Motor a reacción
Definición
Un motor a reacción es un tipo de motor de reacción que descarga un avión de rápido movimiento que genera empuje por propulsión a chorro. Esta definición amplia incluye motores a reacción de aireación (turborreactores, turbofan, ramjets y chorros de pulso). En general, los motores a reacción son motores de combustión.
En el lenguaje común, el término motor a reacción se refiere a un motor a reacción de aireación de combustión interna. Estos suelen tener un compresor de aire giratorio impulsado por una turbina, con la energía sobrante que proporciona empuje a través de una boquilla propulsora, este proceso se conoce como ciclo termodinámico Brayton. Los aviones a reacción usan tales motores para viajes de larga distancia. Los primeros aviones a reacción usaban motores turbojet que eran relativamente ineficientes para vuelos subsónicos. Las modernas aeronaves de reacción subsónicas generalmente usan motores turbohélice de puente alto más complejos. Estos motores ofrecen alta velocidad y mayor eficiencia de combustible que los aerogeneradores de pistón y de hélice a largas distancias. Algunos motores a reacción optimizados para aplicaciones de alta velocidad (ramjets y scramjets) usan el efecto ram de la velocidad del vehículo en lugar de un compresor mecánico.
El empuje de un motor de avión típico pasó de 5,000 lbf (22,000 N) (turbojet de Havilland Ghost) en la década de 1950 a 115,000 lbf (510,000 N) (turborreactor General Electric GE90) en la década de 1990, y su fiabilidad pasó de 40 en vuelo paradas por 100.000 horas de vuelo del motor a menos de 1 por cada 100.000 a fines de la década de 1990. Esto, combinado con un consumo de combustible muy reducido, permitió el vuelo transatlántico de rutina por aviones bimotores para el cambio de siglo, donde antes un viaje similar habría requerido múltiples paradas de combustible.
Historia
Los motores a reacción se remontan a la invención del aireador antes del siglo I d. Este dispositivo dirigió la energía de vapor a través de dos boquillas para hacer que una esfera gire rápidamente sobre su eje. Hasta donde se sabe, no suministró energía mecánica y las posibles aplicaciones prácticas de esta invención no recibieron reconocimiento. En cambio, fue visto como una curiosidad.
La propulsión a chorro solo obtuvo aplicaciones prácticas con la invención del cohete propulsado con pólvora por los chinos en el siglo XIII como un tipo de fuegos artificiales, y gradualmente progresó para impulsar un armamento formidable. Sin embargo, aunque son muy potentes, a velocidades de vuelo razonables los cohetes son muy ineficientes y la tecnología de propulsión a reacción se estancó durante cientos de años.
Los primeros intentos de los motores a reacción de aireación fueron diseños híbridos en los que una fuente de alimentación externa primero comprimió el aire, que luego se mezcló con combustible y se quemó para propulsión a chorro. En uno de esos sistemas, llamado termoeje por Secondo Campini pero más comúnmente, motorjet, el aire era comprimido por un ventilador accionado por un motor de pistón convencional. Ejemplos de este tipo de diseño fueron el Caproni Campini N.1 y el motor japonés Tsu-11 destinado a impulsar los aviones kamikaze de Ohka hacia el final de la Segunda Guerra Mundial. Ninguno fue completamente exitoso y el N.1 terminó siendo más lento que el mismo diseño con una combinación de motor y propulsor tradicional.
Incluso antes del comienzo de la Segunda Guerra Mundial, los ingenieros comenzaban a darse cuenta de que los motores que accionaban las hélices eran autolimitantes en términos del máximo rendimiento que podía alcanzarse; el límite se debió a problemas relacionados con la eficiencia de la hélice, que disminuyó a medida que las puntas de las cuchillas se acercaban a la velocidad del sonido. Si alguna vez el rendimiento de la aeronave aumentara más allá de esa barrera, habría que encontrar un camino para usar un mecanismo de propulsión diferente. Esta fue la motivación detrás del desarrollo del motor de turbina de gas, la forma más común de motor a reacción.
La clave para un motor a reacción práctico era la turbina de gas, que se usa para extraer energía del propio motor para impulsar el compresor. La turbina de gas no fue una idea desarrollada en la década de 1930: la patente para una turbina estacionaria fue otorgada a John Barber en Inglaterra en 1791. La primera turbina de gas para funcionar con éxito autosostenible fue construida en 1903 por el ingeniero noruego Egidius Elling. Las limitaciones en el diseño y la ingeniería práctica y la metalurgia impidieron que dichos motores llegaran a la fabricación. Los principales problemas fueron la seguridad, la fiabilidad, el peso y, especialmente, la operación sostenida.
La primera patente para usar una turbina de gas para alimentar un avión fue archivada en 1921 por el francés Maxime Guillaume. Su motor era un turbojet de flujo axial, pero nunca se construyó, ya que habría requerido avances considerables sobre el estado de la técnica en los compresores. Alan Arnold Griffith publicó Una teoría aerodinámica del diseño de turbinas en 1926 que condujo al trabajo experimental en la RAE.
En 1928, el cadete de la RAF College Cranwell Frank Whittle presentó formalmente sus ideas para un turborreactor a sus superiores. En octubre de 1929 desarrolló sus ideas aún más. El 16 de enero de 1930 en Inglaterra, Whittle presentó su primera patente (concedida en 1932). La patente mostraba un compresor axial de dos etapas que alimentaba un compresor centrífugo de un solo lado. Los compresores axiales prácticos fueron posibles gracias a las ideas de AAGriffith en un artículo seminal de 1926 ("Una teoría aerodinámica del diseño de turbinas"). Whittle luego se concentraría en el compresor centrífugo más simple solamente, por una variedad de razones prácticas. Whittle hizo funcionar su primer motor en abril de 1937. Era de combustible líquido e incluía una bomba de combustible autónoma. El equipo de Whittle experimentó un ataque de pánico cuando el motor no paraba, acelerando incluso después de que se desconectó el combustible. Resultó que el combustible se había filtrado en el motor y se había acumulado en las piscinas, por lo que el motor no se detuvo hasta que todo el combustible que se había filtrado se había apagado. Whittle fue incapaz de interesar al gobierno en su invención, y el desarrollo continuó a un ritmo lento.
