Rendimiento del motor a reacción

Un motor a reacción convierte el combustible en empuje. Un indicador clave de su rendimiento es la eficiencia térmica : la cantidad de energía química (combustible) que se transforma en trabajo útil (empuje que impulsa la aeronave a altas velocidades). Al igual que muchos motores térmicos , los motores a reacción tienden a no ser particularmente eficientes (<50%); gran parte del combustible se "desperdicia". En la década de 1970, la presión económica derivada del aumento del precio del combustible impulsó un mayor énfasis en la mejora de la eficiencia de los aviones comerciales.

El rendimiento de un motor a reacción se ha definido como «el producto final que vende una empresa fabricante de motores a reacción» ^{[ 1 ]} y, como tal, los criterios incluyen el empuje, el consumo de combustible (específico), el tiempo entre revisiones y la relación potencia-peso . Algunos factores importantes que afectan la eficiencia incluyen la relación de presión total del motor , su relación de derivación y la temperatura de entrada de la turbina. Los criterios de rendimiento reflejan el nivel de tecnología utilizada en el diseño de un motor, y la tecnología ha avanzado continuamente desde que el motor a reacción entró en servicio en la década de 1940. Es importante no solo observar cómo se desempeña el motor cuando es nuevo, sino también cuánto se degrada su rendimiento después de miles de horas de funcionamiento. Un ejemplo que juega un papel importante es la fluencia en/de las palas del rotor, lo que ha llevado a la industria aeronáutica a utilizar la solidificación direccional para fabricar palas de turbina, e incluso a fabricarlas a partir de un monocristal , asegurando que la fluencia se mantenga por debajo de los valores permisibles durante más tiempo. Un desarrollo reciente son las palas de turbina de material compuesto de matriz cerámica , que dan como resultado piezas ligeras que pueden soportar altas temperaturas, a la vez que son menos susceptibles a la fluencia.

En la cabina se muestran los siguientes parámetros que indican el rendimiento del motor: relación de presión del motor (EPR), temperatura de los gases de escape (EGT) y velocidad del ventilador (N1). EPR y N1 son indicadores de empuje, mientras que EGT es fundamental para evaluar el estado del motor, ^{[ 2 ]} ya que aumenta progresivamente con el uso del motor durante miles de horas, debido al desgaste de las piezas, hasta que el motor debe ser revisado.

El rendimiento de un motor se puede calcular mediante el análisis termodinámico del ciclo del motor. Este análisis calcula lo que ocurriría dentro del motor. Esto, junto con el combustible utilizado y el empuje producido, se puede mostrar en una tabla que resume el análisis. ^{[ 3 ]}

Introducción

Una introducción al rendimiento de los motores a reacción puede realizarse de forma superficial pero intuitiva con la ayuda de diagramas y fotografías que muestran las características que influyen en dicho rendimiento. Un ejemplo de diagrama es el triángulo de velocidades , que en la vida cotidiana explica a los ciclistas por qué les cuesta avanzar contra el viento desde ciertas direcciones (y dónde la incidencia frontal es peor) y, en el contexto de los motores, muestra el ángulo con el que el aire incide sobre los álabes del compresor (la incidencia frontal es la mejor para minimizar las pérdidas). El uso de triángulos de velocidades en compresores y turbinas para mostrar el ángulo crucial con el que el aire incide sobre los álabes se remonta a las primeras turbinas de vapor. ^{[ 4 ]}

Las fotografías muestran características que mejoran el rendimiento, como la existencia de un flujo de aire de derivación (mayor eficiencia propulsora ), que solo es visible en motores con una boquilla de salida independiente para dicho aire. También se utilizan para mostrar detalles internos poco visibles, como los sellos de panal que reducen las fugas y ahorran combustible (mayor eficiencia térmica), y detalles que evidencian su deterioro, como las marcas de roce en las palas del impulsor centrífugo , que indican pérdida de material, mayor fuga de aire y consumo de combustible.

Los motores a reacción funcionan de dos maneras básicas, cuyo efecto combinado determina la cantidad de residuos que producen como subproducto de la combustión del combustible para realizar el trabajo de empuje en una aeronave. ^{[ 5 ]} Primero, se produce una conversión de energía, ya que la combustión del combustible acelera el aire que lo atraviesa, lo que a su vez produce calor residual debido a las pérdidas de los componentes (eficiencia térmica). Segundo, parte de la potencia que el motor ha entregado al aire se transfiere a la aeronave como trabajo de empuje, mientras que la parte restante es energía cinética residual en la estela (eficiencia propulsora). Estas dos eficiencias se formularon por primera vez en el siglo XIX para la máquina de vapor (eficiencia térmica) . $\eta _{th}$ ) y la hélice del barco (eficiencia propulsora o de Froude) $\eta _{pr}$ ).

Una introducción visual al rendimiento de los motores a reacción, desde el punto de vista de la eficiencia del combustible , es el diagrama de temperatura-entropía (T~s). El diagrama se originó en la década de 1890 para evaluar la eficiencia térmica de las máquinas de vapor. En ese momento, la entropía se introdujo en forma gráfica en el diagrama T~s, que da la eficiencia térmica como una relación de áreas del diagrama. El diagrama también se aplica a los motores a reacción de respiración de aire con un área que representa la energía cinética ^{[ 6 ]} agregada al aire que fluye a través del motor. Se debe agregar un dispositivo de propulsión, una tobera, a un motor de turbina de gas para convertir su energía en empuje. La eficiencia de esta conversión (eficiencia de Froude o propulsora) refleja el trabajo realizado en el siglo XIX sobre las hélices de los barcos. La relevancia para las aeronaves propulsadas por turbinas de gas es el uso de un chorro secundario de aire con una hélice o, para el rendimiento del motor a reacción, la introducción del motor de derivación. La eficiencia general del motor a reacción es la eficiencia térmica multiplicada por la eficiencia propulsora ( $\eta _{o}=\eta _{th}\eta _{pr}$ ).

Se han producido rápidos avances en la tecnología de motores aeronáuticos desde que los motores a reacción entraron en servicio en la década de 1940. Por ejemplo, en los primeros 20 años del transporte comercial a reacción desde el motor Comet 1 Ghost hasta el 747 JT9D Hawthorne ^{[ 7 ]} amplía el Ghost para darle el empuje de despegue del JT9D y es cuatro veces y media más pesado. Gaffin y Lewis ^{[ 8 ]} hacen una evaluación utilizando el conocimiento de diseño de una empresa. Utilizando tecnología de nivel JT3D (1958) para producir un ciclo JT9D (1966), con su mayor relación de derivación y relación de presión, un motor hipotético resultó ser un 70% más pesado, un 90% más largo y con un diámetro un 9% mayor que el motor JT9D.

Conversión de combustible en empuje

El tipo de motor a reacción que se utiliza para explicar la conversión de combustible en empuje es el estatorreactor . Es más simple que el turborreactor , que a su vez es más simple que el turbofán . Es válido usar el ejemplo del estatorreactor porque el núcleo del estatorreactor, el turborreactor y el turbofán utilizan el mismo principio para producir empuje: acelerar el aire que pasa a través de ellos. Todos los dispositivos de propulsión a chorro generan empuje aumentando la velocidad del fluido de trabajo .

La conversión de combustible en empuje puede representarse mediante un esquema que ilustra, en principio, la ubicación de la fuerza de empuje en una forma interna muy simplificada que representa un estatorreactor. Como resultado de la combustión del combustible, el empuje es una fuerza que actúa hacia adelante sobre las superficies internas, ya sea en el difusor de un estatorreactor o en el compresor de un motor a reacción. Si bien el momento del flujo que sale de la tobera se utiliza para calcular el empuje, este momento es solo la reacción a las fuerzas de presión estática dentro del motor, y son estas fuerzas las que producen el empuje. ^{[ 9 ]}

Estatorreactor supersónico Marquardt RJ43 . Esta exhibición de museo en sección transversal muestra los 3 componentes de un estatorreactor: difusor, cámara de combustión y tobera. A velocidades supersónicas, la compresión del aire comienza en la punta del cono difusor y continúa internamente debido a los contornos del conducto de aire interno entre el cuerpo central negro y la pared interior del conducto hasta la rejilla roja de alta obstrucción ^{[ 10 ],} luego la combustión en la sección cilíndrica después de las toberas de combustible amarillas y hasta la entrada de la tobera, luego la expansión a través de la tobera convergente/divergente. ^{[ 11 ]}
El propósito de este esquema es mostrar que dentro del motor existen fuerzas de presión que actúan hacia adelante y hacia atrás, y que las fuerzas hacia adelante son mayores que las fuerzas hacia atrás, por lo que el resultado es el empuje hacia adelante. Thomas muestra una distribución típica de presión de un estatorreactor sobre todas las superficies internas. ^{[ 11 ]} La combustión del combustible en un estatorreactor, en el área mostrada en rojo, provoca la expansión del aire. El estatorreactor se muestra moviéndose hacia la izquierda y el aumento de presión dinámica (P1) en el difusor se mantiene por el gas en expansión, que solo puede acelerarse hacia atrás en presencia del aumento de presión dinámica. El empuje (Sd) proviene de la presión que actúa sobre las superficies del difusor orientadas hacia atrás. Si se incluye una restricción de tobera (ugello), como se muestra pero no es necesaria para la producción de empuje, ^{[ 12 ]} también está presente una fuerza de arrastre (Su) que reduce el empuje.

Conversión de combustible en empuje y residuos

El residuo que sale de un motor a reacción se presenta en forma de estela, la cual tiene dos componentes: uno mecánico, denominado pérdida de velocidad residual (RVL) debido a su energía cinética, y otro termodinámico, debido a su alta temperatura. El calor residual en el escape de un motor a reacción solo puede reducirse en origen abordando los procesos que generan pérdidas y la entropía producida durante el flujo de aire a través del motor. Por ejemplo, un compresor más eficiente tiene menores pérdidas, genera menos entropía y contribuye menos a la temperatura del escape que sale del motor. Otro ejemplo es la transferencia de energía de un motor al aire que lo rodea. En el caso de un motor de alto bypass, existe una gran proporción (~90 %) de aire apenas tibio (~60 °F más caliente que la temperatura ambiente) que produce empuje, con solo una contribución del 10 % del escape mucho más caliente del motor principal generador de potencia. De esta manera, Struchtrup et al. ^{[ 15 ]} muestran el beneficio del motor turbofán de alto bypass desde una perspectiva de reducción de entropía, en lugar de la ventaja habitual en eficiencia propulsora.

El gasto de energía para producir empuje consta de dos partes: la potencia de empuje derivada de la tasa de cambio del momento y la velocidad de la aeronave, y la potencia representada por la energía cinética de la estela. ^{[ 16 ]}

La entropía, identificada como 's', se introduce aquí porque, aunque se reconoce que su significado matemático es difícil, ^{[ 17 ]} su representación común en un diagrama de temperatura-entropía (T~s) para un ciclo de motor a reacción es gráfica e intuitiva, ya que su influencia se muestra como áreas del diagrama. El diagrama T~s se inventó para ayudar a los ingenieros responsables del funcionamiento de las máquinas de vapor a comprender la eficiencia de sus motores. Complementó el diagrama p~v ya existente, que solo proporcionaba una parte de la información sobre la eficiencia del motor térmico al mostrar únicamente el trabajo realizado en el cilindro sin referencia al calor suministrado y desperdiciado en el proceso. La necesidad de un diagrama adicional, en lugar de comprender teorías difíciles, reconoció el valor de representar gráficamente las transferencias de calor hacia y desde un motor. ^{[ 18 ]} Mostraría áreas representativas del calor convertido en trabajo en comparación con el calor suministrado (eficiencia térmica). ^{[ 19 ]}

El significado matemático de la entropía, tal como se aplica al motor a reacción de turbina de gas, puede eludirse para permitir el uso del término en relación con el diagrama T~s:

Citando a Frank Whittle : ^{[ 20 ]} "La entropía es un concepto que a muchos estudiantes les cuesta asimilar. Es una magnitud algo intangible...". La entropía se genera cuando la energía se convierte en una forma inutilizable, análoga a la pérdida de energía en una cascada, donde la energía potencial original se convierte en energía turbulenta inutilizable.

