motores a reacción - sergio lópez martínez

Índice

Sergio López Martínez Motores a reacción 1

CAPÍTULO I: Introducción ........................................................................................... 5

1.1.- Generalidades ........................................................................................................ 5

1.2.- Ventajas del motor alternativo utilizado para bajas potencias .............................. 6

1.3.- Motor, propulsor, motopropulsor y grupo motopropulsor .................................... 8

1.4.- Diferencias propulsivas de un turborreactor y un turbohélice ............................... 9

1.5.- Conceptos fundamentales de la propulsión ........................................................... 9

1.6.- Funcionamiento básico de un turborreactor ........................................................ 10

CAPÍTULO II: Clasificación de los sistemas propulsivos ......................................... 11

2.1.- Sistemas no autónomos ....................................................................................... 13

2.1.1.- Turborreactor de flujo único ......................................................................... 13

2.1.2.- Turbofán........................................................................................................ 14

2.1.3.- Estatorreactor ................................................................................................ 17

2.1.4.- Pulsorreactor ................................................................................................. 19

2.1.5.- Turboestatorreactor ....................................................................................... 21

2.1.6.- Turbocohete .................................................................................................. 21

2.1.7.- Sistemas mixtos ............................................................................................ 22

2.2.- Sistemas autónomos ............................................................................................ 23

2.2.1.- Propulsión fluidodinámica ............................................................................ 23

2.2.2.- Propulsión eléctrica ...................................................................................... 25

CAPÍTULO III: Rendimiento y ciclo de trabajo ........................................................ 27

3.1.- Curva de rendimiento propulsivo ........................................................................ 27

3.2.- Ciclo brayton ....................................................................................................... 29

3.3.- Diferencias entre el motor alternativo y el motor a reacción............................... 31

CAPÍTULO IV: Partes fundamentales del motor a reacción ................................... 35

4.1.- Difusor o toma dinámica ..................................................................................... 35

4.2.- Cárter de entrada .................................................................................................. 36

4.3.- Compresor ........................................................................................................... 36

4.4.- Difusor precámara ............................................................................................... 36

4.5.- Cámara de combustión ........................................................................................ 37

ÍNDICE

Índice

2 Motores a reacción Sergio López Martínez

4.6.- Turbina ................................................................................................................. 37

4.7.- Tobera .................................................................................................................. 37

4.8.- Cárter de accesorios ............................................................................................. 38

CAPÍTULO V: Difusor de admisión ........................................................................... 39

CAPÍTULO VI: Compresor ......................................................................................... 41

6.1.- Compresor centrífugo .......................................................................................... 42

6.1.1.- Estructura ...................................................................................................... 43

6.1.2.- Funcionamiento ............................................................................................ 46

6.2.- Compresor axial ................................................................................................... 50

6.2.1.- Estructura ...................................................................................................... 50

6.2.2.- Funcionamiento ............................................................................................ 53

6.3.- Materiales ............................................................................................................ 57

6.4.- Diferencias fundamentales entre compresor axial y centrífugo .......................... 57

6.5.- Álabes guía .......................................................................................................... 60

6.5.1.- Generalidades................................................................................................ 60

6.5.2.- Ventajas e inconvenientes ............................................................................. 61

6.6.- Mapa de un compresor ........................................................................................ 61

CAPÍTULO VII: Cámara de combustión .................................................................. 67

7.1.- Características operativas deseables .................................................................... 68

7.2.- Partes de una cámara de combustión ................................................................... 71

7.3.- Funcionamiento ................................................................................................... 73

7.4.- Suministro de combustible .................................................................................. 75

7.5.- Tipos de cámara de combustión .......................................................................... 76

7.6.- Materiales ............................................................................................................ 80

7.7.- Arranque del motor .............................................................................................. 81

CAPÍTULO VIII: Turbina ........................................................................................... 83

8.1.- Estructura ............................................................................................................. 84

8.2.- Funcionamiento ................................................................................................... 85

8.3.- Tipos de turbinas axiales ..................................................................................... 86

8.4.- Turbinas refrigeradas ........................................................................................... 87

8.5.- Materiales ............................................................................................................ 88

CAPÍTULO IX: Tobera ................................................................................................ 89

9.1.- Partes de la tobera ................................................................................................ 90

Índice


9.2.- Funcionamiento ................................................................................................... 90

9.3.- Reducción de ruido .............................................................................................. 91

CAPÍTULO X: Postcombustor ................................................................................... 93

10.1.- Partes de la Tobera con Postcombustor ............................................................. 94

10.2.- Funcionamiento del Postcombustor ................................................................... 96

10.3.- Tipos de tobera de área variable ........................................................................ 96

10.4.- Inestabilidad de la Postcombustión ................................................................... 98

Índice


Introducción


CAPÍTULO I: Introducción

1.1.- GENERALIDADES

La turbina es el medio más importante para producir potencia mecánica. Gracias a

la ausencia de elementos alternativos y friccionantes se minimizan los problemas de

equilibrado, el consumo de aceite lubricante es excepcionalmente bajo y el rendimiento

y fiabilidad de la máquina aumenta.

Las ventajas que ofrecen las turbinas se ponen de manifiesto cuando uno de los

fluidos operantes era el agua, siendo las turbinas de vapor uno de los principales

recursos para la producción de energía. Tanto que tiene 500 MW de potencia con un

rendimiento de un 40%. A pesar de todo esto que ha acompañado a su desarrollo, la

turbina presenta un inconveniente intrínseco. Y es que la necesidad de crear vapor a alta

presión y temperatura requiere la instalación de sistemas voluminosos tanto como si se

trata como de una turbina grande como de una pequeña. Otro inconveniente es que se

necesita un vehículo intermedio (fluido operante) para la producción de vapor. Se

CAPÍTULO I:

INTRODUCCIÓN

Introducción


comprueba fácilmente que la planta productora será mucho más compacta si son los

propios gases de la combustión los que mueven la turbina eliminando el paso de agua a

vapor.

Los éxitos más importantes de este desarrollo los marcó el inglés Frank Whittle

en 1937 y a partir de ese momento, con la única excepción del automóvil, la turbina ha

desplazado al motor alternativo porque su relación potencia/peso es mucho mayor.

La transición de los motores de émbolo a los motores de reacción vino motivada

como consecuencia de la necesidad del aumento de la velocidad de vuelo. Esta

necesidad de aumentar la velocidad de vuelo tiene como consecuencia un incremento de

la potencia de las plantas de empuje. Con motores alternativos de peso y tamaño

aceptable no se consigue la potencia necesaria para desplazar el avión a altas

velocidades. Así, se ve que en la historia de la aviación se pasa de los motores

alternativos a los de reacción debido a la mayor relación potencia/peso de estos últimos.

1.2.- VENTAJAS DEL MOTOR ALTERNATIVO

UTILIZADO PARA BAJAS POTENCIAS

Por debajo de 400 CV aproximadamente predominan los motores alternativos,

esto es debido a varias razones:

Para bajas potencias, se tienen gastos de aire pequeños, si se pone un compresor

axial, los álabes correspondientes a los últimos escalones son muy pequeños,

entonces lo que ocurre es que el número de Reynolds de la corriente desciende por

debajo de su valor crítico de forma que se originan turbulencias y grandes

pérdidas aerodinámicas que tienen como consecuencia una gran disminución del

rendimiento. Por otra parte si se pone un compresor centrífugo hay que tener en

cuenta su mayor área frontal, se tienen que poner cámaras de combustión

individuales y que la aerodinámica del compresor centrífugo tiene sus

limitaciones, para relaciones de compresión de 3,8 la velocidad de entrada son ya

supersónicas. Y para velocidades de entrada Mach 1,2 existe una interacción entre

la onda de choque y la capa límite que trae como consecuencia el desprendimiento

de la corriente y unas grandes pérdidas de compresión. Entonces, lo que se hace es

Introducción


poner un compresor axial como etapa de baja presión y como etapa de alta presión

se pone un compresor centrífugo.

Las turbinas giran a grandes velocidades, si giran a muchas revoluciones no se

puede acoplar directamente una hélice (o a las ruedas de un coche) y habrá que

poner grandes reductores. En el caso de un turbohélice, su rendimiento propulsivo

sólo es bueno para un número de Mach no superior a 0,65, que combinado con la

velocidad de la hélice producirían fenómenos de compresibilidad en la punta de

las palas que producirían una entrada en pérdida o una gran resistencia

aerodinámica. Esto se evita poniendo reductores, ya que las hélices pueden girar

sin tener fenómenos de compresibilidad entre 2300 y 2800 rpm.

Por otra parte, se sabe que el trabajo específico por escalón es aproximadamente

proporcional a la velocidad tangencial al cuadrado:

2

r

. Si se habla de

motores pequeños, y se quiere mantener constante el trabajo por escalón, y así el

rendimiento total del compresor se tiene que mantener la velocidad tangencial

constante y para ello habría que aumentar las revoluciones ya que el radio

disminuye y se tendrían que poner aún mayores reductores.

2

·

u

u cte

u r

En turbohélices pasa lo mismo, se tienen unos radios pequeños y para

mantener constante el trabajo por escalón tendría que funcionar a muchas

revoluciones y habría que poner unas grandes reducciones.

Otro factor es el rendimiento propulsivo. Los motores a reacción están diseñados

para tener unos rendimientos propulsivos elevados para velocidades de vuelo

elevadas. En el caso de motores pequeños (para realizar trayectos cortos y con

bajas potencias) las velocidades de vuelo serán muy bajas y el rendimiento

propulsivo también; en consecuencia el consumo específico será elevado. Por lo

Introducción


tanto, para motores pequeños se tienen rendimientos propulsivos pequeños y

grandes consumos específicos. (Fig. 3.1)

Los motores a reacción tienen un pequeño retraso debido a la inercia (tardan más

en reaccionar). Con motores de baja potencia se está hablando de alturas poco

elevadas y de trayectos cortos. Entonces es mucho más rápido un motor

alternativo, que un turborreactor.

1.3.- MOTOR, PROPULSOR, MOTOPROPULSOR Y

GRUPO MOTOPROPULSOR

Cuando se habla del motor de un avión se está refiriendo al dispositivo o a la

máquina que es capaz de producir una fuerza motriz como para desplazar al avión

venciendo la resistencia del medio ambiente y contrarrestando los campos gravitatorios.

En el caso de un motor alternativo, este no es capaz de producir la fuerza motriz para

desplazar el avión sino que necesita un sistema auxiliar: la hélice. En el caso de un

turborreactor, por su configuración sí que es suficiente para producir el empuje

necesario y desplazar el avión.

Motor: Unidad que transforma la energía química del combustible en energía

mecánica en forma de par motor. Ejemplo: Motor alternativo.

Propulsor: Unidad que transforma la energía mecánica, proporcionada por el

motor, en energía cinética. Y que obtiene un empuje en sentido contrario al gas

portador de esa energía cinética. Ejemplo: Hélice.

Motopropulsor: Dispositivo que transforma directamente la energía química del

combustible en energía cinética. Y que obtiene un empuje en sentido contrario al

gas portador de esa energía cinética. Ejemplo: Turborreactor.

Grupo motopropulsor: Dispositivo formado por un motor y un propulsor. Por

ejemplo, el motor alternativo y una hélice o el turbohélice debido al carácter

mixto que tiene. No es lo mismo motopropulsor que grupo motopropulsor.

Introducción


1.4.- DIFERENCIAS DESDE EL PUNTO DE VISTA

PROPULSIVO DE UN TURBORREACTOR Y UN

TURBOHÉLICE

Turborreactor: Se comunica a una pequeña masa de aire una gran aceleración.

Por otra parte, aproximadamente 1/3 de la energía que se libera en el proceso de

combustión se emplea en mover el compresor y sistemas auxiliares y 2/3 para

obtener empuje por el principio de acción y reacción.

Turbohélice: Se comunica a una gran masa de aire una pequeña aceleración. Por

otra parte, aproximadamente 9/10 de la energía que se libera en el proceso de

combustión se emplea en mover la hélice, compresor y sistemas auxiliares, y 1/10

para obtener empuje debido a las fuerzas de reacción.

1.5.- CONCEPTOS FUNDAMENTALES DE LA

PROPULSIÓN

Para mover un vehículo hay que crear una fuerza en el sentido del movimiento

para, acelerando, vencer la resistencia del medio ambiente y contrarrestar los campos

gravitatorios. Según las leyes de la dinámica esa fuerza se opondrá a otra fuerza igual en

la misma dirección y de sentido contrario que es la reacción. Esa otra fuerza, se ha de

aplicar a un cuerpo distinto del vehículo porque sino se produciría una deformación y

no un desplazamiento del vehículo. En la propulsión aérea y espacial se necesitan otros

cuerpos para permitir la propulsión del vehículo; esos otros cuerpos son la atmósfera o

las masas almacenadas a bordo del vehículo.

A causa de que la cantidad de movimiento del sistema completo (vehículo más

masas más atmósfera es constante) si se transfiere cantidad de movimiento a la

atmósfera, la atmósfera transfiere cantidad de movimiento en sentido contrario y si se

transfiere a las masas almacenadas, éstas transfieren cantidad de movimiento en sentido

contrario al vehículo, por lo que la fuerza que actúa sobre el vehículo se obtiene

transfiriendo cantidad de movimiento a la atmósfera o a las masas almacenadas. El aire

entra en el motor y es lanzado hacia atrás a una velocidad superior a la que ha entrado,

Introducción


así sobre el motor actuará la reacción del aire que lo propulsará hacia delante (al motor).

Los motores a reacción están basados en la segunda y tercera ley de Newton: el

incremento de la cantidad de movimiento es igual al impulso de la fuerza aplicada en la

misma dirección que ésta, y a toda fuerza le corresponde una reacción en la misma

dirección y de sentido contrario.

