Turboventilador

Animación de un turbofán de 2 compartimientos, de alta velocidad

1. Tapa de baja presión
2. Tapa de alta presión
3. Componentes estacionarios

1. Nacelle
2. Fan
3. Compresor de baja presión
4. Compresor de alta presión
5. Sala de combustión
6. Turbina de alta presión
7. Turbina de baja presión
8. Boquilla núcleo
9. Boquilla de ventilador

El turbofan o fanjet es un tipo de motor a reacción que respira aire y se usa ampliamente en la propulsión de aeronaves. La palabra "turboventilador" es un acrónimo de "turbine" y "ventilador": la porción turbo se refiere a un motor de turbina de gas que obtiene energía mecánica de la combustión, y el ventilador, un ventilador canalizado que utiliza la energía mecánica de la turbina de gas para forzar el aire hacia atrás. Así, mientras que todo el aire aspirado por un turborreactor pasa a través de la cámara de combustión y las turbinas, en un turboventilador parte de ese aire pasa por alto estos componentes. Por lo tanto, se puede pensar en un turboventilador como un turborreactor que se usa 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 del chorro en relación con el empuje del ventilador se conocen como turboventiladores de derivación baja; por el contrario, aquellos que tienen considerablemente más empuje del ventilador que el empuje del chorro se conocen como derivación alta. La mayoría de los motores a reacción de aviación comercial que se utilizan hoy en día son del tipo de derivación alta, y la mayoría de los motores de combate militares modernos son de derivación baja. Los posquemadores se utilizan en motores turboventiladores de derivación baja con mezcla de derivación y núcleo antes del posquemador.

Los turboventiladores modernos tienen un ventilador grande de una sola 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.

Principios

Esquemático diagrama que ilustra una moderna instalación de motor turbofán de 2 compartimentos en una góndola. La bobina de baja presión es de color azul y la naranja de alta presión.

El turboventilador se inventó para mejorar el consumo de combustible del turborreactor. Haría esto aumentando la masa y reduciendo la velocidad del chorro propulsor en comparación con la del turborreactor. Esto se haría mecánicamente mediante la adición de un ventilador con conductos en lugar de usar fuerzas viscosas mediante la adición de un eyector, como lo concibió por primera vez Whittle.

Frank Whittle imaginó velocidades de vuelo de 500 mph al escribir su patente del Reino Unido 471,368 'Mejoras relacionadas con la propulsión de aeronaves', presentada en marzo de 1936, y en la que describe los principios detrás del turboventilador, aunque no llamado así en ese momento. El turborreactor utiliza el gas de su ciclo termodinámico como chorro propulsor. Hay dos penalizaciones por usar el ciclo de gas para el jet propulsor para velocidades de aeronave de 500 mph y son abordadas por el turboventilador.

Se desperdicia energía porque el chorro propulsor va mucho más rápido hacia atrás que el avión hacia adelante, dejando una estela muy rápida. La energía cinética de la estela es un reflejo del combustible utilizado para producir la estela en lugar del combustible utilizado para hacer avanzar la aeronave y, como tal, se desperdicia combustible. Sin embargo, es un aspecto fundamental de producir empuje en un fluido acelerando parte de él hacia atrás ya sea por una hélice o una cámara de combustión en un conducto (estatorreactor) y, como tal, solo puede reducirse y no eliminarse. El turboventilador reduce la velocidad del chorro propulsor.

La otra penalización está presente porque cualquier acción para reducir el consumo de combustible del motor aumentando su relación de presión o la temperatura de la turbina provoca un aumento correspondiente en la presión y la temperatura en el conducto de escape que a su vez provoca una mayor velocidad de los gases de propulsión boquilla (y mayor KE y combustible desperdiciado). Aunque el motor usa menos combustible para producir una libra de empuje, se desperdicia más combustible en el chorro de propulsión más rápido. En otras palabras, se pierde la independencia de las eficiencias térmica y propulsora, tal como existe con la combinación de motor de pistón/hélice que precedió al turborreactor. Por el contrario, Roth considera que recuperar esta independencia es la característica más importante del turboventilador que permite elegir un empuje específico independientemente del ciclo del generador de gas.

La sustancia de trabajo del ciclo termodinámico es la única masa acelerada para producir empuje en un turborreactor, lo que es una seria limitación (alto consumo de combustible) para velocidades de aeronave por debajo de la supersónica. Para velocidades de vuelo subsónicas, la velocidad del chorro propulsor debe reducirse porque hay que pagar un precio para producir el empuje. La energía requerida para acelerar el gas dentro del motor (aumento de la energía cinética) se gasta de dos maneras, produciendo un cambio en el impulso (es decir, una fuerza) y una estela que es una consecuencia inevitable de producir empuje por un motor que respira aire (o hélice). La velocidad de la estela y el combustible quemado para producirla se pueden reducir y el empuje requerido aún se puede mantener aumentando la masa acelerada. Un turboventilador hace esto transfiriendo la energía disponible dentro del motor, desde el generador de gas, a un ventilador canalizado que produce una segunda masa adicional de aire acelerado.

La transferencia de energía desde el núcleo al aire de derivación da como resultado una menor presión y temperatura del gas que ingresa a la boquilla del núcleo (menor velocidad de escape) y una temperatura y presión producidas por el ventilador que ingresan a la boquilla del ventilador. La cantidad de energía transferida depende de cuánto aumento de presión está diseñado para producir el ventilador (relación de presión del ventilador). El mejor intercambio de energía (menor consumo de combustible) entre los dos flujos, y cómo se comparan las velocidades de los chorros, depende de qué tan eficientemente se lleve a cabo la transferencia, que depende de las pérdidas en la turbina del ventilador y el ventilador.

El flujo del ventilador tiene una velocidad de escape más baja, lo que proporciona mucho más empuje por unidad de energía (empuje específico más bajo). Ambas corrientes de aire contribuyen al empuje bruto del motor. El aire adicional para la corriente de derivación aumenta la resistencia del ariete en el tubo de corriente de entrada de aire, pero todavía hay un aumento significativo en el empuje neto. La velocidad de escape efectiva general de los dos chorros de escape se puede acercar a la velocidad de vuelo de un avión subsónico normal y se acerca a la eficiencia ideal de Froude. Un turboventilador acelera una mayor masa de aire más lentamente, en comparación con un turborreactor que acelera una menor cantidad más rápidamente, que es una forma menos eficiente de generar el mismo empuje (consulte la sección de eficiencia a continuación).

La relación del flujo másico de aire que pasa por alto el núcleo del motor en comparación con el flujo másico de aire que pasa a través del núcleo se denomina relación de derivación. Los motores con más empuje del chorro en relación con el empuje del ventilador se conocen como turboventiladores de derivación baja, aquellos que tienen considerablemente más empuje del ventilador que el empuje del chorro se conocen como derivación alta. La mayoría de los motores a reacción de aviación comercial que se utilizan en la actualidad son de derivación alta y la mayoría de los motores de combate modernos son de derivación baja. Los postquemadores se utilizan en turboventiladores de derivación baja en aviones de combate.