Cumpsty dice ^{[ 21 ]} "...un aumento de la entropía es una pérdida de la capacidad de convertir la energía térmica en trabajo".

Denton lo compara con la resistencia aerodinámica de las aeronaves, lo cual es intuitivo: «Para una aeronave, la medida definitiva de la pérdida de rendimiento es la resistencia aerodinámica de sus componentes... la creación de entropía refleja la pérdida de eficiencia en los motores a reacción». ^{[ 22 ]} Utiliza una analogía que imagina cualquier mecanismo de ineficiencia, como la creación de remolinos en el flujo de aire, como la producción de humo. Una vez creado, no se puede destruir y la concentración a la salida del motor incluye contribuciones de todas las fuentes que producen pérdidas en el motor. La pérdida de eficiencia es proporcional a la concentración del humo a la salida. ^{[ 23 ]}

El empuje se genera dentro de un motor a reacción mediante componentes internos que energizan una corriente de gas. ^{[ 24 ]} La energía del combustible liberada en la cámara de combustión se contabiliza en dos categorías principales: aceleración del flujo másico a través del motor y calor residual. ^{[ 25 ]} La aceleración del flujo a través del motor produce simultáneamente energía cinética que acompaña al momento retrógrado que genera el empuje. La energía cinética se pierde detrás del motor sin contribuir a la potencia de empuje ^{[ 26 ]} y se conoce como pérdida de velocidad residual. La fuerza de empuje de un motor estacionario se convierte en potencia de empuje cuando una aeronave se mueve bajo su influencia.

Zhemchuzhin et al. ^{[ 27 ]} muestran un balance energético para un motor turborreactor en vuelo en forma de diagrama de Sankey . Las pérdidas de los componentes salen del motor como calor residual y se suman al área de calor rechazado en un diagrama T~s, reduciendo el área de trabajo en la misma cantidad. ^{[ 16 ]}

El motor realiza trabajo sobre el aire que lo atraviesa, y este trabajo se manifiesta como un aumento de la energía cinética. Este aumento proviene de la combustión del combustible, y la relación entre ambos es la eficiencia térmica, que equivale al aumento de la energía cinética dividido por la energía térmica del combustible ( caudal másico de combustible x poder calorífico inferior). La expansión posterior a la combustión se utiliza para accionar el compresor-turbina y proporcionar el trabajo de impacto durante el vuelo, lo que provoca el aumento inicial de temperatura en el diagrama T~s. El resto del trabajo de expansión del diagrama T~s está disponible para la propulsión, pero no todo produce trabajo de empuje, ya que incluye la energía cinética residual ^{[ 28 ]} o RVL.

Las pérdidas en las tres áreas para la mejora del rendimiento, que son el generador de gas, las partes que transfieren potencia al bypass y la potencia de estela, se combinan cada una en sus propias eficiencias, núcleo, transferencia y propulsión. Además, las tres se combinan en una eficiencia global que se obtiene multiplicando la eficiencia térmica del núcleo, la eficiencia de transferencia y la eficiencia propulsora. $\eta _{o}=\eta _{th}\eta _{tr}\eta _{pr}$

Esta representación de un motor a reacción como un motor térmico muestra que se desperdicia energía significativa en la producción de trabajo, siendo el balance energético W=QH - Qa. ^{[ 29 ]} Hay transferencia de calor QH desde la combustión continua en TH al flujo de aire en la cámara de combustión, y producción simultánea de energía cinética W y disipación de energía con transferencia de calor Qa al salir del motor a la atmósfera circundante en Ta.
El diagrama T~s (temperatura absoluta, T, y entropía, s) es una representación gráfica de dos transferencias de calor, representadas por áreas del diagrama, y un área (delineada en azul) que representa el trabajo mecánico, pero en unidades de calor. La transferencia de calor al motor Qzu es el área entre la línea 2-3 y el eje x. El calor transferido a la atmósfera Qab es el área entre la línea 1-4 y el eje x, y la diferencia entre las áreas es la energía térmica convertida en energía cinética Wi. ^{[ 6 ]} Para un motor real, con pérdidas de flujo (procesos que producen entropía), el área de Wi (salida útil) se reduce dentro del área de calor añadido, ya que se convierte menos calor en trabajo y se rechaza más en el escape. ^{[ 30 ]}
El diagrama de líneas negras representa un ciclo de motor a reacción con presión máxima p2 y temperatura T3. Cuando se incorporan las ineficiencias de los componentes para un motor real, el área de líneas azules es el resultado que muestra que la entropía aumenta en cada proceso, incluida la pérdida de presión de combustión de p3 a p3', debido a las características de pérdida del flujo de aire, como la fricción, a través de cada uno. ^{[ 31 ]} La postcombustión agrega área al ciclo más allá de la línea 3-4. El diagrama también se aplica a un ciclo de núcleo de turbofán y se requiere un diagrama adicional más pequeño ^{[ 31 ]} para la compresión de derivación, la pérdida de presión del conducto de derivación y la expansión de la tobera del ventilador. ^{[ 28 ]}

Configuraciones de motores a reacción

Cada uno de los motores a reacción (estatorreactor, turborreactor, turborreactor con postcombustión, turbofán y turbofán con postcombustión) tiene un conjunto diferente de componentes que comprimen, calientan y expanden el aire que pasa a través de ellos. La compresión puede provenir de un compresor sin partes móviles (la entrada/difusor del estatorreactor) o de una entrada de aire y un compresor de motor de aeronave. La postcombustión se lleva a cabo en una cámara de combustión adicional. La expansión tiene lugar en una tobera, generalmente precedida por turbinas. En los turbofanes, la transferencia de energía mediante una turbina y un ventilador se realiza desde el núcleo hacia el aire de derivación.

Exhibición en sección transversal del estatorreactor Marquardt RJ43 en un museo. Un estatorreactor es un conducto propulsor donde el aire a alta velocidad se convierte en aire a presión en un difusor, se le añade calor y sale con mayor velocidad. En este estatorreactor supersónico en particular, la compresión comienza en la punta de la entrada de aire y termina en la rejilla roja de alta obstrucción; esta longitud constituye el difusor. La combustión se produce desde el inicio de la sección cilíndrica hasta la tobera, y la expansión tiene lugar en la tobera convergente-divergente.
Turborreactor Pratt & Whitney J57 (modelo a escala 1/4). Un turborreactor utiliza el gas de su ciclo termodinámico como propulsor. La velocidad del chorro supera la velocidad de una aeronave subsónica en una cantidad demasiado grande como para ser un método económico de propulsión de aeronaves subsónicas. El propósito del motor a reacción es convertir la energía del combustible en energía cinética del aire del ciclo, pero después de que aparece el momento que produce el empuje, el subproducto no deseado es la velocidad de estela, que resulta en una pérdida de energía cinética, conocida como pérdida de velocidad residual (RVL). La velocidad de estela detrás de una aeronave propulsada por turborreactor a velocidad subsónica es de aproximadamente 600 mph. A velocidades máximas impulsadas por hélice, la velocidad de estela detrás de la hélice que reemplaza como productora de empuje es de aproximadamente 10 mph con una RVL insignificante. ^{[ 32 ]} Es imposible transformar completamente la energía cinética adquirida dentro del motor en trabajo de empuje. Todo el aumento de energía cinética obtenido dentro del motor se gasta en trabajo de empuje y pérdidas de energía cinética fuera del motor. Por lo tanto, dentro del motor hay energía cinética que permanece sin utilizar. En el caso del motor estacionario antes del despegue, toda la energía cinética se convierte en pérdidas, ya que la fuerza de empuje no realiza trabajo. ^{[ 33 ]}
Turborreactor Klimov VK-1 F con postquemador. Un postquemador es un conducto propulsor donde los gases de escape a alta velocidad de la turbina del motor se convierten en presión en un difusor. El combustible del postquemador se quema con el oxígeno del aire de dilución que no participó en el proceso de combustión del motor. El gas se expande en una tobera, aumentando su velocidad. El postquemador del turborreactor tiene los mismos tres requisitos que un estatorreactor, ya que ambos son conductos propulsores: la conversión de gases a alta velocidad en presión en un difusor, la combustión y la expansión a una mayor velocidad en una tobera. A finales de la década de 1940, la combinación turborreactor/postquemador se consideraba a veces un turbo-estatorreactor. ^{[ 34 ]}^{[ 35 ]}

Desde la introducción del principio de derivación en xx, se ha permitido una proporción progresivamente mayor de aire de derivación en comparación con el que pasa a través del núcleo generador de energía, gracias a los aumentos en la potencia del núcleo por libra por segundo de flujo de aire del núcleo (potencia específica del núcleo).

Una afirmación que ilustra la conexión entre el ventilador y el motor central de un motor de alto bypass se atribuye a Moran. ^{[ 36 ]} "El ventilador proporciona EMPUJE (sic!). El núcleo proporciona la potencia para operar el ventilador + algo de empuje." Lo equivalente puede decirse de la combinación motor de pistón/hélice. "La hélice proporciona empuje. El motor proporciona la potencia para operar la hélice + algo de empuje (de los tubos de escape)." La similitud entre las dos tecnologías es que las funciones del generador de potencia y del generador de empuje están separadas. Las eficiencias termodinámica y propulsora son independientes. Sin embargo, para el turborreactor, cualquier mejora que aumentara la relación de presión del ciclo o la temperatura de entrada de la turbina también aumentaba la temperatura y la presión del tubo de escape, lo que daba una mayor velocidad del chorro en relación con la velocidad de la aeronave. A medida que aumentaba la eficiencia térmica, disminuía la eficiencia propulsora. Esta interdependencia se rompió con el motor de bypass.

Entrada y ventilador del turbofán (CF-6). El área de flujo central, 1/6, es visible a través del ventilador. Una comparación de la eficacia de la entrada subsónica para comprimir aire en comparación con el ventilador se da mediante los aumentos de temperatura del ram de entrada y del ventilador para un CFM56 de aproximadamente 30 y 40 °F a 0,85 Mn crucero. ^{[ 3 ]} El aumento de temperatura está conectado al aumento de presión por las pérdidas incurridas en la forma en que se logra la compresión y los tres son visualmente aparentes en un diagrama T~s.
Turbofán ( IAE V2500 ) que muestra la maquinaria necesaria para transferir energía del núcleo al aire de derivación que fluye a través del conducto de derivación seccionado. Estas piezas son la turbina de 5 etapas, en el extremo derecho identificada con anillos de protección en la punta, y el ventilador, en el extremo izquierdo. Estas piezas introducen sus propias pérdidas en el motor para lograr una mayor eficiencia propulsora.
Turbina de baja presión V2500. Parte de la potencia de esta turbina impulsa la parte interna del ventilador y tres etapas de refuerzo que contribuyen al rendimiento del núcleo. La otra parte transfiere energía al aire de derivación al impulsar la parte externa del ventilador, de mayor tamaño.
Turbofán (Trent) que muestra la tobera central y los álabes de la turbina, así como la tobera de derivación y los estatores de derivación del ventilador. Las estelas de ambas toberas están compuestas por los residuos generados durante la producción de empuje. Ambas presentan una pérdida de velocidad residual debida a su energía cinética, la cual se tiene en cuenta mediante la presión efectiva. El núcleo recibe calor proveniente del ciclo termodinámico y de las pérdidas de los componentes. También de la parte central del sistema de propulsión, es decir, de la tobera y de las pérdidas de la turbina de baja presión asociadas al flujo de derivación del ventilador. La tobera del ventilador transmite las pérdidas de calor del sistema de propulsión de derivación, es decir, la generación de entropía externa del ventilador, la producción de entropía a partir de la pérdida de presión del conducto de derivación y la propia tobera. ^{[ 37 ]}
Turbofán de baja derivación ( Turbo-Union RB199 ) con postquemador. A la izquierda se observa el conducto de derivación que rodea las turbinas. En el postquemador se aprecian los inyectores de combustible de derivación, los estabilizadores de llama de derivación y el estabilizador de llama principal en el centro. La inyección de combustible principal no se ve aguas arriba. La combustión fiable en el aire de derivación, que puede alcanzar temperaturas de hasta 300 K, se garantiza mediante la captación de parte del flujo de escape de la turbina para calentar los estabilizadores de llama de derivación. Los álabes que se muestran a medio camino entre las posiciones desplegada y replegada corresponden al inversor de empuje.