( ) ·

·( )

s e

s e

c m v v F t

mF v v

t

E F

1.6.- FUNCIONAMIENTO BÁSICO DE UN

TURBORREACTOR

El aire llega al difusor de entrada donde se transforma la energía cinética en

presión, pasa al compresor donde se sigue aumentando la presión de este aire gracias a

un trabajo mecánico comunicado por el compresor, después se pasa por el difusor

precámara que decelera la corriente para que tenga una velocidad adecuada para que se

queme con el combustible y no se apague la llama; tras la combustión se pasa a la

turbina donde se expanden los gases en un elemento que es el estátor, y luego, la energía

cinética que adquiere se transforma en energía mecánica en el rotor, y finalmente, se

expanden los gases en la tobera para obtener el empuje.

Clasificación de los sistemas propulsivos


CAPÍTULO II: Clasificación de los sistemas propulsivos

CAPÍTULO II:

CLASIFICACIÓN

DE LOS SISTEMAS

PROPULSIVOS



2.1.- SISTEMAS NO AUTÓNOMOS

2.1.1.- Turborreactor de flujo único

El aire que penetra en el

motor es sometido a una

compresión y a una

combustión parcial para

después expansionarse en la

turbina, captando la energía

necesaria para mover el

compresor y para obtener un

gran incremento de velocidad de la masa de aire que

penetró en el motor en la tobera de salida.

Se pudieron desarrollar los turborreactores,

primero aumentando la relación de compresión y después

aumentando temperatura de entrada en turbina.

Se pueden clasificar en: de compresor simple, si

van dotados de un compresor; y de compresor doble,

cuando tienen dos. Estos a su vez pueden ser clasificados

en compresor de tipo centrífugo o axial.

En un compresor centrífugo pueden ponerse álabes por las dos caras para

aumentar el gasto de aire sin aumentar el área frontal (Fig. 2.2). Para un determinado

gasto si sólo se pusieran por una

cara se tendría un área frontal muy

grande. Poniendo dos escalones1 lo

que se hace es aumentar la relación

de compresión sin aumentar el

gasto (Fig. 2. 14).

1 En centrífugo se refiere a dos etapas de compresión si los dos compresores son independientes.

2 No pregunta que es el triángulo de velocidades pero si como afecta el slip triángulo de velocidades en

2.1 Turborreactor de compresor centrífugo de una

etapa y doble entrada.

2.2 Compresor centrífugo

de doble cara.

2.3 Turborreactor con un sólo compresor axial.



Cuando se ponen dos etapas de compresión (dos compresores independientes) el

compresor de baja es movido por la turbina de baja y el compresor de alta es movido

por la turbina de alta. Las dos etapas de compresión se colocan para aumentar la

flexibilidad de operación del compresor, es decir, para aumentar el rango en el que el

compresor puede funcionar de manera estable.

A partir determinadas relaciones de compresión, aproximadamente de 6 a 8,

disminuye el rango en el que el compresor puede funcionar de manera estable. Para

ampliar esta gama se puede utilizar:

Sangrado de aire: Se sangra aire de las últimas etapas y así se evita que se pueda

crear una contrapresión que haga inestable al compresor.

Se pueden poner álabes guía de incidencia variable: Con estos álabes se

disminuye la velocidad relativa de entrada al compresor de la corriente.

Se colocan dos etapas de compresión: Llega un momento que los métodos

anteriores son insuficientes para relaciones de compresión de 6 a 8 para arriba,

entonces se recurre a dividir el compresor en dos. Al estar el compresor dividido

en dos funciona mucho mejor fuera de las condiciones de diseño ya que cada uno

compresor tiene su régimen óptimo.

2.1.2.- Turbofán

En este tipo de turborreactor

solamente una parte del aire que

penetra en el motor es sometido a las

mismas transformaciones que en un

turborreactor simple; a este aire se le

denomina flujo primario. La otra parte

del aire que penetra en el motor no es

sometida a un proceso de combustión,

sino que pasa por el fan, se comprime,

2.4 Turbofán de triple eje con alto índice de

derivación.



se expande por las toberas adecuadas y se obtiene un incremento de volumen; a este aire

se le denomina flujo secundario.

Un turbofán consigue que al empuje obtenido por la masa de aire sometida a

compresión-combustión-expansión se le sume el de una masa adicional de aire

acelerada únicamente por la acción de los álabes de un compresor de baja elevación de

presión (fan). Así se obtiene un mayor gasto de aire con una velocidad de salida de los

gases de escape menor, lo que mejora el rendimiento propulsivo y por lo tanto el

consumo específico, por lo que se dispone de mayor energía para propulsar respecto de

la energía mecánica total que proporciona el motor.

El rendimiento propulsivo es la ley de como se transforma en energía cinética la

energía potencial que tiene el fluido a la entrada de la tobera, entonces lo que hace el

rendimiento propulsivo es transformar el trabajo mecánico que ha realizado el motor en

fuerza de empuje. Entonces lo que se va a buscar es tener un rendimiento propulsivo

alto.

2por lo tanto si 1

·( ) 0

op s o p

s o

s o

vv v

v v

E m v v

Como se ve en las ecuaciones para que el rendimiento propulsivo sea alto

teóricamente que tendría que suceder, que la velocidad de entrada sea igual que la

velocidad de salida con lo cual el rendimiento propulsivo sería uno. Todo esto

suponiendo que el rendimiento de la tobera es la unidad y que no hay pérdidas por

fricción pero en realidad nunca se podrá transformar en energía cinética toda la energía

potencial que llega a la entrada de la tobera. Suponiendo que se tiene un rendimiento

propulsivo unidad se ve que en este caso el empuje sería nulo. Para tener un

rendimiento propulsivo alto sin una reducción de empuje se coloca un fan y un escalón

de turbina que mueva el fan. Lo que se consigue es que el gas cuando salga realice un

trabajo al mover el escalón de turbina por lo tanto pierde velocidad y así se consigue

una velocidad de salida más próxima a la de entrada que hace que aumente el

rendimiento propulsivo. Y por otra parte para que no disminuya el empuje debido a la

reducción de la velocidad de salida con el trabajo realizado por la turbina se mueve un

fan para conseguir gasto de aire mayor y así evitar una posible pérdida de empuje. Al



aumentar el rendimiento propulsivo sin una disminución de empuje disminuye el

consumo específico.

La relación de derivación es la relación entre el flujo secundario y el flujo

primario.

Flujo secundario

Relación de derivación =Flujo primario

Hasta 3:1 (3 a 1) de relación de derivación se puede considerar de baja relación de

derivación y a partir de ahí es de alta relación de derivación.

Ejemplos: Las relaciones de compresión de los aviones civiles pueden llegar de

40:1 hasta 50:1, incluso un poco más; la relación de derivación puede estar entre 4:1 y

8:1 y la temperatura de entrada en turbina alrededor de 1900º a 2050º kelvin. Y en los

aviones militares la relación de compresión puede estar en 35:1 y la relación de

derivación entre 0,3:1 y 0,4:1; y la temperatura de entrada en turbina sobre unos 1900º

kelvin.

Se pueden clasificar según el lugar donde se separan los flujos:

Tipo serie: Si los dos flujos son admitidos de forma conjunta dándose la

separación después de la compresión.

Tipo paralelo: Si la admisión es independiente existiendo un compresor para

cada flujo.

Los turbofán de flujo mezclado

(Fig. 2.5) permiten que los gases del flujo

primario y secundario se mezclen en la

tobera. Se suele utilizar con bajos índices

de derivación y esto es especialmente

interesante en el caso de la

postcombustión, ya que el aire procedente

del flujo secundario es aire fresco, mientras que el del flujo primario está mezclado con

los productos de la combustión, el flujo secundario también sirve para refrigerar. El

turbofán de flujo mezclado tendrá peor consumo específico porque la relación de

2.5 Turbofán de doble compresor con bajo

índice de derivación y flujo mezclado.



derivación es menor que en el de flujo independiente y por lo tanto los rendimientos

serán menores.

Dentro de los turborreactores de doble flujo se tiene el afterfan, que se diferencia

de los anteriores en que lleva el fan en la parte posterior. La ventaja de este sistema es

que es más ligero, ya que no tiene eje de transmisión primario y secundario. En cambio

las desventajas son varias: la diferencia de temperaturas a la salida entre el flujo

primario (1000º C) y secundario (200º C) es muy elevada, por lo que los esfuerzos

térmicos son elevados dilatándose una parte de la estructura más que la otra pudiendo

causar la ruptura (fenómeno de termofluencia estructural); el flujo primario, al

encontrarse a gran presión, se filtrará (leakage) por los huecos antes y después del fan

ocasionando una pérdida de potencia en la turbina; tiene un funcionamiento menos

flexible ya que el fan delantero ayuda a

precomprimir el aire haciendo que sea

más fácil de manejar en distintas

situaciones.

Otro tipo es el contra-rotating fan

(Fig. 2.6), en el que se tienen dos grupos

fan de baja presión (LPT) girando uno en

sentido contrario al otro.

2.1.3.- Estatorreactor

Es un motor que carece de los elementos

fundamentales de las turbomáquinas como son el

grupo compresor-turbina. Se puede considerar que

es el motor de reacción más sencillo que existe

puesto que carece de elementos móviles a

excepción de la bomba de combustible. Tiene una elevada relación potencia-peso pero

sin embargo también tiene un consumo elevado razón por la cual se reduce mucho su

radio de acción.

2.6 Contra-rotating fan de alto índice de

derivación.

2.7 Estatorreactor.



Las partes fundamentales del estatorreactor son el difusor, la cámara de

combustión y la tobera.

Para su funcionamiento necesita una velocidad inicial. La compresión dinámica se

efectúa como consecuencia de esta elevada velocidad inicial (de vuelo). En el difusor se

transforma la energía cinética en presión, luego se inyecta combustible en la cámara de

combustión, se produce la combustión por la chispa de una bujía que permanece

constantemente encendida por motivos de seguridad, luego se expanden los gases en la

tobera y se produce un incremento de la cantidad de movimiento de los gases y un

empuje en sentido contrario.

El sistema de funcionamiento es como el del motor de reacción: un sistema de

funcionamiento continuo y la combustión se realiza a presión constante.

El difusor y la tobera son diferentes si se trata de un estatorreactor para vuelo

subsónico o supersónico (ram - jet y scram - jet). En el caso de vuelo subsónico el

difusor es divergente y la tobera es convergente y en el caso de vuelo supersónico el

difusor y la tobera son convergente - divergente.

En el caso supersónico,

en el difusor, la velocidad va

disminuyendo y transformán-

dose en presión. Esta presión es

máxima en el punto donde el

Mach = 1, mientras la

velocidad sigue disminuyendo.

Lo que pasa es que debido a las

variaciones de gasto aparecen ondas de

choque normales que producen grandes

pérdidas de presión y por lo tanto grandes

pérdidas de rendimiento. Para evitar esto

se coloca a la entrada del difusor el cono

de Mach (Fig. 2.8) que produce un

2.8 Cono de Mach.

2.9 Ondas oblicuas en el cono de Mach.



desplazamiento axial adaptándose a la velocidad de vuelo de tal manera que se forman

ondas de choque oblicuas (Fig. 2.9) de forma controlada que evitan las grandes pérdidas

de presión que ocasionan las ondas de choque normales.

En cuanto a la tobera se ha dicho también que es convergente-divergente. Los

gases de escape van aumentando su velocidad a la vez que se expanden hasta alcanzar

M = 1 en la garganta, y luego continúan aumentando esta velocidad.

Principales aplicaciones del estatorreactor:

Como propulsión adicional en los aviones cuando se ha adquirido una velocidad

adecuada para su funcionamiento.

Como tipo de potencia auxiliar en la propulsión de los helicópteros. Se encuentran

en la punta de las palas, son pequeños, unos 6 kg. Son estatorreactores que tienen

un enorme ruido y un gran consumo.

Como propulsión para lanzamiento de cohetes y misiles.

Como sistema propulsor del estado propulsor de la lanzadera espacial.

Aviones experimentales, por ejemplo combinando lo que es un turborreactor con

un estatorreactor.

Bombas volantes.

2.1.4.- Pulsorreactor

Es otro sistema que tampoco tiene los

elementos fundamentales de las turbomáquinas

(grupo compresor-turbina). El funcionamiento es

similar al del estatorreactor sólo que aquí el

sistema de combustión es discontinuo, a

volumen constante y a impulsos de alta

frecuencia derivados de unas válvulas que

permiten la entrada de los gases para que se 2.10 Pulsorreactor.



produzca la combustión. A diferencia del estatorreactor el pulsorreactor si puede

funcionar en condiciones estáticas.

El conducto de entrada tiene una serie de válvulas abiertas en reposo que están

accionadas por resortes. El flujo de aire pasa a través de las válvulas abiertas hacia la

cámara de combustión donde se produce la combustión del combustible inyectado a la

cámara. El resultado es una expansión de los gases que causa una elevación de la

presión forzando a las válvulas a cerrarse y entonces los gases son expulsados hacia

atrás. Una depresión creada por la inercia de los gases a la salida permite que los

resortes puedan abrir las válvulas y que se repita el ciclo.

Las partes fundamentales son el difusor, las válvulas, la cámara de combustión y

la tobera. Debido a que soporta mayores presiones es de construcción más robusta que

el estatorreactor.

Tiene un rendimiento global bajo porque a pesar de que el rendimiento propulsivo

es elevado el rendimiento motor es muy bajo. Esto es debido a la dificultad que tienen

las válvulas (presentan un pequeño retardo llamado histéresis) para cerrarse y abrirse a

velocidades de vuelo elevadas. Estas válvulas que permiten el funcionamiento tienen

una vida útil muy corta (como media hora). Debido a este problema y al excesivo

consumo, este sistema ha caído en desuso.

En resumen:

Tiene un gran ruido.

Rendimiento bajo.

No se utiliza.

Fue empleado como bomba volante.

Funciona con un ligero soplado.

El consumo es muy alto porque no se puede controlar el consumo combustible y

aspira mucho combustible quedando mucho sin quemar.



2.1.5.- Turboestatorreactor

Es un sistema propulsivo

experimental, funciona como un

turborreactor para Mach

pequeños, M < 3, y como un

estatorreactor para M > 3, el cual

tiene un alto rendimiento a un alto

nº de Mach. Se utiliza general-

mente en aviación supersónica.