Relación de derivación

La relación de derivación (BPR) de un motor turboventilador es la relación entre el caudal másico de la corriente de derivación y el caudal másico que ingresa al núcleo. Una relación de derivación de 6, por ejemplo, significa que pasa 6 veces más aire a través del conducto de derivación que la cantidad que pasa a través de la cámara de combustión.

Los motores turboventiladores 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 cita para instalaciones de turbohélices y ventiladores sin conductos porque su alta eficiencia de propulsión les da las características de eficiencia general de los turboventiladores de derivación muy alta. Esto les permite mostrarse junto con turboventiladores en gráficos 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 elevadores donde el flujo de aire del ventilador está alejado del motor y no fluye más allá del núcleo del motor.

Considerando un núcleo constante (es decir, una relación de presión y una temperatura de entrada a la turbina fijas), las velocidades del chorro de derivación y del núcleo son iguales y una condición de vuelo particular (es decir, el número de Mach y la altitud), el consumo de combustible por libra de empuje (sfc) disminuye con el aumento de BPR. Al mismo tiempo aumentan los empujes bruto y neto, pero en cantidades diferentes. Existe un potencial considerable para reducir el consumo de combustible para el mismo ciclo central aumentando el BPR. Esto se logra debido a la reducción en libras de empuje por lb/seg de flujo de aire (empuje específico) y la reducción resultante en la energía cinética perdida en los jets (aumento de la eficiencia propulsora).

Si toda la potencia de gas de una turbina de gas se convierte en energía cinética en una tobera 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 (flotar). Para velocidades intermedias, la potencia del gas se comparte entre una corriente de aire separada y el propio flujo de la boquilla de la turbina de gas en una proporción que proporciona el rendimiento requerido por la aeronave. La compensación entre el flujo másico y la velocidad también se ve con hélices y rotores de helicópteros al comparar la carga del disco y la carga de potencia. Por ejemplo, el mismo peso de helicóptero puede ser soportado por un motor de alta potencia y un rotor de diámetro pequeño o, por menos combustible, un motor de menor potencia y un rotor más grande con menor velocidad a través del rotor.

El desvío generalmente se refiere a la transferencia de energía de gas desde una turbina de gas a una corriente de aire de desvío para reducir el consumo de combustible y el ruido del chorro. Alternativamente, puede haber un requisito para un motor de poscombustión donde el único requisito para la derivación es proporcionar aire de refrigeración. Esto establece el límite inferior para BPR y estos motores se han llamado "con fugas" o turborreactores de purga continua (General Electric YJ-101 BPR 0.25) y turborreactores de bajo BPR (Pratt & Whitney PW1120). También se ha utilizado un BPR bajo (0,2) para proporcionar un margen de sobretensión, así como refrigeración poscombustión para Pratt & Whitney J58.

Eficiencia

Comparación de eficiencia propulsiva para varias configuraciones de motores de turbina de gas

Los motores de hélice son más eficientes para velocidades bajas, los motores turborreactores para velocidades altas y los motores turbofan 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 nudos; 310 a 620 mph), la velocidad a la que operan la mayoría de los aviones comerciales.

En un motor turborreactor (derivación cero), los gases de escape de alta temperatura y alta presión se aceleran cuando se expanden a través de una tobera propulsora y producen todo el empuje. El compresor absorbe la potencia mecánica producida por la turbina. En un diseño de derivación, las turbinas adicionales impulsan un ventilador canalizado que acelera el aire hacia atrás desde la parte delantera del motor. En un diseño de derivación alta, el ventilador y la boquilla con conductos producen la mayor parte del empuje. Los turboventiladores están estrechamente relacionados con los turbopropulsores en principio porque ambos transfieren parte de la energía del gas de la turbina de gas, utilizando maquinaria adicional, a una corriente de derivación, dejando menos para que la boquilla caliente la convierta en energía cinética. Los turboventiladores representan una etapa intermedia entre los turborreactores, que obtienen todo su empuje de los gases de escape, y los turbohélices, que obtienen un empuje mínimo de los gases de escape (normalmente, 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 brinda un ahorro significativo de combustible en comparación con un turborreactor, aunque se agregue una turbina adicional, una caja de cambios y una hélice a la tobera propulsora de baja pérdida del turborreactor. El turboventilador tiene pérdidas adicionales por su mayor número de etapas/palas del compresor, ventilador y conducto de derivación.

Froude, o propulsiva, la eficiencia se puede definir como:

${displaystyle eta _{f}={frac {2}{1+{frac} {fnh}} {fn}}} {fn}}}} {fn}}}}}} {cH}}}}}}}}}}}} {cH}} {}}}}}}}}}}}} {}}}}}}}} {}}}}}}}}}$

donde:

Empuje

Mientras que un motor turborreactor utiliza toda la potencia del motor para producir empuje en forma de chorro de gas de escape caliente a alta velocidad, el aire de derivación frío a baja velocidad de un turboventilador produce entre un 30 % y 70% del empuje total producido por un sistema turboventilador.

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

${displaystyle F_{N}={dot {m}_{e}v_{he}-{dot {m}_{o}v_{o}+ BPR,({dot {m}_{c})v_{f}$

donde:

Boquillas

Los sistemas de boquillas del conducto frío y del conducto central son relativamente complejos debido al uso de dos flujos de escape separados. En los motores de derivación alta, el ventilador está situado en un conducto corto cerca de la parte delantera del motor y normalmente tiene una tobera fría convergente, con la cola del conducto formando una tobera de baja relación de presión que, en condiciones normales, se ahogará creando patrones de flujo supersónicos alrededor. el núcleo. La boquilla central es más convencional, pero genera menos empuje y, según las opciones de diseño, como las consideraciones de ruido, es posible que 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

Chevrons on an Air India Boeing 787 GE GEnx engine

La mayor parte del flujo de aire a través de un turboventilador de derivación alta es un flujo de derivación de baja velocidad: incluso cuando se combina con el escape del motor de velocidad mucho más alta, la velocidad de escape promedio es considerablemente más baja que en un turborreactor puro. El ruido del motor turborreactor es predominantemente ruido de chorro debido a la alta velocidad de escape. Por lo tanto, los motores turboventiladores son significativamente más silenciosos que los de chorro puro del mismo empuje, y el ruido de los chorros ya no es la fuente predominante. El ruido del motor turboventilador se propaga tanto aguas arriba a través de la entrada como aguas abajo a través de la boquilla principal y el conducto de derivación. Otras fuentes de ruido son el ventilador, el compresor y la turbina.

Los aviones comerciales modernos emplean una alta - Motores de relación de derivación (HBPR) con sistemas de escape de conducto corto, sin mezcla y de flujo separado. Su ruido se debe a la velocidad, la temperatura y la presión del chorro de escape, especialmente durante condiciones de alto empuje, como las que se requieren para el despegue. La principal fuente de ruido de chorro es la mezcla turbulenta de capas de cizallamiento en el escape del motor. Estas capas de corte contienen inestabilidades que conducen a vórtices altamente turbulentos que generan las fluctuaciones de presión responsables del sonido. Para reducir el ruido asociado con el flujo de chorro, la industria aeroespacial ha buscado interrumpir la turbulencia de la capa de corte y reducir el ruido general producido.