Empuje y consumo de combustible

El empuje y el consumo de combustible son indicadores clave de rendimiento para un motor a reacción. Las mejoras en el empuje y el consumo de combustible se citan con frecuencia para un nuevo diseño de motor en comparación con uno anterior para demostrar que se ha incorporado nueva tecnología que reduce el consumo de combustible. Como ejemplo, se ha informado que el turbofán Pearl 10X produce un 8 % más de empuje y utiliza un 5 % menos de combustible que el BR725 . ^{[ 38 ]} El empuje y el consumo de combustible se combinan en una sola medida, el consumo específico de combustible (SFC), que refleja el nivel de tecnología utilizado en el motor, ya que es el combustible necesario para producir una libra o Newton de empuje, independientemente del tamaño del motor. Dos motores separados por unos cincuenta años de conocimiento en el diseño de motores a reacción, el Pratt & Whitney JT3C y el Pratt & Whitney 1100G, ilustran una reducción del 50 % en el SFC, de 26 a 13 mg/Ns. ^{[ 39 ]}

El empuje se desarrolla dentro del motor a medida que los componentes energizan el flujo de gas. ^{[ 40 ]} El mismo valor de empuje se manifiesta sin considerar lo que sucede dentro del motor. Al tratar el motor como una caja negra, el empuje se calcula conociendo el caudal másico y la velocidad del aire que entra al motor y la mayor velocidad de los gases de escape que salen del motor. Observar este aumento implica que se ha aplicado una fuerza de aceleración hacia atrás al gas dentro del motor. El empuje es la reacción igual y opuesta sobre las partes internas del motor que se transmite a la aeronave a través de los soportes del motor.

Relación de presión del motor (EPR), velocidad del compresor de baja presión (N1) y temperatura de los gases de escape (EGT)

Pantalla del sistema electrónico centralizado de monitorización de aeronaves (ECAM) del Airbus A340-300 que muestra N1 y EGT para cada uno de los cuatro motores.

EPR o N1 se utilizan como indicadores de empuje en la cabina porque uno u otro, según la preferencia del fabricante del motor, es una alternativa válida para el empuje que no se mide en una aeronave. Por lo tanto, se conocen como parámetros de ajuste de empuje. N1 es el preferido por General Electric Aviation y CFM International , y EPR es el preferido por Pratt & Whitney y Rolls-Royce . El significado de EPR para un turborreactor, compara la presión en el tubo de escape con la presión fuera del motor y el aumento de presión es el resultado de la acción de bombeo del motor. La acción combinada del motor y una tobera añadida es producir empuje. La función del motor básico (compresor, cámara de combustión y turbina) es bombear aire a una presión mayor que la del aire circundante. ^{[ 41 ]} Luego se acelera haciéndolo pasar a través de un área constreñida conocida como tobera. Para un motor de derivación con dos toberas separadas, las presiones en cada una se ponderan en relación con las áreas de las toberas. Por ello, el indicador de empuje del Rolls-Royce RB211 se conoce como EPR integrado (IEPR). El empuje se controla fácilmente regulando el flujo de aire y, dado que todo el flujo de aire es impulsado por el ventilador, General Electric Aviation utiliza N1 para ajustar el empuje . ^{[ 42 ]}

La EGT es un indicador en cabina del flujo de combustible, ya que el combustible quemado en la cámara de combustión determina la temperatura de entrada de la turbina, que no se puede medir con precisión, y la EGT es una alternativa adecuada. Cualquier deterioro del motor con respecto a su estado original requerirá más combustible, lo que resultará en una mayor temperatura del gas para producir el empuje. En la EPR de despegue, por ejemplo, el flujo de combustible y, por lo tanto, la EGT aumentan con el tiempo de servicio a medida que el motor se deteriora con respecto a su estado original. Consume progresivamente más combustible, hasta que es necesario reemplazar piezas para restaurar la temperatura de funcionamiento original más baja y reducir el costo de la compra de combustible. ^{[ 43 ]}

Los indicadores de rendimiento en la cabina pueden ser engañosos.

Aunque el EPR está directamente relacionado con el empuje sobre la envolvente de vuelo, la experiencia de American Airlines con sus primeros motores a reacción, Pratt & Whitney JT3C , se vio empañada por problemas de instrumentación, por lo que se cuestionó la lectura de la cabina y el personal de vuelo utilizó otros parámetros, FF y N1, en un acto de desesperación. ^{[ 44 ]}

El EPR se basa en mediciones de presión, y los tubos de muestreo son vulnerables a obstruirse. El vuelo 90 de Air Florida se estrelló durante el despegue en condiciones de nieve y hielo. El empuje de despegue requerido era de 14 500 lb, que normalmente se ajustaba avanzando las palancas de empuje para obtener una lectura de EPR de 2,04. Debido a la formación de hielo en la sonda EPR, el valor establecido, es decir, 2,04, era erróneo y en realidad equivalente a 1,70, lo que dio un empuje real de solo 10 750 lb. La aceleración más lenta tardó 15 segundos más de lo normal en alcanzar la velocidad de despegue y contribuyó al accidente. ^{[ 45 ]}

Las lecturas de EGT también pueden ser engañosas. La temperatura del gas que sale de la turbina aumenta con el uso del motor a medida que las piezas se desgastan, pero el Comando Aéreo Estratégico aprobó los motores J57 y TF33 para el vuelo sin saber que tenían piezas de turbina dobladas y rotas. Fueron engañados por las bajas lecturas de EGT que, tomadas al pie de la letra, indicaban que los motores estaban en condiciones aceptables. Se descubrió que las sondas de EGT no estaban colocadas correctamente para muestrear una temperatura de gas representativa del estado real del motor. ^{[ 46 ]}

Mejora del rendimiento

Desde el punto de vista del consumo específico de combustible (SFC), y no del peso o el tamaño, el rendimiento se refiere a la eficiencia global de conversión de energía de toda la central eléctrica, es decir, al grado de minimización de residuos. La eficiencia global de la central depende de la eficiencia de sus componentes, que generan residuos.

La mejora del rendimiento del motor a reacción, primero como turborreactor y luego como turbofán, se ha logrado gracias a los continuos aumentos en la relación de presión (RP) y la eficiencia de los componentes, la reducción de las pérdidas de presión y el desarrollo de materiales que, junto con las tecnologías de refrigeración, han permitido temperaturas de entrada de la turbina (TIT) más elevadas. También se ha logrado gracias a la reducción de las fugas en el conducto de gas, ya que solo el flujo de gas sobre las superficies del perfil aerodinámico contribuye al empuje. Los aumentos en la TIT implican una mayor potencia de salida, lo que para un turborreactor genera velocidades de escape demasiado altas para el vuelo subsónico. Para aeronaves subsónicas, la alta potencia del núcleo disponible gracias al aumento de la TIT se utiliza para accionar un ventilador grande que añade menos energía cinética a una gran cantidad de aire. ^{[ 47 ]} La energía cinética es el subproducto no deseado, conocido como pérdida de velocidad residual, del aumento del momento que produce empuje. El objetivo del ingeniero de propulsión es minimizar la conversión o degradación de la energía en calor en lugar de en trabajo de empuje. Los motores de pistón utilizaban parte de su calor residual con turbocompresores y turbocompuestos. Parte se utilizaba para el empuje de los tubos de escape orientados hacia atrás. El calor residual de un motor a reacción no se puede utilizar, por lo que el rendimiento mejora reduciendo la cantidad producida mientras el aire pasa a través del motor. Esto incluye la pérdida de presión total debido a la producción de entropía en los conductos, como explica Sullivan: ^{[ 48 ]}

La irreversibilidad o producción de entropía es una medida de la destrucción que se produce al convertir energía de una forma de alta calidad a una de baja calidad. El flujo de fluido en un conducto con alta energía cinética constituye un dato energético de alta calidad, y la capa límite convierte parte de esa energía cinética en energía térmica de menor calidad.

Hartmann da una razón para aumentar el bypass cuando se ha aumentado la potencia del núcleo: ^{[ 49 ]}

Una mayor potencia específica, es decir, una mayor conversión del calor del combustible en energía cinética de un chorro, supone un mal aprovechamiento de la energía cinética necesaria para la producción de empuje debido a las elevadas pérdidas de energía en la salida.

Aumento de la relación de presión general

El aumento de la relación de presión es una mejora del ciclo termodinámico porque la combustión a mayor presión tiene un aumento de entropía reducido que es la razón básica para buscar relaciones de presión más altas en el ciclo del motor a reacción que se conoce como ciclo Brayton . ^{[ 50 ]} El aumento de la relación de presión se puede lograr usando más etapas o aumentando la relación de presión de la etapa. La importancia de una mayor relación de presión para el consumo de combustible se demostró en 1948 cuando el J57 (12:1) fue seleccionado para el Boeing B-52 Stratofortress en lugar de un turbohélice. ^{[ 51 ]} La experiencia previa de Boeing con los consumos específicos de combustible de los turborreactores hasta ese momento fue el General Electric J47 (5.4:1), utilizado en el Boeing B-47 Stratojet , que inicialmente llevó a la decisión del turbohélice.

El compresor de flujo radial se utilizó ampliamente en los primeros motores turborreactores, pero en 1950 Hayne Constant presentó las ventajas de rendimiento del compresor axial en términos de relación de presión, consumo específico de combustible (SFC), peso específico y empuje por pie cuadrado de área frontal ^[⁵²^]. Sin embargo, un compresor de flujo radial sigue siendo la mejor opción para turbofanes pequeños como la última etapa de alta presión, ya que las etapas axiales alternativas, muy pequeñas, se dañarían con demasiada facilidad y serían ineficientes, con una holgura en la punta significativa en comparación con la altura de la pala ^[⁵³^{] .}

Primer turborreactor, de Havilland Goblin , compresor de flujo radial con relación de presión de 3,3:1, 1942.
Dos etapas de compresor centrífugo como las que se muestran aquí en el turbohélice Rolls-Royce Dart se utilizaron en un motor a reacción, el turbofán Garrett F109 con una relación de presión de 13:1. ^{[ 54 ]}
Turborreactor primitivo, General Electric J47 , 1947. El compresor de 11 etapas tiene una relación de presión de 5,4:1.
El turbofán IAE V2500 (1987) tiene una relación de presión total de aproximadamente 35:1, generada por 1 ventilador, 4 etapas de compresor de baja presión y 10 de alta presión. Para 2016, la relación de presión total había alcanzado 60:1 en el General Electric GE9X . ^{[ 55 ]}
Avión ejecutivo Pratt & Whitney Canada PW500 con turbofán PW530, mostrando el compresor de alta presión con dos etapas axiales y una centrífuga, con difusores de retroceso y de tubería. Relación de presión total aproximada de 13:1.
Turbofán Honeywell/ITEC F124 para aviones de entrenamiento y combate ligero, que muestra el compresor de alta presión con 4 etapas axiales y centrífuga, con gran inclinación hacia atrás, álabes divisores y barrido del borde de ataque. Relación de presión total de 19,4:1, con 3 ventiladores axiales, 4 de alta presión axiales y 1 centrífugo.