En 1935, Hans von Ohain comenzó a trabajar en un diseño similar en Alemania, ya que tanto el compresor como la turbina eran radiales, en lados opuestos del mismo disco, inicialmente inconscientes del trabajo de Whittle. El primer dispositivo de Von Ohain era estrictamente experimental y solo podía funcionar con energía externa, pero fue capaz de demostrar el concepto básico. Ohain fue presentado a Ernst Heinkel, uno de los industriales de aviones más grandes de la época, que vio de inmediato la promesa del diseño. Heinkel había comprado recientemente la compañía de motores Hirth, y Ohain y su maestro maquinista Max Hahn se establecieron allí como una nueva división de la compañía Hirth. Tuvieron su primer motor centrífugo HeS 1 funcionando en septiembre de 1937. A diferencia del diseño de Whittle, Ohain usó combustible hidrogenas, suministrado bajo presión externa. Sus diseños posteriores culminaron en el HeS 3 de 5 kN (1,100 lbf) alimentado con gasolina, que se montó en el armazón He 178 sencillo y compacto de Heinkel y que fue volado por Erich Warsitz en la madrugada del 27 de agosto de 1939 desde el aeródromo de Rostock-Marienehe. , un tiempo impresionantemente corto para el desarrollo. El He 178 fue el primer avión de reacción del mundo. Heinkel solicitó una patente de EE. UU. Que cubría la Planta de Energía de Aviones por Hans Joachim Pabst von Ohain el 31 de mayo de 1939; número de patente US2256198, con M Hahn a quien se hace referencia como inventor. Heinkel solicitó una patente de EE. UU. Que cubra la planta de energía de aviones de Hans Joachim Pabst von Ohain el 31 de mayo de 1939; número de patente US2256198, con M Hahn a quien se hace referencia como inventor. Heinkel solicitó una patente de EE. UU. Que cubra la planta de energía de aviones de Hans Joachim Pabst von Ohain el 31 de mayo de 1939; número de patente US2256198, con M Hahn a quien se hace referencia como inventor.
El austriaco Anselm Franz de la división de motores de Junkers ( Junkers Motoren o "Jumo") introdujo el compresor de flujo axial en su motor a reacción. A Jumo se le asignó el siguiente número de motor en la secuencia de numeración RLM 109-0xx para las plantas motrices de las turbinas de gas, "004", y el resultado fue el Jumo 004engine. Después de que se resolvieron muchas dificultades técnicas menores, la producción masiva de este motor comenzó en 1944 como un motor para el primer avión de combate del mundo, el Messerschmitt Me 262 (y más tarde el primer avión jet-bombardero del mundo, el Arado Ar 234). Una variedad de razones conspiraron para retrasar la disponibilidad del motor, causando que el caza llegue demasiado tarde para mejorar la posición de Alemania en la Segunda Guerra Mundial, sin embargo, este fue el primer motor a reacción que se usó en el servicio.
Mientras tanto, en Gran Bretaña, el Gloster E28 / 39 tuvo su primer vuelo el 15 de mayo de 1941 y el Gloster Meteor finalmente entró en servicio con la RAF en julio de 1944. Estos fueron propulsados por motores turborreactores de Power Jets Ltd., creados por Frank Whittle. Los primeros dos aviones turbojet operacionales, el Messerschmitt Me 262 y luego el Gloster Meteor, entraron en servicio a los tres meses de diferencia en 1944.
Después del final de la guerra, los aviones a reacción y los motores a reacción alemanes fueron ampliamente estudiados por los aliados victoriosos y contribuyeron a trabajar en los primeros aviones de combate soviéticos y estadounidenses. El legado del motor de flujo axial se ve en el hecho de que prácticamente todos los motores a reacción en aviones de ala fija se inspiraron en este diseño.
En la década de 1950, el motor a reacción era casi universal en aviones de combate, con la excepción de carga, enlace y otros tipos de especialidades. En este punto, algunos de los diseños británicos ya habían sido aprobados para uso civil, y habían aparecido en los primeros modelos como De Havilland Comet y Avro Canada Jetliner. En la década de 1960, todos los grandes aviones civiles también funcionaban a reacción, dejando el motor de pistón en funciones de nicho de bajo costo, como los vuelos de carga.
La eficiencia de los motores turbojet era aún peor que los motores de pistón, pero en la década de 1970, con el advenimiento de los motores de turbohélice de puente alto (una innovación no prevista por los primeros comentaristas como Edgar Buckingham, a altas velocidades y altitudes elevadas que parecían absurdo para ellos), la eficiencia del combustible era casi la misma que la de los mejores motores de pistón y hélice.
Usos
Aviones a reacción, jet de potencia, misiles de crucero y vehículos aéreos no tripulados. En la forma de motores de cohetes propulsan fuegos artificiales, cohetes modelo, vuelos espaciales y misiles militares.
Los motores a reacción han propulsado autos de alta velocidad, especialmente autos de carrera, con el récord de todos los tiempos de un cohete. Un automóvil con turboventilador, ThrustSSC, actualmente tiene el récord de velocidad terrestre.
Los diseños de motores a reacción se modifican con frecuencia para aplicaciones que no son de aviación, como turbinas de gas industriales o centrales eléctricas marinas. Estos se utilizan en la generación de energía eléctrica, para impulsar el agua, el gas natural o las bombas de aceite, y para proporcionar propulsión para barcos y locomotoras. Las turbinas de gas industriales pueden crear hasta 50,000 caballos de fuerza del eje. Muchos de estos motores se derivan de turborreactores militares más antiguos, como los modelos Pratt & Whitney J57 y J75. También hay un derivado del turbofan de bypass bajo P & W JT8D que crea hasta 35,000 HP.
Los motores a reacción también a veces se desarrollan o comparten ciertos componentes, como núcleos de motores, con motores de turboeje y turbohélice, que son formas de motores de turbina de gas que normalmente se utilizan para impulsar helicópteros y algunos aviones propulsados por hélices.
Tipos de motor a reacción
Hay una gran cantidad de diferentes tipos de motores a reacción, todos los cuales logran empuje hacia adelante desde el principio de la propulsión a chorro .
Airbreathing
Comúnmente los aviones son propulsados por motores de jet de aireación. La mayoría de los motores a reacción de aireación que están en uso son turbofan motores a reacción, que ofrecen una buena eficiencia a velocidades justo por debajo de la velocidad del sonido.
Turbina accionada
Las turbinas de gas son motores rotativos que extraen energía de un flujo de gas de combustión. Tienen un compresor aguas arriba acoplado a una turbina aguas abajo con una cámara de combustión en el medio. En los motores de aviación, esos tres componentes centrales a menudo se llaman el "generador de gas". Hay muchas variaciones diferentes de turbinas de gas, pero todas usan un sistema generador de gas de algún tipo.
Turborreactor
Un turborreactor es un motor de turbina de gas que funciona comprimiendo aire con una entrada y un compresor (axial, centrífugo o ambos), mezclando combustible con el aire comprimido, quemando la mezcla en la cámara de combustión y luego pasando la presión alta y caliente. aire a través de una turbina y una boquilla. El compresor funciona con la turbina, que extrae la energía del gas en expansión que pasa a través de ella. El motor convierte la energía interna en el combustible en energía cinética en el escape, produciendo empuje. Todo el aire que se ingiere por la entrada se pasa a través del compresor, la cámara de combustión y la turbina, a diferencia de la turbina de turbinas que se describe a continuación.