El ruido del ventilador puede provenir de la interacción de las estelas de las aspas del ventilador con el campo de presión de las aspas del estator de salida del ventilador corriente abajo. Puede minimizarse con un espacio axial adecuado entre el borde de salida de la pala y la entrada del estator. A altas velocidades del motor, como en el despegue, las ondas de choque de las puntas de los ventiladores supersónicos, debido a su naturaleza desigual, producen un ruido de naturaleza discordante conocido como "sierra circular" ruido.

Todos los motores turboventiladores modernos tienen revestimientos acústicos en la góndola para amortiguar el ruido. Se extienden lo más posible para cubrir la mayor superficie. El rendimiento acústico del motor se puede evaluar experimentalmente mediante pruebas en tierra o en bancos de pruebas experimentales dedicados.

En la industria aeroespacial, los chevrons son los "dientes de sierra" patrones en los bordes de salida de algunas toberas de motores a reacción que se utilizan para reducir el ruido. Los bordes moldeados suavizan la mezcla del aire caliente del núcleo del motor y el aire más frío que fluye a través del ventilador del motor, lo que reduce la turbulencia que genera el ruido. Chevrons fueron desarrollados por GE bajo un contrato de la NASA. Algunos ejemplos notables de tales diseños son el Boeing 787 y el Boeing 747-8, en los motores Rolls-Royce Trent 1000 y General Electric GEnx.

Historia

Rolls-Royce Conway turbofán de baja deriva de un Boeing 707. El aire de bypass sale de las aletas, mientras que el escape del núcleo sale de la boquilla central. Este diseño de jetpipe es un método de reducción de ruido diseñado por Frederick Greatorex en Rolls-Royce

Motor de turbofán eléctrico general GEnx-2B utilizado en un Boeing 747-8. Vista en el conducto de bypass mirando hacia adelante desde la boquilla de bypass y mostrando los estatores de salida de ventilador / cuchillas de ventilador

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 y los materiales disponibles en ese momento.

El primer motor turboventilador, que solo se hizo funcionar en un banco de pruebas, fue el alemán Daimler-Benz DB 670, designado como 109-007 por el Ministerio de Aviación nazi, con fecha de primera puesta en funcionamiento el 27 de mayo de 1943, después de la prueba de la turbomaquinaria con un motor eléctrico, que se había llevado a cabo el 1 de abril de 1943. El desarrollo del motor se abandonó con sus problemas sin resolver, ya que la situación de guerra empeoró para Alemania.

Más tarde, en 1943, el suelo británico probó el turboventilador Metrovick F.3, que utilizaba el turborreactor Metrovick F.2 como generador de gas y el escape se descargaba en un módulo de ventilador de popa acoplado que constaba de una turbina LP contrarrotante. sistema que acciona dos ventiladores coaxiales contrarrotativos.

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

Los motores turboventiladores de derivación baja 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 & 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 soviético propulsado por motores turbofan fue el Tupolev Tu-124 presentado en 1962. Usaba 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 turbofan 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 2850 lbf (12 700 N) para impulsar el modelo de avión más grande Rockwell Sabreliner 75/80, así como el Dassault Falcon 20, con un aumento de aproximadamente el 50 % en el empuje a 4200 lbf (19 000 N). NORTE). El CF700 fue el primer turboventilador pequeño certificado por la Administración Federal de Aviación (FAA). En un momento hubo más de 400 aviones CF700 en funcionamiento en todo el mundo, con una base de experiencia de más de 10 millones de horas de servicio. El motor turboventilador CF700 también se usó para entrenar a los astronautas que se dirigían a la Luna en el Proyecto Apolo como motor para el Vehículo de Investigación de Aterrizaje Lunar.

Tipos comunes

Turboventilador de derivación baja

Diagrama esquemático que ilustra un motor de turbofán de baja velocidad de 2 compartimentos con un escape mixto, mostrando las bobinas de baja presión (verde) y alta presión (purple). El ventilador (y las etapas de impulsor) son impulsados por la turbina de baja presión, mientras que el compresor de alta presión es alimentado por la turbina de alta presión.

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

Para ilustrar un aspecto de cómo un turboventilador difiere de un turborreactor, se pueden hacer comparaciones con el mismo flujo de aire (para mantener una entrada común, por ejemplo) y el mismo empuje neto (es decir, el mismo empuje específico). Se puede agregar un flujo de derivación solo si la temperatura de entrada de la turbina no es demasiado alta para compensar el flujo central más pequeño. Las mejoras futuras en la tecnología de material/refrigeración de la turbina pueden permitir una mayor temperatura de entrada de la turbina, lo cual es necesario debido al aumento de la temperatura del aire de refrigeración, como resultado de un aumento general de la relación de presión.

El turboventilador resultante, con eficiencias razonables y pérdidas en los conductos para los componentes agregados, probablemente operaría con una relación de presión de boquilla más alta que el turborreactor, pero con una temperatura de escape más baja para retener el empuje neto. Dado que el aumento de temperatura en todo el motor (entrada a la boquilla) sería menor, el flujo de combustible (energía seca) también se reduciría, lo que daría como resultado un mejor consumo específico de combustible (SFC).

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

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  La ampliamente producida Pratt & Whitney JT8D usó en muchos aviones tempranos del cuerpo estrecho. El ventilador se encuentra detrás de la guía de entrada vanes.

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  Soloviev D-30 que potencia el Ilyushin Il-76 ' Il-62M; Mikoyan MiG-31; Xian H-6K & Y-20

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  Saturno AL-31 que potencia el Chengdu J-10 " J-20; Shenyang J-11, J-15 " J-16; Sukhoi Su-30 " Su-27

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  Williams F107 que potencia el misil de crucero Raytheon BGM-109 Tomahawk

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  NPO Saturn AL-55 que potencia ciertos HAL HJT-36 Sitara

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  Eurojet EJ200 que potencia el Tifón Eurofighter

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  Ishikawajima-Harima F3 que potencia el Kawasaki T-4

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  GTRE GTX-35VS Kaveri desarrollados por GTRE

Turboventilador de postcombustión

Pratt & Whitney F119 después de quemar turbofán en prueba

Desde la década de 1970, la mayoría de los motores de aviones de combate han sido turboventiladores de derivación baja/media con un escape mixto, postcombustión y boquilla de salida de área variable. Un dispositivo de poscombustión es una cámara de combustión ubicada aguas abajo de los álabes de la turbina y directamente aguas arriba de la boquilla, que quema combustible de los inyectores de combustible específicos del dispositivo de poscombustión. Cuando está encendido, se queman grandes volúmenes de combustible en el postquemador, elevando la temperatura de los gases de escape en un grado significativo, lo que resulta en una mayor velocidad de escape/empuje específico del motor. La boquilla de geometría variable debe abrirse a un área de garganta más grande para acomodar el volumen adicional y el aumento de la tasa de flujo cuando se enciende el dispositivo de poscombustión. La poscombustión 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 poscombustión se puede usar solo para porciones cortas de una misión.