El motor está rodeado por un conducto que tiene un difusor de área variable y a la

salida un postcombustor con una tobera de área variable. Durante el despegue y la

aceleración funciona como un turborreactor convencional con el postcombustor

encendido, en otras condiciones de vuelo hasta Mach 3 el postcombustor está apagado.

Cuando el avión supera Mach 3 el turborreactor deja de funcionar, y la toma de aire

desvía el aire que iba al compresor, por medio de los álabes guía, y es conducido hasta

el postcombustor, el cual actúa como la cámara de combustión de un estatorreactor.

2.1.6.- Turbocohete

Es un sistema propulsivo experimental más pequeño que el turboestatorreactor,

más ligero, pero también tiene un consumo más alto que este. La principal diferencia es

que transporta oxígeno para realizar la combustión. Se emplea como lanzadera espacial,

misiles, aviones que van a gran velocidad y gran altura.

2.11 Turboestatorreactor.

2.12 Turbocohete.



Tiene un compresor de baja presión que es movido por una turbina. La energía

necesaria para mover esa turbina se obtiene al quemar un combustible con el oxígeno en

una cámara como la de los cohetes. Cuando el gas alcanza unos 3500ºC, combustible

adicional es pulverizado en la cámara de combustión por motivos refrigerantes antes de

que el gas entre en la turbina. Esta mezcla rica en combustible es mezclada con el aire

del compresor y con un extra de combustible que se quemaran en un postcombustor

convencional.

2.1.7.- Sistemas mixtos

Constan de un generador de gas y una turbina que comunica la potencia extraída a

un sistema propulsor externo al motor o bien a un sistema general para aprovechar la

potencia.

Turbohélice: Es un sistema

propulsivo formado por un turborreactor

simple y una hélice arrastrada por una o varias

turbinas movidas por la energía cinética de los

gases en la expansión después de la

combustión. Su ciclo termodinámico es igual

al del reactor puro, pero aquí la propulsión se

obtiene por medio de la tracción de la hélice

que recibe la energía procedente de la turbina.

El turbohélice puede considerarse como el

límite de un turborreactor de doble flujo para

el que no existe apenas propulsión del flujo

primario, provocando un alto rendimiento

propulsivo. La diferencia entre un turbohélice

y un turbofán es que el primero no está

carenado.

Propfan: Turbohélice que guarda

similitud con un turbofán. Aquí la hélice es

supersónica y hay dos palas girando en

2.13 Turbohélice de doble compresor

axial

2.14 Turbohélice de compresor

centrífugo de una cara y doble etapa.

2.15 Propfan.



sentidos opuestos. Su índice de derivación es

mayor de 15:1, mejorando el rendimiento

propulsivo y disminuyendo el consumo

específico. (Turbofán)

Turboeje o turbina de gas: En este caso

el empuje en comparación con la potencia que se

extrae en el eje es prácticamente nulo, por lo que

Vs ≈ 0. Aquí no existe tobera ni tampoco propulsión. (Propulsión por hélice)

2.2.- SISTEMAS AUTÓNOMOS

Los motores cohete funcionan también según el principio de acción y reacción.

No necesitan aire para su funcionamiento. Se emplea un oxidante (oxígeno, flúor…) y

un combustible (hidrógeno, amoniaco, hidracina N2H4, queroseno, gasolina…). Se

inyecta el oxidante y el combustible de forma que se produce la combustión dando lugar

a un incremento de la cantidad de movimiento de los gases y un empuje en sentido

contrario.

2.2.1.- Propulsión fluidodinámica

Se aumenta la presión y la temperatura del propulsante, este se expande y así se

consigue el empuje. Las fuerzas que entran en juego son fuerzas de presión.

Químicos: La energía química del propulsante se transforma en energía térmica

mediante una reacción química. El combustible tiene una energía interna que

mediante una chispa se libera en forma de calor. La energía térmica aumenta la

presión y temperatura del propulsante, consiguiendo así la energía cinética que

proporcionará el empuje. Se clasifican dependiendo del estado físico en el que

esté el propulsante:

o Propulsante sólido: La chispa provoca que el sólido genere gases como

reacción química, saliendo estos a altas presiones (100 atm) y temperaturas

2.16 Turboeje con doble compresor

axial y turbina de potencia libre.



(3000º K). Es una reacción exotérmica. El gas se expande y sale por una

tobera convergente-divergente aumentando su velocidad. Antes de la

garganta el gas estará en régimen subsónico, en régimen sónico en la

garganta (M = 1), y supersónico tras ella. Con este tipo de tobera el

aprovechamiento de la energía es máximo.

El propulsante se compone de granos que se clasifican en doble base,

la molécula tiene parte de oxidante y parte de reductor diferenciadas; y base

simple, la molécula es mezcla de oxidante y reductor sin que se puedan

diferenciar.

Las ventajas de estos propulsores son que su diseño es sencillo,

aportan grandes empujes durante tiempos muy pequeños, los granos pueden

ser almacenados durante bastante tiempo (pues no son corrosivos)… En

cambio tienen varios inconvenientes como que el empuje no puede ser

controlado dándose de forma caótica sin poder controlar el gasto, no es

reutilizable, tiene problemas de refrigeración debido a que no se puede

introducir ningún elemento refrigerante, la tobera se desintegra debido a las

altas temperaturas y el rendimiento es bastante bajo.

o Propulsante líquido: Se va a dar una reacción

redox en estado líquido. Se comprimen el

combustible y el oxidante aumentando la presión y

se inyectan los dos en la cámara de combustión en

estado gaseoso. Se provoca una chispa que genera

una reacción química de combustión produciendo

energía térmica que eleva la presión y temperatura

del tal forma que sale por la tobera en régimen

supersónico. El combustible refrigera la tobera.

Las ventajas que presenta son su largo

tiempo de funcionamiento, mayor impulso

específico que los anteriores, se puede controlar el

empuje por medio del control de gasto, se pueden

refrigerar utilizando distintos métodos…

2.17 Cohete de

propulsante líquido.



o Propulsante híbrido: El oxidante está en estado líquido y el combustible en

estado sólido. El líquido, que suele ser O2, se introduce donde el

combustible sólido está almacenado comenzando así la reacción. Buen

control de la combustión.

Eléctricos: Al propulsante se le añade calor por alguno de los métodos siguientes

por lo que se consigue energía térmica que posteriormente será transformada en

energía mecánica.

o Resistojet: Se compone de una resistencia eléctrica que aporta mucho calor

al fluido. La energía se produce en forma de disipación eléctrica.

o Arcojet: Existe un arco eléctrico de alto potencial que genera mucho calor,

que se transfiere al fluido expandiéndose en la tobera.

Nuclear: El calor es generado por una reacción nuclear. Este calor es de fisión y

se transfiere al fluido aumentando su presión temperatura produciéndose la

expansión y posterior salida por la tobera.

2.2.2.- Propulsión eléctrica

Las fuerzas que mueven el fluido son de tipo electromagnético. Se obtienen

empujes muy pequeñitos y sirven para cambiar la órbita de los satélites.

Electrostáticos: Motores de iones (ion rockets) ionizan el propulsante y lo

aceleran mediante campos eléctricos. Los componentes básicos de este tipo de

motores son: generador de iones, acelerador de iones y neutralizador de iones. Los

propulsantes que utilizan son fácilmente ionizables (bajan la energía de

ionización): Cs, Hg, Ar, Xe. En el generador de iones la ionización se produce

mediante bombardeo de electrones o por contacto con un filtro poroso. En el

acelerador de iones, la aceleración se produce mediante un campo eléctrico. La

neutralización se hace por inyección de electrones para obtener el efecto contrario

que en el generador de iones, para que la nave no se cargue con energía

electrostática.



Electromagnéticos: Se tiene el propulsante en estado de plasma que se acelera

mediante un campo electromagnético.

Rendimiento y ciclo de trabajo


CAPÍTULO III: Rendimiento y ciclo de trabajo

3.1.- CURVA DE RENDIMIENTO PROPULSIVO

En primer lugar se tiene el turbohélice, que tiene buenos rendimientos propulsivos

hasta una velocidad de vuelo aproximada de M = 0,65 (a partir de ahí cae), que es la

máxima velocidad que combinada con la velocidad tangencial de la hélice, permite que

no haya fenómenos de compresibilidad en las palas de las hélices que se caracteriza por

una gran resistencia frente a la tracción que puede proporcionar.

A continuación se tiene el turbofán de alta relación de derivación tiene buenos

rendimientos propulsivos desde M = 0,65 hasta M = 0,85, con un buen consumo

específico.

CAPÍTULO III:

RENDIMIENTO Y

CICLO DE

TRABAJO



Para volar en un rango de velocidades

de vuelo altas con unos consumos bajos

suele utilizarse un turbofán de flujos

mezclados con postcombustor que tienen

baja relación de derivación (Fig. 3.2). El

turbofán de baja relación de derivación con

postcombustor puede tener una relación de

derivación del orden de 0,3:1 – 0,4:1. Tiene

una gran maniobrabilidad y un rango

amplio de velocidades de vuelo debido al

postcombustor. Funciona bien entre Mach

de vuelo de 1,8 a 2,6 con un Mach de

crucero de 0,85 con consumos bajos. El 80% del flujo secundario es introducido en el

postcombustor para tener un aire más puro que quemar ya que el aire del flujo primario

está en muy malas condiciones y no se podría quemar según la relación estequiométrica,

y el 20% restante se emplea para refrigeración del postcombustor.

Por último aparece el turborreactor simple que tiene un buen rendimiento

propulsivo para 2,5 < M < 3. Tiene una relación de derivación de 0. Puede considerarse

que es un sistema propulsivo puro, sencillo, compacto, fácil de fabricar y barato, pero

tiene un elevado consumo. Se utiliza para pequeños aviones ya que no tiene la

complejidad que puede tener un turbofán, es barato, funciona bien, y tiene uno

rendimiento propulsivo aceptable para Mach de vuelo del orden de 0,85 a 1.

3.1 Curvas de rendimiento

propulsivo.

3.2 Turbofán de baja relación de derivación de flujos mezclados con postcombustor.



3.2.- CICLO BRAYTON

El fluido que evoluciona por un turborreactor pasa por una serie de estados

termodinámicos, y la secuencia de estos estados termodinámicos tiene un marco

comparativo con el llamado ciclo de Brayton, en el cual la combustión se realiza a

presión constante.

Brayton, en el año 1872, patentó un motor de explosión que funcionaba con

queroseno y luego se pasó al campo de las turbinas. Anteriormente, en 1792, “Balber”

ya había hecho trabajos sobre turbinas; y en 1831, Foster y “Avery” también

construyeron una turbina de gas (de vapor) que tenía un diámetro de 1,5m. En cambio,

al ciclo de un turborreactor se le dio el nombre de ciclo de Brayton porque parece que

fue él el que más contribuyó al desarrollo de la turbina.

• El ciclo de Brayton:

1-2 Compresión adiabática: se transforma un trabajo mecánico en un aumento de

la presión total del fluido que circula por el motor.

2-3 Combustión a presión constante.

3-4 Expansión adiabática.

4-1 Evacuación o sustracción de calor a presión

mínima constante.

Este es el ciclo básico, pero en realidad en un turborreactor la compresión se

efectúa en dos etapas: la compresión dinámica en el difusor y la compresión mecánica

en el compresor. Posteriormente, la expansión se produce también en dos pasos:

expansión en la turbina y expansión en la tobera.

Por otra parte el fluido que circula por el motor siempre lleva una serie de

pérdidas por rozamientos, fugas, por la propia fricción de la combustión… de tal

manera que nunca se verifica un ciclo ideal. El ciclo por tanto, teniendo en cuenta estas

pérdidas, queda de la siguiente manera:

0-1 Compresión dinámica: Compresión en el difusor donde se transforma la

energía cinética de la corriente en presión (energía de presión).

3.3 Ciclo de Brayton.



1-2 Compresión adiabática: Se transforma un trabajo mecánico en un aumento de

la presión total del fluido que circula.

2-3 Combustión a presión constante: Hay una serie de pérdidas debido a la

fricción que se produce en la combustión (por eso la presión baja un poquito).

3-4 Expansión adiabática.

4-5 Expansión dinámica.

5-0 Evacuación de calor a presión mínima

constante.

Este sería ya el ciclo completo de un motor de

reacción.

Comparación del ciclo de Brayton con el ciclo de Otto.

El proceso a presión constante es el siguiente:

1-2 Compresión adiabática

2-3 Adición de calor a presión constante.

3-4 Expansión

4-1 Sustracción de calor

Si se toma un elemento diferencial de “Q” (calor):

TdSdQ → )23(3

2

3

2caáreaTdSdQQS ; SQ calor suministrado

)14(4

1

4

1caáreaTdSdQQR ; RQ calor restado

23 14 14Rendimiento térmico 1

23 23

a c a c a c

a c a c

3.4 Ciclo completo de Brayton.



Se ve ahora el proceso a volumen constante. Se sabe

por termodinámica que en un diagrama T-S las líneas de

volumen constante tienen más pendiente que las líneas de

presión constante. Por lo tanto, para el mismo salto de

presiones y para la misma cantidad de calor suministrado.

Así:

*3* *

223SQ TdS a b ;

*4* *

114RQ TdS a b

* * ** *

* *

23 14 141

23 23

a b a b a b

a b a b

Como para la misma cantidad de calor suministrado: *

*14 14

23 23

a c a b

a c a c

3.3.- DIFERENCIAS ENTRE EL MOTOR

ALTERNATIVO Y EL MOTOR A REACCIÓN

1. En el ciclo Brayton la combustión se produce a presión constante y en el ciclo

Otto la combustión es a volumen constante. Para el mismo salto de presiones y

para la misma cantidad de calor suministrado se obtiene más rendimiento cuando

la combustión es a volumen constante.

(Apartado 3.2)

2. La relación potencia/peso es mayor en

un motor de reacción. En un motor

alternativo de cuatro tiempos (y cuatro

cilindros) se realizan cuatro carreras

simultáneamente en las que una sola es

la que produce potencia. En el caso del

motor de reacción, al ser un sistema de

combustión continua a presión

constante, se está quemando 3.5 Comparación motor de reacción y

motor alternativo.



continuamente combustible, se quema más combustible por unidad de tiempo y

así se saca más potencia para un mismo tamaño de motor.

