Motor a reacción
Todos los motores a reacción son motores de reacción que generan empuje emitiendo un chorro de fluido hacia atrás a una velocidad relativamente alta. Las fuerzas en el interior del motor necesarias para crear este jet dan un fuerte empuje al motor que empuja a la nave hacia adelante.
Los motores a reacción hacen su chorro a partir de propulsante almacenado en tanques que están unidos al motor (como en un «cohete»), así como en motores de conductos (los que se usan comúnmente en aviones) al ingerir un fluido externo (muy típicamente aire) y expulsarlo a mayor velocidad.
Boquilla propulsoreditar
La boquilla propulsora es el componente clave de todos los motores a reacción, ya que crea el chorro de escape. Las boquillas propulsoras convierten la energía interna y de presión en energía cinética de alta velocidad. La presión y la temperatura totales no cambian a través de la boquilla, pero sus valores estáticos disminuyen a medida que el gas aumenta.
La velocidad del aire que entra en la boquilla es baja, aproximadamente Mach 0,4, un requisito previo para minimizar las pérdidas de presión en el conducto que conduce a la boquilla. La temperatura que entra en la boquilla puede ser tan baja como la temperatura ambiente del nivel del mar para una boquilla de ventilador en el aire frío a altitudes de crucero. Puede ser tan alta como la temperatura del gas de escape de 1000K para un motor de postcombustión supersónico o 2200K con el poscombustión encendido. La presión que entra en la boquilla puede variar de 1,5 veces la presión fuera de la boquilla, para un ventilador de una sola etapa, a 30 veces para el avión tripulado más rápido a mach 3+.
Las boquillas convergentes solo pueden acelerar el gas hasta las condiciones sónicas locales (Mach 1). Para alcanzar altas velocidades de vuelo, se requieren velocidades de escape aún mayores, por lo que a menudo se usa una boquilla convergente-divergente en aviones de alta velocidad.
El empuje de la boquilla es más alto si la presión estática del gas alcanza el valor ambiental al salir de la boquilla. Esto solo sucede si el área de salida de la boquilla es el valor correcto para la relación de presión de la boquilla (npr). Dado que el npr cambia con el ajuste de empuje del motor y la velocidad de vuelo, rara vez es el caso. También a velocidades supersónicas, el área divergente es menor de lo necesario para proporcionar una expansión interna completa a la presión ambiental como compensación con la resistencia externa del cuerpo. Whitford da el F-16 como ejemplo. Otros ejemplos de expansión insuficiente fueron el XB-70 y el SR-71.
El tamaño de la boquilla, junto con el área de las boquillas de la turbina, determina la presión de funcionamiento del compresor.
ThrustEdit
Eficiencia energética en relación con los motores a reacción de los aviones Edit
Esta descripción general destaca dónde se producen pérdidas de energía en plantas motrices completas de aviones a reacción o en instalaciones de motores.
Un motor a reacción en reposo, como en un banco de pruebas, absorbe combustible y genera empuje. Lo bien que lo hace se juzga por la cantidad de combustible que utiliza y la fuerza que se requiere para contenerlo. Esta es una medida de su eficiencia. Si algo se deteriora dentro del motor (conocido como deterioro del rendimiento), será menos eficiente y esto se mostrará cuando el combustible produzca menos empuje. Si se realiza un cambio en una parte interna que permite que el aire/gases de combustión fluyan más suavemente, el motor será más eficiente y usará menos combustible. Se utiliza una definición estándar para evaluar cómo las diferentes cosas cambian la eficiencia del motor y también para permitir comparaciones entre diferentes motores. Esta definición se denomina consumo de combustible específico, o cuánto combustible se necesita para producir una unidad de empuje. Por ejemplo, se sabrá por un diseño de motor en particular que si se suavizan algunos baches en un conducto de derivación, el aire fluirá más suavemente, lo que dará una reducción de la pérdida de presión de un x% y un y% menos de combustible para obtener el empuje de despegue, por ejemplo. Esta comprensión se incluye en la disciplina de ingeniería Rendimiento de motores a reacción. La forma en que la eficiencia se ve afectada por la velocidad de avance y por el suministro de energía a los sistemas de las aeronaves se menciona más adelante.