A diferencia del motor principal, donde las temperaturas estequiométricas en la cámara de combustión tienen que reducirse antes de que lleguen a la turbina, un dispositivo de postcombustión 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; 1800 °C). Con una relación fija total aplicada de combustible:aire, el flujo total de combustible para un flujo de aire de ventilador dado será el mismo, independientemente del empuje seco específico del motor. Sin embargo, un turboventilador de alto empuje específico tendrá, por definición, una mayor relación de presión en la boquilla, lo que dará como resultado un mayor empuje neto de postcombustión y, por lo tanto, un menor consumo de combustible específico (SFC) de postcombustión. Sin embargo, los motores de alto empuje específico tienen un alto SFC en seco. La situación se invierte para un turboventilador de postcombustión de empuje específico medio: es decir, pobre SFC de postcombustión/buen SFC seco. El primer motor es adecuado para un avión de combate que debe permanecer en combate de poscombustión 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 darse el lujo de 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 turbofan de poscombustión de producción fue el Pratt & Whitney TF30, que inicialmente impulsó el F-111 Aardvark y el F-14 Tomcat. Los turboventiladores militares de derivación baja actuales incluyen el Pratt & Whitney F119, el Eurojet EJ200, el General Electric F110, el Klimov RD-33 y el Saturn AL-31, todos los cuales cuentan con un escape mixto, poscombustión y tobera propulsora de área variable.

Turboventilador de derivación alta

Diagrama esquemático que ilustra un motor de turbofán de 2 cilindros con un escape sin mezcla. La piscina de baja presión es de color verde y la de alta presión una púrpura. De nuevo, el ventilador (y las etapas del impulsor) son impulsados por la turbina de baja presión, pero se requieren más etapas. Hoy en día se emplea un escape mixto.

Para mejorar aún más la economía de combustible y reducir el ruido, casi todos los aviones a reacción y la mayoría de los aviones de transporte militar (por ejemplo, el C-17) están propulsados por turboventiladores de bajo empuje específico/alta relación de derivación.. Estos motores evolucionaron a partir de los turboventiladores de alto empuje específico/baja relación de derivación utilizados en este tipo de aeronaves 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 turbohélices.

Se logra un empuje específico bajo reemplazando el ventilador de varias etapas con una unidad de una sola etapa. A diferencia de algunos motores militares, los turboventiladores civiles modernos carecen de paletas guía de entrada estacionarias 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 potencia para accionar el ventilador a su caudal másico y relación de presión nominales. Las mejoras en la tecnología de enfriamiento/material de la turbina permiten una temperatura de entrada del rotor de la turbina más alta (HP), lo que permite un núcleo más pequeño (y más liviano), lo que puede mejorar la eficiencia térmica del núcleo. La reducción del flujo másico del núcleo tiende a aumentar la carga en la turbina de 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 de 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 & Whitney PW1000G, que entró en servicio comercial en 2016, alcanza 12,5:1.

Se pueden lograr mejoras adicionales en la eficiencia térmica del núcleo elevando la relación de presión general del núcleo. Las mejoras en la aerodinámica de los álabes pueden reducir la cantidad de etapas de compresor adicionales requeridas, y la geometría variable (es decir, estatores) permite que los compresores de alta relación de presión funcionen sin sobretensiones en todos los ajustes de aceleración.

Diagrama de corte del motor eléctrico general CF6-6

El primer motor turboventilador (experimental) de derivación alta fue el AVCO-Lycoming PLF1A-2, un motor derivado de turboeje T55 que se puso en marcha por primera vez en febrero de 1962. El PLF1A-2 tenía un engranaje de 40 de diámetro (100 cm) etapa de ventilador, produjo un empuje estático de 4320 lb (1960 kg) y tenía una relación de derivación de 6:1. 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 derivación alta son el Pratt & Whitney JT9D, el Rolls-Royce RB211 de tres ejes y el CFM International CFM56; también el TF34 más pequeño. Los turboventiladores grandes de derivación alta más recientes incluyen el Pratt & Whitney PW4000, el Rolls-Royce Trent de tres ejes, el General Electric GE90/GEnx y el GP7000, producidos conjuntamente por GE y P&W.

Cuanto menor sea el empuje específico de un turboventilador, menor será la velocidad media de salida del chorro, lo que a su vez se traduce en una alta tasa de lapso de empuje (es decir, un empuje decreciente a medida que aumenta la velocidad de vuelo). Consulte la discusión técnica a continuación, elemento 2. En consecuencia, un motor dimensionado para propulsar una aeronave a una velocidad de vuelo subsónica alta (p. ej., Mach 0,83) genera un empuje relativamente alto a una velocidad de vuelo baja, lo que mejora el rendimiento en la pista. Los motores de bajo empuje específico tienden a tener una alta relación de derivación, pero esto también es una función de la temperatura del sistema de la turbina.

Los turboventiladores de los aviones de transporte bimotores producen suficiente empuje de despegue para continuar el despegue con un motor si el otro motor se apaga después de un punto crítico en la carrera de despegue. A partir de ese momento, la aeronave tiene menos de la mitad del empuje en comparación con dos motores en funcionamiento porque el motor que no funciona es una fuente de resistencia. Los aviones bimotores modernos normalmente ascienden muy abruptamente inmediatamente después del despegue. Si un motor se apaga, el ascenso es mucho menos profundo, pero suficiente para despejar obstáculos en la ruta 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 motor trasero de mediano alcance con capacidad para 120 pasajeros, presentado en 1980, fue el primer avión soviético en utilizar motores de derivación alta.

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  PowerJet SaM146 que potencia Sukhoi Superjet 100

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  General Electric CF6 que potencia el Airbus A300, Boeing 747, Douglas DC-10 y otros aviones

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  Rolls-Royce Trent 900, potenciando el Airbus A380

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  Pratt & Whitney PW4000, potenciando el Boeing 777, MD-11 y Airbus A330

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  El CFM56 que potencia el Boeing 737, el Airbus A320 y otros aviones

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  Motor Alliance GP7000 turbofán para el Airbus A380

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  Aviadvigatel PS-90 que potencia el Ilyushin Il-96, Tupolev Tu-204, Ilyushin Il-76

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  ALF 502 que potencia el Aeroespacial Británico 146

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  Aviadvigatel PD-14 que se utilizará en el Irkut MC-21

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  Progreso de tres ejes D-436

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  Trent 1000 potenciando el Boeing 787

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  GE90 potenciando el Boeing 777, el motor de aviones más poderoso

Configuraciones de turbofan

Los motores Turbofan vienen en una variedad de configuraciones de motor. Para un ciclo de motor determinado (es decir, mismo flujo de aire, relación de derivación, relación de presión del ventilador, relación de presión general y temperatura de entrada del rotor de la turbina HP), la elección de la configuración del turboventilador tiene poco impacto en el rendimiento del punto de diseño (p. ej., empuje neto, SFC), siempre que se mantenga el rendimiento general de los componentes. Sin embargo, el rendimiento y la estabilidad fuera del 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 dada, el margen de sobretensión se puede aumentar mediante dos caminos de diseño diferentes:

1. Dividir el compresor en dos bobinas más pequeñas girando a diferentes velocidades, como con el Pratt & Whitney J57; o
2. Haciendo que el campo de vaina de estator sea ajustable, típicamente en las etapas delanteras, como con el J79.

