcon 5X
RR AE 3007 1991 5,0 2,71 metros 1,11 m 0,72 toneladas 33,7 kN ERJ, cita X
Pamp;WC PW300 1988 3.8–4.5 1,92-2,07 m 0,97 metros 0,45-0,47 t 23,4–35,6 kN Cit. Soberano, G200, F. 7X, F. 2000
HW HTF7000 1999 4.4 2,29 metros 0,87 metros 0,62 toneladas 28,9 kN Challenger 300, G280, Legacy 500
HW TFE731 1970 2,66–3,9 1,52–2,08 m 0,72-0,78 m 0,34-0,45 t 15,6-22,2 kN Learjet 70/75, G150, Falcon 900
Williams FJ44 1985 3.3–4.1 1,36–2,09 m 0,53-0,57 m 0,21-0,24 t 6,7–15,6 kN CitationJet, Cit. M2
Pamp;WC PW500 1993 3,90 1,52 metros 0,70 m 0,28 toneladas 13,3 kN Cita Excel, Phenom 300
GE-H HF120 2009 4.43 1,12 m 0,54 metros 0,18 toneladas 7,4 kN HondaJet
Williams FJ33 1998 0,98 metros 0,53 metros 0,14 toneladas 6,7 kN Cirrus SF50
Pamp;WC PW600 2001 1.8–2.8 0,67 metros 0,36 metros 0,15 toneladas 6,0 kN Cit. Mustang, Eclipse 500, Phenom 100
PS-90 1992 4.4 4,96 metros 1,9 m 2,95 toneladas 157-171 kN Il-76, Il-96, Tu-204
PowerJet SaM146 2008 4–4,1 3,59 metros 1,22 m 2.260 toneladas 71,6–79,2 kN Sukhoi Superjet 100

Motores a reacción de derivación extrema

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 a relaciones de presión de ventilador ultrabajas y para proporcionar empuje hacia atrás hasta la velocidad cero de la aeronave. El motor estaba destinado a aviones STOL ultra silenciosos que operaban desde los aeropuertos del centro de la ciudad.

En un intento por aumentar la eficiencia con la velocidad, se creó un desarrollo del turboventilador y turbohélice conocido como motor propfan que tenía un ventilador no conducido. Las aspas del ventilador están situadas fuera del conducto, por lo que parece un turbohélice con aspas anchas en forma de cimitarra. Tanto General Electric como Pratt amp; Whitney / Allison demostraron motores propfan en la década de 1980. El ruido excesivo de la cabina y el combustible para aviones relativamente barato impidieron que los motores se pusieran en servicio. El propfan Progress D-27, desarrollado en la URSS, era el único motor propfan equipado en un avión de producción.

Terminología

Postquemador
combustor adicional inmediatamente aguas arriba de la boquilla final (también llamado recalentamiento)
Aumentador
postquemador en motores turbofan de derivación baja.
Carga de etapa media
constante × (temperatura delta) / [(velocidad de la cuchilla) × (velocidad de la cuchilla) × (número de etapas)]
Derivación
Corriente de aire que pasa por alto por completo el sistema de compresión del núcleo, la cámara de combustión y el sistema de turbina.
Relación de derivación
flujo de aire de derivación / flujo de aire de entrada de compresión del núcleo
Centro
turbomáquinas que manejan la corriente de aire que pasa a través de la cámara de combustión.
Poder central
potencia residual del eje de la expansión ideal de la turbina a la presión ambiental después de deducir la potencia de compresión del núcleo
Eficiencia térmica central
potencia del núcleo / potencia equivalente al flujo de combustible
Seco
postquemador (si está instalado) no encendido
EGT
temperatura de los gases de escape
EPR
relación de presión del motor
Admirador
compresor turbofan LP
Relación de presión del ventilador
presión total de salida del ventilador / presión total de entrega de entrada
Temperatura flexible
Uso de temperatura del aire aparente artificialmente alta para reducir el desgaste del motor.
Generador de gas
núcleo del motor
Compresor HP
compresor de alta presión (también HPC)
Turbina HP
turbina de alta presión
Arrastre del pistón de admisión
penalización asociada con los motores a reacción que recogen aire de la atmósfera (los motores de cohete convencionales no tienen este término de arrastre, porque el oxidante viaja con el vehículo)
IEPR
relación de presión del motor integrada
Compresor IP
compresor de presión intermedia (también IPC)
Turbina IP
turbina de presión intermedia (también IPT)
Compresor LP
compresor de baja presión (también LPC)
Turbina LP
turbina de baja presión (también LPT)
Empuje neto
empuje bruto total de la boquilla - arrastre del pistón de admisión (excluyendo el arrastre de la góndola, etc., este es el empuje básico que actúa sobre la estructura del avión)
Relación de presión global
presión total de entrada de la cámara de combustión / presión total de entrega de entrada
Eficiencia global
eficiencia térmica * eficiencia propulsora
Eficiencia propulsora
potencia propulsora / tasa de producción de energía cinética propulsora (la eficiencia propulsora máxima se produce cuando la velocidad del chorro es igual a la velocidad de vuelo, lo que implica un empuje neto cero).
Consumo específico de combustible (SFC)
flujo total de combustible / empuje neto (proporcional a la velocidad de vuelo / eficiencia térmica general)
Enrollando
acelerando, marcado por un retraso
Presión estática
Presión del fluido que no está asociada con su movimiento sino con su estado.
Empuje específico
empuje neto / flujo de aire de admisión
Eficiencia térmica
tasa de producción de energía cinética propulsora / potencia del combustible
Flujo total de combustible
combustor (más cualquier postquemador) caudal de combustible (por ejemplo, lb / so g / s)
Presión total
presión estática más término de energía cinética
Temperatura de entrada del rotor de la turbina
temperatura media absoluta del gas en la entrada del rotor de la turbina principal (p. ej., HP)

Ver también

Referencias

enlaces externos

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