La eficiencia del motor está controlada principalmente por las condiciones de funcionamiento dentro del motor, que son la presión producida por el compresor y la temperatura de los gases de combustión en el primer juego de palas de turbina giratorias. La presión es la presión de aire más alta del motor. La temperatura del rotor de la turbina no es la más alta en el motor, pero es la más alta a la que se produce la transferencia de energía ( se producen temperaturas más altas en el quemador). La presión y la temperatura anteriores se muestran en un diagrama de ciclo termodinámico.
La eficiencia se modifica aún más por la fluidez con que el aire y los gases de combustión fluyen a través del motor, la alineación del flujo (conocido como ángulo de incidencia) con los pasajes móviles y estacionarios en los compresores y turbinas. Ángulos no óptimos, así como formas de paso y hoja no óptimas, pueden causar engrosamiento y separación de capas límite y formación de ondas de choque. Es importante disminuir el flujo (una velocidad más baja significa menos pérdidas de presión o caída de presión) cuando se desplaza a través de los conductos que conectan las diferentes partes. La forma en que los componentes individuales contribuyen a convertir el combustible en empuje se cuantifica mediante medidas como la eficiencia de los compresores, turbinas y combustión y las pérdidas de presión de los conductos. Estos se muestran como líneas en un diagrama de ciclo termodinámico.
La eficiencia del motor, o eficiencia térmica, conocida como η t h {\displaystyle \eta _{th}}
. depende de los parámetros del ciclo termodinámico, la presión máxima y la temperatura, y de las eficiencias de los componentes, η c o m p r e s s o r {\displaystyle \eta _{compresor}}
, η c o m b u s t i o n {\displaystyle \eta _{combustión}}
y η t u r b i n e {\displaystyle \eta _{turbina}}
y pérdidas de presión en los conductos.
El motor necesita aire comprimido solo para funcionar con éxito. Este aire proviene de su propio compresor y se llama aire secundario. No contribuye a hacer empuje, por lo que el motor es menos eficiente. Se utiliza para preservar la integridad mecánica del motor, para detener el sobrecalentamiento de las piezas y para evitar que el aceite se escape de los rodamientos, por ejemplo. Solo una parte de este aire extraído de los compresores regresa al flujo de la turbina para contribuir a la producción de empuje. Cualquier reducción en la cantidad necesaria mejora la eficiencia del motor. Una vez más, se sabrá para un diseño de motor particular que un requisito reducido de flujo de refrigeración del x% reducirá el consumo de combustible específico en y%. En otras palabras, se necesitará menos combustible para dar empuje de despegue, por ejemplo. El motor es más eficiente.
Todas las consideraciones anteriores son básicas para que el motor funcione por sí solo y, al mismo tiempo, no haga nada útil, es decir, no mueva una aeronave ni suministre energía a los sistemas eléctrico, hidráulico y de aire de la aeronave. En el avión, el motor da parte de su potencial de producción de empuje, o combustible, para alimentar estos sistemas. Estos requisitos, que causan pérdidas de instalación, reducen su eficiencia. Está usando algo de combustible que no contribuye al empuje del motor.
Finalmente, cuando el avión está volando, el propio jet propulsor contiene energía cinética desperdiciada después de haber abandonado el motor. Esto se cuantifica con el término eficiencia propulsiva, o Froude, η p {\displaystyle \eta _{p}}
y puede reducirse rediseñando el motor para darle un flujo de derivación y una velocidad más baja para el chorro propulsor, por ejemplo como un motor turbohélice o turbofán. Al mismo tiempo, la velocidad de avance aumenta el η t h {\displaystyle \eta _{th}}
aumentando la relación de presión general.
La eficiencia total del motor a la velocidad de vuelo se define como η o = η p η t h {\displaystyle \eta _{o}=\eta _{p}\eta _{th}}
.