Turbofan
Los turbofan se diferencian de los turborreactores en que tienen un ventilador adicional en la parte delantera del motor, que acelera el aire en un conducto que pasa por alto el motor de la turbina de gas central. Turbofans es el tipo de motor dominante para aviones de mediano y largo alcance.
El ventilador frontal comparativamente grande tiene varios efectos. En comparación con un turborreactor de empuje idéntico, un turboventilador tiene un caudal de masa de aire mucho mayor y el flujo a través del conducto de derivación genera una fracción significativa del empuje. Debido a que el aire adicional del conducto no se ha encendido, lo que le da una velocidad lenta, pero no se necesita combustible adicional para proporcionar este empuje. En cambio, la energía se toma del núcleo central, lo que le da también una velocidad de escape reducida. La velocidad promedio del aire de escape mixto se reduce así (empuje específico bajo) que es menos derrochador de energía pero reduce la velocidad máxima. En general, un turbofan puede ser mucho más eficiente en cuanto al consumo de combustible y más silencioso, y resulta que el ventilador también permite que haya un mayor empuje neto disponible a baja velocidad.
Los Turbofans suelen ser más eficientes que los turborreactores a velocidades subsónicas, pero a altas velocidades, su gran área frontal genera más resistencia. Por lo tanto, en vuelo supersónico y en aviones militares y de otro tipo donde el rendimiento, el peso y la resistencia absolutos tienen una prioridad mayor que la eficiencia de combustible, los motores tienden a tener ventiladores más pequeños (o múltiples ventiladores más pequeños) para dar mayor empuje específico o uso otros diseños de motor por completo. Normalmente, los turboventiladores en aviones civiles generalmente tienen una gran área frontal para acomodar un ventilador muy grande, ya que su diseño implica una masa de aire mucho mayor que pasa por encima del núcleo para que puedan beneficiarse de estos efectos, mientras que en aeronaves militares donde el ruido y la eficiencia son menos importantes en comparación con el rendimiento y el arrastre, una menor cantidad de aire normalmente pasa por alto el núcleo.
Debido a estas distinciones, los diseños de motores turbofán a menudo se clasifican como de bajo bypass o alto bypass, dependiendo de la cantidad de aire que pasa por el núcleo del motor. Los turbofans de derivación baja tienen una relación de derivación de alrededor de 2: 1 o menos.
Turbopropulsor y turboeje
Los motores turbohélice son derivados del motor a reacción, turbinas de gas aún, que extraen el trabajo del chorro de escape caliente para girar un eje giratorio, que luego se utiliza para producir empuje por otros medios. Aunque no son estrictamente motores a reacción, ya que dependen de un mecanismo auxiliar para producir empuje, los turbopropulsores son muy similares a otros motores a reacción basados en turbinas, y con frecuencia se describen como tales.
En los motores de turbohélice, una parte del empuje del motor se produce haciendo girar una hélice, en lugar de confiar únicamente en el escape de alta velocidad. Como su propulsión a chorro se ve aumentada por una hélice, en ocasiones se hace referencia a los turbohélices como un tipo de motor a reacción híbrido. Son bastante similares a los turbofans en muchos aspectos, excepto que usan una hélice tradicional para proporcionar la mayor parte del empuje, en lugar de un ventilador con ducto. Tanto los ventiladores como las hélices funcionan de la misma manera, aunque la mayoría de los turbohélices usan reducción de engranajes entre la turbina y la hélice (los turbofans con engranajes también cuentan con reducción de engranajes). Mientras que muchos turbohélice generan la mayor parte de su impulso con la hélice, el escape de chorro caliente es un punto de diseño importante, y el empuje máximo se obtiene al hacer coincidir las contribuciones de empuje de la hélice al chorro caliente.
Los motores de turboeje son muy similares a los turbopropulsores, ya que casi toda la energía en el escape se extrae para hacer girar el eje giratorio, que se utiliza para alimentar maquinaria en lugar de una hélice, por lo tanto generan poco o ningún empuje de propulsión a chorro. helicópteros.
Propfan
Un motor propfan (también llamado "ventilador no conducido", "rotor abierto" o "derivación ultra alta") es un motor a reacción que usa su generador de gas para impulsar un ventilador expuesto, similar a los motores de turbohélice. Al igual que los motores de turbohélice, los propfans generan la mayor parte de su impulso desde la hélice y no desde el chorro de escape. La principal diferencia entre el diseño de turbohélice y propán es que las palas de la hélice en un propán son barridas para permitirles operar a velocidades cercanas a Mach 0.8, lo que es competitivo con turbofan comerciales modernos. Estos motores tienen las ventajas de eficiencia de combustible de los turbopropulsores con la capacidad de rendimiento de los turbofans comerciales. Si bien se han llevado a cabo importantes investigaciones y pruebas (incluidas pruebas de vuelo) en propfans, ninguno ha entrado en producción.
Compresión Ram
Los motores a reacción de compresión Ram son motores de aireación similares a los motores de turbina de gas y ambos siguen el ciclo de Brayton. Sin embargo, la turbina de gas y los motores con motor ram se diferencian en cómo comprimen el flujo de aire entrante. Mientras que los motores de turbina de gas usan compresores axiales o centrífugos para comprimir el aire entrante, los motores de ram dependen solo del aire comprimido a través de la entrada o el difusor. Por lo tanto, un motor de pistón requiere una considerable velocidad de avance inicial antes de que pueda funcionar. Los motores con motor Ram se consideran el tipo más simple de motor a reacción de respiración de aire porque no pueden contener partes móviles.
Ramjet
Los Ramjets son el tipo más básico de motores a reacción accionados por pistón. Consisten en tres secciones; una entrada para comprimir el aire entrante, una cámara de combustión para inyectar y quemar combustible, y una boquilla para expulsar los gases calientes y producir empuje. Los Ramjets requieren una velocidad relativamente alta para comprimir eficientemente el aire entrante, por lo que los arrancadores no pueden funcionar en punto muerto y son más eficientes a velocidades supersónicas. Un rasgo clave de los motores ramjet es que la combustión se realiza a velocidades subsónicas. El aire entrante supersónico se ralentiza dramáticamente a través de la entrada, donde luego se quema a velocidades mucho más lentas y subsónicas. Sin embargo, cuanto más rápido sea el aire entrante, menos eficiente será reducirlo a velocidades subsónicas. Por lo tanto, los motores ramjet están limitados a aproximadamente Mach 5.
Scramjet
Los Scramjets son mecánicamente muy similares a los Ramjets. Como un ramjet, consisten en una entrada, un combustor y una boquilla. La principal diferencia entre los ramjets y los scramjets es que los scramjets no ralentizan el flujo de aire que se aproxima a velocidades subsónicas para la combustión, sino que usan la combustión supersónica. El nombre "scramjet" proviene de " Supersonic C ombusting Ramjet"Como los scramjets usan combustión supersónica, pueden operar a velocidades superiores a Mach 6 donde los ramjets tradicionales son demasiado ineficientes. Otra diferencia entre los ramjets y los scramjets proviene de cómo cada tipo de motor comprime el flujo de aire entrante: mientras que la entrada proporciona la mayor parte de la compresión para los ramjets , las altas velocidades a las que funcionan los scramjets les permiten aprovechar la compresión generada por las ondas de choque, principalmente los choques oblicuos.