Tecnologías habilitadoras para una alta relación de presión global

El compresor axial tiene una geometría aplicable a su condición de diseño de alta velocidad, en la que el flujo de aire incide sobre todos los álabes con poca o ninguna incidencia, requisito para minimizar las pérdidas de flujo. Tan pronto como las condiciones se desvíen del punto de diseño, el ángulo de incidencia de los álabes se alejará de un valor de baja pérdida y, en última instancia, el compresor dejará de funcionar de manera estable. Las desviaciones del diseño son aceptables si el compresor no necesita aumentar demasiado la presión del aire, por ejemplo, a 5 atmósferas. Para valores mayores, se deben incorporar características variables que modifiquen la geometría del compresor por debajo de la velocidad de diseño. Los motores posteriores al J47, con su PR de 5,4:1, tenían compresores con PR más altos que requerían algún tipo de característica variable que operara a bajas velocidades para evitar la entrada en pérdida y el aleteo de la etapa delantera, así como la obstrucción de la etapa trasera. Estas características eran válvulas que se abrían para liberar aire cuando todas las etapas no podían transmitir el mismo flujo y álabes de ángulo variable para mantener triángulos de velocidad aceptables formados por la velocidad del aire incidente, la velocidad de los álabes y la velocidad relativa del aire con respecto a los álabes. Alternativamente, el compresor se dividió en dos compresores que giraban por separado ^{[ 56 ],} cada uno con una relación de presión baja, como el J57 con 3,75 LP x 3,2 HP = 12:1 en total. ^{[ 57 ]} Las válvulas de purga, los ángulos de álabes variables y los compresores divididos se utilizan juntos en los motores modernos para lograr relaciones de presión altas. El Rolls-Royce Trent 700 de la década de 1990, con una relación de presión de 36:1 y 3 rotores de compresor separados, necesita 3 filas de álabes variables y 7 válvulas de purga.

Al principio, se debían obtener relaciones de presión más altas con muchas etapas porque las relaciones de presión de las etapas eran bajas, alrededor de 1,16 para el compresor J79 que necesitaba 17 etapas. ^{[ 58 ]} Los compresores modernos tienen una PR más alta por etapa y aún requieren las mismas características variables. El compresor HP del motor LEAP de CFM International con una PR de 22:1 de 10 etapas necesita álabes guía de entrada variables y 4 etapas de álabes de estator variables. La relación de presión total para un motor está limitada por la temperatura asociada. Una temperatura de salida del compresor de aproximadamente 900 K es el límite, que está determinado por la idoneidad del material en términos de peso y costo. ^{[ 59 ]}

Pratt & Whitney JT3 (escala 1/4) con 12:1 pr, un ejemplo de un motor a reacción antiguo con compresor dividido. También necesitaba purga de arranque/baja velocidad por la borda desde entre los dos compresores, cerrada por encima del 90% de N2. ^{[ 60 ]} Se observa una ventilación de la válvula de purga con rejilla protectora pintada de azul (parcialmente retirada).
Motor a reacción Rolls-Royce Avon primitivo que muestra uno de los dos conjuntos de tres válvulas en la parte superior y uno de los dos conjuntos de válvulas en la parte inferior, que liberan aire del compresor (relación de presión 7,45:1) para el arranque y el funcionamiento a baja velocidad. También se observa en la parte frontal la hilera de cojinetes de los álabes guía de entrada variables. ^{[ 61 ]}
General Electric CJ805 pr 13:1, que muestra el mecanismo de accionamiento para álabes guía de entrada variables y 6 etapas de estatores variables con ángulos variables para adaptarse al arranque y al funcionamiento a baja velocidad.
Compresor General Electric J79 /CJ805, apenas visible en la brida de división horizontal de la carcasa del compresor, estatores variables, evidentes por la característica circular en el extremo para la rotación, para el arranque y el funcionamiento a baja velocidad.
Etapas del compresor delantero J79/CJ805 con VSV: muestra cómo el paso del aire se estrecha a medida que el volumen de cada libra de aire disminuye al aumentar la presión.
Estas fotografías de una carcasa de compresor dañada ilustran el recorrido angular de los estatores variables y el significado de la terminología "abierto" y "cerrado". Muestran los álabes del estator cerrados para el arranque y el funcionamiento a baja velocidad (fotografía de la izquierda) y abiertos para velocidades más altas. Compresor turboeje Klimov TV2-117 con relación de transmisión de 6,6:1.
Se requiere purga del compresor Pratt & Whitney J58 , relación de compresión 9:1. Las compuertas de purga de la cuarta etapa, necesarias para el arranque del motor y la ventilación a la góndola, son visibles inmediatamente delante del tubo de purga superior. Se requieren 3 de los 6 tubos para la purga de derivación de la cuarta etapa al postquemador a bajas velocidades corregidas debido a la alta temperatura del ariete Mach. ^{[ 62 ]}
Los flaps de borde de salida de 2 posiciones J58 proporcionan la función de álabes guía de entrada variable necesaria para evitar el aleteo (vibración) de los álabes del compresor de la etapa delantera. ^{[ 63 ]}
Turbofán PW530 para aviones ejecutivos con válvula de purga, visible sobre los álabes de la primera etapa del compresor de alta presión. Esta válvula dirige el aire comprimido desde la entrada del impulsor hacia el conducto de derivación a bajas velocidades.
En los motores modernos se utilizan álabes guía de entrada variables. En este General Electric F414 se aprecian aletas de borde de salida variables, de color marrón.
Motor CFM LEAP que muestra los mecanismos de accionamiento de los álabes guía de entrada del compresor de alta presión y los estatores en las primeras 4 etapas.

Relación de presión de etapa aumentada

La compresión de aire en una turbina de gas se logra convirtiendo una proporción de la energía cinética (generada por el rotor del compresor, ya sea mediante un impulsor centrífugo o una fila axial) del aire en presión estática, una etapa a la vez. La mayoría de los primeros motores a reacción utilizaban un compresor centrífugo de una sola etapa con relaciones de presión como 3,3:1 ( de Havilland Goblin ). Las relaciones de presión más altas se consiguieron con el compresor axial porque, aunque las relaciones de presión de las etapas eran muy bajas en comparación (1,17:1 BMW 003 ) ^{[ 64 ]} , se podían utilizar más etapas según fuera necesario para obtener una relación de presión total más alta. Las etapas centrífugas más avanzadas se utilizan en turbofanes pequeños como la última etapa de alta presión después de las etapas axiales ( Pratt & Whitney Canada PW300 y otros). El mismo nivel de tecnología produce 8:1 cuando se utiliza como única etapa en los motores de helicóptero Pratt & Whitney PW200 . ^{[ 65 ]} Una etapa centrífuga consta de un impulsor y paletas difusoras, ^{[ 66 ]} o alternativamente tubos difusores ^{[ 67 ]} que se consideran que producen menos bloqueo a medida que la presión estática aumenta con la difusión. ^{[ 68 ]}

Un compresor axial consta de filas alternas de difusores giratorios y estacionarios, ^{[ 69 ]} cada par constituye una etapa. Estos difusores divergen según sea necesario para el flujo subsónico. ^{[ 70 ]} El canal formado por álabes adyacentes, la cantidad de difusión, se ajusta variando su ángulo con respecto a la tangencial, conocido como ángulo de desfase. ^{[ 71 ]} Una mayor difusión proporciona una mayor relación de presión, pero el flujo en los compresores es muy susceptible a la separación del flujo porque va en contra de una presión creciente (el gas fluye naturalmente de alta a baja presión). La relación de presión de la etapa había aumentado para 2016 de tal manera que 11 etapas podían alcanzar 27:1 (compresor de alta presión GE9X). ^{[ 55 ]}

Las palas de compresor de baja relación de aspecto, con su mejor eficiencia tanto aerodinámica como estructural, se introdujeron en el turborreactor Tumansky R-11 de la década de 1950, y posteriormente se introdujeron ejemplos de palas de ventilador de cuerda ancha en 1983 en el Garrett TFE731-5 [ ^{72 ] y} en 1984 en el RB211-535E4 ^{[ 73 ]} y Pratt & Whitney Canada JT15D -5. ^{[ 74 ]}

De Havilland Goblin de 1942 con una sola etapa centrífuga con relación de presión 3,3:1
BMW 003 de 1940 con relación de presión de etapa de 1,17:1 para cada una de las 7 etapas.
Una etapa centrífuga cuenta con álabes difusores que ralentizan el flujo de aire tras su salida de la punta del impulsor, visibles en este motor Turbomeca Artouste . Estos álabes contribuyen a la relación de presión de la etapa.
Klimov VK-1. Esta fotografía muestra los típicos álabes difusores curvados de la etapa centrífuga, pero en el pequeño impulsor de refrigeración del sistema de aire interno. En la etapa de compresor centrífugo de doble cara del motor, el equivalente no se ha hecho visible mediante el seccionamiento.
El impulsor Pratt & Whitney Canada JT15D con una relación de presión de 7:1 habría requerido 6 o 7 etapas axiales en su lugar. ^{[ 75 ]} Esta etapa centrífuga utiliza difusores de tubería en lugar de álabes difusores. Las palas del ventilador no están instaladas en el cubo del ventilador que está delante de las pequeñas palas del impulsor.

Esta turbina de gas de aeronave no identificada muestra detalles del compresor axial, los conductos de las palas donde se produce la difusión en las palas del rotor y los estatores estacionarios (no visibles, pero su orientación es evidente por el aspecto de las soldaduras que fijan las paletas). La primera fila de paletas son las paletas guía de entrada, que se muestran con una orientación horizontal, lo que significa que el aire sale de las paletas en dirección axial. Inmediatamente después se encuentran las palas giratorias del rotor, que el aire debe impactar dentro de un rango estrecho de ángulos de baja pérdida. La aparente discrepancia de direcciones se resuelve en realidad porque la velocidad axial y la velocidad tangencial o periférica de las palas de rápido movimiento se suman en su triángulo de velocidades definitorio para dar el rango de incidencia estrecho requerido con respecto a las palas.
Los triángulos de velocidad se utilizan para mostrar la velocidad del aire con respecto a las paletas fijas y las palas giratorias. Esta figura muestra la forma de difusión del flujo de aire entre las palas; el área de salida B es mayor que el área de entrada A para las palas móviles del rotor (loopschoepen) y las paletas fijas (leidschoepen). También muestra la construcción de los triángulos de velocidad que determinan el ángulo con el que el aire incide en los bordes de ataque. W ₁ es la velocidad relativa a la pala que se mueve a u y está alineada con un ángulo de baja pérdida con el primer rotor; C ₂ está alineada de forma similar con la paleta fija; W ₃ está alineada con el segundo rotor. Los triángulos de velocidad permiten combinar puntos de vista móviles y fijos. Por ejemplo, el aire se mueve a una velocidad relativa a la pala del rotor al salir del borde de salida, y el triángulo, con la velocidad de la pala, se convierte en velocidad frontal al incidir sobre una paleta fija. ^{[ 76 ]}
Compresor turborreactor J85 de General Electric que muestra la separación axial entre las palas giratorias y fijas necesaria para evitar que las palas se toquen cuando se doblan durante las sobretensiones.
Este diagrama muestra algunas características del complejo campo de flujo en el rotor de un compresor axial. Se trata de mecanismos de pérdida que generan entropía. El flujo es inestable debido al movimiento relativo entre cada fila de álabes móviles y estacionarios. Los patrones de flujo mostrados se conocen como flujo secundario y son responsables de la mitad de las pérdidas en un compresor. ^{[ 77 ]}
Las paletas del compresor Rolls-Royce Avon, de gran relación de aspecto (estrechas), eran típicas de los motores militares hasta la década de 1970.
Álabes anchos (de baja relación de aspecto) del Tumansky R-11 de la década de 1950 , que precedieron su introducción en otros motores militares en 20 años. ^{[ 78 ]}

Eficiencia del ventilador

Las palas del ventilador en los motores modernos tienen una cuerda ancha que reemplazó a las palas convencionales de cuerda estrecha que necesitaban amortiguadores o cubiertas para evitar que vibraran a un grado inaceptable. Aumentar la longitud de la cuerda en una cantidad que hizo que la pala fuera lo suficientemente rígida como para no requerir amortiguadores también hizo que la pala fuera más resistente a los daños causados por la ingestión de aves, granizo y hielo, ^{[ 79 ]} y trajo varios beneficios no relacionados como una mayor eficiencia, margen de sobretensión y reducción de ruido. ^{[ 80 ]} También hay una mayor distancia axial para centrifugar los residuos lejos de la entrada del compresor para evitar la erosión de las superficies del perfil aerodinámico que reduce la eficiencia del compresor.