3. El proceso en los motores de reacción es un proceso de combustión continua y en

los motores alternativos es un proceso discontinuo. En los motores de reacción las

distintas fases se realizan a la vez en distintos sitios (ciclo abierto): se está

comprimiendo, quemando y expansionando todo a la vez. En el motor alternativo

las distintas fases se realizan en distinto tiempo y en el mismo sitio (ciclo

cerrado).

4. Hay una gran diferencia entre las presiones máximas alcanzadas. El motor de

reacción al ser un sistema de combustión continua a presión constante no hay

picos fluctuantes de presión, la presión se mantiene (aunque se ha visto que la

presión disminuye un poco con las pérdidas de fricción en la combustión). En un

motor a reacción la presión máxima vendrá determinada por la relación de

compresión. Sin embargo, en los motores alternativos hay un pico fluctuante de

presión cuando se produce la combustión que puede llegar a alcanzar hasta cuatro

veces la presión que se alcanza en un motor de reacción. Como consecuencia de

estos picos de presión, para soportar estos esfuerzos estructurales que se producen

en los motores alternativos se tienen que tener unos cilindros más robustos; en

contrapartida de los motores de reacción, la cámara de combustión es mucho más

sencilla y mucho más ligera porque no tiene que soportar esos esfuerzos

estructurales que tiene que soportar el motor alternativo.

5. Las relaciones de compresión que se obtienen son distintas y tienen un distinto

significado. La relación de compresión en un motor de reacción puede llegar de

35:1 en los militares hasta 40:1 – 50:1 en los civiles; en el caso de los motores

alternativos la relación de compresión puede ser de 8:1 hasta 10:1 en MIF, y de

12,5:1 hasta 23:1 en MEC.

La relación de compresión así como se justifica en un motor

alternativo no es lo mismo que en un motor de reacción, en

los alternativos es una relación de volúmenes y en los de

reacción es una relación de presiones. La relación de

compresión en un motor alternativo se refiere a la relación



entre el volumen máximo de la cámara, cuando el émbolo está en el PMI, y el

volumen mínimo de la cámara, cuando el émbolo está en el PMS (de tal manera

que una relación de compresión de 10:1 significa que el volumen inicial se ha

reducido diez veces, y que la presión inicial se ha multiplicado más o menos por

25). El nombre correcto es relación volumétrica de compresión pero se acorta por

comodidad. Sin embargo la relación de compresión en un motor de reacción es la

relación entre la presión máxima a la salida del compresor y la presión máxima a

la entrada del compresor, es decir, es una relación de presiones (por lo tanto una

relación de compresión de 10:1 la presión inicial se multiplica por 10).

6. Las temperaturas que hay al final de la combustión son mayores en los motores

alternativos (3000º K) que en los de reacción (2000 - 2100º K), pero estas son

temperaturas instantáneas de forma que los gases enseguida se expanden siendo la

temperatura media más baja en los motores alternativos que en los motores de

reacción. Pero los motores de reacción es un sistema de combustión continua y

por lo tanto mantiene estas temperaturas, por ello los materiales de los motores de

reacción (de todo lo que está en contacto con los gases de escape) debe ser de una

gran resistencia a la temperatura.

Diferencias de menor importancia:

7. Los alternativos son más flexibles, mayor rango de revoluciones que los de

reacción.

8. El octanaje en los combustibles de motores alternativos es superior al de los

combustibles empleados en motores de reacción.

Partes fundamentales del motor a reacción


CAPÍTULO IV: PARTES FUNDAMENTALES DEL MOTOR A REACCIÓN

Las partes fundamentales de un motor de reacción son: difusor, compresor,

difusor pre-cámara, cámara de combustión, turbina y tobera. Hay una parte muy

importante que casi puede ser considerada como parte del turborreactor, el cárter de

accesorios.

4.1.- DIFUSOR O TOMA DINÁMICA

El difusor es un conducto cuya función que el aire pierda velocidad y gane

presión. Se intenta que existan las menores pérdidas de presión posible. Aunque el

conducto de entrada no forma parte de la célula del motor tiene una gran influencia

sobre las actuaciones del motor, porque un rendimiento bajo del difusor trae como

CAPÍTULO IV:

PARTES

FUNDAMENTALES

DEL MOTOR A

REACCIÓN



consecuencia una gran inestabilidad a lo largo del motor. Para que el aire entre bien,

tiene que estar libre de distorsiones y tener formas suaves. Respecto del avión el difusor

tiene que causar pérdidas aerodinámicas mínimas.

4.2.- CÁRTER DE ENTRADA

Se encuentra delante del compresor, aunque no forma parte de él porque no

comprime el aire. Lleva los álabes guía para orientar la corriente con el ángulo

adecuado para su entrada al compresor. (Los álabes guía sólo se ponen si se consideran

necesarios).

4.3.- COMPRESOR

Este elemento tiene la misión de aumentar la energía del fluido mediante un

incremento de la presión total gracias a un trabajo mecánico. Existen dos tipos:

compresores centrífugos y axiales. Ambos tienen el funcionamiento básico de los

compresores dinámicos, aumentar la velocidad de la corriente (aumentar la energía

cinética) en un elemento llamado rotor y esa energía cinética transformarla en presión

en otro elemento llamado estátor. Al conjunto rotor – estátor se llama escalón de

compresión.

4.4.- DIFUSOR PRECÁMARA

Detrás del compresor hay un ensanchamiento divergente que es el difusor pre-

cámara. Al salir el aire del difusor pasa por el último estátor del compresor. Este estátor

del compresor orienta la corriente en el sentido axial quitando así la componente

tangencial de la velocidad absoluta, permitiendo que luego la mezcla con el combustible

sea buena. Posteriormente, a la salida del compresor la velocidad de la corriente es

demasiado alta (del orden de 120 - 150 m/s) para que se produzca una buena mezcla con

el combustible y no se produzca el apagado de la llama. Entonces, lo que se hace en el



difusor pre-cámara es reducir la velocidad a 100 - 120 m/s. Por otra parte, ésta es la

zona de mayor presión, por lo que se sacan sangrados de aire para distintos servicios del

motor.

4.5.- CÁMARA DE COMBUSTIÓN

Su misión fundamental es realizar la combustión de la mezcla aire-combustible y

entregar la energía a la turbina a una temperatura admisible para su correcto

funcionamiento.

Para que una cámara de combustión sea más o menos aceptable debe tener

pérdidas de presión mínimas, alto rendimiento, contaminar poco y no tener tendencia al

apagado (dependiendo como queme la cámara, los gases de escape serán más o menos

contaminantes).

4.6.- TURBINA

Lo que hace la turbina es transformar aproximadamente 1/3 de la energía liberada

en el proceso de la combustión en energía mecánica para mover el compresor y los

sistemas auxiliares, y el resto de la energía de la combustión se utiliza para la

propulsión.

El gas a la salida de la cámara de combustión en el primer estátor de la turbina se

expansiona transformando la energía de presión en energía cinética, después esta

energía cinética se transforma en energía mecánica en un segundo elemento que es el

rotor.

4.7.- TOBERA

El gas a la entrada a la tobera posee una elevada entalpía estática que luego se

transforma en energía cinética; es decir, la tobera es un conducto donde el gas pierde



presión y gana velocidad para expandir los gases hasta la atmósfera y conseguir el

máximo empuje.

4.8.- CÁRTER DE ACCESORIOS

El motor de reacción no sólo tiene por misión dar empuje sino que además

produce una serie de energías como son por ejemplo dar energía eléctrica, hidráulica,

neumática… Por otra parte, necesita del servicio de una serie de sistemas como pueden

ser las bombas de aceite, de combustible, el control de combustible, etc. Para que estos

sistemas funcionen, necesitan el aporte de energía. Lo que se hace es extraer esta

energía de un punto del eje de alta por medio de un sistema de engranajes cónicos (se

extrae energía mecánica del eje). Este eje por medio de otro sistema de engranajes le

comunica la energía a otros ejes que son los que van a mover esta serie de sistemas; esto

constituye el cárter de accesorios. La situación del cárter de accesorios cambia mucho

en cada motor.

Difusor de admisión


CAPÍTULO V: Difusor de admisión

El difusor de admisión de un turborreactor debe cumplir la difícil misión de

canalizar el flujo de aire hacia el compresor libre de distorsiones, con estabilidad, y

siendo capaz de transformar la mayor parte de la energía cinética en presión. La falta de

rendimiento de un conducto de admisión de aire ocasiona el descenso de las actuaciones

del motor (performance).

El difusor debe tener una arquitectura acorde con las funciones que cumple, su

forma y diseño son muy calculados y estudiados, para que estos puedan proporcionar un

máximo rendimiento a los motores en los cuales se acoplan. En resumen una buena

toma de aire debe suministrar el gasto de aire requerido por el compresor, para lo cual

su forma interna y tamaño son fundamentales, también tiene que establecer un campo de

velocidades lo más uniformemente posible de manera que pueda generar un flujo lo más

laminar posible.

CAPÍTULO V:

DIFUSOR DE

ADMISIÓN

Difusor de admisión


El proceso de compresión dinámica, que se desarrolla desde la garganta de la

toma hasta el plano de entrada del compresor, debe evitar la separación de la capa límite

de las paredes. La separación se traduce en una caída de presión total e irregularidades

del flujo en la entrada del compresor. Por último debe efectuar el proceso global de

compresión dinámica con pérdidas energéticas mínimas, es decir, máxima recuperación

de presión total.

Aunque el difusor no forma parte del motor, sino que pertenece a la célula del

avión, puede considerarse como parte importante del motor ya que un bajo rendimiento

del difusor tiene como consecuencia grandes pérdidas a lo largo del motor.

5.1 Condición estática,

insuficiente aire para el

motor.

5.2 Operación a baja

velocidad, aire correcto

para el motor.

5.3 Operación a alta

velocidad, más aire del

que el motor necesita.

Compresor


CAPÍTULO VI: Compresor

Es el encargado de comprimir el fluido antes de que se produzca la combustión.

El fluido se comprime por dos razones aumenta el rendimiento motor, (menos

combustible para una potencia dada) y aumenta el gasto del motor (motores más

pequeños para una potencia dada).

La relación de compresión en los compresores centrífugos puede ser de 7:1 hasta

8:1 y en los axiales de 1,1:1 hasta 2:1 por escalón.

Se clasifican los compresores en dos tipos: los turbocompresores y los

compresores volumétricos.

Turbocompresores: comprimen grandes cantidades de aire de forma continua y a

presión moderada. (Los utilizados en aviación).

Compresores volumétricos: comprimen pequeñas cantidades de aire de forma

discontinua y a una presión elevada.

CAPÍTULO VI:

COMPRESOR

Compresor


Una de las características más importantes de los compresores es la relación de

compresión, que es la presión total a la salida del compresor dividida por la presión total

a la entrada del compresor.

El consumo específico está relacionado con

la relación de compresión, según aumenta la

relación de compresión baja el consumo

específico. A relaciones de compresión muy altas

podría aumentar el consumo específico porque

también depende de otros parámetros.

Las características del compresor ideal son:

Área frontal pequeña, con lo cual se tienen menos pérdidas aerodinámicas.

Elevada relación de compresión, con lo cual se tendría más rendimiento.

Ligero, que no pese mucho.

Resistente a los fenómenos de inestabilidad o entrada en pérdida.

Dentro de los compresores dinámicos, que son los que se emplean en los motores

de reacción. Se tienen dos tipos: los compresores centrífugos y los compresores axiales.

6.1.- COMPRESOR CENTRÍFUGO

Consta de un disco, que es el impulsor o rotor y que lleva regularmente

espaciados una serie de álabes de tal manera que la corriente que entra en sentido axial

sale con una velocidad absoluta casi tangencial para luego entrar al difusor donde se

transforma esta energía cinética en presión. Luego la corriente fluida pasa a través de

los colectores a la cámara de combustión.

Cuando se pone un compresor centrífugo normalmente se ponen cámaras de

combustión individuales y cada colector va a una cámara. Cuando se pone un compresor

centrífugo como etapa de alta presión de un compresor axial para evitar agrandar el

motor se colocan las cámaras de flujo invertido (Fig. 2.16).

6.1 Consumo específico frente a la

relación de compresión.

Compresor


En muchos motores, delante del

compresor se encuentra el cárter de entrada con

los álabes guía que no forman parte del

compresor (no comprimen el aire) pero orientan

la corriente para entrar al compresor con un

ángulo adecuado.

Los compresores centrífugos fueron los

primeros utilizados, ya que estaban más

desarrollados que los compresores axiales y

obtenían mayores rendimientos.

En estos compresores la relación gasto de aire

área frontal es pequeña, todavía se utilizan en

motores pequeños donde la simplicidad y la robusted pesan más que otras desventajas;

como etapa de alta presión en motores de baja potencia como turboejes pequeños,

turbohélices pequeños y como etapa de alta presión de turbofanes pequeños, o en las

A.P.U.’s.

6.1.1.- Estructura

La estructura del compresor centrífugo está

constituida por el rotor o impulsor, el estátor o difusor y el

colector.

Rotor o impulsor: Está montado sobre un eje, que

puede ser el mismo de la turbina u otro separado que

se ensambla al de la turbina. El conjunto rotor-eje va

encerrado en un cárter, dentro del cual está girando

con muy poca tolerancia dimensional para que no se

produzcan pérdidas de presión en el aire comprimido.

6.2 Compresor centrífugo.

6.3 Rotores típicos de

un compresor cen-

trífugo.

Compresor


Es un disco metálico que

lleva regularmente espaciados

una serie de álabes formando

pasajes convergentes en

conjunto con la carcasa del

compresor.

Para facilitar la entrada

de aire al compresor los álabes

suelen estar curvados en la

dirección de giro, esto

se llama adaptación de

la corriente a la vena

fluida (Fig. 6.5), si se

tuvieran álabes rectos,

cuando entrase el aire

habría una serie de

turbulencias.