La η o {\displaystyle \ eta _{o}}
a velocidad de vuelo depende de qué tan bien comprime el aire la entrada antes de que se entregue a los compresores del motor. La relación de compresión de admisión, que puede ser tan alta como 32:1 en Mach 3, se suma a la del compresor del motor para dar la relación de presión general y η t h {\displaystyle \ eta _ {th}}
para el ciclo termodinámico. Lo bien que hace esto se define por su recuperación de presión o medida de las pérdidas en la ingesta. El vuelo tripulado Mach 3 ha proporcionado una ilustración interesante de cómo estas pérdidas pueden aumentar drásticamente en un instante. El XB-70 Valquiria de América del Norte y el SR-71 Blackbird de Lockheed a Mach 3 tuvieron recuperaciones de presión de aproximadamente 0.8, debido a pérdidas relativamente bajas durante el proceso de compresión, es decir, a través de sistemas de choques múltiples. Durante un «arranque», el sistema de choque eficiente sería reemplazado por un solo choque muy ineficiente más allá de la entrada y una recuperación de presión de admisión de aproximadamente 0,3 y una relación de presión correspondientemente baja.
La boquilla propulsora a velocidades superiores a aproximadamente Mach 2 generalmente tiene pérdidas de empuje internas adicionales porque el área de salida no es lo suficientemente grande como compensación con el arrastre externo de la carrocería posterior.
Aunque un motor de derivación mejora la eficiencia de propulsión, incurre en pérdidas propias dentro del propio motor. Hay que añadir maquinaria para transferir energía del generador de gas a un flujo de aire de derivación. A la baja pérdida de la boquilla propulsora de un turborreactor se añaden pérdidas adicionales debido a ineficiencias en la turbina y el ventilador añadidos. Estos pueden incluirse en una eficiencia de transmisión o transferencia η T {\displaystyle \ eta _{T}}
. Sin embargo, estas pérdidas se compensan con creces con la mejora de la eficiencia de la propulsión. También hay pérdidas de presión adicionales en el conducto de derivación y una boquilla de propulsión adicional.
Con la llegada de los turbofanes con su maquinaria de pérdidas, Bennett ha separado lo que pasa dentro del motor, por ejemplo, entre el generador de gas y la maquinaria de transferencia, dando como resultado η o = η p η t h η T {\displaystyle \eta _{o}=\eta _{p}\eta _{th}\eta _{T}}
.
La eficiencia energética ( η o {\displaystyle \eta _{o}}
) de chorro de los motores instalados en los vehículos tiene dos componentes principales:
- la eficiencia de propulsión ( η p {\displaystyle \eta _{p}}
): cuánta energía del chorro termina en la carrocería del vehículo en lugar de ser transportada como energía cinética del chorro.
- eficiencia del ciclo ( η t h {\displaystyle \eta _{th}}
): grado de eficiencia del motor puede acelerar el jet
aunque la eficiencia energética en general η o {\displaystyle \eta _{o}}
es: η o = η p η t h {\displaystyle \ eta _{o}= \ eta _ {p}\eta _ {th}}
para todos los motores a reacción, la eficiencia de propulsión es más alta a medida que la velocidad del chorro de escape se acerca a la velocidad del vehículo, ya que esto da la energía cinética residual más pequeña. Para un motor de aire respirable, una velocidad de escape igual a la velocidad del vehículo, o una η p {\displaystyle \eta _{p}}
igual a uno, da empuje cero sin cambio de momento neto. La fórmula para la respiración de aire de los motores mueve a una velocidad v {\displaystyle v}
con un escape de la velocidad v e {\displaystyle v_{e}}
, y dejar de lado el flujo de combustible, es: η p = 2 1 + v e v {\displaystyle \eta _{p}={\frac {2}{1+{\frac {v_{e}}{v}}}}}
Y para un cohete:
η p = 2 ( v v e ) 1 + ( v v e ) 2 {\displaystyle \eta _{p}={\frac {2\,({\frac {v}{v_{e}}})}{1+({\frac {v}{v_{e}}})^{2}}}}
además De la propulsión de la eficiencia, otro factor es la eficiencia del ciclo; un motor a reacción es una forma de motor de calor. La eficiencia del motor térmico está determinada por la relación entre las temperaturas alcanzadas en el motor y las agotadas en la boquilla. Esto ha mejorado constantemente con el tiempo a medida que se han introducido nuevos materiales para permitir temperaturas de ciclo máximas más altas. Por ejemplo, se han desarrollado materiales compuestos, que combinan metales con cerámica, para palas de turbina HP, que funcionan a la temperatura máxima del ciclo. La eficiencia también está limitada por la relación de presión general que se puede lograr. La eficiencia de ciclo es más alta en los motores de cohetes (~60+%), ya que pueden alcanzar temperaturas de combustión extremadamente altas. La eficiencia de ciclo en turborreactores y similares es más cercana al 30%, debido a temperaturas de ciclo pico mucho más bajas.