Ventilador Pratt & Whitney JT9D de 92 pulgadas de diámetro, de la década de 1960, con aspas largas y estrechas, conocidas como de alta relación de aspecto. Este tipo de aspa se diseñó asumiendo que el flujo de aire era bidimensional, es decir, a lo largo de una cuerda, sin intercambio de masa, momento ni energía a lo largo de la longitud del aspa. Fueron reemplazadas por aspas de cuerda ancha con la introducción de la dinámica de fluidos computacional (CFD), que modela el flujo real alrededor de las aspas, el cual es tridimensional.
1970 Garrett TFE731 con un ejemplo temprano de un ventilador transónico (velocidades relativas supersónicas sobre la parte exterior de la pala) diseñado con la ayuda de dinámica de fluidos computacional tridimensional (CFD). ^{[ 81 ]}
El ventilador Pratt & Whitney JT15D -1 a -4 de 1967 con cubiertas de tramo parcial y refuerzos locales que reducen la eficiencia del ventilador.
Presentado en 1984, el Pratt & Whitney JT15D -5 incorporaba aspas de ventilador de cuerda ancha y eliminaba las cubiertas y los refuerzos.
Ventilador Rolls-Royce Trent 900 de 116 pulgadas de diámetro. El ventilador presenta velocidades relativas supersónicas en la mitad exterior, lo que genera ondas de choque en los conductos. Visualmente, se observa el barrido del borde de ataque de las palas, que cambia desde el cubo hasta la punta, alternando entre dirección hacia adelante y hacia atrás, y la torsión de las palas, que varía desde casi axial en el cubo hasta casi circunferencial en la punta. La forma de la pala posiciona la onda de choque lo suficientemente lejos del borde de ataque como para evitar su expulsión más allá de la punta (evita el aleteo y la oscilación). Cada sección radial, con su contribución al barrido del borde de ataque y a la torsión de las palas, tiene su fuerza centrífuga actuando cerca de una línea radial, lo que minimiza la tensión debida a la rotación. ^{[ 82 ]}^{[ 83 ]}

Combustión

Los efectos de la transferencia de calor y la fricción en una cámara de combustión, tanto en el motor como en el postquemador , provocan una pérdida de presión de estancamiento y un aumento de la entropía. La pérdida de presión se muestra en un diagrama T~s, donde se observa una reducción del área de la parte de trabajo del diagrama. La pérdida de presión a través de una cámara de combustión tiene dos componentes. Uno se debe a la entrada de aire desde el compresor a la cámara de combustión, incluyendo el paso por todos los orificios de refrigeración (pérdida de presión por fricción), es decir, con flujo de aire pero sin combustión. La adición de calor al gas en circulación genera otro tipo de pérdida de presión (pérdida de presión por momento).

Además de la pérdida de presión de estancamiento, otra medida del rendimiento de la combustión es la combustión incompleta. La eficiencia de la combustión siempre había estado cerca del 100% a altos niveles de empuje, lo que significa que solo hay pequeñas cantidades de HC y CO presentes, pero se tuvieron que realizar grandes mejoras cerca del funcionamiento en ralentí. En la década de 1990, la reducción de óxidos de nitrógeno (NOx) se convirtió en el foco debido a su contribución al smog y la lluvia ácida, por ejemplo. La tecnología de combustión para reducir el NOx es la combustión rica, mezcla rápida, combustión pobre (RQL) ^{[ 84 ]} introducida por Pratt & Whitney con la cámara de combustión TALON (Technology for Advanced Low NOx) PW4098 . ^{[ 85 ]} La tecnología RQL también se utiliza en la cámara de combustión Trent 1000 Phase 5 de Rolls-Royce y en la LEC (Low Emissions Combustor) de General Electric. ^{[ 36 ]}

Las configuraciones de la cámara de combustión del motor incluyen: de flujo inverso separado, de flujo directo separado, anular (las tres de origen histórico, ya que la cámara anular proporciona mayor superficie y un flujo más uniforme a la turbina), y las modernas anular y anular de flujo inverso. La preparación del combustible para la combustión se realiza mediante su atomización (convirtiéndolo en pequeñas gotas) o calentándolo con aire en tubos sumergidos en la llama (vaporización).

Ejemplos de los primeros motores a reacción con compresores centrífugos, como el Rolls-Royce Welland y el General Electric J31 , utilizaban cámaras de combustión de flujo inverso. Los motores a reacción pequeños más modernos que incorporan una etapa final de compresor centrífugo también utilizan cámaras de combustión de flujo inverso y abarcan desde el Pratt & Whitney Canada PW600 de 1000 lbf de empuje en el avión ligero Eclipse 500 de 6000 lb hasta el Lycoming ALF 502 de 7000 lbf de empuje en el avión de pasajeros British Aerospace 146 de 97 000 lb.

General Electric J31 con diez cámaras de combustión de flujo inverso. El aire comprimido fluye entre la carcasa exterior de acero inoxidable 18-8 y el tubo interior de llama de Inconel , luego a través de una serie de orificios hacia el interior del tubo donde se mezcla con el combustible. La combustión continúa a lo largo del tubo y se completa antes de invertir su dirección hacia la turbina. ^{[ 86 ]}
De Havilland Goblin con dieciséis cámaras de combustión de paso directo. Cada una consta de un tubo de llama encerrado en una carcasa exterior hermética. Están conectadas por tubos que equilibran la presión y propagan la llama durante el arranque desde los dos tubos con encendedores, uno de los cuales se muestra en un tubo superior. ^{[ 87 ]}
El motor Rolls-Royce Nene cuenta con nueve cámaras de combustión. La sección transversal muestra una de las dos cámaras equipadas con un encendedor de llama, que lo ubica en una posición más fría que si estuviera directamente en el flujo de gas caliente. Durante el arranque, el combustible atomizado de la pequeña unidad autónoma (solenoide naranja que se muestra) se enciende mediante su bujía y el chorro de combustible en llama se proyecta hacia el chorro principal del quemador. La combustión se propaga a todas las cámaras a través de tubos interconectados. ^{[ 88 ]}
Tubos vaporizadores de combustible tipo "bastón" Westinghouse J46 en una cámara de combustión anular. ^{[ 89 ]} La vaporización de combustible también se utilizó en los motores Sapphire, Viper, Pegasus, Olympus 593 y RB211. En otros casos, los motores utilizan algún tipo de boquilla atomizadora ^{[ 90 ]} que convierte la presión del combustible en el tubo de combustible en energía cinética en la cámara de combustión, produciendo un chorro bien atomizado.
El Pratt & Whitney J57 contaba con ocho cámaras de combustión anulares, lo que significa que las cámaras de combustión estaban separadas pero contenidas dentro del espacio anular entre las carcasas exterior e interior. Cada cámara era una cámara de combustión anular en miniatura con un tubo central para el aire de refrigeración y seis quemadores dispuestos a su alrededor. ^{[ 91 ]}
Cámara de combustión anular de flujo inverso PW500 . La siguiente serie, la PW300 , utiliza combustión de flujo directo, pero también con un compresor centrífugo que suministra el aire.
Cámara de combustión anular de flujo directo JT9D, flujo de aire de izquierda a derecha. La boquilla atomizadora de combustible es de doble orificio o dúplex. El flujo primario, o piloto, proviene de un pequeño orificio en el centro a bajas velocidades del motor a través del tubo de combustible de la izquierda. El flujo secundario, o principal, proviene de una abertura más grande a su alrededor a velocidades más altas a través del tubo de la derecha. El flujo de aire de la pequeña aleta guía de salida del compresor de la izquierda entra en un difusor que aumenta el área y lo divide en tres partes. El flujo central entra en la cámara de combustión y se mezcla con el combustible. Las partes exterior e interior entran progresivamente en la cámara de combustión a través de los orificios mostrados, completando la combustión y luego diluyéndose para dar una temperatura de salida final adecuada para la turbina.
La cámara de combustión del motor necesita que el aire a alta velocidad que sale del compresor se ralentice significativamente, lo cual se logra aumentando el área de flujo (difusor), hasta un Mn bajo antes de que tenga lugar la combustión para asegurar una baja pérdida de presión durante la combustión. Se debe mantener una zona de recirculación (mostrada por las trayectorias circulares del flujo de aire) cerca de la boquilla de combustible para que tenga lugar la combustión inicial del combustible que ingresa. Esta zona (la zona primaria) se mantiene mediante las dos trayectorias de aire primarias: el flujo de remolino que ingresa a través de las paletas de remolino (representadas por cuadrados grises) alrededor del inyector de combustible y la primera fila de orificios de entrada radiales de aire primario. La combustión se completa con el aire intermedio y la temperatura del gas se reduce con el aire de dilución al valor requerido para una larga vida útil de la turbina. ^{[ 92 ]}
Cámara de combustión anular J85, mostrada con la parte trasera hacia arriba. Cuando se instala en el motor, este extremo abierto se cierra mediante el anillo de álabes de la tobera de la turbina de primera etapa, cuya área de flujo (junto con el área de la tobera de escape) ejerce una contrapresión sobre el compresor para controlar su aumento de presión y caudal, como se muestra en un diagrama del compresor.
Turbofán militar Rolls-Royce Turbomeca Adour . Es necesario mantener una cierta pérdida de presión mínima en las cámaras de combustión, en lugar de reducirla al máximo para minimizar la producción de entropía. Esto debe mantenerse para evitar el reflujo en los circuitos de refrigeración de la turbina, ya que el aire de refrigeración del compresor de alta presión necesita una presión menor en las turbinas para poder fluir. ^{[ 93 ]}^{[ 94 ]} El aire de refrigeración del compresor (azul) debe fluir hacia la zona de la turbina (álabes guía de la boquilla pintados de naranja). Esto es posible gracias a la caída de presión que se produce en la cámara de combustión. También es evidente el aumento de área desde el compresor hacia la cámara de combustión, que es necesario para ralentizar el aire.

Las primeras pruebas sobre la postcombustión mostraron que la pérdida de presión debida a la combustión aumentaba rápidamente si el número de Mach a la entrada de la zona de combustión era mayor que 0,3. Esto es menor que el Mn a la salida de la turbina, por lo que se requiere una sección difusora para ralentizar el gas antes de los estabilizadores de llama donde comienza la combustión y se mantiene en la zona de recirculación. ^{[ 95 ]} Una sorpresa temprana en las pruebas de postcombustión fue que el combustible no se enciende por sí solo en el escape caliente de la turbina, por lo que los postquemadores utilizan varios métodos de ignición. Un Mn suficientemente bajo donde comienza la llama (0,2–0,25 EJ200 ^{[ 96 ]} ) y un diámetro de conducto suficientemente grande para la zona de combustión son necesarios para mantener la pérdida de presión total en el postquemador a un nivel aceptablemente bajo. Al igual que con la cámara de combustión del motor, el aire debe ralentizarse desde el componente anterior comenzando con un difusor. La estabilización de la llama se logra en la cámara de combustión del motor utilizando únicamente el flujo de aire, obteniendo la inversión del flujo, por ejemplo, mediante el uso de álabes de remolino alrededor del inyector de combustible combinados con el aire que ingresa a través de orificios en el revestimiento. Los postquemadores utilizan obstrucciones al flujo conocidas como estabilizadores de llama de cuerpo romo (canales en forma de "V"). Las boquillas de combustible del postquemador están situadas aguas arriba de la zona de combustión para permitir que el combustible atomizado se mezcle suficientemente con los gases de escape de la turbina para que la llama se propague a través del conducto desde los estabilizadores de llama.