La mayoría de los turboventiladores civiles occidentales modernos emplean un compresor de alta presión (HP) con una relación de presión relativamente alta, con muchas filas de estatores variables para controlar el margen de sobretensión a bajas revoluciones. En el RB211/Trent de tres carretes, el sistema de compresión central se divide en dos, con el compresor IP, que sobrealimenta al compresor HP, que se encuentra en un eje coaxial diferente y es impulsado por una turbina (IP) separada. Como el compresor HP tiene una relación de presión modesta, su velocidad se puede reducir sin sobretensiones, sin emplear una 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 la −535, que no tiene ninguna.

Turboventilador de un solo eje

Aunque lejos de ser común, el turboventilador 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, todo en el mismo carrete. El Snecma M53, que impulsa el avión de combate Dassault Mirage 2000, es un ejemplo de un turboventilador de un solo eje. A pesar de la simplicidad de la configuración de la turbomaquinaria, el M53 requiere un mezclador de área variable para facilitar la operación con aceleración parcial.

Turboventilador de popa

Uno de los primeros turboventiladores fue un derivado del turborreactor General Electric J79, conocido como CJ805-23, que presentaba una unidad integrada de turbina de ventilador de popa/baja presión (LP) ubicada en el tubo de escape del turborreactor. El gas caliente del escape de la turbina turborreactor se expandió a través de la turbina LP, siendo las palas del ventilador una extensión radial de las palas de la turbina. Esta disposición introduce una ruta de fuga de gas adicional en comparación con una configuración de ventilador frontal y fue un problema con este motor con fugas de gas de turbina de mayor presión en el flujo de aire del ventilador. Posteriormente se utilizó una configuración de ventilador de popa para el demostrador General Electric GE36 UDF (propfan) de principios de la década de 1980.

En 1971, el Centro de Investigación Lewis de la NASA presentó un concepto para un motor de transporte supersónico que operaba como un turboventilador de popa a velocidades subsónicas y de despegue y un turborreactor a velocidades más altas. Esto daría las características de bajo ruido y alto empuje de un turboventilador en el despegue, junto con una alta eficiencia de propulsión del turboventilador a velocidades de vuelo subsónicas. Tendría la alta eficiencia de propulsión de un turborreactor a velocidades de crucero supersónicas.

Básico de dos bobinas

Muchos turboventiladores tienen al menos una configuración básica de dos carretes donde el ventilador está en un carrete de baja presión (LP) separado, funcionando concéntricamente con el compresor o el carrete de alta presión (HP); el carrete LP 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 los tamaños de empuje más pequeños, en lugar de palas totalmente axiales, la configuración del compresor HP puede ser centrífugo axial (p. ej., CFE CFE738), centrífugo doble o incluso centrífugo diagonal (p. ej., Pratt & Whitney Canada PW600).

Dos carretes reforzados

Se pueden lograr índices de presión generales más altos elevando el índice de presión del compresor HP o agregando etapas de compresor (sin derivación) o etapas T al carrete de LP, entre el ventilador y el compresor de HP, para aumentar este último. Todos los grandes turboventiladores estadounidenses (por ejemplo, General Electric CF6, GE90, GE9X y GEnx más Pratt & Whitney JT9D y PW4000) cuentan con etapas 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, lo que reduce su velocidad punta media. En consecuencia, se requieren más etapas T para desarrollar el aumento de presión necesario.

Tres bobinas

Rolls-Royce eligió una configuración de tres carretes para sus grandes turboventiladores 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 propulsa el jet privado 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, seguida 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 engranado

Turbofán engranado. La caja de cambios está etiquetada 2.

A medida que aumenta la relación de derivación, la velocidad de la punta del aspa del ventilador aumenta en relación con la velocidad del aspa LPT. Esto reducirá la velocidad de las aspas del LPT, lo que requerirá más etapas de turbina para extraer suficiente energía para impulsar el ventilador. La introducción de una caja reductora (planetaria), con una relación de transmisión adecuada, entre el eje de LP y el ventilador permite que tanto el ventilador como la turbina de 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 & Whitney PW1000G.

Turboventiladores militares

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

Turbina de alta presión

La mayoría de los turboventiladores civiles utilizan una turbina HP de dos etapas y alta eficiencia para accionar el compresor HP. El CFM International CFM56 utiliza un enfoque alternativo: una unidad de trabajo alto de una sola etapa. Si bien este enfoque es probablemente menos eficiente, hay ahorros en el aire de enfriamiento, el peso y el costo.

En las series de motores RB211 y Trent de 3 carretes, la relación de presión del compresor HP es modesta, por lo que solo se requiere una sola etapa de turbina HP. Los turboventiladores 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 etapas múltiples (entre 3 y 7). El número de etapas requeridas depende de la relación de derivación del ciclo del motor y el refuerzo (en dos carretes reforzados). Un ventilador engranado puede reducir la cantidad 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 general

Mejoras en el 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 eleva 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 mayor aumento de temperatura en el sistema de compresión implica una mayor caída de temperatura en el sistema de turbina, la temperatura de la boquilla 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 general aumenta más rápido que la relación de expansión de la turbina, lo que provoca un aumento en la presión de entrada del mezclador caliente. En consecuencia, el empuje neto aumenta, mientras que el consumo específico de combustible (flujo de combustible/empuje neto) disminuye. Una tendencia similar ocurre con los turboventiladores sin mezclar.

Los motores de turboventilador se pueden hacer más eficientes en el consumo de combustible aumentando la relación de presión general y la temperatura de entrada del rotor de la turbina al unísono. Sin embargo, se requieren mejores materiales de turbina o un mejor enfriamiento de paletas/palas para hacer frente a los aumentos tanto en la temperatura de entrada del rotor de la turbina como en la temperatura de entrega del compresor. El aumento de este último puede requerir mejores materiales para el compresor.