La eficiencia de combustión de la mayoría de los motores de turbina de gas de los aviones en condiciones de despegue a nivel del mar es casi del 100%. Disminuye de forma no lineal al 98% en condiciones de crucero de altitud. La relación aire-combustible varía de 50:1 a 130:1. Para cualquier tipo de cámara de combustión hay un límite rico y débil en la relación aire-combustible, más allá del cual se extingue la llama. El rango de relación aire-combustible entre los límites ricos y débiles se reduce con un aumento de la velocidad del aire. Si el flujo másico de aire creciente reduce la relación de combustible por debajo de cierto valor, se produce la extinción de la llama.
Consumo de combustible o propulsoreditar
Un concepto estrechamente relacionado (pero diferente) con la eficiencia energética es la tasa de consumo de masa de propulsor. El consumo de propulsante en los motores a reacción se mide por el consumo de combustible específico, el impulso específico o la velocidad de escape efectiva. Todos miden lo mismo. El impulso específico y la velocidad de escape efectiva son estrictamente proporcionales, mientras que el consumo de combustible específico es inversamente proporcional a los demás.
Para motores que respiran aire, como turborreactores, la eficiencia energética y la eficiencia del propulsor (combustible) son casi la misma cosa, ya que el propulsor es un combustible y la fuente de energía. En cohetería, el propulsor es también el escape, y esto significa que un propulsor de alta energía proporciona una mejor eficiencia del propulsor, pero en algunos casos puede dar una menor eficiencia energética.
Se puede ver en la tabla (justo debajo) que los turbofanes subsónicos como el turbofán CF6 de General Electric usan mucho menos combustible para generar empuje por un segundo que el turborreactor Rolls-Royce/Snecma Olympus 593 del Concorde. Sin embargo, dado que la energía es fuerza por distancia y la distancia por segundo era mayor para el Concorde, la potencia real generada por el motor para la misma cantidad de combustible fue mayor para el Concorde a Mach 2 que para el CF6. Por lo tanto, los motores del Concorde eran más eficientes en términos de energía por milla.
| tipo de Motor | Situación | Especificación. contras de combustible. | Específicos impulso (s) |
Eficaz de escape velocidad (m/s) |
|
|---|---|---|---|---|---|
| (lb/lbf·h) | (g/kN·s) | ||||
| NK-33 motor de cohete | Vacío | 10.9 | 308 | 331 | 3250 |
| SSME rocket engine | Space shuttle vacuum | 7.95 | 225 | 453 | 4440 |
| Ramjet | Mach 1 | 4.5 | 130 | 800 | 7800 |
| J-58 turbojet | SR-71 at Mach 3.2 (Wet) | 1.9 | 54 | 1900 | 19000 |
| Eurojet EJ200 | Reheat | 1.66–1.73 | 47–49 | 2080–2170 | 20400–21300 |
| Rolls-Royce/Snecma Olympus 593 turbojet | Concorde Mach 2 cruise (Dry) | 1.195 | 33.8 | 3010 | 29500 |
| Eurojet EJ200 | Dry | 0.74–0.81 | 21–23 | 4400–4900 | 44000–48000 |
| CF6-80C2B1F turbofan | Boeing 747-400 cruise | 0.605 | 17.1 | 5950 | 58400 |
| General Electric CF6 turbofan | Sea level | 0.307 | 8.7 | 11700 | 115000 |
Relación empuje-pesoeditar
La relación empuje-peso de los motores a reacción con configuraciones similares varían con la escala, pero es principalmente una función de la tecnología de construcción del motor. Para un motor dado, cuanto más ligero es el motor, mejor es el empuje al peso, menos combustible se usa para compensar la resistencia debido a la elevación necesaria para transportar el peso del motor, o para acelerar la masa del motor.