Muy pocos motores scramjet han sido construidos y pilotados. En mayo de 2010, el Boeing X-51 estableció el récord de resistencia para la quema de scramjet más larga en más de 200 segundos.
Combustión no continua
| Tipo | Descripción | Ventajas | Desventajas |
|---|---|---|---|
| Motorjet | Funciona como un turborreactor, pero en lugar de una turbina que acciona el compresor, lo acciona un motor de pistón. | Mayor velocidad de escape que una hélice, ofreciendo mejor empuje a alta velocidad | Pesado, ineficiente y poco potente.Ejemplo: Caproni Campini N.1. |
| Pulsejet | El aire se comprime y quema de manera intermitente en lugar de continuamente. Algunos diseños usan válvulas. | Diseño muy simple, usado para la bomba voladora V-1 y más recientemente en un aeromodelo | Ruidoso, ineficiente (baja relación de compresión), funciona mal a gran escala, las válvulas en los diseños de válvulas se desgastan rápidamente |
| Motor de detonación de impulsos | Similar a un pulsejet, pero la combustión se produce como una detonación en lugar de una deflagración, puede o no necesitar válvulas | Máxima eficiencia teórica del motor | Extremadamente ruidoso, piezas sujetas a fatiga mecánica extrema, detonación difícil de iniciar, no es práctico para el uso actual |
Otros tipos de propulsión a chorro
Cohete
El motor de cohete utiliza los mismos principios físicos básicos de empuje como una forma de motor de reacción, pero es distinto del motor a reacción. en que no requiere aire atmosférico para proporcionar oxígeno; el cohete lleva todos los componentes de la masa de reacción. Sin embargo, algunas definiciones lo tratan como una forma de propulsión a chorro.
Debido a que los cohetes no respiran aire, esto les permite operar a altitudes arbitrarias y en el espacio.
Este tipo de motor se utiliza para lanzar satélites, exploración espacial y acceso tripulado, y permitió el aterrizaje en la luna en 1969.
Los motores de cohete se utilizan para vuelos a gran altura, o en cualquier lugar donde se necesiten aceleraciones muy altas, ya que los motores de cohetes en sí tienen una relación empuje / peso muy alta.
Sin embargo, la alta velocidad de extracción y el propelente más rico en oxidante resultan en un uso mucho más propulsor que los turbofans. Aun así, a velocidades extremadamente altas se vuelven eficientes en energía.
Una ecuación aproximada para el empuje neto de un motor de cohete es:
¿Dónde está el empuje neto, es el impulso específico, es una gravedad estándar, es el flujo de propelente en kg / s, es el área de la sección transversal a la salida de la boquilla de escape, y es la presión atmosférica.
| Tipo | Descripción | Ventajas | Desventajas |
|---|---|---|---|
| Cohete | Lleva todos los propulsores y oxidantes a bordo, emite un chorro de propulsión | Muy pocas partes móviles. Mach 0 a Mach 25+; eficiente a muy alta velocidad (> Mach 5.0 o menos). Relación de empuje / peso superior a 100. Sin entrada de aire complejo. Alta relación de compresión. Escape de muy alta velocidad (hipersónico). Buena relación costo / empuje.Bastante fácil de probar. Trabaja en el vacío; de hecho, funciona mejor fuera de la atmósfera, que es más amable en la estructura del vehículo a alta velocidad. Área de superficie bastante pequeña para mantenerse fresca y sin turbina en la corriente de escape caliente. La combustión a muy alta temperatura y la boquilla de alta relación de expansión ofrecen una eficacia muy alta a velocidades muy elevadas. | Necesita mucho propelenteImpulso específico muy bajo: típicamente 100-450 segundos. Las tensiones térmicas extremas de la cámara de combustión pueden dificultar la reutilización. Por lo general, es necesario llevar el oxidante a bordo, lo que aumenta los riesgos.Extraordinariamente ruidoso. |
Híbrido
Los motores de ciclo combinado usan simultáneamente dos o más principios diferentes de propulsión a chorro.
| Tipo | Descripción | Ventajas | Desventajas |
|---|---|---|---|
| Turborocket | Un turborreactor donde se agrega un oxidante adicional como el oxígeno a la corriente de aire para aumentar la altitud máxima | Muy cercano a los diseños existentes, opera en altitudes muy elevadas, gran rango de altitud y velocidad aerodinámica | La velocidad del aire limitada al mismo rango que el turborreactor, que lleva oxidante como LOX puede ser peligroso. Mucho más pesado que simples cohetes. |
| Cohete de aire aumentado | Esencialmente un ramjet donde el aire de admisión se comprime y se quema con el escape de un cohete | Mach 0 a Mach 4.5+ (también puede funcionar de forma exoatmosférica), buena eficiencia en Mach 2 a 4 | Eficiencia similar a la de los cohetes a baja velocidad o dificultades de entrada exoatmosféricas, un tipo relativamente poco desarrollado e inexplorado, dificultades de enfriamiento, muy ruidosas, relación de empuje / peso similar a la de los estatorreactores. |
| Jets preenfriados / LACE | El aire de admisión se enfría a temperaturas muy bajas en la entrada de un intercambiador de calor antes de pasar a través de un estatorreactor y / o un turborreactor y / o un motor cohete. | Fácil de probar en el suelo. Las relaciones de empuje / peso muy altas son posibles (~ 14) junto con una buena eficiencia de combustible en una amplia gama de velocidades, Mach 0-5.5 +; esta combinación de eficiencias puede permitir el lanzamiento a órbita, una sola etapa o un viaje intercontinental de muy larga distancia muy rápido. | Existe solo en la etapa de creación de prototipos de laboratorio. Los ejemplos incluyen RB545, Reaction Engines SABER, ATREX. Requiere combustible de hidrógeno líquido que tiene una densidad muy baja y requiere un tanque fuertemente aislado. |
Chorro de agua
Un chorro de agua o bomba de chorro es un sistema de propulsión marina que utiliza un chorro de agua. La disposición mecánica puede ser una hélice con conductos con boquilla, o un compresor centrífugo y una boquilla. El chorro de la bomba debe ser impulsado por un motor separado, como una turbina de gas o diesel.
| Tipo | Descripción | Ventajas | Desventajas |
|---|---|---|---|
| Chorro de agua | Para propulsar cohetes de agua y lanchas;chorros de agua por la espalda a través de una boquilla | En barcos, puede correr en aguas poco profundas, alta aceleración, sin riesgo de sobrecarga del motor (a diferencia de las hélices), menos ruido y vibración, altamente maniobrable a todas las velocidades del barco, alta velocidad de eficiencia, menos vulnerable a daños por desechos, muy confiable, más carga flexibilidad, menos dañina para la vida silvestre | Puede ser menos eficiente que una hélice a baja velocidad, más caro, con mayor peso en el barco debido al agua arrastrada, no funcionará bien si el barco es más pesado que el tamaño del chorro. |
Principios físicos generales
Todos los motores a reacción son motores de reacción que generan empuje al emitir un chorro de líquido hacia atrás a una velocidad relativamente alta. Las fuerzas en el interior del motor necesarias para crear este jet dan un fuerte empuje en el motor que empuja la nave hacia adelante.