La relación de presión general se puede aumentar mejorando la relación de presión del ventilador (o) del compresor LP o la relación de presión del compresor HP. Si esta última se mantiene constante, el aumento de la temperatura de envío del compresor (HP) (por el aumento de la relación de presión global) implica un aumento de 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 la teoría simple, si se mantiene la relación entre la temperatura de entrada del rotor de la turbina y la temperatura de entrega del compresor (HP), se puede conservar el área de la garganta de la turbina HP. Sin embargo, esto supone que se obtienen mejoras en el ciclo, manteniendo la función de flujo de salida del compresor de referencia (HP) (flujo adimensional). En la práctica, los cambios en la velocidad no dimensional del compresor (HP) y la extracción del sangrado de enfriamiento probablemente invalidarían esta suposición, haciendo inevitable algún ajuste en el área de la garganta de la turbina HP. Esto significa que las paletas guía de la boquilla de la turbina HP tendrían que ser diferentes a las originales. Con toda probabilidad, las paletas guía de la tobera de la turbina de baja presión aguas abajo tendrían que cambiarse de todos modos.

Impulsar el crecimiento

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

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

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

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

1. añadir T-stages a la compresión LP/IP
2. añadir una etapa cero a la compresión HP
3. mejorar el proceso de compresión, sin añadir etapas (por ejemplo, mayor relación de presión del concentrador de ventiladores)

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

Como alternativa, se puede aumentar el tamaño del núcleo para aumentar el flujo de aire del núcleo, sin cambiar la relación de presión general. Esta ruta es costosa, ya que también se requiere un nuevo sistema de turbina (con flujo ascendente) (y posiblemente un compresor IP más grande).

También se deben realizar cambios en el ventilador para absorber la energía central adicional. En un motor civil, las consideraciones sobre el ruido de un jet significan que cualquier aumento significativo en el empuje de despegue debe estar acompañado por un aumento correspondiente en el flujo másico del ventilador (para mantener un empuje específico de T/O de alrededor de 30 lbf/lb/s).

Discusión técnica

1. El empuje específico (propulsión de red/flujo de aire de consumo) es un parámetro importante para los turbofanes y motores de chorro en general. Imagínese un ventilador (accionado por un motor eléctrico de tamaño adecuado) que opera dentro de una tubería, que está conectado a una boquilla de propulsión. Es bastante obvio, cuanto mayor es la relación de presión de los ventiladores (presión de descarga del ventilador / presión de entrada del ventilador), mayor es la velocidad del jet y el empuje específico correspondiente. Ahora imaginemos que reemplazamos esta configuración con un turbofán equivalente – el mismo flujo de aire y la misma relación de presión de los ventiladores. Obviamente, el núcleo del turbofán debe producir suficiente energía para conducir el ventilador a través de la turbina de baja presión (LP). Si elegimos una temperatura baja (HP) de la entrada de turbina para el generador de gas, el flujo de aire del núcleo necesita ser relativamente alto para compensar. Por lo tanto, la relación de bypass correspondiente es relativamente baja. Si elevamos la temperatura de la entrada de turbina, el flujo de aire del núcleo puede ser más pequeño, aumentando así la relación de bypass. El aumento de la temperatura de la entrada de turbina tiende a aumentar la eficiencia térmica y, por lo tanto, mejorar la eficiencia del combustible.
2. Naturalmente, a medida que aumenta la altitud, hay una disminución de la densidad del aire y, por lo tanto, el empuje neto de un motor. También hay un efecto de velocidad de vuelo, tasa de lapso de empuje denominado. Considere la ecuación aproximada para el empuje neto de nuevo:
   $${displaystyle F_{n}=mcdot (V_{jfe}-V_{a}).$$

   
   Con un motor de empuje específico alto (por ejemplo, luchador), la velocidad del jet es relativamente alta, por lo que intuitivamente se puede ver que los aumentos de la velocidad del vuelo tienen menos impacto en el empuje neto que un motor de empuje medio específico (por ejemplo, entrenador), donde la velocidad del jet es menor. El impacto de la velocidad de propulsión sobre un motor de empuje (por ejemplo, civil) es aún más severo. A altas velocidades de vuelo, los motores de alta velocidad pueden recoger el empuje neto a través de la subida del ramo en la ingesta, pero este efecto tiende a disminuir a velocidades supersónicas debido a las pérdidas de onda de choque.
3. El crecimiento acelerado de los turbofanes civiles se obtiene generalmente aumentando el flujo de aire de los ventiladores, evitando así que el ruido del jet se vuelva demasiado alto. Sin embargo, el flujo de aire de ventilador más grande requiere más potencia del núcleo. Esto se puede lograr al aumentar la relación de presión general (presión de entrada/presión de entrada) para inducir más flujo de aire al núcleo y aumentando la temperatura de entrada de turbina. Juntos, estos parámetros tienden a aumentar la eficiencia térmica básica y mejorar la eficiencia del combustible.
4. Algunos turbofanes civiles de alta velocidad utilizan una relación de área extremadamente baja (menos de 1.01), convergente-divergente, boquilla en el flujo de bypass (o escape mixto), para controlar la línea de trabajo de ventiladores. La boquilla actúa como si tuviera geometría variable. A velocidades de vuelo bajas la boquilla está descompuesta (menos que un número de Mach de unidad), por lo que el gas de escape acelera a medida que se acerca la garganta y luego disminuye ligeramente a medida que alcanza la sección divergente. En consecuencia, el área de salida de la boquilla controla el fósforo y, siendo más grande que la garganta, aleja ligeramente la línea de trabajo del ventilador. A velocidades de vuelo más altas, el aumento de carnero en la ingesta aumenta la presión de la boquilla al punto en que la garganta se ahoga (M=1.0). Bajo estas circunstancias, el área de garganta dicta el partido del ventilador y, siendo más pequeño que la salida, empuja la línea de trabajo del ventilador ligeramente hacia arriba. Esto no es un problema, ya que el margen de aumento de ventiladores es mucho mejor a altas velocidades de vuelo.
5. El comportamiento fuera del diseño de los turbofans se ilustra en el mapa del compresor y el mapa de la turbina.
6. Debido a que los turbofanes civiles modernos operan a bajo impulso específico, sólo requieren una sola etapa de ventilador para desarrollar la relación de presión de los ventiladores necesaria. La relación de presión general deseada para el ciclo del motor se logra generalmente por múltiples etapas axiales en la compresión del núcleo. Rolls-Royce tiende a dividir la compresión del núcleo en dos con una presión intermedia (IP) superponiendo el compresor HP, ambas unidades siendo impulsadas por turbinas con una sola etapa, montadas en ejes separados. En consecuencia, el compresor HP necesita desarrollar sólo una relación de presión modesta (por ejemplo, ~4.5:1). Los motores civiles estadounidenses utilizan ratios de presión de compresión HP mucho más altas (por ejemplo, ~23:1 en el GE90 General) y tienden a ser impulsados por una turbina HP de dos etapas. Aún así, generalmente hay algunas etapas axiales IP montadas en el eje LP, detrás del ventilador, para recargar aún más el sistema de compresión de núcleo. Los motores civiles tienen turbinas de LP multietapa, el número de etapas que se determinan por la relación bypass, la cantidad de compresión IP en el eje LP y la velocidad de la hoja de turbina LP.
7. Debido a que los motores militares generalmente tienen que ser capaces de volar muy rápido a nivel del mar, el límite de la temperatura de entrega del compresor HP se alcanza a una relación de presión general de diseño bastante modesto, en comparación con el de un motor civil. También la relación de presión del ventilador es relativamente alta, para lograr un empuje específico medio a alto. En consecuencia, los turbofanes militares modernos generalmente tienen sólo 5 o 6 HP etapas de compresión y sólo requieren una turbina HP de una sola etapa. Los turbofanes militares de baja velocidad suelen tener una etapa de turbina de LP, pero los motores de relación de bypass más altos necesitan dos etapas. En teoría, mediante la adición de etapas de compresor IP, un compresor HP de turbofán militar moderno podría utilizarse en un derivado civil de turbofán, pero el núcleo tendería a ser demasiado pequeño para aplicaciones de alta presión.