En todos los conductos se producen pérdidas de presión debido a la fricción de las paredes, pero un postquemador presenta pérdidas adicionales causadas por los estabilizadores de llama y los tubos de suministro de combustible. La pérdida de presión fundamental, debida a la combustión, aumenta con el Mn a la entrada de la zona de combustión y con la cantidad de combustible quemado en función del aumento de temperatura en el postquemador. ^{[ 97 ]}

Aunque no existe una turbina que limite la temperatura del postquemador, aún se requiere aire de refrigeración para el revestimiento del conducto y la tobera variable, que representa aproximadamente el 10 % del flujo de aire de entrada del motor. El oxígeno presente en este aire no está disponible para la combustión. ^{[ 98 ]}

La sección difusora del postquemador del turborreactor Tumansky R-11 es necesaria para reducir el flujo de Mn antes de la combustión. La sección difusora termina justo detrás de los estabilizadores de llama visibles. Faltan la sección de combustión y la tobera de salida.
El postquemador del turbofán Turbomeca Adour de Rolls-Royce muestra cuatro estabilizadores de llama concéntricos de cuerpo romo, tubos de suministro de combustible y dos encendedores catalíticos. Todos estos elementos obstruyen el flujo de gas, provocando una pérdida de presión total debido a la fricción generada por la turbulencia y la separación del flujo. También se observan, fuera del postquemador, dos de los ocho brazos de accionamiento de la tobera, conectados a uno de los cuatro cilindros hidráulicos de accionamiento de la tobera.
Esta vista, casi paralela al flujo de gas, muestra todas las obstrucciones responsables de parte de la pérdida de presión total en un postquemador. Aguas abajo, más allá de los estabilizadores de llama, se encuentra el tramo de conducto en combustión, donde se produce la pérdida de presión con la adición de calor.
Vista posterior del postquemador Adour que muestra 4 canaletas de vapor concéntricas (portallamas) que suministran el combustible necesario para el impulso mínimo; la mayor parte del combustible, conocido como combustible de llenado, para el impulso máximo proviene de 4 colectores concéntricos aguas arriba de las canaletas para producir llama en todo el postquemador, excepto para el aire de refrigeración a lo largo de la superficie del conducto. También se observa el revestimiento anti-chirridos para evitar fluctuaciones de presión que pueden causar daños por sobrecalentamiento. ^{[ 99 ]}
El postquemador Adour muestra los enlaces de operación del área de la tobera y la tobera variable en posición cerrada o sin postcombustión. El caudal másico de aire a través del motor no cambia con el postquemador en funcionamiento, ya que el área aumenta para permitir la salida del mayor volumen de gas caliente.
Toberas Adour en posición de postcombustión o abiertas.

Reducción de la pérdida de presión en los conductos

El aire que pasa por el motor atraviesa dos componentes donde se requieren velocidades elevadas, del orden de la velocidad del sonido . Estos son los componentes donde se realiza trabajo: el compresor y la turbina. En los demás componentes no se realiza trabajo y la necesidad de reducir las pérdidas de presión exige números de Mach más bajos. Estos componentes son la cámara de combustión y el postquemador del motor, así como los conductos de conexión entre componentes, como el tubo de escape entre la turbina y la tobera de propulsión.

El primer conducto en la planta motriz es la entrada y la pérdida de presión total delante del motor es particularmente importante porque aparece dos veces en la producción de empuje. El empuje es proporcional al flujo másico que es proporcional a la presión total. La presión de la tobera del chorro y, por lo tanto, el empuje también es proporcional a la presión total a la entrada del motor. ^{[ 100 ]} En entradas subsónicas, las únicas pérdidas de presión total son las debidas a la fricción a lo largo de las paredes del conducto. Para entradas supersónicas, también están presentes las pérdidas por onda de choque y se requieren sistemas de onda de choque para minimizar la pérdida de presión con el aumento de Mn supersónico. Las pérdidas adicionales en la presión total se producen con el crecimiento de la capa límite a medida que el flujo se ralentiza. Las capas límite deben eliminarse antes de la ubicación del choque terminal para evitar la separación inducida por el choque y la pérdida excesiva.

Motor De Havilland Ghost . En las curvas de 90 grados que conducen a las cámaras de combustión, se pueden observar álabes deflectores para reducir las pérdidas de presión.
Entrada subsónica temprana del Klimov VK-1 que muestra las paletas curvas que guían el aire de entrada hacia el ojo del impulsor, tanto en la parte delantera como en la trasera. Esta mejora de rendimiento fue introducida por Frank Whittle en 1939 para el Power Jets W.1 A "para ayudar al aire a girar en la curva". ^{[ 101 ]} Las paletas equivalentes en el Rolls-Royce Nene redujeron las pérdidas de entrada hasta el punto de que el empuje aumentó de 4000 a 5000 lb a la misma temperatura de la turbina. ^{[ 102 ]}
Entrada de aire subsónica moderna con borde redondeado para evitar la separación de la capa límite en vientos cruzados en tierra y con un ángulo de ataque elevado durante la rotación de despegue.
Esta fotografía muestra la posición de la aeronave durante el despegue, lo que requiere un borde inferior suficientemente redondeado en la entrada de la góndola.

Entrada de aire supersónica temprana para Mach 2 del Convair B-58 Hustler con un cono central (desplazable) que tiene diferentes posiciones axiales (recorrido de 5 pulgadas) para reducir la pérdida de presión total en el rango de vuelo Mn. Se forma una onda de choque oblicua desde la punta del cono y una onda de choque normal a velocidades supersónicas.
La pérdida creciente con Mn disminuye con más choques (urti).
Una vista de la entrada a una entrada mixta externa-interna SR71 Mach 3.2 mirando en la dirección del flujo de aire hacia el motor. El cono central de traslación tiene 26 pulgadas de recorrido entre extendido, hasta M1.6 (mostrado), y completamente retraído en M3.2. Un choque oblicuo desde la punta del cono, un choque oblicuo interno desde el borde de la cubierta y un choque normal ^{[ 103 ]} dan la recuperación de presión requerida en M3.2. Las capas límite en el cono y la superficie interna de la cubierta deben eliminarse antes de la onda de choque final donde el flujo se vuelve subsónico. De lo contrario, se produce una separación inducida por choque. Las dos características de eliminación son apenas visibles. La capa límite del cono se elimina a través de la banda de agujeros (sangrado poroso). La capa límite en la superficie interna de la cubierta se elimina a través de un sangrado de trampa de choque ^{[ 104 ]} . Este sangrado de ariete es apenas visible en la superficie inferior delante de una hilera de protuberancias aerodinámicas llamadas "ratones" que reducen la tasa de difusión. ^{[ 105 ]}
Ondas de choque en una entrada mixta externa/interna, como la utilizada en el Lockheed SR-71 Blackbird . La imagen de la derecha muestra la entrada funcionando correctamente con una pérdida de presión mínima. Presenta dos ondas de choque: la primera, visible y originada en la punta del cono, y la segunda, resultante de la desaceleración del flujo de velocidad supersónica a subsónica, que no es visible al estar ubicada dentro de la entrada. Esta entrada se denomina entrada de compresión externa/interna o mixta, ya que se produce cierta difusión supersónica dentro del conducto. La imagen de la izquierda muestra la entrada funcionando con una pérdida excesiva de presión total, dado que la onda de choque terminal interna se ha desplazado hacia adelante fuera de la entrada.

El flujo a través de conductos de derivación está sujeto a pérdidas por fricción y obstrucciones que causan separación del flujo. Se debe tener cuidado para evitar escalones y huecos que aumenten las pérdidas de flujo, así como su presencia en las superficies de las aeronaves donde causan resistencia aerodinámica. ^{[ 106 ]} Los conductos necesitan un perfil aerodinámico interno de la misma manera que las superficies externas. Los tubos deben cruzar el conducto para llevar aire comprimido desde el generador de gas al pilón de la aeronave para su sistema de control ambiental (ECS). Los tubos crean estelas turbulentas en el aire de derivación, lo que se manifiesta como una pérdida de presión y un aumento de la entropía. Un carenado aerodinámico alrededor del tubo mejora el rendimiento, ya que reduce el aumento de la entropía. Cuanto mayor sea el flujo Mn, mayor será la pérdida de presión. ^{[ 107 ]}

Pratt & Whitney TF30 . Motor militar antiguo con sistema de derivación que muestra dos tubos de aire de purga que obstruyen el flujo de aire en el conducto de derivación.
El turbofán para aviones ejecutivos Pratt & Whitney Canada PW500 PW305 muestra el carenado alrededor de los tubos de aire de purga para reducir la pérdida de presión en el conducto de derivación.
Motor de derivación civil Rolls-Royce Spey de primera generación. Los tubos de combustible blancos, uno para cada cámara de combustión (solo se muestran 3), tienen un perfil exterior aerodinámico fundido en el punto donde cruzan el flujo de aire de derivación.
Motor del Airbus A380 . El interior liso del conducto de derivación minimiza las pérdidas de flujo. Es necesario rellenar los huecos con sellador gris y también se observa una desalineación de las piezas.

En conductos de área constante (tubo de escape) y conductos de área constante con adición de calor (cámara de combustión y postquemador del motor), el gas se acelera debido al calentamiento por fricción con la pared (conducto), las obstrucciones (tubo de llama, estabilizadores de llama y colectores de combustible) y la adición de calor. Se acelera a velocidad subsónica, con una pérdida de presión creciente, hasta alcanzar la velocidad del sonido. Para mantener la pérdida de presión en un valor aceptable, el flujo que entra en el conducto se ralentiza aumentando el área de flujo.

El Power Jets W.2, para su instalación inicial en el Gloster E28/39, se probó sin difusión desde la salida de la turbina con un número de Mach de 0,8. El área del anillo del álabe de la turbina se utilizó para determinar la longitud del tubo necesaria para llegar a la cola de la aeronave. El escape alcanzó la velocidad del sonido con un empuje bajo, pero en el límite de temperatura de la turbina debido a la excesiva pérdida de presión y al calentamiento por fricción. Se añadió difusión detrás de la turbina con el cono mostrado para reducir el número de Mach de entrada del tubo. ^{[ 108 ]}
Turborreactor con postcombustión. El flujo de escape debe tener un número de Mn suficientemente bajo antes de la adición de calor para evitar una pérdida de presión excesiva. Se añade un difusor para reducir el número de Mn al inicio de la zona de combustión. Posteriormente, el postquemador converge para ajustarse al tamaño de la tobera.

Control de fugas

El motor a reacción tiene numerosos puntos de sellado, más de cincuenta en un motor grande. El efecto acumulativo de las fugas en el consumo de combustible puede ser significativo. El sellado del conducto de gas afecta la eficiencia del motor y se volvió cada vez más importante con la introducción de compresores de mayor presión. ^{[ 109 ]}

Se producen fugas no deseadas en el conducto principal de gas y purgas necesarias del compresor que ingresan al sistema de flujo secundario o interno. Todas están controladas por sellos con tolerancias de diseño. Cuando los sellos se desgastan y generan holguras, se produce un deterioro del rendimiento (mayor consumo de combustible).