Los motores a reacción hacen su chorro del propelente del tanque que está conectado al motor (como en un "cohete") así como en los motores de ductos (los comúnmente utilizados en los aviones) al ingerir un fluido externo (muy típicamente aire) y expulsarlo a mayor velocidad
Boquilla propulsora
La boquilla de propulsión es el componente clave de todos los motores a reacción, ya que crea el chorro de escape. Las boquillas propulsoras convierten 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 acelera.
La velocidad del aire que ingresa a 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 el nivel del mar ambiente para una boquilla de ventilador en el aire frío a altitudes de crucero. Puede ser tan alta como la temperatura de los gases de escape de 1000K para un motor de postcombustión supersónico o 2200K con postcombustión encendida. La presión que ingresa a la boquilla puede variar desde 1.5 veces la presión fuera de la boquilla, para un ventilador de una etapa, hasta 30 veces para la aeronave tripulada más veloz con 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 una aeronave de alta velocidad.
El empuje de la boquilla es más alto si la presión estática del gas alcanza el valor ambiente a medida que sale de la boquilla. Esto solo ocurre si el área de salida de la boquilla es el valor correcto para la relación de presión de la boquilla (npr). Como el npr cambia con la configuración de empuje del motor y la velocidad de vuelo, rara vez es así. También a velocidades supersónicas, el área divergente es inferior a la requerida para proporcionar una expansión interna completa a la presión ambiental como una compensación con la resistencia externa del cuerpo. Whitford le da el F-16 como un ejemplo. Otros ejemplos no ampliados fueron el XB-70 y el SR-71.
El tamaño de la boquilla, junto con el área de las toberas de la turbina, determina la presión de funcionamiento del compresor.
Empuje
Origen del empuje del motor
La explicación familiar para el empuje del jet es una descripción de "caja negra" que solo mira lo que entra al motor, el aire y el combustible, y lo que sale, el gas de escape y una fuerza desequilibrada. Esta fuerza, llamada empuje, es la suma de la diferencia de momento entre entrada y salida y cualquier fuerza de presión desequilibrada entre entrada y salida, como se explica en "Cálculo de empuje". Como ejemplo, un turbojet temprano, el Bristol Olympus Mk. 101, tuvo un impulso de 9300 lb. y un empuje de presión de 1800 lb. dando un total de 11,100 lb. Mirar dentro de la "caja negra" muestra que el empuje es el resultado de todas las fuerzas de momento y presión desequilibradas creadas dentro del propio motor . Estas fuerzas, algunas hacia adelante y otras hacia atrás, están en todas las partes internas, tanto estacionarias como giratorias, como conductos, compresores, etc. que están en el flujo primario de gas que fluye a través del motor desde adelante hacia atrás. La suma algebraica de todas estas fuerzas se entrega al fuselaje para la propulsión. "Vuelo" da ejemplos de estas fuerzas internas para dos motores a reacción tempranos, el Rolls-Royce Avon Ra.14 y el de Havilland Goblin
Transferencia de empuje a la aeronave
El empuje del motor actúa a lo largo de la línea central del motor. La aeronave "sujeta" el motor en la carcasa exterior del motor a cierta distancia de la línea central del motor (en los soportes del motor). Esta disposición hace que la carcasa del motor se doble (lo que se conoce como flexión de la columna vertebral) y que las cubiertas del rotor redondo se distorsionen (ovalización). La distorsión de la estructura del motor debe controlarse con ubicaciones de montaje adecuadas para mantener un espacio aceptable entre el rotor y el sello y evitar el roce. Un ejemplo muy publicitado de deformación estructural excesiva ocurrió con la instalación original del motor Pratt & Whitney JT9D en el avión Boeing 747. La disposición de montaje del motor tuvo que ser revisada con la adición de un marco de empuje adicional para reducir las deflexiones de la carcasa a una cantidad aceptable.
Empuje del rotor
El empuje del rotor en un cojinete de empuje no está relacionado con el empuje del motor. Incluso puede cambiar de dirección a algunas RPM. La carga del rodamiento está determinada por consideraciones de vida del rodamiento. Aunque las cargas aerodinámicas en el compresor y las palas de la turbina contribuyen al empuje del rotor son pequeñas en comparación con las cargas de cavidad dentro del rotor que resultan de las presiones del sistema de aire secundario y diámetros de sellado en los discos, etc. Para mantener la carga dentro del sello los diámetros se eligen como hace muchos años, en la cara posterior del impulsor en el motor de Havilland Ghost. Algunas veces, se debe agregar un disco extra conocido como pistón de equilibrio dentro del rotor. Un ejemplo temprano de turborreactor con un pistón de equilibrio fue el Rolls-Royce Avon.
Cálculo de empuje
El empuje neto ( F N ) de un motor viene dado por:
| dónde: | |
| ṁ aire | = la tasa másica de flujo de aire a través del motor |
| ṁ combustible | = la tasa másica de flujo de propelente que ingresa al motor |
| v e | = la velocidad de escape efectiva del chorro (la velocidad de la columna de escape con respecto a la aeronave) |
| v | = la velocidad de la entrada de aire = la verdadera velocidad del avión |
| ( ṁ aire + ṁ combustible ) v e | = el empuje bruto de la tobera ( F G ) |
| ṁ aire v | = el arrastre del pistón del aire de admisión |
La mayoría de los tipos de motores a reacción tienen una entrada de aire, que proporciona la mayor parte del fluido que sale del escape. Los motores de cohetes convencionales, sin embargo, no tienen una entrada, por lo que ṁ el aire es cero. Por lo tanto, los motores de cohete no tienen arrastre de ram y el empuje bruto de la boquilla del motor de cohete es el empuje neto del motor. En consecuencia, las características de empuje de un motor de cohete son diferentes de las de un motor a reacción de respiración de aire, y el empuje es independiente de la velocidad.
Si la velocidad del chorro de un motor a reacción es igual a la velocidad sónica, se dice que la boquilla del motor a reacción está obstruida. Si la boquilla está obstruida, la presión en el plano de salida de la boquilla es mayor que la presión atmosférica, y se deben agregar términos adicionales a la ecuación anterior para tener en cuenta el empuje de presión.