Los rotores se pueden clasificar según la curvatura a su salida (Fig. 6.6):

o Curvados hacia atrás: Evitan turbulencias. Se utilizan en compresores y

en bombas y tienen buen rendimiento. Lo que pasa es que no soportan

bien los esfuerzos por la curvatura que tienen.

o Curvados hacia delante: No se utilizan mucho porque trabajan fuera de

las condiciones de diseño. Se obtendrían mayores relaciones de

compresión pero están sometidos a muchas cargas y encima las soportan

muy mal, entre otras desventajas.

o Rectos: Se utilizan mucho en aviación, están altamente solicitados.

Mayores relaciones de compresión que los curvados hacia atrás y

aguantan muy bien los esfuerzos ya que reduce los esfuerzos centrífugos

a esfuerzos de tracción. Mantienen unas altas revoluciones, sencillez de

diseño y de fabricación.

6.4 Componentes del compresor centrífugo.

6.5 Adaptación de la corriente a la vena fluida.

Compresor


El slip o deslizamiento dependerá del número de álabes. Si se tienen pocos

álabes habrá deslizamiento de aire y remolinos. Si hay muchos álabes se origina

una gran resistencia debido a pérdidas por fricción. Debido a que la distancia entre

los álabes aumenta radialmente se colocan unos álabes intermedios que guían la

corriente para evitar el deslizamiento. Colocar un número primo de álabes

también reduce el deslizamiento.

En compresores pequeños tanto el disco como los álabes se hacen de una

sola pieza y en compresores grandes, tipo industrial, se pueden hacer los álabes

por una parte y el disco por otra y luego unirlos mediante remaches. Los

materiales que se suelen utilizar son: para relaciones de compresión bajas,

aleaciones de aluminio forjado; y para relaciones de compresión más elevadas,

aleaciones de titanio o de acero. Hay rotores que tienen los álabes por ambos

lados, ya que con ello se conseguiría aumentar el gasto de aire sin necesidad de

aumentar el área frontal.

Estátor o difusor: Consta de una serie de canales que están orientados en el

sentido de la corriente. Va montado alrededor del rotor y radialmente con éste; a

su vez va unido al cárter. Lleva unos álabes guía fijos colocados tangencialmente

al rotor en la salida, y en la entrada con el ángulo de la corriente.

Es una pieza estática que puede ser parte de la carcasa del motor o parte

separada de éste. Su misión es disminuir la velocidad y aumentar la presión. Los

6.6 Rotores curvados hacia atrás, curvados hacía delante y rectos.

Compresor


álabes forman pasajes divergentes. Tiene unos álabes directores que hacen que la

corriente adquiera una dirección adecuada.

Entre rotor y estátor va a existir un

espacio muy importante en el que no hay

álabes que se denomina “tip clearance” (Fig.

6.7), ese espacio viene fijado por las

condiciones de diseño y el diseño viene fijado

por el número de Mach de la corriente de

entrada. Si ese espacio es grande, se van a tener

filtraciones (leakage) y el fluido bordearía el

álabe causando pérdidas de presión; si es

pequeño, debido a las variaciones de presiones

producidas por el rotor daría lugar a vibraciones

y turbulencias.

La función más importante del difusor, además de canalizar el aire hacia los

conductos de salida, es transformar la energía cinética en presión. En esta

transformación hay pérdidas de energía por fricción en cojinetes, disco y

superficie de los álabes, fugas y un trabajo adicional por elevación de temperatura.

En total, las pérdidas suponen aproximadamente un 22%.

Colector: Es una parte estática que forma parte de la carcasa del motor. Tiene

forma de espiral con una o varias conexiones al exterior para descargar el aire

comprimido. Lleva unos álabes directores de corriente cuya función es dirigir el

aire de manera adecuada (ángulo adecuado) para entrar en la cámara de

combustión. Normalmente tiene salidas individuales.

6.1.2.- Funcionamiento

El rotor gira a gran velocidad accionado por la turbina y el aire ingresa

continuamente hacia el centro del mismo. La acción centrífuga hace que el aire fluya

radialmente, a lo largo de los álabes hacia la periferia del rotor, acelerándose de esta

manera, sufriendo también una elevación de presión. El conducto de entrada puede

6.7 Flujo de aire a la entrada

del difusor.

Compresor


contener álabes que proporcionan una turbulencia inicial

al aire que entra en el compresor.

El aire que abandona el rotor, pasa hacia el difusor

donde pasajes divergentes convierten la mayoría de la

energía cinética en energía de presión, como se ilustra en

la Fig. 6.8. En la práctica, es usual diseñar el compresor

para que la mitad de la elevación de la presión ocurra en

el rotor y la otra mitad en el difusor.

Para maximizar el gasto y la elevación de

presión, el compresor requiere que el rotor gire a gran

velocidad. Otro factor que influye en la elevación de

presión es la temperatura del aire de entrada. Cuanto

menor es la temperatura del aire que entra al rotor,

tanto mayor es la elevación de presión, para una

cantidad determinada de trabajo efectuado sobre el aire

por el rotor.

Para mantener la eficiencia en este tipo de

compresores, es necesario prevenir el exceso de aire

que se filtra (leakage) entre el rotor y la carcasa (Fig.

6.9), esto se consigue manteniendo los espacios lo más pequeños posible. En el

compresor centrífugo el leakage (filtración) está relacionado con el slip (deslizamiento).

Funcionamiento desde el punto de vista del triángulo de velocidades

Para el caso real, cuando se parte del reposo, al comunicar movimiento de

rotación al rotor los álabes del mismo, lo que hacen es arrastrar el fluido que hay dentro

comunicándole una velocidad tangencial dada. El fluido se acelera radialmente debido a

las fuerzas centrífugas creándose una velocidad relativa respeto al rotor 'w . La

depresión que se crea en la zona por el movimiento del fluido lo que hace es mantener

un flujo en el sentido axial. Cuando el compresor entra en funcionamiento normal esta

depresión lo que hace es mantener una vena fluida en sentido axial. El fluido entra con

6.9 Rotor trabajando, espa-

cios y aire que se filtra.

6.8 Cambios de presión y

velocidad a través del

compresor centrífugo.

Compresor


una velocidad absoluta 1w que combinada con la velocidad tangencial de arrastre

1u

(velocidad lineal del rotor) da una velocidad relativa 1'w . Entonces el fluido se

comprime parcialmente en el rotor debido a la velocidad tangencial de arrastre, en

cualquier parte del rotor el fluido debido a la aceleración centrífuga el fluido tiene una

presión estática mayor a la entrada que a la salida.

Luego el fluido sale del rotor con una velocidad relativa 2'w que combinada con

la tangencial de arrastre 2u da la velocidad absoluta de salida 2w . 2tw es la

componente tangencial de 2w . La relación de compresión depende fundamentalmente

de la velocidad de entrada que tenga el estátor o difusor y en definitiva dependerá de la

velocidad que haya en la periferia del rotor. Y esa velocidad a su vez dependerá de las

revoluciones del rotor. Las velocidades de salida pueden ser del orden de 400 m/s y la

velocidad de arrastre puede estar entre 350 y 470 m/s. Hay que recordar que la

aerodinámica del compresor centrífugo es compleja porque para relaciones de

compresión de 3,8 la velocidad de entrada es supersónica, y que para un número de

Mach de 1,2 se desprende la capa límite de la corriente.

En el caso real el aire que hay entre los álabes por inercia ofrece

una resistencia a moverse, de tal manera que eso crea una presión

1 2P P haciendo que bordee el álabe (Fig. 6.11), y esto es lo que se

llama slip (deslizamiento).

El slip afecta al triángulo de velocidades en el caso real ya que

para el caso ideal no existe.

6.10 Triángulo de velocidades en el compresor centrífugo. Entrada y salida del

rotor.

6.11 Slip.

Compresor


El caso ideal es el rojo y el caso real el

azul (Fig. 6.12). En el caso ideal la velocidad

relativa es radial, pero en el caso real debido

al slip la salida no es radial. En ambos casos

se tiene que la velocidad tangencial de

arrastre es constante porque es ·r , y como

se aprecia la velocidad absoluta es menor en

el caso real. Es una pérdida de velocidad que

influye en la relación de compresión y por

tanto una pérdida de presión.

La relación de compresión en función de las rpm (Fig. 6.13): La relación de

compresión depende de la velocidad de la periferia del rotor y esa velocidad dependerá

de la velocidad de giro.

La relación de compresión en función del gasto

de aire: (Fig. 6.14) La relación de compresión va

aumentando pero llega un momento que el flujo se

hace inestable y aparecen pulsaciones. Para este

gasto de aire debido a este flujo inestable baja la

relación de compresión de tal manera que la curva

del rendimiento sería como se ilustra en la Fig. 6.15.

6.14 Relación de compresión

en función del gasto de aire.

6.13 Relación de compresión

en función de las rpm.

6.15 Rendimiento en función

del gasto de aire.

6.12 Slip y el triángulo de

velocidades.

Compresor


6.2.- COMPRESOR AXIAL

El compresor axial fue utilizado en alguna de las primeras turbinas pero como no

tenían conocimientos en aerodinámica dio como resultado compresores con un

rendimiento muy bajo lo cual afectaba al rendimiento motor.

Por su alto

rendimiento y su facilidad

de acoplamiento es el más

utilizado en el avión. Los

compresores axiales

constan de varios discos

que llevan regularmente

espaciados una serie de

álabes que van unidos al

motor (rotor). Entre rotor

y rotor se colocan los espaciadores, que dejan el suficiente espacio para introducir entre

ellos el estátor correspondiente Los espaciadores pueden ser independientes o

pertenecer al rotor. Cada disco de rotor y disco de estátor forman un escalón. La función

del rotor es acelerar la corriente y luego el estátor la decelera transformando la energía

cinética en presión; este proceso se repite para cada escalón. Los compresores axiales

son multietapa ya que utilizan varios escalones y en cada uno aumenta un poco la

presión. En algunos compresores se ponen los álabes guía de entrada que no forman

parte del compresor y no comprimen, pero orientan la corriente con el ángulo adecuado.

Están situados en el cárter de entrada. Pueden llevarlos o no, depende del compresor.

6.2.1.- Estructura

Rotor: Son piezas estructurales de vida limitada, lo cual significa que se tiene que

seguir un mantenimiento durante su ciclo de vida. El rotor está formado por álabes

situados radialmente regularmente espaciados. Los rotores van unidos al eje del

motor dejando unos espacios para que se pueda acoplar el estátor del compresor.

Existen dos tipos (Fig. 6.17):

6.16 Típico compresor axial doble.

Compresor


o Rotor de tambor: Discos ensamblados y soldados unos con otros, están

unidos por dos piezas forjadas, llevan encastrados los álabes. Soporta mejor

la carga centrífuga del álabe. Suele ser mucho más pesado por lo que se

suele utilizar en plantas estacionarias de turbinas grandes. Tiene más masa,

cuesta más trabajo moverlo el mantenimiento es más complicado porque

hay que desmontarlo todo.

o Rotor de disco: Los discos no están ensamblados unos con otros. Es más

ligero y más utilizado en motores de aviación. Es más fácil de mantener. Es

más caro pero predomina el peso frente al coste.

En cuanto a la forma de

encastrar los álabes en el

compresor, no hay un criterio

unánime sino que cada

fabricante tiene su propio

sistema, por lo general se

intentan hacer lo más ligero

posible para minimizar la

carga que soporta. Aquí se

tienen tres ejemplos: con

bulón y cerrado con un cir-clip

para impedir que se salga; de raíz de abeto y luego para evitar que se salga

(desplazamiento axial) se colocan unos aros metálicos, y de cola de milano asegurado

mediante un tornillo. (Fig. 6.18).

Mientras que la mayoría de los motores tienen discos con álabes separados porque

es más fácil de mantener y de manufacturar en los motores más pequeños el encastre se

hace más difícil, por eso se utilizan los Blisks (BLaded dISKS) que son discos con los

álabes integrados por lo tanto rotor y álabe son de una pieza. Se utiliza en motores

pequeños y últimas etapas de compresión. Ventaja: Disminuye el peso, se mejoran las

prestaciones porque evitan filtraciones (se evita la fuga de aire entre el rotor y el anclaje

del álabe), mejora la fiabilidad porque al ser menos piezas en movimiento hay menor

posibilidad de fallo, el precio total es más bajo. Desventaja: Mantenimiento caro porque

6.17 Tipos de rotor, tambor y disco.

Compresor


si se rompe obliga a cambiar toda la pieza o cortar el álabe y soldar pero esta última no

es buena solución para piezas que trabajan a velocidades.

Estátor: Se tienen varios sistemas:

o Pieza única: Los álabes van

montados sobre el cárter, que

es de una sola pieza. El cárter

lleva una serie de uñetas

donde van encastrados los

álabes y luego llevan unos

aros que los aprisionan, son

los espaciadores. El

inconveniente de este sistema

es que se tiene que ir montando un rotor y un estátor, seguido de otro rotor y

otro estátor debido a su configuración (muy complicado). (Fig. 6.19).

6.19 Estátor de pieza única.

6.18 Métodos de asegurar los álabes al rotor.

Compresor


o Dividido en dos partes: Los álabes van

montados sobre el cárter y este está dividido

en dos mitades. Se facilita el montaje,

puesto que se puede abrir y cerrar. Muy

usado. (Fig. 6.20).

o Discos o anillos independientes: Los álabes

van formando anillos independientes. Para

su montaje se va poniendo un rotor, un disco

de estátor y así sucesivamente. Se ve que

también se facilita el montaje. (Fig. 6.21).

6.2.2.- Funcionamiento

La corriente fluida es comprimida de una forma continua mediante el aporte

exterior de potencia. Al comprimir la corriente se incrementa su densidad, disminuye su

volumen específico por lo que la masa ocupa un volumen menor, disminuyendo la

sección transversal de paso para asegurar una velocidad axial de avance prácticamente

constante. Comprimir la corriente requiere de un buen diseño aerodinámico puesto que

la corriente avanza frente a un gradiente adverso de presiones, prestando especial

atención a la energía cinética de la corriente; suficientemente elevada para evitar la

pérdida aerodinámica pero sin alcanzar las condiciones sónicas que bloqueen el

parámetro gasto. En la conversión de energía interviene la velocidad de rotación de

forma cuadrática y la ecuación de Euler, por lo que ante requerimientos de grandes

6.21 Estátor de discos independientes.

6.20 Estátor dividido en dos

partes.