El sellado de los estatores se realizaba inicialmente mediante aletas de filo de cuchillo en la parte giratoria y una superficie lisa para la cubierta del estator. Ejemplos de ello son el Avon y el Tumansky R-11. Con la invención del sello de panal, el sello de laberinto tiene una cubierta de panal abrasiva que se corta fácilmente con los dientes del sello giratorio sin sobrecalentarlos ni dañarlos. ^{[ 110 ]} Los sellos de laberinto también se utilizan en el sistema de aire secundario entre las partes giratorias y estacionarias. Bobo muestra ejemplos de ubicaciones para estos. ^{[ 111 ]} La holgura de punta entre los álabes del compresor y la turbina ^{[ 112 ]} y sus carcasas es una fuente significativa de pérdida de rendimiento. Gran parte de la pérdida en los compresores está asociada con el flujo de holgura de punta. ^{[ 113 ]} Para un motor CFM56, un aumento de 0,25 mm en la holgura de punta de la turbina de alta presión hace que el motor funcione 10 °C más caliente (eficiencia reducida) para alcanzar el empuje de despegue. ^{[ 114 ]} Las holguras de las puntas deben ser lo suficientemente grandes para evitar el roce cuando tienden a cerrarse durante la flexión de la carcasa, la distorsión de la carcasa por la transferencia de empuje, el cierre de la línea central cuando la carcasa del compresor se contrae sobre el diámetro del rotor (reducción rápida de la temperatura del aire que entra en el motor), cambios en el ajuste de empuje (controlados por el Control Activo de Holgura utilizando la refrigeración del rotor del compresor y la refrigeración de la carcasa de la turbina).

Laberinto entre etapas de paletas cubiertas Tumansky R-11, (cuchillo/dientes) en el rotor, sello visible entre las etapas LP 2 y 3 ^{[ 115 ]}
Pratt & Whitney TF30 . Motor de derivación militar antiguo que muestra el sello de laberinto de seis aletas de descarga del compresor ^{[ 116 ].}
Motor Turbomeca Marboré IV que muestra la ubicación de la fuga entre los álabes del impulsor y la cubierta fija, seccionada y pintada de azul. Esta es la trayectoria de fuga para un impulsor centrífugo equivalente a la holgura entre la punta de un álabe axial y la carcasa. ^{[ 117 ]}
Ventilador EJ200 que muestra el espacio libre entre las puntas de las aspas y la cubierta protectora resistente a la abrasión.
Álabes de turbina con cubierta de sellado en la punta con aletas de filo de cuchillo que forman parte del sistema de sellado laberíntico con cubiertas de panal abiertas en la carcasa de la turbina. ^{[ 118 ]} Las plataformas en la base del perfil aerodinámico impiden la fuga de gases calientes que sobrecalentarían los discos de la turbina.

Cambios en la holgura de la punta con los cambios de empuje

Un motor está diseñado para funcionar en estado estacionario en puntos de diseño como el despegue, el ascenso y el crucero, con holguras de funcionamiento que minimizan el consumo de combustible. El estado estacionario implica mantener un régimen de revoluciones por minuto constante durante el tiempo suficiente (varios minutos) para que todas las piezas dejen de moverse entre sí debido a variaciones térmicas transitorias. Durante este tiempo, las holguras entre las piezas pueden reducirse hasta el contacto por fricción y el desgaste, lo que resulta en holguras mayores y un mayor consumo de combustible en la condición de estabilización. Este escenario dentro del motor se evita mediante la refrigeración interna del orificio del compresor ^{[ 119 ]} y la refrigeración externa de la carcasa de la turbina en motores con ventiladores grandes (control activo de holguras). ^{[ 120 ]}^{[ 121 ]}^{[ 122 ]}

Esta vista posterior de un turborreactor Klimov VK-1 muestra las partes responsables del sobreimpulso de temperatura de la turbina después de aumentar el empuje desde el ralentí hasta el despegue, conocido como sobreimpulso transitorio de EGT. ^{[ 123 ]} Se observa la holgura de la punta de la pala de la turbina, que es una vía de fuga para el gas que no contribuye a la potencia desarrollada por la turbina. Un mayor espacio y fuga significa que se requiere más combustible, indicado por una EGT más alta, para obtener el empuje de despegue. La holgura aumenta temporalmente cada vez que el motor pasa del ralentí al despegue porque la carcasa ligera se expande rápidamente a la temperatura del gas de la turbina, pero el rotor pesado de la turbina tarda minutos en expandirse a su diámetro caliente.
Esta vista muestra cómo se controla activamente la holgura de la punta del álabe de la turbina (el control pasivo se realiza mediante la selección de materiales y la refrigeración del sistema de aire interno) utilizando tubos de aire de refrigeración (para el control de la holgura entre la punta del álabe de la turbina de baja presión y la cubierta) que rodean la carcasa iridiscente de la turbina en un CFM International CFM56 . Colector de aire de refrigeración (superficie plana y lisa), a la izquierda de los tubos LPTCC, para el control de la holgura de la punta del álabe de la turbina de alta presión. ^{[ 124 ]} El control activo proviene de la activación de válvulas que suministran aire de refrigeración a los tubos en las condiciones de vuelo adecuadas.

Sellado en las puntas de las palas y en las cubiertas del estator.

A finales de la década de 1940, la mayoría de los fabricantes de motores estadounidenses consideraban que la relación p/r óptima era de 6:1, teniendo en cuenta la cantidad de fugas esperadas con los conocimientos de sellado vigentes en ese momento. P&W consideró que se podía alcanzar una relación de 12:1 ^{[ 125 ]} , pero durante las pruebas de desarrollo previas al J57 se probó un compresor con una relación de 8:1 y la fuga fue tan alta que no se habría producido ningún trabajo útil. ^{[ 126 ]} Una ventaja de la posterior forma de cintura de avispa fue la reducción de fugas debido al menor diámetro de sellado. En 1954, un ingeniero de GE inventó un sistema de sellado muy eficaz, el sello de panal ^{[ 127 ]} , que reduce sustancialmente el área de contacto por fricción y las temperaturas generadas. La parte giratoria corta la estructura celular sin sufrir daños permanentes. Hoy en día se utiliza ampliamente. El flujo de gas primario a través del compresor y la turbina debe seguir las superficies de los álabes para intercambiar energía con la turbomaquinaria. Cualquier fuga de flujo más allá de las puntas de los álabes genera entropía y reduce la eficiencia del compresor y la turbina. Las puntas de los álabes de las turbinas de baja presión incorporan cubiertas entrelazadas que proporcionan una banda exterior al conducto de flujo, reduciendo así las fugas. Estas fugas se reducen aún más gracias a la adición de dientes de sellado en la periferia exterior de las cubiertas, que rozan contra las cubiertas de estructura alveolar de celda abierta.

Sellos interetapa de paletas con cubierta del compresor Avon con dientes de laberinto en el rotor
Cubiertas de punta entrelazadas de la pala LPT con dientes de sellado que rozan contra cubiertas de panal de celda abierta.
Compresor v2500 que muestra los dientes de sellado entre las filas de álabes.
Estructura de panal de celdas abiertas en las cubiertas en la interfaz estator/tambor del compresor, que muestra ranuras cortadas por los dientes de sellado de acoplamiento en el tambor giratorio.
Ubicaciones susceptibles a la abrasión en compresores y turbinas de turbofanes con engranajes TFE 731
El modelo CFM56-2 de CFM International muestra cubiertas en las puntas de las aspas que impiden la circulación del aire alrededor de los extremos de las mismas.

Espacio libre en la punta con flexión de la columna vertebral y falta de redondez de la carcasa.

La llegada de los motores civiles de alto bypass, JT9D y CF6, demostró la importancia de los puntos de despegue del empuje en las carcasas del motor. Además, los motores grandes tienen carcasas relativamente flexibles inherentes a las estructuras de gran diámetro y peso de vuelo, lo que produce desplazamientos relativos relativamente grandes entre los rotores pesados y rígidos y las carcasas flexibles. ^{[ 128 ]} La distorsión de la carcasa con el consiguiente roce de la punta de las palas y la pérdida de rendimiento apareció en la instalación del JT9D en el Boeing 747 como resultado de que el empuje se tomaba de un solo punto en la parte superior de la carcasa de escape del motor. El empuje desde el plano de montaje trasero era un requisito de Boeing. ^{[ 129 ]} En comparación con el JT3D de 15 000 lb de empuje con sus cuatro carcasas estructurales, el JT9D de 40 000 lb de empuje hizo un uso económico de la estructura de soporte con solo tres carcasas estructurales, lo que dio como resultado un diseño compacto y ligero. ^{[ 130 ]} Durante las pruebas de vuelo, los motores sufrieron fuertes sobretensiones y pérdida de rendimiento ^{[ 131 ]} que se atribuyeron a una flexión de 0,043 pulgadas en la carcasa de la cámara de combustión y a una deformación de la carcasa de la turbina, lo que a su vez provocó rozaduras en las puntas de las palas y un aumento de la holgura entre ellas. ^{[ 132 ]}

Los tres grandes motores de ventilador introducidos en la década de 1960 para aviones de fuselaje ancho, Boeing 747, Lockheed Tristar y DC-10, tenían un empuje y tamaño mucho mayores en comparación con los motores que impulsaban la generación anterior de aviones de pasajeros. El JT9D y el CF6 demostraron que las holguras de las puntas del rotor eran sensibles a la forma en que se montaban los motores y que el rendimiento se perdía debido al roce de las puntas del rotor por la flexión de la columna vertebral y la distorsión local de las carcasas en el punto de transferencia de empuje al pilón de la aeronave. ^{[ 133 ]} Al mismo tiempo, el rendimiento del RB211 no se deterioró tan rápidamente debido a su configuración de tres ejes más corta y rígida. Para el Boeing 777 ^{[ 134 ]}^{[ 135 ]} el Trent 800 ^{[ 136 ]} y el GE90 incorporarían un montaje de dos puntos para reducir la ovalización. ^{[ 137 ]}

El primer motor de ventilador de alto bypass, el TF39, transfería su empuje al pilón C5 desde el soporte trasero. Este empuje se concentraba en un solo punto del bastidor central de la turbina, lo que provocaba una deformación localizada de las carcasas, una pérdida de redondez en los estatores, un aumento de las holguras y una disminución del rendimiento. El CF6-6, derivado del TF39, tomaba el empuje para el DC-10 desde el plano de montaje delantero, pero también desde un solo punto. Esto también causaba una deformación en un solo punto y una pérdida de rendimiento inaceptable para el avión. La deformación se redujo al tomar el empuje desde dos puntos, lo que permitió menores holguras de funcionamiento del compresor y un mejor consumo específico de combustible (SFC).

En condiciones normales, la carga de aire más severa sobre la carcasa del motor se produce durante el despegue, cuando el alto flujo másico del empuje de despegue se combina con un alto ángulo de ataque, lo que significa que se requiere un gran cambio de momento y una gran fuerza para alinear el flujo de aire con el motor.
Motor General Electric CF6-6 . Las cargas aerodinámicas en la cubierta de entrada (izquierda) son máximas en ángulos de ataque elevados durante la rotación de despegue y el ascenso. El aire que se aproxima desde abajo ^{[ 138 ]} tiene que girar hacia la entrada del motor y la fuerza necesaria para cambiar su momento se contrarresta como una fuerza ascendente sobre una entrada CF6-50 de aproximadamente 4 toneladas. ^{[ 139 ]} La entrada está atornillada a la carcasa del ventilador y el momento flector se transfiere hacia adentro a través de los puntales mostrados hacia la carcasa central.
Los puntales CF6 que unen la carcasa del ventilador con la del compresor transfieren las cargas de aire desde la entrada a la estructura principal del motor, lo que provoca flexión, deformación de la carcasa y roce de las puntas de las palas. Es necesario aumentar las holguras para evitar el roce, lo que conlleva una pérdida de rendimiento.