La tasa de flujo de combustible que ingresa al motor a menudo es muy pequeña en comparación con la velocidad del flujo de aire. Cuando se puede ignorar la contribución del combustible al impulso bruto de la boquilla, el empuje neto es:
La velocidad del jet ( v e ) debe exceder la verdadera velocidad del avión ( v ) si debe haber un impulso neto hacia adelante en el avión. La velocidad ( v e ) puede calcularse termodinámicamente en función de la expansión adiabática.
Aumento de empuje
El aumento de empuje ha tomado muchas formas, más comúnmente para complementar el empuje de despegue inadecuado. Algunos de los primeros aviones a reacción necesitaban asistencia con cohetes para despegar de los aeródromos de gran altitud o cuando la temperatura del día era alta. Un avión más reciente, el bombardero supersónico Tupolev Tu-22, fue equipado con cuatro propulsores SPRD-63 para el despegue. Posiblemente el requisito más extremo que necesita asistencia con cohetes, y que fue de corta duración, fue el lanzamiento de longitud cero. Casi tan extremo, pero muy común, es la asistencia de catapulta de los portaaviones. La asistencia con cohete también se ha utilizado durante el vuelo. El motor de refuerzo SEPR 841 se utilizó en el Dassault Mirage para la interceptación a gran altitud.
Las primeras disposiciones de popa y ventilador que agregaron un flujo de aire de derivación a un turborreactor fueron conocidas como amplificadores de empuje. El ventilador de popa instalado en el turborreactor General Electric CJ805-3 aumentó el impulso de despegue de 11,650 lb a 16,100 lb.
Agua, u otro refrigerante, inyección en el compresor o cámara de combustión e inyección de combustible en el chorro (postcombustión / recalentamiento) se convirtieron en formas estándar para aumentar el empuje, conocido como empuje "húmedo" para diferenciarlo con el empuje "seco" sin aumento.
Se ha utilizado la inyección de refrigerante (refrigeración previa al compresor), junto con la postcombustión, para aumentar el empuje a velocidades supersónicas. El 'Skyburner' McDonnell Douglas F-4 Phantom II estableció un récord de velocidad mundial usando inyección de agua en frente del motor.
A números altos de Mach, los postquemadores suministran progresivamente más empuje del motor a medida que el empuje de la turbomáquina cae hacia cero, velocidad a la que la relación de presión del motor (epr) ha descendido a 1.0 y todo el empuje del motor proviene del postquemador. El postquemador también tiene que compensar la pérdida de presión en la turbomáquina, que es un elemento de arrastre a velocidades más altas, donde el epr será menor a 1.0.
El aumento de empuje de las instalaciones existentes de motores de postcombustión para tareas especiales de corta duración ha sido objeto de estudios para lanzar pequeñas cargas útiles en órbitas terrestres bajas utilizando aeronaves como McDonnell Douglas F-4 Phantom II, McDonnell Douglas F-15 Eagle, Dassault Rafale y Mikoyan MiG-31, y también para llevar paquetes experimentales a grandes alturas utilizando un Lockheed SR-71. En el primer caso, se requiere un aumento en la capacidad de velocidad máxima existente para los lanzamientos orbitales. En el segundo caso, se requiere un aumento en el empuje dentro de la capacidad de velocidad existente. Enfriamiento de entrada del compresor se utiliza en el primer caso. Un mapa del compresor muestra que el flujo de aire se reduce al aumentar la temperatura de entrada del compresor, aunque el compresor sigue funcionando a RPM máximas (pero con velocidad aerodinámica reducida). El enfriamiento de la entrada del compresor aumenta la velocidad aerodinámica, el flujo y el empuje. En el segundo caso, se permitió un pequeño aumento en la velocidad mecánica máxima y la temperatura de la turbina, junto con la inyección de óxido nitroso en el postquemador y el aumento simultáneo en el flujo de combustible del posquemador.
Eficiencia energética en motores de aviones
Este resumen destaca dónde se producen las pérdidas de energía en plantas completas de motores de aviones o instalaciones de motores.
Un motor a reacción en reposo, como en un banco de pruebas, aspira combustible e intenta empujarse hacia adelante. Qué tan bien lo hace se juzga por la cantidad de combustible que usa y la fuerza que se requiere para restringirlo. 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 verá cuando el combustible produzca menos empuje. Si se realiza un cambio en una pieza interna que permite que los gases de aire / combustión fluyan más suavemente, el motor será más eficiente y consumirá menos combustible. Se usa una definición estándar para evaluar cómo diferentes cosas cambian la eficiencia del motor y también para permitir que se realicen comparaciones entre diferentes motores. Esta definición se llama consumo específico de combustible, o la cantidad de combustible que se necesita para producir una unidad de empuje. Por ejemplo, será conocido por un diseño de motor particular que si se allanan algunos baches en un conducto de derivación, el aire fluirá más suavemente, dando una reducción de pérdida de presión de x% y se necesitará menos% de combustible para obtener el empuje de despegue, por ejemplo. Esta comprensión viene bajo la disciplina de ingeniería del rendimiento del motor 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 la aeronave se menciona más adelante.
La eficiencia del motor se controla 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 conjunto de álabes giratorios de la turbina. La presión es la presión de aire más alta en el motor. La temperatura del rotor de la turbina no es la más alta en el motor, pero es la más alta en la que tiene lugar la transferencia de energía (se producen temperaturas más altas en la cámara de combustión). La presión y temperatura anteriores se muestran en un diagrama de ciclo termodinámico.
La eficiencia se modifica aún más por la suavidad con que el aire y los gases de combustión fluyen a través del motor, qué tan bien se alinea el flujo (conocido como ángulo de incidencia) con los pasajes móviles y estacionarios de los compresores y las turbinas. Los ángulos no óptimos, así como las formas no óptimas de paso y cuchilla pueden causar engrosamiento y separación de las capas límite y la formación de ondas de choque. Es importante reducir la velocidad del flujo (menor velocidad significa menos pérdidas de presión o caída de presión) cuando viaja a través de conductos que conectan las diferentes partes. La medida en que los componentes individuales contribuyen a convertir el combustible en empuje se cuantifica mediante medidas como las eficiencias de los compresores, las turbinas y el combustor y las pérdidas de presión en los conductos. Estos se muestran como líneas en un diagrama de ciclo termodinámico.
La eficiencia del motor o eficiencia térmica, conocida como . depende de los parámetros de ciclo termodinámico, la presión máxima y la temperatura, y en las eficiencias de componentes, , y y las pérdidas de presión del conducto.
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 empujar, 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 cojinetes, por ejemplo. Solo parte de este aire extraído de los compresores vuelve al flujo de la turbina para contribuir a la producción de empuje. Cualquier reducción en la cantidad necesaria mejora la eficiencia del motor. De nuevo, será conocido para un diseño de motor particular que un requerimiento reducido de flujo de enfriamiento de x% reducirá el consumo específico de combustible en y%. En otras palabras, se requerirá 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 solo y, al mismo tiempo, no hace nada útil, es decir, no está moviendo una aeronave o suministrando energía para los sistemas eléctricos, hidráulicos y de aire de la aeronave. En la aeronave, el motor cede 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 utilizando algo de combustible que no contribuye al empuje del motor.