Compresor


relaciones de compresión se opta por ensamblar en serie compresores, de baja, media y

alta, que de forma escalonada incrementen la presión al funcionar éstos a diferentes

regímenes de giro. Un mapa de compresor muestra las prestaciones de su diseño en todo

el rango posible de actuación.

El diseño de un compresor axial comienza con unos álabes fijos IGV (Inlet guide

vane, álabes guía), que deflectan la corriente a un ángulo predeterminado, función de la

velocidad de giro, en la dirección de giro de la primera fila de álabes giratorios (rotating

air foils, rotor blades), al tiempo que actúan como tobera, reduciendo la sección de paso

de la corriente fluida, expansionando la corriente e incrementando la velocidad. En el

rotor, su velocidad tangencial de giro produce una velocidad de arrastre o de giro sobre

la corriente fluida, incrementando su energía cinética, (flow turning). En el estátor

(stationary air foils, stator vanes) concéntricos con el rotor, se produce una compresión

dinámica (diffusing) convirtiendo la energía cinética en presión, al tiempo que se

corrige la dirección de la corriente fluida a un ángulo adecuado para los siguientes

álabes giratorios. Los álabes del estátor del último escalón OGV (Oulet guide vane)

guían la corriente para su entrada a la cámara de combustión. Aquí la corriente va a

seguir siempre una dirección paralela al eje del motor, siendo la componente radial y

tangencial prácticamente nulas.

La combinación de una fila de álabes rotor y estátor forman un escalón del

compresor (compressor stage) produciendo una relación de compresión bastante

pequeña, siendo esta entre 1:1 y 1:2. La razón del pequeño incremento de presión tiene

como motivo evitar el desprendimiento de la capa límite y la entrada en pérdida. La

pequeña elevación de presión de cada escalón, junto con la trayectoria uniforme del

flujo del aire, contribuye a lograr el alto rendimiento de los compresores axiales, en

torno al 85%.

En el compresor axial se consiguen relaciones de compresión altas debido a la

facilidad de acoplamiento y su configuración.

Para obtener un control del gasto de aire se utilizan álabes guía y álabes de estátor

variables.

Compresor


Funcionamiento desde el punto de vista del triángulo de velocidades2

La velocidad absoluta va a tener dos componentes una en sentido axial y otra en

sentido tangencial. Delante de la primera fila del rotor se ha puesto lo que son los álabes

guía, que orientan la corriente para darle un ángulo adecuado de entrada al primer rotor.

Son como una pequeña tobera donde sólo orientan. En vez de álabes guía también se

puede poner un estátor, tienen mayor carácter estructural porque son más rígidos, lo

malo que no se adaptan a cualquier condición de vuelo como los álabes guía. 1aC

componente axial de la velocidad absoluta. 1wC componente tangencial de la velocidad

absoluta.

Una vez que pasa los álabes guía el aire entra al rotor con una velocidad absoluta

1c que junto con la velocidad tangencial de arrastre u da la velocidad relativa de

entrada 1v . (Fig. 6.22).

2 No pregunta que es el triángulo de velocidades pero si como afecta el slip triángulo de velocidades en

centrífugo y como afectan los álabes guía al triángulo de velocidades en axial.

6.22 Triángulo de velocidades a la entrada del rotor.

Compresor


El aire entra al rotor, en el rotor se le comunica un trabajo y se aumenta su

velocidad absoluta gracias a una energía cinética que se le comunica. Lo que se hace es

aumentar la componente tangencial y gracias a ello da una velocidad absoluta mayor. El

aire sale del rotor con una velocidad relativa 2v que combinada con la velocidad

tangencial de arrastre u da la velocidad de salida 2C . Donde

2aC es la componente

axial y 2wC es la componente tangencial. (Fig. 6.23).

Luego entra al estátor o difusor, donde se produce una difusión (compresión

dinámica) y sale con una velocidad absoluta 3 1C C de tal manera que 3 1 , esto se

hace por facilidad de diseño.

Motivo de poner álabe guía y como afecta al triángulo de velocidades.

El triángulo de velocidades con álabe guía ya se tiene en la Fig. 6.22. Ahora se

comparan los dos casos en la Fig. 6.24. Sin álabe guía en rojo y con álabe guía en azul.

6.23 Triángulo de velocidades a la salida del rotor.

Compresor


A determinadas velocidades

la velocidad relativa es muy alta y

aparecen fenómenos de

compresibilidad, entrada en

pérdida, se produce una pérdida de

rendimiento por escalón, etc. Para

evitar eso se ponen álabes guía que

disminuyen la velocidad relativa de

entrada de la corriente. (Ventajas e

inconvenientes: Apartado 6.5.2)

6.3.- MATERIALES

Compresor: aleaciones ligeras de aluminio o ultraligeras de magnesio, las bajas

densidades de estos materiales y su facilidad de mecanización por moldeo

constituyen una de sus principales ventajas.

Disco de compresor: aleaciones de Ni-Al hasta 200º C, por encima de esa

temperatura hasta 450º C se tendría titanio que reducen el peso en un 20%

Álabes del compresor: depende de su situación y de la temperatura a la que estén

expuestos. Hasta 450º C aproximadamente se pueden poner aleaciones de titanio y

a partir de esas temperaturas se emplean aceros inoxidables, como por ejemplo un

acero cromo molibdeno vanadio.

6.4.- DIFERENCIAS FUNDAMENTALES ENTRE

COMPRESOR AXIAL Y CENTRÍFUGO

1. En los compresores axiales la corriente entra en sentido axial y así continúa; en

los compresores centrífugos la corriente entra en sentido axial y luego sale con

una velocidad absoluta casi tangencial debido a la fuerza centrífuga.

6.24 Triángulo de velocidades con (azul) y sin

(rojo) álabe guía.

Compresor


4 4 3 2 1

0 3 2 1 0

t t t t t

t t t t t

P P P P P

P P P P P

2. En cuanto a las relaciones de compresión son diferentes para ambos casos. Las

relaciones de compresión en compresores centrífugos han ido evolucionando

desde 3,5:1 hasta 8:1 y con un rendimiento adiabático de la compresión del orden

de un 70% hasta un 82% (se pone un valor medio del 75%); mientras que los

compresores axiales, la relación de compresión por escalón ha sido de 1,1:1 hasta

2:1 y con un rendimiento que puede fluctuar de 80-88% (un término medio de un

85%). Lo que pasa es que los compresores axiales debido a la forma que tienen, a

la constitución que tienen, permiten agruparlos y poner muchos escalones y

conseguir relaciones de compresión más altas. Se recuerda que la relación de

compresor de los motores actuales son de 40:1 – 50:1 para los civiles y 35:1 para

los militares. También se debe recordar que la máxima relación de compresión por

eje era por debajo de 8:1, porque al alcanzar valores próximos a 8:1 disminuye es

rango de velocidades en el cual el compresor funciona de manera estable y habría

que hacer sangrados, etc. y esto no da buenos resultados.

El rendimiento adiabático del compresor es el trabajo requerido en un

proceso ideal isentrópico para obtener una relación de compresión dividido por el

trabajo real para obtener esa misma relación de compresión. Si se tiene un

compresor, se puede obtener la relación de compresión total de esta manera:

Para gastos de aire pequeños se usan generalmente compresores centrífugos;

se podrían emplear compresores axiales, pero llegaría un momento en que los

álabes serían tan pequeños que el número de Reynolds de la corriente bajaría

alcanzando cierto valor crítico ocasionándose pérdidas aerodinámicas. Otra

variante es poner un compresor axial seguido como etapa de alta presión de un

compresor centrífugo, obteniéndose una máquina con un rendimiento superior al

centrífugo e inferior al axial.

3. El compresor centrífugo, debido a su forma, es más robusto que el axial.

Compresor


4. Para igualdad de área frontal y misma

elevación de presión se obtiene más

gasto de aire en el compresor axial,

esto se debe a que la superficie frontal

permeable al aire es mayor en el

compresor axial. (Por lo tanto, a

igualdad de relación de compresión y

gasto, el axial tendrá menos área

frontal y como consecuencia menor

resistencia aerodinámica)

5. La construcción, montaje y mantenimiento del compresor axial es más sencillo

que el compresor centrífugo. La construcción en el compresor axial se tiene un

álabe que se repite se repite, sin embargo en el compresor centrífugo a no ser que

tenga un rotor de álabes rectos, la mecanización de esos álabes con esa curvatura

es bastante complicado. El mantenimiento en el caso del compresor centrífugo si

se estropea un álabe o hay que desmontar algo, habría que desmontarlo todo,

mientras que en el compresor axial sería más fácil acceder porque los álabes, que

van en los discos, se pueden quitar con mayor facilidad.

6. El compresor centrífugo es más estable y no entra tan rápido en pérdida, es decir,

mantiene mejor sus características de funcionamiento que en el axial; debido a

que el deterioro que tiene es más lento ya que en el axial la erosión hace que

pierda prestaciones.

7. Respecto a la aerodinámica de los dos compresores no se puede decir si resulta

más compleja en uno u otro caso. Si se trata de compresores de bajas prestaciones

la aerodinámica es sencilla en los dos. Para compresores de altas prestaciones (los

empleados en aviación) la aerodinámica es muy compleja: si se trata de un solo

escalonamiento del axial sería muy sencilla pero esto nunca se da, en el axial a

medida que se ponen más escalones la corriente encuentra cada vez más dificultad

para ir de adelante a detrás y debido a la viscosidad aparecen turbulencias. El

compresor se diseña para que la velocidad y el trabajo por escalón sean constante

pero en realidad siempre disminuyen a medida que se avanza al siguiente escalón.

En el caso del centrífugo, debido a la dificultad aparecen unos torbellinos entre los

6.25 A igualdad de área frontal se ve la

diferencia entre las áreas por las que

puede entrar el aire.

Compresor


álabes en sentido contrario (Fig. 6.26) y

eso ocasiona muchas pérdidas y muchas

turbulencias, por lo que la aerodinámica es

también bastante complicada.

8. Por sus materiales, el compresor axial es

de un precio más elevado que el

centrífugo.

9. Puede utilizarse el mismo tipo de

acoplamiento para los dos tipos de

compresores. Existen dos tipos :

Eje único (Fig. 6.27).

Eje múltiple (más fácil de mantener) (Fig.

6.28).

Otra diferencia de menor importancia es:

10. El rendimiento máximo es menor en el

centrífugo pero tiene una gama más amplia

sin disminuirlo.

6.5.- ÁLABES GUÍA

6.5.1.- Generalidades

Delante del primer rotor en el cárter

de entrada se pueden poner álabes guías de

entrada fijos o bien álabes guía de entrada

de incidencia variable. Orientan la

corriente hacia el primer rotor del

compresor para que esta tenga la dirección

adecuada evitando la aparición de

6.26 Torbellinos originados en el

compresor centrífugo.

6.27 Eje único.

6.28 Eje múltiple.

6.29 Álabes guía de entrada.

Compresor


fenómenos de compresibilidad a altas velocidades relativas en la entrada del motor, que

pueden provocar el vómito de aire, la entrada en pérdida del motor y la disminución del

rendimiento. También tienen carácter estructural. Los álabes guía de entrada variables

proporcionan más flexibilidad al motor adaptándose a las distintas situaciones.

6.5.2.- Ventajas e inconvenientes

Ventajas: Debido a la disminución de la velocidad relativa de entrada al rotor al

darle una componente tangencial, se tiene un grado de más libertad que permite

optimizar mejor el triángulo de velocidades y así optimizar el trabajo por escalón

para tener un rendimiento máximo. (Mayor flexibilidad de operación)

Inconvenientes: Se producen una serie de pérdidas de presión total por fricción,

produce un gran ruido junto con el primer escalón del compresor y, para evitar la

congelación y la formación de hielo (son piezas estáticas) porque sino no

funcionan, debe realizarse un sangrado de aire caliente y dirigirlo a esta parte.

6.6.- MAPA DE UN COMPRESOR

El mapa de un compresor es la representación gráfica de las características de

actuación de un determinado compresor. Estas características o puntos de posible

funcionamiento del compresor se pueden representar como en la Fig. 6.30 gráfico 1.

Esta representación también puede hacerse en función de características referidas

al nivel del mar como en la Fig. 6.30 gráfico 2, para lo cual se tienen que definir las

magnitudes equivalentes que se obtienen por medio de un cálculo adimensional y que

quedan definidas de esta manera:

2tTemperatura total del aire a la entrada del compresor T

Temperatura estandar a nivel del mar

2Presión total del aire a la entrada del compresor

Presión estandar a nivel del mar

tP

Compresor


De esta forma también se puede obtener cualquier característica del compresor a

cualquier altitud de vuelo en función de las características a nivel del mar. ( 23 es la

relación de compresión del compresor, 2 es la entrada y 3 es la salida).

Realmente, las representaciones están referidas a las condiciones de diseño del

compresor, de tal manera que el gasto relativo sería 1 y las líneas de vueltas constantes

son tanto por ciento de las líneas de las revoluciones del diseño. Estos gráficos son muy

habituales.

Estos diagramas expresan lo mismo que los primeros, sólo que aquí está dado en

función de magnitudes equivalentes. Se ha puesto “rd” aunque no haría falta ponerlo

porque se sabe, por el propio diagrama, que son condiciones relativas a las de diseño.

Línea de surge o línea de inestabilidad funcional del compresor: Separa la

zona de buen funcionamiento de la de mal funcionamiento del compresor. Por

encima de esta línea hay una relación de compresión excesivamente elevada para

el gasto de aire que está pasando. En esta zona, el funcionamiento del compresor

es imposible. Este mal funcionamiento se manifiesta por pulsaciones del flujo del

2t

N

T

N

2

2

t

t

G T

P

G

23 23

6.30 Mapa de un compresor.

Compresor


gasto de aire con posible inversión de este gasto de aire dando lugar a unas

oscilaciones de baja frecuencia que pueden producir vibraciones y la rotura de los

álabes. Esto se debe a dos fenómenos distintos pero relacionados entre sí: el

“stall” (pérdida) y el “surge” (vómito).