Mejoras

Modelado aerodinámico

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

El control de motor digital de autoridad completa (FADEC) necesita datos precisos para controlar el motor. La temperatura crítica de entrada de la turbina (TIT) es un entorno demasiado duro, 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 la TIT. Luego se usa el monitoreo de la temperatura de los gases de escape para asegurarse de que el motor no funcione demasiado caliente.

Tecnología de cuchillas

Un álabe de turbina de 100 g (3,5 oz) se somete a 1700 °C (3100 °F), a 17 bar (250 psi) y a una fuerza centrífuga de 40 kN (9000 lbf), muy por encima del punto de deformación plástica. e incluso por encima del punto de fusión. Se necesitan aleaciones exóticas, esquemas sofisticados de refrigeración por aire y un diseño mecánico especial para mantener las tensiones físicas dentro de la resistencia del material. Los sellos giratorios deben soportar condiciones adversas durante 10 años, 20 000 misiones y girar de 10 a 20 000 rpm.

Aspas del ventilador

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

Rolls-Royce fue pionera en la década de 1980 con el aspa de ventilador hueca de titanio de cuerda ancha para lograr 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 de los motores se están encogiendo a medida que funcionan a relaciones de presión más altas y se vuelven más eficientes, y se vuelven más pequeños en comparación con el ventilador a medida que aumentan las relaciones de derivación. Los espacios libres de las puntas de los álabes son más difíciles de mantener a la salida del compresor de alta presión, donde los álabes tienen una altura de 0,5 in (13 mm) 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 más delgado y el eje de transmisión del ventilador a la turbina de baja presión está en un espacio restringido dentro del núcleo.

Para Pratt & Whitney VP tecnología y medio ambiente Alan Epstein "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 %& #34;.

Los turboventiladores con engranajes y otras reducciones en la relación de presión de los ventiladores seguirán mejorando la eficiencia de propulsión. La segunda fase del programa de reducción continua de energía, emisiones y ruido (CLEEN, por sus siglas en inglés) de la FAA apunta a reducciones de 33 % de consumo de combustible, 60 % de emisiones y 32 dB de ruido EPNdb a finales de la década de 2020 en comparación con el estado de la década de 2000. el arte. En el verano de 2017 en el Centro de Investigación Glenn de la NASA en Cleveland, Ohio, Pratt terminó de probar un ventilador de relación de presión muy baja en un PW1000G, que se asemeja a un rotor abierto con menos aspas que las 20 del PW1000G.

El peso y el tamaño de la góndola se reducirían con una entrada de conducto más corta, lo que impondría cargas de giro aerodinámicas más altas en las palas y dejaría menos espacio para la insonorización, pero un ventilador con una relación de presión más baja es más lento. UTC Aerospace Systems Aerostructures realizará una prueba en tierra a gran escala en 2019 de su sistema de propulsión integrado de baja resistencia con un inversor de empuje, mejorando 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 sin conductos de rotor abierto contrarrotante (propfan) en Istres, Francia, bajo el programa de tecnología European 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 del fuselaje sigue siendo un desafío.

Para GE Aviation, la densidad de energía del combustible para aviones todavía maximiza la ecuación de rango de Breguet y los núcleos con mayor relación de presión; Los ventiladores con una relación de presión más baja, las entradas de baja pérdida y las estructuras más livianas pueden mejorar aún más la eficiencia térmica, de transferencia y de propulsión. Bajo el Programa de Transición de Motor Adaptable de la Fuerza Aérea de EE. UU., se utilizarán ciclos termodinámicos adaptativos para el avión de combate de sexta generación, basados en un ciclo Brayton modificado y una combustión de volumen constante. La fabricación aditiva en el turbopropulsor avanzado reducirá el peso en un 5 % y el consumo de combustible en un 20 %.

Las piezas de compuesto de matriz cerámica (CMC) giratorias y estáticas funcionan a 260 °C (500 °F) 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. Los CMC se usarán 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 las boquillas de turbina de 42 HP.

Rolls-Royce Plc tiene como objetivo un núcleo con una relación de presión de 60:1 para el Ultrafan de la década de 2020 y comenzó las pruebas en tierra de su equipo 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 a volumen constante pueden mejorar la eficiencia termodinámica. La fabricación aditiva podría ser un habilitador para intercooler y recuperadores. La integración más estrecha de la estructura del avión y los aviones híbridos o eléctricos se pueden combinar con turbinas de gas.

Los motores Rolls-Royce actuales tienen una eficiencia de propulsión del 72 al 82 % y una eficiencia térmica del 42 al 49 % para un TSFC de 0,63 a 0,49 lb/lbf/h (64 000 a 50 000 g/kN/h) a Mach 0,8, y el objetivo para límites teóricos del 95 % para eficiencia propulsora de rotor abierto y 60 % para eficiencia térmica con temperatura de entrada de turbina estequiométrica y relación de presión general de 80:1 para un TSFC de 0,35 lb/lbf/h (36 000 g/kN/h)

Como 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 considerablemente. Los álabes agrietados de Trent 1000 dejaron en tierra casi 50 Boeing 787 y redujeron el ETOPS de 5,5 a 2,3 horas, lo que le costó a Rolls-Royce plc casi 950 millones de dólares. Las fracturas del sello en filo de cuchillo de la PW1000G han provocado que Pratt & Whitney se retrasó mucho en las entregas, dejando alrededor de 100 A320neos sin motor esperando por sus centrales eléctricas. La introducción de CFM LEAP fue más fluida, pero se pierde prematuramente un revestimiento de turbina compuesto cerámico HP, lo que requiere un nuevo diseño, lo que provoca la eliminación de 60 motores A320neo para su modificación, ya que las entregas son de hasta seis semanas de retraso

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

Fabricantes

El mercado de los motores turbofan está dominado por General Electric, Rolls-Royce plc y Pratt & Whitney, en orden de cuota de mercado. General Electric y SNECMA de Francia tienen una empresa conjunta, CFM International. Pratt &erio; Whitney también tiene una empresa conjunta, International Aero Engines con Japanese Aero Engine Corporation y MTU Aero Engines de Alemania, que se especializa en motores para la familia Airbus A320. Pratt &erio; Whitney y General Electric tienen una empresa conjunta, Engine Alliance, que vende una gama de motores para aviones como el Airbus A380.