Finalmente, cuando el avión está volando, el propulsor en sí contiene energía cinética desperdiciada después de que ha dejado el motor. Esto se cuantifica con el término propulsivo, o Froude, eficiencia y se puede reducir rediseñando el motor para darle un flujo de derivación y una velocidad más baja para el chorro de propulsión, por ejemplo, como un motor turbohélice o turbohélice. Al mismo tiempo, la velocidad de avance aumenta al aumentar la relación de presión total.
La eficiencia global del motor a velocidad de vuelo se define como .
La velocidad de vuelo depende de qué tan bien la toma comprima el aire antes de entregarlo 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 proporcionar la relación de presión total y para el ciclo termodinámico. Qué tan bien lo 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 dramáticamente en un instante. La North American XB-70 Valkyrie y la Lockheed SR-71 Blackbird at Mach 3 tuvieron recuperaciones de presión de alrededor de 0.8, debido a pérdidas relativamente bajas durante el proceso de compresión, es decir, a través de sistemas de múltiples choques. Durante un "arranque", el sistema de amortiguación eficiente sería reemplazado por un choque único 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 Mach 2 generalmente tiene pérdidas de empuje internas adicionales debido a que el área de salida no es lo suficientemente grande como una compensación con la resistencia externa al cuerpo posterior.
Aunque un motor de derivación mejora la eficiencia propulsora, incurre en pérdidas propias dentro del mismo motor. Se debe agregar maquinaria para transferir energía desde el generador de gas a un flujo de aire de derivación. La baja pérdida de la boquilla propulsora de un turborreactor se agrega a pérdidas adicionales debido a ineficiencias en la turbina y el ventilador añadidos. Estos pueden incluirse en una transmisión o transferencia, eficiencia . Sin embargo, estas pérdidas están más que compensadas por la mejora en la eficiencia de propulsión. También hay pérdidas de presión adicionales en el conducto de derivación y una boquilla de propulsión adicional.
Con la llegada de los turbofans con su maquinaria de pérdida, lo que sucede dentro del motor ha sido separado por Bennett, por ejemplo, entre el generador de gas y la maquinaria de transferencia .
La eficiencia energética ( ) de los motores a reacción instalados en vehículos tiene dos componentes principales:
- eficiencia de propulsión ( ): la cantidad de energía del chorro termina en la carrocería del vehículo en lugar de ser transportada como energía cinética del chorro.
- eficiencia del ciclo ( ): qué tan eficientemente el motor puede acelerar el chorro
Aunque la eficiencia energética general es:
para todos los motores a reacción, la eficiencia propulsora es máxima a medida que la velocidad del chorro de escape se acerca a la velocidad del vehículo, ya que proporciona la energía cinética residual más pequeña. Para un motor de aireación, una velocidad de escape igual a la velocidad del vehículo, o igual a uno, da empuje cero sin un cambio neto de momento. La fórmula para los motores de respiración de aire que se mueven a gran velocidad con una velocidad de escape y descuidan el flujo de combustible es:
Y para un cohete:
Además de la eficiencia de propulsión, otro factor es la eficiencia del ciclo ; un motor a reacción es una forma de motor térmico. La eficiencia del motor térmico se determina por la relación entre las temperaturas alcanzadas en el motor y las que se agotan en la boquilla. Esto ha mejorado constantemente con el paso del tiempo a medida que se han introducido nuevos materiales para permitir temperaturas de ciclo máximas más altas. Por ejemplo, los materiales compuestos, que combinan metales con cerámica, se han desarrollado para las palas de turbinas HP, que funcionan a la temperatura máxima del ciclo. La eficiencia también está limitada por la relación de presión total que se puede lograr. La eficiencia del ciclo es más alta en los motores de cohete (~ 60 +%), ya que pueden alcanzar temperaturas de combustión extremadamente altas. La eficiencia del ciclo en turborreactores y similares está más cerca del 30%, debido a las temperaturas del ciclo pico mucho más bajas.
La eficiencia de combustión de la mayoría de los motores de turbina de gas de aeronaves en condiciones de despegue a nivel del mar es casi del 100%. Disminuye de forma no lineal a 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 existe un límite rico y débil en la relación aire-combustible, más allá del cual se extingue la llama. El rango de la relación aire-combustible entre los límites ricos y débiles se reduce con un aumento de la velocidad del aire. Si el aumento del flujo másico de aire reduce la relación de combustible por debajo de cierto valor, se produce la extinción de la llama.
Consumo de combustible o propelente
Un concepto estrechamente relacionado (pero diferente) con la eficiencia energética es la tasa de consumo de masa propulsora. El consumo de propulsor en los motores a reacción se mide por el consumo específico de combustible , 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 específico de combustible es inversamente proporcional a los demás.
Para los motores de aireación como los turborreactores, la eficiencia energética y la eficiencia del propulsor (combustible) son casi lo mismo, ya que el propulsor es un combustible y la fuente de energía. En cohetería, el propulsor también es el escape, y esto significa que un propulsor de alta energía proporciona una mejor eficacia de propelente, pero en algunos casos puede dar una menor eficiencia energética.
Se puede ver en la tabla (justo debajo) que los turbofans subsónicos como el turboventilador 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 la fuerza multiplicada por la distancia y la distancia por segundo fue mayor para el Concorde, la potencia real generada por el motor para la misma cantidad de combustible fue mayor para 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 | Guión | Especulación.combustible contra. | Impulso (s) específico (s) | Eficiencia de escape efectiva (m / s) | |
|---|---|---|---|---|---|
| (lb / lbf • h) | (g / kN • s) | ||||
| Motor de cohete NK-33 | Vacío | 10.9 | 308 | 331 | 3250 |
| Motor cohete SSME | Space shuttle vacuum | 7.95 | 225 | 453 | 4440 |
| Ramjet | Mach 1 | 4.5 | 130 | 800 | 7800 |
| Turborreactor J-58 | SR-71 a Mach 3.2 (mojado) | 1.9 | 54 | 1900 | 19000 |
| Eurojet EJ200 | Recalentar | 1.66-1.73 | 47-49 | 2080-2170 | 20400-21300 |
| Rolls-Royce / Snecma Olympus 593 turbojet | Crucero Concorde Mach 2 (Seco) | 1.195 | 33.8 | 3010 | 29500 |
| Eurojet EJ200 | Seco | 0.74-0.81 | 21-23 | 4400-4900 | 44000-48000 |
| Turboventilador CF6-80C2B1F | Boeing 747-400 crucero | 0.605 | 17.1 | 5950 | 58400 |
| Turborreactor General Electric CF6 | El nivel del mar | 0.307 | 8.7 | 11700 | 115000 |
Relación empuje-peso
La relación empuje-peso de los motores a reacción con configuraciones similares varía con la escala, pero es principalmente una función de la tecnología de construcción del motor. Para un motor dado, cuanto más ligero sea el motor, mejor será el empuje al peso, menor será el combustible utilizado para compensar el arrastre debido a la elevación necesaria para soportar el peso del motor, o para acelerar la masa del motor.