El perfil del álabe es un perfil aerodinámico, similar al perfil del plano del avión y

puede presentar problemas similares a este. En un avión se dice que hay una falta de

sustentación por un aumento de ángulo de ataque y aquí se puede decir que hay una

falta de compresión por un aumento del ángulo de incidencia, que es el que forma la

dirección de la velocidad relativa de la corriente con la tangente a la línea media del

perfil en el borde de ataque.

6.31 Mapa de un compresor.

23

rd

G

Línea de bombeo,

inestabilidad o "surge"

rd

N

Compresor


El “stall” (entrada en pérdida) se manifiesta por un desprendimiento de la

corriente debido a una insuficiente energía cinética para vencer un gradiente adverso de

presiones. Producen pérdida de sustentación y se suele deber a un aumento del ángulo

de ataque. Un álabe o grupo de álabes entra en pérdida pero sin que ello ocasione la

entrada en pérdida del compresor completo. Este es un fenómeno local con efectos

locales y puede dar lugar al “surge” haciendo que el compresor entre en pérdida pero no

necesariamente.

El fenómeno de “surge” (vómito), básicamente origina una inversión en el flujo

de aire que atraviesa el compresor debido a la entrada en pérdida de los álabes, que no

son capaces de comprimir adecuadamente la corriente. Este fenómeno se produce de

forma repetida, lo que puede producir vibraciones o incluso la rotura del motor. Se suele

producir cuando el motor demanda una presión alta desde el compresor la cual es más

alta que la que él álabe puede sostener. Ocurre, por ejemplo, cuando la bajada de

presión que hay en el compresor es más rápida que la que hay en la cámara de

combustión entonces lo que pasa es que se invierte la corriente.

En la Fig. 6.32 se muestra el mapa del compresor completo, con la línea de

equilibrio o funcionamiento del motor completo (compresor, turbina, cámara de

combustión).

Para evitar acercarse a la línea de “surge” se trabajará en una línea (en el mapa)

con un cierto margen de seguridad. Cuanto menor sea este margen, antes se podrá

“caer” en la línea de “surge”, lo que es totalmente indeseable; en este caso habrá que

rediseñar todo el sistema para tratar de evitarlo.

Es indispensable trabajar con un cierto margen de seguridad: al acercarse al

“surge”, para evitar alcanzarlo, se cambia el régimen disminuyendo así el gasto que

entra al motor; pero por inercia como la variación de gasto es más rápido que la

variación de revoluciones, entonces la relación de compresión que mantiene no es

adecuada para ese gasto de aire, y si el margen no es lo suficientemente grande se

podría alcanzar esta zona de inestabilidad.

Compresor


Para la obtención de la línea de funcionamiento del compresor se utiliza el grupo

Ward Leonard. El compresor es movido por otro sistema, el motor, que girará a un

mayor o menor régimen en función de la apertura de la mariposa. Con la mariposa

totalmente abierta, el motor girará a un régimen N1, lo que da un salto de presiones P1.

A vueltas constantes se cierra un poco mariposa, el gasto es más pequeño y da un salto

de presiones P1’. Se vuelve a cerrar mariposa a vueltas constantes y da un nuevo salto

de presión, el motor funciona venciendo este obstáculo aumentando la relación de

compresión hasta P21 (trabaja más para vencer este obstáculo). Llegará un momento en

el que al cerrar más mariposa se producirá la entrada en pérdida del compresor y se

meterá en la P*, correspondiente a la pérdida.

A otras vueltas, se repite la misma operación: mariposa totalmente abierta y luego

se va cerrando mariposa hasta que se produce la entrada en pérdida. Y así, a distintas

vueltas, se tiene que dar un porcentaje, que lo da el diseño, y se obtiene lo que es la

línea de estabilidad funcional del compresor.

23

margen de seguridad

rd

N

rd

G

6.32 Mapa de un compresor

Compresor


En régimen de equilibrio del grupo compresor – turbina cumple los siguientes

requisitos.

Gasto de aire de la turbina = Gasto de aire compresor + Gasto de combustible –

Fugas – Sangrados.

Número de revoluciones del compresor = Número de revoluciones de la turbina.

La potencia que da las turbinas se emplea en mover compresor y sistemas

auxiliares.

Presión de entrada en la turbina = Presión salida del compresor - Pérdidas en la

cámara de combustión.

En régimen transitorio lo que puede pasar es que la potencia requerida por el

compresor sea menor que la que da la turbina o al contrario.

Cuando la potencia requerida por el compresor es menor que la que la turbina da,

el conjunto se acelera.

Cuando la potencia requerida por el compresor es mayor que la que la turbina da,

el conjunto se decelera.

Cámara de combustión


CAPÍTULO VII: Cámara de combustión

La misión de la cámara de combustión es realizar la combustión de la mezcla aire

combustible y entregar la energía resultante a la turbina a una temperatura permisible

por ésta para un correcto funcionamiento de la misma. Por tanto la cámara de

combustión suministra energía calorífica al motor mediante el aporte de una energía que

eleve la temperatura del fluido motor. La cantidad de combustible a suministrar depende

fundamentalmente de la temperatura permitida por los álabes de la turbina, y vendrá

dado por los esfuerzos que soportan los materiales con los que está hecha la turbina.

Hay que tener en cuenta que se están desarrollando temperaturas de 1000º K hasta

temperaturas de 2100º K, que temperatura muy altas.

En la cámara de combustión se aporta energía térmica al fluido a presión

constante minimizando la pérdida de carga, manteniendo la velocidad prácticamente

constante y llevando los productos de la combustión una temperatura uniforme a la

entrada de la turbina. El fluido se recibe a una presión elevada, incrementada por su

entrada por un difusor que reduce la velocidad a la salida del compresor, el volumen

específico es pequeño por lo que el tamaño de la cámara de combustión es reducido. Al

ser la relación en peso de aire a combustible superior a 40:1 y la relación

CAPÍTULO VII:

CÁMARA DE

COMBUSTIÓN



estequiométrica en torno a 16:1, el flujo de aire se divide empleándose parte del mismo

en la realización de otras funciones: refrigeración de las paredes, estabilidad de la

combustión… previa a la zona de dilución donde se uniformizan las temperaturas. Las

prestaciones de la cámara se miden en términos de: combustión completa, estabilidad de

la combustión, funcionamiento para una amplia gama de gastos, presiones y

temperaturas…

7.1.- CARACTERÍSTICAS OPERATIVAS DESEABLES

Fundamentalmente hay 4:

Alto rendimiento de la combustión.

Gran cantidad de energía por unidad de volumen de la cámara.

Combustión estable en amplio rango de operaciones.

Contaminación baja.

Hay otras 12 características más:

1. Alto rendimiento de la combustión: Tiene que haber un alto rendimiento de la

combustión, definido como el incremento de la temperatura real dividido entre el

incremento de la temperatura teórica que se obtendría si se quemase todo el

combustible realc

teórica

T

T

. Para ello la combustión debe ser completa. Esto va a

depender de la rapidez de la reacción de combustión.

El rendimiento de las cámaras de combustión es muy elevado, pudiendo ser

cercano a la unidad en operaciones a nivel del mar y en condiciones próximas a

las de diseño; en otro tipo de operaciones, a alturas más o menos moderadas,

puede estar sobre el 95 al 98%.



2. Plenitud de la combustión: Cuanto más completa sea la combustión, mayor

cantidad de calor se estará entregando al aire que pasa por allí. También se

aprovecharía más el combustible y se tendría más economía del combustible.

Lógicamente el flujo del aire nunca alcanzará la temperatura teórica que podría

proporcionar el combustible. Porque siempre habrá pérdidas por combustiones

incompletas.

3. Pérdidas de presión total mínimas: Todos los motores de reacción, deben operar

con pérdidas energéticas mínimas, ya que esto repercute negativamente en el

empuje, y de lo que se trata es de entregar una energía a la turbina tan próxima

como sea posible a la que teóricamente desarrolla la cámara de combustión.

Las pérdidas de presión total pueden estar situadas en valores de un 2% a un

8% desde la salida del estátor de compresor hasta la salida del primer estátor de

turbina. El 40% de este 2 a 8% se pierde en la compresión dinámica que tiene

lugar entre el último estátor del compresor OGV y el difusor precámara (que

decelera la corriente para que entre a una velocidad adecuada a la cámara de

combustión, se pueda mezclar con el combustible y no se produzca apagado de la

cámara); el otro 40% se debe a la tensión que se produce en la propia combustión;

y el 20% restante se produce por la aceleración que se le da al gas en el primer

estátor de turbina NGV.

4. Máxima energía calorífica liberada por unidad de volumen o alto valor de la

energía liberada por unidad de volumen: Esto implica dimensiones mínimas

para un determinado valor de la energía liberada, es decir, dimensiones mínimas

de la cámara y así dimensiones mínimas del motor. Hay que tener en cuenta que

lo que interesa de una cámara de combustión es que sea una cámara de

combustión pequeña. Con el fin de reducir su propio peso y disminuir el área

frontal del motor. Porque el diámetro del motor vendrá dado por el diámetro de la

cámara. Y a menor diámetro del motor, menor resistencia aerodinámica. La

longitud de la cámara está limitada. No puede ser corta porque la llama nunca

debe llegar a los álabes de la turbina y por que la combustión necesita un tiempo.

Si es muy larga pesaría mucho y habría mayores pérdidas por fricción.



5. Continuidad en la combustión: Es decir, posible reencendido en caso de

apagado en cualquier condición de vuelo. Inicialmente la combustión se realiza

por la chispa de una bujía, a continuación la bujía se apaga y la cámara de

combustión debe, por sí misma, mantener un nivel de temperatura mínimo

adecuado para que la combustión se siga realizando de forma continua sin

necesidad de la bujía. También hay unos límites de mezcla aire combustible por

encima de los cuales se apaga. Uno con mezcla rica y otro con mezcla pobre. Si

por cualquier circunstancia se extingue la llama, los turborreactores deben

reencenderse en vuelo. A determinadas alturas el rendimiento de la combustión

baja por lo que la temperatura de turbina es tan reducida que es imposible el

funcionamiento del motor.

6. Estabilidad del proceso de combustión: Es decir, que asegure el funcionamiento

sin fallo en cualquier condición de vuelo (aceleraciones, deceleraciones…). Y

para lo cual es necesario que la cámara de combustión trabaje en buenas

condiciones en un amplio rango de gastos de aire y de gastos de combustible.

7. Uniformidad de la mezcla de gases o campo uniforme de temperatura a la

salida de la cámara de combustión: Con esto se consigue alargar la vida del

grupo turbina, fundamentalmente del estátor de turbina. Al salir, los gases deben

tener un perfil homogéneo de temperatura es decir, que no haya puntos calientes.

En el caso de existir puntos calientes,

una zona concreta del estátor estará

continuamente expuesta a estos, y se

producirá un daño muy localizado. El

estátor de turbina está fijo y está

sometido siempre a las misma

temperaturas si la temperatura a la que

está sometido es muy alta entonces se

produce lo que es el quemado del

estátor. En el rotor el efecto de los

puntos calientes no es tan severo, ya que

al moverse éste, no afectan

continuamente a un único punto, pero 7.1 Distribución de temperaturas en el

rotor de la turbina.



hay que tener en cuenta los esfuerzos térmicos producidos por las fuerzas

centrífugas, de tal manera que hay que reducir estos esfuerzos térmicos en la raíz

del álabe y en la punta haciendo una distribución de temperaturas como en la Fig.

7.1. Una buena distribución de temperaturas para reducir los esfuerzos térmicos

de la raíz y de la punta sería tener en la raíz una menor temperatura que en la

punta, así se reducen los esfuerzos térmicos debidos a la fuerza centrífuga y a la

temperatura que se puede producir.

8. Facilidad de mantenimiento: Sencillez de montaje y reparación. Así como la

facilidad de inspección. Entonces que las revisiones fijadas para el motor serán

más económicas y a su vez más fáciles y rápidas. Y las inspecciones se harán de

una manera más eficaz y más productiva.

9. Diseño con un coste mínimo y una fabricación sencilla.

10. Viabilidad del tamaño y posicionamiento de la cámara en el motor: Para

luego poderla situar bien en el motor.

11. Durabilidad de la cámara: Se debe asegurar el perfecto funcionamiento de la

cámara, sin recambios, en toda su vida útil, esto es lo que se llama integridad

estructural de la cámara en su vida útil.

12. Contaminar poco: Baja emisión de humos, así como de sustancias o gases

contaminantes. Una cámara con un alto rendimiento contamina poco.

7.2.- PARTES DE UNA CÁMARA DE COMBUSTIÓN

Independientemente del tipo de cámara, para emprender el estudio de sus partes,

se va a considerar una cámara individual.

1. Cárter: Carcasa que envuelve la cámara de combustión.

2. Difusor de entrada: Conducto divergente que disminuye la velocidad

3. Tubo de llama: Carcasa dentro de la que se realiza la combustión. Va provisto de

una serie de orificios, que pueden ser: de refrigeración, para recircular el aire, para



permitir el paso de la zona secundaria a la zona primaria, estabilizar la llama, etc.

Puede haber temperaturas de 2500º K por eso hay que refrigerar el tubo de llama y

los gases para evitar que se dañe el material.

4. Torbellinador o álabes de turbulencia: Hacen que la corriente de aire entre

girando para que se produzca una turbulencia y así una buena mezcla con el

combustible.

5. Interconectores de llama: En motores con cámaras de combustión individuales,

éstas están conectadas entre sí mediante los interconectores de llama. Un motor de

este tipo va provisto de entre 8 y 10 cámaras (depende del tamaño) alrededor del

su eje, pero sólo dos de ellas van provistas de bujías. Así, si se produce el apagado

de una de las cámaras, el reencendido se produce por medio de estos

interconectores de llama que están comunicando las zonas primarias. A esto se le

llama el “cinturón de fuego”.