Para aviones comerciales 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 crece de 28.500 a 61.000. Los motores de alto empuje para aviones de fuselaje ancho, que representan entre el 40 % y el 45 % del mercado por valor, crecerán de 12 700 motores a más de 21 000 con 18 500 entregas. La flota de motores a reacción regionales de menos de 20 000 lb (89 kN) aumentará de 7500 a 9000 y la flota de turbopropulsores para aviones de pasajeros aumentará de 9400 a 10 200. La cuota de mercado de los fabricantes debería estar liderada por CFM con un 44 %, seguida de Pratt & Whitney con el 29% y luego Rolls-Royce y General Electric con el 10% cada uno.

Turboventiladores comerciales en producción

Motores a reacción de derivación extrema

En la década de 1970, Rolls-Royce/SNECMA probó un turboventilador M45SD-02 equipado con aspas de ventilador de paso variable para mejorar el manejo en relaciones de presión de ventilador ultrabajas y proporcionar empuje inverso hasta la velocidad cero de la aeronave. El motor estaba destinado a aeronaves STOL ultrasilenciosas que operan desde aeropuertos del centro de la ciudad.

En un intento por aumentar la eficiencia con la velocidad, se creó un desarrollo del turbofan y turbohélice conocido como motor propfan que tenía un ventilador sin conductos. Las aspas del ventilador están situadas fuera del conducto, de modo que parece un turbohélice con aspas anchas en forma de cimitarra. Tanto General Electric como Pratt & Whitney/Allison demostró 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, fue el único motor propfan equipado en un avión de producción.

Terminología

Afterburner

jetpipe equipado para después quemar

Augmentor

postburner para el turbofán con quema en flujos calientes y fríos

Bypass

que parte del motor se diferencia del núcleo en términos de componentes y flujo de aire, por ejemplo, esa parte del ventilador (fan exterior) y los estatores que pasan el aire de bypass, conducto de bypass, boquilla de bypass

Tasa de derivación

bypass flujo de masa de aire / flujo de masa de aire

Core

que parte del motor se diferencia de la derivación en términos de componentes y flujo de aire, por ejemplo, núcleo de vacuno, tobera núcleo, flujo de aire central y maquinaria asociada, combustión y sistema de combustible

Poder básico

también conocido como "energía disponible" o "gas caballos de fuerza". Se utiliza para medir el trabajo teórico (expansión eritrópica) del eje disponible desde un generador de gas o núcleo expandiendo gas caliente y de alta presión a la presión ambiental. Dado que el poder depende de la presión y la temperatura del gas (y de la presión ambiental) una figura relacionada de mérito para motores de producción de empuje es una que mide el potencial de producción de empuje de gas caliente, de alta presión y conocido como "punto de corriente". Se obtiene calculando la velocidad obtenida con expansión istrópica a presión atmosférica. El significado del empuje obtenido aparece cuando se multiplica por la velocidad del avión para dar el trabajo de empuje. El trabajo de empuje que está potencialmente disponible es mucho menos que la potencia de los caballos de gas debido al creciente desperdicio de la energía cinética del escape con creciente presión y temperatura antes de la expansión a la presión atmosférica. Los dos están relacionados con la eficiencia propulsiva, una medida de la energía desperdiciada como resultado de producir una fuerza (es decir, el empuje) en un fluido aumentando la velocidad (es decir, el impulso) del fluido.

Seca

posición de la palanca del motor abajo después de quemar la selección

EGT

Temperatura de gas

EPR

ratio de presión del motor

Fan

turbofan LP compresor

Fanjet

turbofán o avión alimentado por turbofán (colloquial)

Tasa de presión del ventilador

ventilador de salida presión total / entrada del ventilador presión total

Temporada flexible

Al reducir los pesos de despegue, los aviones comerciales pueden utilizar empuje reducido que aumenta la vida del motor y reduce los costos de mantenimiento. La temperatura flexible es más alta que la temperatura exterior real (OAT) que es la entrada al equipo de monitorización del motor para lograr el empuje reducido requerido (también conocido como "reducción de la temperatura assumida").

Generador de gas

que parte del núcleo del motor que proporciona el gas caliente y de alta presión para turbinas de conducción de ventiladores (turbofan), para boquillas de propulsión (turbojet), para turbinas de propulsión y rotor (turboprop y turboshaft), para turbinas de potencia industrial y marina

HP

alta presión

Tomar carne arrastrada

Pérdida del impulso del tubo de transmisión del motor desde el torrente libre hasta la entrada de entrada, es decir la cantidad de energía impartida al aire necesaria para acelerar el aire de un ambiente estacionario a la velocidad de los aviones.

IEPR

ratio de presión integrada del motor

IP

Presión intermedia

LP

baja presión

Propulsión neta

empuje de la boquilla en el aire estacionario (propulsión brusca) – arrastre del tubo del motor (pérdida del impulso de entrada gratuita, es decir, cantidad de energía impartida al aire necesaria para acelerar el aire de un ambiente estacionario a la velocidad de los aviones). Este es el empuje que actúa en la atmósfera.

Tasa de presión general

combustor de entrada total presión / entrega de admisión presión total

Eficiencia general

eficiencia térmica * eficiencia propulsiva

Eficiencia propulsiva

potencia/valor propulsivo de producción de energía cinética propulsiva (la máxima eficiencia propulsiva ocurre cuando la velocidad del jet equivale a la velocidad del vuelo, lo que implica el empuje neto cero!)

Consumo específico de combustible (SFC)

total de flujo de combustible / empuje de red (proporcional a la velocidad de vuelo/sobretodo la eficiencia térmica)

Recorrido

aumento de la RPM (colloquial)

Carga de estadio

Para una turbina, cuyo objetivo es producir energía, la carga es un indicador de potencia desarrollado por lb/sec de gas (poder específico). Una etapa de turbina gira el gas desde una dirección axial y lo acelera (en la guía de la boquilla va) para girar el rotor más eficazmente (las cuchillas de rotor deben producir alta elevación), siendo el proviso que esto se hace eficientemente, es decir, con pérdidas aceptables. Para una etapa del compresor, cuyo objetivo es producir un aumento de presión, se utiliza un proceso de difusión. Cuánta difusión se puede permitir (y aumento de presión obtenido) antes de que se produzca una separación inaceptable de flujo (es decir, pérdidas) puede considerarse como un límite de carga.

Presión estatica

presión del fluido que se asocia no con su movimiento sino con su estado o, alternativamente, presión debido al movimiento aleatorio de las moléculas de fluido que se sentirían o medirían si se mueve con el flujo

Propulsión específica

corriente de aire de empuje/ingesta neto

Eficiencia térmica

tasa de producción de energía cinética propulsiva/fuel

Corriente total de combustible

combustión (más cualquier tasa de flujo de combustible después de quemar) (por ejemplo, lb/s o g/s)

Presión total

Presión estática más término de energía cinética

Temperatura de entrada de rotor de Turbina

temperatura del ciclo máximo, es decir, temperatura a la que se realiza transferencia de trabajo