Como se puede ver en la siguiente tabla, los motores de cohete generalmente logran relaciones de empuje a peso mucho más altas que los motores de conductos, como los motores turborreactores y turbofanes. Esto se debe principalmente a que los cohetes casi universalmente utilizan una masa de reacción líquida o sólida densa que da un volumen mucho más pequeño y, por lo tanto, el sistema de presurización que suministra la boquilla es mucho más pequeño y liviano para el mismo rendimiento. Los motores de conductos tienen que lidiar con aire que es de dos a tres órdenes de magnitud menos denso y esto da presiones en áreas mucho más grandes, lo que a su vez da como resultado que se necesiten más materiales de ingeniería para mantener unido el motor y para el compresor de aire.
| Jet o motor de cohete | Masa | Empuje, vacío | Empuje-a- la relación de peso |
||
|---|---|---|---|---|---|
| (kg) | (lb) | (kN) | (lbf) | ||
| RD-0410 nuclear motor de cohete | 2,000 | 4,400 | 35.2 | 7,900 | 1.8 |
| J58 motor de jet (SR-71 Blackbird) | 2,722 | 6,001 | 150 | 34,000 | 5.2 |
| Rolls-Royce/Snecma Olympus 593 turbojet with reheat (Concorde) |
3,175 | 7,000 | 169.2 | 38,000 | 5.4 |
| Pratt & Whitney F119 | 1,800 | 3,900 | 91 | 20,500 | 7.95 |
| RD-0750 rocket engine, three-propellant mode | 4,621 | 10,188 | 1,413 | 318,000 | 31.2 |
| RD-0146 rocket engine | 260 | 570 | 98 | 22,000 | 38.4 |
| Rocketdyne RS-25 rocket engine | 3,177 | 7,004 | 2,278 | 512,000 | 73.1 |
| RD-180 rocket engine | 5,393 | 11,890 | 4,152 | 933,000 | 78.5 |
| RD-170 rocket engine | 9,750 | 21,500 | 7,887 | 1,773,000 | 82.5 |
| F-1 (Saturn V first stage) | 8,391 | 18,499 | 7,740.5 | 1,740,100 | 94.1 |
| NK-33 rocket engine | 1,222 | 2,694 | 1,638 | 368,000 | 136.7 |
| Merlin 1D rocket engine, full-thrust version | 467 | 1,030 | 825 | 185,000 | 180.1 |
Comparación de tiposEdit
Los motores de hélice manejan flujos de masa de aire más grandes y les dan una aceleración más pequeña que los motores a reacción. Dado que el aumento de la velocidad del aire es pequeño, a altas velocidades de vuelo el empuje disponible para los aviones impulsados por hélices es pequeño. Sin embargo, a bajas velocidades, estos motores se benefician de una eficiencia de propulsión relativamente alta.
Por otro lado, los turborreactores aceleran un flujo másico mucho más pequeño de aire de admisión y combustible quemado, pero luego lo rechazan a muy alta velocidad. Cuando se utiliza una boquilla de Laval para acelerar el escape de un motor caliente, la velocidad de salida puede ser localmente supersónica. Los turborreactores son especialmente adecuados para aviones que viajan a velocidades muy altas.
Los turbofanes tienen un escape mixto que consiste en el aire de derivación y el gas de producto de combustión caliente del motor central. La cantidad de aire que pasa por alto el motor central en comparación con la cantidad que fluye hacia el motor determina lo que se denomina relación de derivación de un turbofán (BPR).
Mientras que un motor turborreactor utiliza toda la potencia del motor para producir empuje en forma de chorro de gas de escape de alta velocidad caliente, el aire de derivación de baja velocidad frío de un turbofán produce entre el 30% y el 70% del empuje total producido por un sistema turbofán.