Como se puede ver en la siguiente tabla, los motores de cohete generalmente alcanzan proporciones de empuje a peso mucho más altas que los motores de ducto, como los motores turborreactores y turbohélice. Esto se debe principalmente a que los cohetes utilizan casi universalmente masa de reacción líquida o sólida densa que proporciona 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 ductos tienen que lidiar con aire que es de dos a tres órdenes de magnitud menos denso y esto genera presiones sobre áreas mucho más grandes, lo que a su vez genera la necesidad de más materiales de ingeniería para mantener el motor unido y para el compresor de aire.
| Motor de cohete o cohete | Masa | Empuje (vacío) | Relación empuje-peso | ||
|---|---|---|---|---|---|
| (kg) | (lb) | (kN) | (lbf) | ||
| Motor cohete nuclear RD-0410 | 2,000 | 4.400 | 35.2 | 7,900 | 1.8 |
| Motor a reacción J58 (SR-71 Blackbird) | 2,722 | 6,001 | 150 | 34,000 | 5.2 |
| Turbojet Rolls-Royce / Snecma Olympus 593 con recalentamiento (Concorde) | 3,175 | 7,000 | 169.2 | 38,000 | 5.4 |
| Pratt & Whitney F119 | 1,800 | 3.900 | 91 | 20,500 | 7.95 |
| Motor de cohete RD-0750, modo de tres propulsores | 4,621 | 10,188 | 1,413 | 318,000 | 31.2 |
| Motor de cohete RD-0146 | 260 | 570 | 98 | 22,000 | 38.4 |
| Motor principal Rocketdyne RS-25 Space Shuttle | 3,177 | 7,004 | 2,278 | 512,000 | 73.1 |
| Motor de cohete RD-180 | 5,393 | 11,890 | 4,152 | 933,000 | 78.5 |
| Motor de cohete RD-170 | 9,750 | 21,500 | 7,887 | 1,773,000 | 82.5 |
| F-1 (primera etapa de Saturno V) | 8,391 | 18,499 | 7,740.5 | 1,740,100 | 94.1 |
| Motor de cohete NK-33 | 1,222 | 2,694 | 1,638 | 368,000 | 136.7 |
| Motor cohete Merlin 1D, versión de empuje completo | 467 | 1,030 | 825 | 185,000 | 180.1 |
Comparación de tipos
Los motores de hélice manejan flujos de masa de aire más grandes, y les dan una aceleración más pequeña, que los motores a reacción. Como el aumento en la velocidad del aire es pequeño, a altas velocidades de vuelo, el empuje disponible para los aviones propulsados 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 una velocidad muy alta. Cuando se usa una boquilla de Laval para acelerar el escape de un motor caliente, la velocidad de salida puede ser localmente supersónica. Los turborreactores son particularmente adecuados para aeronaves que viajan a velocidades muy altas.
Los turbofanos tienen un escape mixto que consiste en el aire de derivación y el gas del 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 turboventilador (BPR).
Mientras que un turborreactor utiliza toda la potencia del motor para producir empuje en forma de un chorro de gas de escape caliente a alta velocidad, el aire de derivación de baja velocidad de turboventilador produce entre 30% y 70% del empuje total producido por un sistema de turbofan. .
El empuje neto ( F N ) generado por un turboventilador también se puede expandir como sigue:
dónde:
| ṁ e | = la tasa másica de flujo de escape de combustión caliente del motor central |
| ṁ o | = la tasa de masa de flujo de aire total que ingresa al turbofan = ṁ c + ṁ f |
| ṁ c | = la tasa másica de aire de admisión que fluye al motor central |
| ṁ f | = la tasa másica de aire de admisión que pasa por alto el motor central |
| v f | = la velocidad del flujo de aire circunvalado alrededor del motor central |
| v él | = la velocidad del gas de escape caliente del motor central |
| v o | = la velocidad de la entrada de aire total = la verdadera velocidad del avión |
| BPR | = Proporción de derivación |
Los motores de cohete tienen una velocidad de escape extremadamente alta y, por lo tanto, son más adecuados para altas velocidades (hipersónicas) y grandes altitudes. En cualquier acelerador, el empuje y la eficiencia del motor de un cohete mejoran ligeramente al aumentar la altitud (porque la contrapresión cae aumentando el empuje neto en el plano de salida de la boquilla), mientras que con un turbojet (o turbofán) la densidad decreciente del aire al ingresar la entrada (y los gases calientes que salen de la boquilla) hace que el empuje neto disminuya al aumentar la altitud. Los motores de cohete son más eficientes que incluso los scramjets por encima de Mach 15.
Altitud y velocidad
Con la excepción de los scramjets, los motores a reacción, privados de sus sistemas de entrada, solo pueden aceptar aire a 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 inflamabilidad: a altitudes muy elevadas, el aire se vuelve demasiado delgado para quemarse o, después de la compresión, demasiado caliente. Para motores de turborreactores, parece posible una altitud de aproximadamente 40 km, mientras que para motores de estatorreactor se pueden alcanzar 55 km. Scramjets teóricamente puede administrar 75 km. Los motores de cohete, por supuesto, no tienen límite superior.
En altitudes más modestas, volar más rápido comprime el aire en la parte delantera del motor, y esto calienta mucho el aire. El límite superior generalmente se cree que es aproximadamente Mach 5-8, como anteriormente, alrededor de 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 lograr aproximadamente Mach 15 o más, ya que evitan ralentizar el aire, y los cohetes nuevamente no tienen un límite de velocidad particular.
ruido
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, el combustor, la turbina y los propulsores propulsores.
El chorro propulsor produce un ruido de chorro que es 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 del sonido irradiada desde un jet varía con la velocidad del chorro elevada a la octava potencia para velocidades de hasta 2.000 pies / segundo 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 turbofans de bypass alto son los más silenciosos, mientras que los jets más rápidos, como los cohetes, los turborreactores y los ramjets, son los más ruidosos. Para aviones de reacción comercial, el ruido del jet se ha reducido del turborreactor a través de motores de derivación a turboventiladores como resultado de una reducción progresiva en las velocidades de propulsión del chorro. Por ejemplo, el JT8D, un motor de derivación,
El advenimiento del turbofan reemplazó el ruido distintivo del jet con otro sonido conocido como "zumbido". El origen son las ondas de choque que se originan en las aspas del ventilador supersónico al empuje de despegue.
Obtenido de: https://en.wikipedia.org/wiki/Jet_engine