El Pratt & Whitney JT3D es un ejemplo de un motor turbofán antiguo. Estos motores solían presentar flexión a lo largo de su longitud y una ovalización localizada en la zona de transferencia de empuje. Estos problemas no causaban mayor preocupación, ya que los niveles de empuje que provocaban las deformaciones eran suficientemente bajos y las holguras de las palas eran lo suficientemente amplias. ^{[ 140 ]}
Una exhibición de museo del Pratt & Whitney JT9D sin los accesorios, tubos, cableado y carenados que cubren un motor funcional. Se revelan las carcasas atornilladas que conforman la estructura principal del motor. ^{[ 141 ]} El empuje del motor se transfiere al pilón de la aeronave en la parte superior de la carcasa de la turbina. Como esto está por encima del eje central del motor donde actúa el empuje, provoca una flexión en la estructura principal del motor ^{[ 142 ]} lo que a su vez causa rozaduras en las puntas de las palas y pérdida de rendimiento.
El General Electric GE90 muestra una de las dos ubicaciones (a 45 grados a cada lado del centro superior) en el bastidor del ventilador donde el empuje del motor se transfiere mediante enlaces al soporte de empuje trasero para su transferencia al pilón de la aeronave. ^{[ 135 ]}
El GE90 muestra uno de los dos enlaces de empuje al soporte de empuje trasero en la carcasa de escape. Los primeros motores JT9D y CF6 tenían el empuje transferido desde un solo punto en la parte superior del núcleo del motor, lo que deformaba la carcasa y requería mayores holguras en las puntas para evitar rozaduras. Se obtenía una deformación aceptable, con holguras menores en las puntas, si el empuje se distribuía entre dos puntos, uno a cada lado de la vertical. Esto es común en los motores modernos de este tipo.
Trent 900 thrust loads are transferred from the engine through 2 thrust links (shown with orange maintenance protective sleeves) connected to the engine rear mount and wing pylon.

Internal or secondary air system

The use of air for internal systems increases fuel consumption so there is a need to minimize the airflow required. The internal air system uses secondary air for cooling, keeping oil in bearing chambers, to control bearing thrust load for bearing life, and preventing hot gas ingestion from turbine gas flow into disc cavities. It is a cooling system which uses airflow to transfer heat away from hot parts and maintain them at a temperature which ensures the life of parts such as turbine discs and blades. It is also a purge system which uses air to pressurize cavities to prevent hot flowpath gas from entering and overheating disc rims where blades are attached. It is used to cool or heat parts to control radial clearances (clearance control system). Early radial compressor engines used supplementary means for cooling air, for example a dedicated impeller or a fan machined integral with the turbine disc. The air sources for axial engines are different stages along the compressor depending on the different air system pressure requirements. Use of a single stage impeller as the last high pressure stage on small turbofan engines gives the flexibility of three different source pressures from the single stage, impeller entry, halfway through the stage (impeller tip) and diffuser exit (at combustor pressure). The air system sinks are the primary gas path where turbine cooling air is returned, for example, and the oil system vent overboard.

Pratt & Whitney J42 shows secondary air system impeller for bearing cooling air.
General Electric J31 secondary air fan blades integral with turbine disc for disc cooling.
de Havilland Ghost shows labyrinth teeth on the impeller backface to reduce air loss from the impeller and control the pressure on the back face. The radial position of the seal is chosen to set the area on which the pressure acts so the forward thrust on the impeller substantially balances the rearward thrust from the turbine which reduces the axial force on the rotor thrust bearing.^[143]
Rolls-Royce Turbomeca Adour labyrinth seals with honeycomb shrouds on turbine discs. The one visible to the left reduces leakage between the two turbine stages. The one visible to the right reduces leaks from the combustor high pressure gas needed by the turbine.
Adour labyrinth seal with 3 fins on the blade platforms and a honeycomb shroud is a type of rim seal to prevent hot gas ingestion at the turbine disc rim.^[144]
CFM56 showing internal air system overboard vent for the oil system (vent tube in the exhaust). Secondary air enters the bearing compartments through labyrinth seals to prevent oil escaping in the opposite direction. The air continually escapes from the system through the vent with some oil mist after passing through a centrifugal air/oil separator.^[145]

Performance deterioration

Gas path deterioration and increasing EGT coexist. As the gas path deteriorates the EGT limit ultimately prevents the take-off thrust from being achieved and the engine has to be repaired.^[146] The engine performance deteriorates with use as parts wear, meaning the engine has to use more fuel to get the required thrust. A new engine starts with a reserve of performance which is gradually eroded. The reserve is known as its temperature margin and is seen by a pilot as the EGT margin. For a new CFM International CFM56-3 the margin is 53 °C.^[147]^[43] Kraus^[148] gives the effect on increased fuel consumption of typical component degradation during service.

The Pratt & Whitney JT8D has a full length fan duct which is a rigid case construction which resists inlet air loads during aircraft rotation. Compared to the later JT9D it has relatively loose clearances between rotating and stationary parts so blade tip rubs as a source of performance deterioration were not an issue.^[149]
The Pratt & Whitney JT9D with a big increase in thrust over the JT8D raised awareness how to transfer engine thrust to the aircraft without bending the engine too much and causing rubs and performance deterioration.^[150]
Klimov VK-1 centrifugal impeller showing that the blades have rubbed on the shroud causing increased clearance and leakage losses.
Turbomeca Marboré IV engine showing location of leakage between impeller blades and stationary shroud, shown sectioned and painted blue. This is the leak path for a centrifugal impeller equivalent to an axial blade tip to casing clearance.^[117] The clearance between the impeller vanes and their shroud is visible and has to be as small as possible without causing rubbing contact. This keeps leakage to a minimum and contributes to the efficiency of the engine.
An example of the appearance of minor compressor blade tip rubs on their shrouds.
A used CFM56 high pressure turbine blade. New blades have 3 different-depth notches at the tip to aid visual assessment (using a borescope) of rubbed away material and consequent increase in tip clearance. 0.25 mm of lost blade-tip causes a 10 deg C loss of EGT margin.^[151]
CFM56 turbine nozzle guide vanes. The area for the combustor gas flow for the complete ring of vanes at the narrowest part of the passage is known as the turbine area. When the vane trailing edges deteriorate the area increases and the engine runs hotter, which causes increasingly rapid deterioration, and uses more fuel to reach take-off thrust.^[152]
A V2500 vane showing thermal damage at the trailing edge which causes performance loss by altering the flow area.
The rough turbine blade airfoil surfaces have a higher friction coefficient than smooth surfaces and cause friction drag which is a source of loss in the turbine.^[153]

American Airlines experience with the JT3C turbojet included cracking and bowing of the turbine nozzle guide vanes which adversely affected the gas flow to the rotating turbine blades causing increased fuel consumption. More significant was erosion of turbine parts by hard carbon lumps which formed around the fuel nozzles and periodically breaking away and striking and eroding turbine blades and nozzle guide vanes causing loss of EGT margin.^[154]

Prior to the doubling and tripling price of fuel in the early 1970s the regain of performance after deterioration was largely a by-product of maintaining engine reliability. The rising cost of fuel and a new awareness on conservation of energy led to a need to understand which type and amount of component degradation caused how much of an increase in fuel consumption.^[155] Higher bypass ratio engines were shown to be more susceptible to structural deformations which caused blade tip and seal clearances to be opened up by rubs.

American Airlines conducted tests on early bypass engines to understand to what degree component wear and accumulation of atmospheric dirt affected fuel consumption. Gas path surfaces in the fan and compressor were found to be coated with deposits of dirt, salt and oil which increased surface roughness and caused performance loss.^[156] A compressor wash on a particular Pratt & Whitney JT8D bypass engine reduced the fuel consumption by 110 pounds of fuel for every hour run.^[157]

Clearances between rotating and stationary parts are required to prevent contact. Increasing clearances, which occur in service as a result of rubbing, reduce the thermal efficiency which shows up when the engine uses more fuel than before. An American Airlines test on a Pratt & Whitney JT3D engine found that increasing the HP turbine tip clearance by 0.031 inch caused a 0.9% increase in fuel used.^[158]

The advent of the high bypass engines introduced new structural requirements necessary to prevent blade rubs and performance deterioration. Prior to this the JT8D, for example, had thrust bending deflections minimized with a long stiff one-piece fan duct which isolated the internal engine cases from aerodynamic loads. The JT8D had good performance retention with its moderate turbine temperature and stiff structure. Rigid case construction installed engine not adversely affected by axial bending loads from inlet on TO rotation. The engine had relatively large clearances between rotating and stationary components so compressor and turbine blade tip rubs were not significant and performance degradation came from distress to the hot section and compressor blade increasing roughness and erosion.^[159]

Emissions

The connection between emissions and fuel consumption is the combustion inefficiency which wastes fuel. Fuel should be completely burned so all chemical energy is liberated as heat.^[160] The formation of pollutants signifies that fuel has been wasted and more fuel is required to produce a particular thrust than would otherwise be.

Noise

Noise influences the social acceptability of aircraft and maximum levels measured during takeoff and approach flyover are legislated around airports. Military aircraft noise is the subject of complaints from people living near military airfields and in remote areas under the flight paths of low level training routes. Prior to the introduction into service of the first jet airliners noise was already the subject of citizen actions around airports due to unacceptable noise from the last generation of piston-engined airliners such as xxx. Forewarned early operators of jet airliners introduced their services with noise abatement takeoff procedures, Comet Caravelle,

Passenger cabin and cockpit noise in civil aircraft and cockpit noise in military aircraft has a contribution from jet engines both as engine noise and structure-borne noise originating from engine rotor out of balance.

Starting time

Starting time is the time taken from initiating the starting sequence to reaching idle speed. A CFM-56 typical start time is 45–60 seconds.^[161] Starting time is a flight safety issue for airstarts because starting has to be completed before too much altitude has been lost.^[162]

Weight

The weight of an engine is reflected in the weight of the aircraft and introduces some drag penalty. Extra engine weight means a heavier structure and reduces aircraft payload.^[163]

Size

The size of an engine has to be established within the engine installation envelope agreed during the design of the aircraft. The thrust governs the flow area hence size of the engine. A criterion of pounds of thrust per square foot of compressor inlet is a figure of merit. The first operational turbojets in Germany had axial compressors to meet a 1939 request from the German Air Ministry to develop engines producing 410 lb/sq ft.^[164]

Cost

A lower fuel consumption engine reduces airline expenditure on buying fuel for a given fuel cost. Deterioration of performance(increased fuel consumption) in service has a cumulative effect on fuel costs as the deterioration and rise in consumption is progressive. The cost of parts replacement has to be considered relative to the saving in fuel.^[165]

Terminology and explanatory notes

Clarifying momentum, work, energy, power

A basic explanation for the way burning fuel results in engine thrust uses terminology like momentum, work, energy, power and rate. Correct use of the terminology may be confirmed by using the idea of fundamental units which are mass M, length L and time T, together with the idea of a dimension, i.e. power, of the fundamental unit, say L¹ for distance, and in a derived unit, say speed which is distance over time, with dimensions L¹T⁻¹^[166] The object of the jet engine is to produce thrust which it does by increasing the momentum of the air passing through it. But thrust isn't caused by the change in momentum. It's caused by the rate of change in momentum. So thrust, which is a force, has to have the same dimensions as rate of change of momentum, not momentum. Efficiences may be expressed as ratios of energy rate or power which has the same dimensions.

Force dimensions are M¹L¹T⁻² , momentum has dimensions M¹L¹T⁻¹ and rate of change of momentum has dimensions M¹L¹T⁻², ie the same as force. Work and energy are similar quantities with dimensions M¹L²T⁻². Power has dimensions M¹L²T⁻³.^[167]

References

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