El empuje neto (FN) generado por un turbofán también se puede expandir como:
F N = m e v h e m o v a + B P R ( m c v f ) {\displaystyle F_{N}={\dot {m}}_{e}v_{e}-{\dot {m}}_{a}v_{a}+BPR\,({\dot {m}}_{c}v_{f})}
donde:
| 지 e | = la tasa de masa del flujo de escape de combustión caliente desde el motor del núcleo |
| /tr> | |
| 지c | = la tasa de masa del aire de admisión que fluye hacia el motor del núcleo |
| 지f | = la tasa de masa del aire de admisión que pasa por alto el motor del núcleo |
| vf | = la velocidad del flujo de aire que pasa por alto alrededor del motor del núcleo |
| vhe | = la velocidad del calor gas de escape del motor del núcleo |
| vo | = la velocidad de la entrada de aire total = la velocidad de aire verdadera de la aeronave |
| BPR | = Relación de derivación |
Altitud y velocidadeditar
Con la excepción de los scramjets, los motores a reacción, privados de sus sistemas de entrada, solo pueden aceptar aire a aproximadamente la mitad de la velocidad del sonido. El trabajo del sistema de entrada para aviones transónicos y supersónicos es ralentizar el aire y realizar parte de la compresión.
El límite de altitud máxima para los motores se establece por la inflamabilidad: a altitudes muy altas el aire se vuelve demasiado delgado para quemarse, o después de la compresión, demasiado caliente. Para motores turborreactores, altitudes de aproximadamente 40 km parecen ser posibles, mientras que para motores ramjet, 55 km pueden ser alcanzables. Los scramjets pueden manejar teóricamente 75 km. Los motores de cohetes, por supuesto, no tienen límite superior.
A altitudes más modestas, volar más rápido comprime el aire en la parte delantera del motor, y esto calienta en gran medida el aire. El límite superior generalmente se cree que es de aproximadamente Mach 5-8, ya que más arriba, aproximadamente Mach 5.5, el nitrógeno atmosférico tiende a reaccionar debido a las altas temperaturas en la entrada y esto consume energía significativa. La excepción a esto son los scramjets que pueden alcanzar aproximadamente Mach 15 o más, ya que evitan ralentizar el aire, y los cohetes de nuevo no tienen un límite de velocidad particular.
Noiseeditar
El ruido emitido por un motor a reacción tiene muchas fuentes. Estos incluyen, en el caso de los motores de turbina de gas, el ventilador, el compresor, la combustión, la turbina y el/los chorro/s propulsores.
El chorro propulsor produce ruido de chorro causado por la violenta acción de mezcla del chorro de alta velocidad con el aire circundante. En el caso subsónico, el ruido es producido por remolinos y en el caso supersónico por ondas Mach. La potencia de sonido irradiada de un chorro varía con la velocidad del chorro elevada a la octava potencia para velocidades de hasta 2,000 pies/seg y varía con la velocidad en cubos por encima de 2,000 pies/seg. Por lo tanto, los chorros de escape de menor velocidad emitidos por motores como los turbofanes de derivación alta son los más silenciosos, mientras que los chorros más rápidos, como cohetes, turborreactores y ramjets, son los más ruidosos. Para los aviones a reacción comerciales, el ruido del chorro se ha reducido desde los motores turborreactores a través de bypass hasta los turbofanes como resultado de una reducción progresiva de las velocidades de propulsión del chorro. Por ejemplo, el JT8D, un motor de derivación, tiene una velocidad de chorro de 1450 pies/seg, mientras que el JT9D, un turbofán, tiene velocidades de chorro de 885 pies/seg (frío) y 1190 pies/seg (caliente).
La llegada del turbofán reemplazó el ruido de chorro muy distintivo con otro sonido conocido como ruido de «sierra de zumbido». El origen son las ondas de choque que se originan en las aspas del ventilador supersónico en el empuje de despegue.
Enfriamientoeditar
La transferencia de calor adecuada lejos de las partes de trabajo del motor a reacción es fundamental para mantener la resistencia de los materiales del motor y garantizar una larga vida útil para el motor.
Después de 2016, se está investigando el desarrollo de técnicas de refrigeración por transpiración para componentes de motores a reacción.
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