6. Drenaje de combustible: Puede ser una válvula o un conducto, que retira al

exterior el combustible que no se ha quemado.

7. Bujías: Pueden ser parecidas a las bujías usadas en motores alternativos. También

pueden ser de descarga superficial (Fig. 7.9). Hacen saltar la chispa en el

momento adecuado para que se produzca la combustión, Generalmente tanto las

cámaras anulares como las tuboanulares llevan, dos bujías situadas

estratégicamente, por motivos de seguridad.

8. Inyectores: Se encargan de pulverizar el combustible en el interior de la cámara

de combustión de tal manera que asegura una rápida combustión. Inyectar el

combustible y pulverizarlo lleva una serie de inconvenientes como son: el aire

lleva una determinada velocidad y se dispone de una longitud de la cámara

pequeña. La eficacia de pulverización se mide por el diámetro de la gota, es decir,

si se tiene un diámetro de gota pequeño se tiene un grado de pulverización alto, y

la superficie pulverizada es grande y la mezcla con el combustible será mejor.



Los inyectores general-

mente llevan dos circuitos, un

circuito primario y otro

secundario que son concén-

tricos de tal manera que para

operaciones de bajo empuje

se utilizará el circuito

primario y cuando se necesita

más combustible, se ponen a

funcionar los dos circuitos.

7.3.- FUNCIONAMIENTO

Una bujía enciende la llama, después la llama es autosostenida.

El aire entra desde el compresor a la cámara de combustión a una velocidad de

150 m/s, pero como esta velocidad es demasiado alta para la combustión, lo primero

que se hace es comprimir dinámicamente el aire, es decir, decelerarlo y elevar la presión

estática. Como la velocidad de combustión del queroseno en una mezcla normal es sólo

de unos pocos metros por segundo, la velocidad del flujo de aire (25 m/s) desplazaría la

llama fuera de la zona de combustible. Por este motivo se crea una región de baja

velocidad axial en la cámara que mantenga la llama en todo el rango de operaciones del

motor.

En operaciones normales la relación de aire combustible varía entre 45:1 y 130:1.

La relación de aire combustible en los turborreactores suele ser de 60:1. Aunque la

mezcla pueda ser inflamable en proporciones de 4:1 a 20:1, la relación ideal para la

combustión es la estequiométrica, por eso el queroseno se quema eficientemente cerca

de los 15:1 (relación estequiométrica). Por esta razón sólo parte del aire entra en la

cámara de combustión. A esta zona se la llama zona primaria de combustión. Esto se

consigue por medio de un tubo de llama el cual tiene una serie de mecanismos que

distribuye el flujo restante alrededor de la cámara.

7.2 Típica cámara de combustión individual.



Flujo primario: Es un 20% (“de combustión”) del total, se introduce axialmente

en la cámara por la sección de entrada. El 12% (“de combustión inicial”) pasa

axialmente por los “swirl vanes” (álabes de turbulencia), que le da una

componente tangencial, y el 8% (“de combustión de recirculación inicial”) pasa

por el “flare”, que le da una componente radial, a la zona primaria de combustión

para crear una zona de recirculación. La relación aire-combustible es 15:1.

Flujo secundario: Es el aire que se introduce por la región anular y circula entre

el tubo de llama y la carcasa, supone el 80% restante. El aire entra girando en la

zona primaria creando una zona de baja presión a lo largo del eje que induce una

corriente del secundario, esa corriente es el 20% (“de combustión y

recirculación”) que se introduce por orificios en la zona primaria dando al aire una

componente radial de sentido opuesto a la dada al aire procedente del “flare”

formándose una zona de baja velocidad y alta turbulencia. Las funciones que tiene

este 20% de flujo de aire son:

o Estabilizar3 la llama.

o Anclar la llama: La alta turbulencia y la baja velocidad sirve de pantalla

para evitar que los gases salgan fuera de la zona de combustión, se evita

así el fenómeno de extinción de llama y permite a la mezcla que resida

en la zona el tiempo suficiente para que la combustión se lleve a cabo de

manera eficiente.

o Favorece la mezcla de aire-combustible: La alta turbulencia ayuda a

romper las gotas de combustible que pudieran existir provenientes de la

inyección, ayudando a homogeneizar la mezcla.

o Para reducir la temperatura de los gases.

o La turbulencia que se genera evita que se forme carbonilla en el fondo de

la cámara.

El 40% se utiliza para refrigerar el tubo de llama y la carcasa, se introduce

por orificios axiales, para crear una película de aislamiento. El 20% se descarga

3 Significa una suave combustión y la capacidad para mantener encendida la llama un amplio rango de operaciones.



radialmente por orificios en la zona de dilución para refrigerar los gases de la

combustión y que tengan una temperatura tolerable para la entrada en la turbina.

La combustión debería estar completa antes de llegar a la zona de dilución, de otro

modo, quedaría incompleta debido al flujo de aire frío que enfriaría la llama.

Las características de una cámara de combustión las se pueden resumir en tres:

- Separación de la zona de combustión (zona primaria) de la zona de mezcla (zona

secundaria).

- Gran atomización del combustible, bien por un sistema de atomización o un

sistema de vaporización, para que se mezcle bien con el aire y la combustión sea mejor

y más rápida.

- Recirculación de los gases, se necesita un dispositivo de recirculación de los

gases hacia la zona centro para estabilizar la llama.

7.4.- SUMINISTRO DE COMBUSTIBLE

Pulverizadores (Sprayer) (Atomizadores): Son de inyección directa, el

combustible se inyecta en la misma dirección del aire. Tubo en el que se tiene alta

presión aguas arriba y, al tener un orificio pequeño, el combustible sale a alta

velocidad y muy atomizado en la zona de recirculación. Se basa en la

7.3 Distribución del flujo de aire en una cámara de combustión.



pulverización del combustible en el interior de la cámara en forma de remolino y

forma de torbellino debido a la energía cinética del fluido que se atomiza, gracias

a reducir la alta presión que lleva. Si se

tiene una baja presión el combustible no

se pulveriza, sale como una película

líquida y la mezcla entonces no es buena.

Cuando la presión aumenta el

combustible saldrá más pulverizado.

Antiguamente a operaciones de bajo

empuje la bomba no tenía la suficiente

presión como para pulverizar el

combustible entonces la solución que se encontró fue poner dos inyectores, un

circuito primario y uno secundario de tal manera que el circuito primario se utiliza

a operaciones de bajo empuje o ralentí y luego se tiene el circuito secundario que

lo que hace es funcionar junto con el primario para

operaciones de mayor empuje. (Fig. 7.4).

Vaporizadores: Se aplica calor en el hongo para

vaporizar la mezcla antes de que salga. Así se tiene

homogeneidad, la cual aumenta en el exterior al

mezclarse con el aire. El inconveniente de este

sistema es que puede dar lugar a la formación de

carbonilla. (Fig. 7.5).

7.5.- TIPOS DE CÁMARA DE COMBUSTIÓN

El diseño de las cámaras de combustión es muy complejo, tiene que ser una

cámara compacta con poco diámetro y con poca longitud, la longitud de la cámara de

combustión vendrá dada por la aerodinámica de la combustión, es decir, si se necesita

inyectar un combustible, una pulverización y una mezcla y eso requiere un tiempo, por

lo tanto necesitará una longitud de cámara, si además se necesita una combustión, que

lógicamente requerirá otro tiempo y finalmente se necesita una refrigeración de los

gases y por lo tanto requerirá otro espacio y otro tiempo. Si es muy larga se pueden

7.5 Vaporizador.

7.4 Pulverizador.



producir tensiones vibraciones torsionales, se aumenta el peso y se aumentan las

pérdidas por fricción. Y si es muy corta no da tiempo a que se produzcan los fenómenos

anteriores.

Las cámaras se pueden situar a continuación del compresor, lo que sería

compresor, cámaras y turbina, o bien, situarlas alrededor del compresor y la turbina que

serían las de flujo invertido. Los turborreactores de altas características necesitan un

área frontal más pequeña y por lo tanto utilizan las de flujo directo de menor peso y un

área frontal más pequeña.

Respecto a la dirección del flujo:

o Flujo directo: Va en la misma dirección tanto en la parte exterior del tubo

de llama como la parte interior del tubo de llama.

Ventajas: Motores con menor área frontal, es decir, menor resistencia

aerodinámica. Menos peso.

Inconvenientes: Motores con mayor longitud, no es realmente un

inconveniente para los aviones actuales.

o Flujo inverso (invertido): Lleva distinta dirección por la parte interior del

tubo llama y la parte exterior del tubo de llama. Se utilizan en compresores

centrífugos. (Fig. 2.16).

Ventajas: Motores más cortos.

Inconvenientes: Mayores pérdidas de presión debido a los cambios de

dirección y mayor anchura, es decir, mayor resistencia aerodinámica.

Respecto a la configuración:

o Cámaras individuales, tubulares múltiples: Se pueden poner cuando se

tiene un compresor centrífugo que tiene distintas salidas. Presentan mayores

áreas frontales y mayor peso, por eso para construcciones grandes sería

excesivo por lo que se utiliza para pequeñas construcciones. Tienen entre 5

y 10 cámaras. Muy pocas cámaras, se saca muy poca energía, muchas

cámaras, se tiene un gran peso. El límite inferior está limitado por la



capacidad de liberación de energía calorífica; el límite superior por el área.

Las cámaras individuales están

dispuestas alrededor del motor, cada

una de las cámaras tiene su propio tubo

de llama, su propia carcasa (cárter) y su

propio quemador (inyector) por el que

se inyecta el combustible. Consta de

dos bujías, por si una falla. Existe una

interconexión entre las distintas

cámaras para homogeneizar la mezcla,

la presión de las cámaras, y para

propagar la llama durante el arranque. Se utilizó en los primeros motores y

se usa en compresores centrífugos con difusores múltiples.

Las son ventajas: Mejor resistencia estructural que las anulares debido

a la curvatura que presentan que hace que sean más resistentes a la

deformación. Fácil mantenimiento, puedes desmontar una cámara sin la

necesidad de desmontar todas las demás. Las desventajas: Ocupa mucho

espacio, por lo que hace un motor voluminoso y de mayor área frontal, tiene

un peso muy elevado porque se tiene que cada cámara tiene su tubo de

llama y su cárter, puede ocurrir que si uno de los inyectores no funciona la

distribución de temperatura a la salida de la cámara y entrada en turbina es

mala y eso hace que produzca importantes deformaciones en los álabes. En

cuanto al rendimiento se puede decir que es alto pero inferior a los otros

tipos de cámaras. Puede presentar mayores pérdidas de presión debido al

recorrido del aire que presenta mayor rozamiento por tener una superficie

mayor. Como también se tiene mayor número de cámaras eso hace que la

complejidad de la misma aumente los costes de fabricación y de inspección

porque hay que mirar todas las cámaras.

o Cámaras anulares: Se utiliza en motores de compresores axiales y está

constituido básicamente por lo que sería un tubo de llama con un cárter

exterior y otro interior. Formadas por una única carcasa que está por dentro

y por fuera. Los quemadores (burners) (inyectores) están distribuidos por

toda la cámara (entre 15 y 30). Consta de dos bujías opuestas.

7.6 Cámaras individuales.



Como ventajas tiene: que para la misma energía dada la longitud es el

75% de la tubular, esto se traduce en un ahorro de peso y coste de

producción, la que mejor mezcla aire combustible proporciona, la que

presenta menores pérdidas de

presión debido a que el aire tiene

menor rozamiento, presentan una

mejor refrigeración de los gases de

la combustión ya que la superficie

es menor, por lo que requiere menos

aire para su refrigeración, con esta

reducción de aire aumenta su

rendimiento, siendo la que mejor

rendimiento presenta de todas, y

haciéndola menos contaminante, y

al permitir un gran número de

inyectores eso hace que la distribución de temperaturas sea más uniforme y

homogénea a la entrada en turbina, y si se estropea un inyector no crea

tantos problemas, el área frontal es más pequeño que en el tubular. Sus

desventajas son: mala mantenibilidad, no se puede quitar normalmente el

tubo de llama sin desmontar el motor del avión lo que implica mayores

problemas de costos y tiempo de mantenimiento, y son menos resistentes al

tener menos curvatura, lo que preocupa en motores excesivamente grandes.

o Cámaras tuboanulares: Son un

desarrollo intermedio entre una y

otra. Está constituida por unos

tubos de llama que llevan un cárter

interior y otro exterior común a

todos los tubos de llama

individuales. Tiene dos bujías y

necesita conexión entre las

cámaras. Los tubos de llama

pueden llevar uno o dos

inyectores. Evita los inconve-

7.7 Cámara anular.

7.8 Cámara tuboanular.



nientes de las anulares. Ventajas: tiene mejor rendimiento que las tubulares,

pero peor que la anulares, menos peso que las tubulares y mejor distribución

de la temperatura de entrada a la turbina que las tubulares y más si se tienen

dos inyectores por cámara.

7.6.- MATERIALES

Las condiciones de trabajo a las que están sometidas las cámaras son fuertes

gradientes térmicos, en las proximidades de los orificios donde entra el aire para la

refrigeración ahí existe una distribución de temperaturas muy desigual por lo tanto

estará sometido a grandes esfuerzos térmicos.

Son necesarios materiales que resistan altas temperaturas, oscilación, fluencia,

corrosión y fatiga (en el proceso de combustión aparecen vibraciones). Los materiales

deben tener una buena conductividad térmica. Y ser fácil de desoldarlos por las

soldaduras que se puedan producir. Algunos de los materiales más comunes son:

HAYNES 188: Aleación a base de cobalto y soporta bien los esfuerzos a

temperaturas por encima de los 1370º K, fácil conformabilidad y soldabilidad (se

conforma y se suelda bien), buena resistencia a la oscilación, corrosión, por

encima de 1250º K necesita de una revestimiento o una protección.

10 NICKEL: Es una aleación hecha con un alto contenido en níquel, soporta bien

los esfuerzos a temperaturas superiores a 1240º K, es resistente a la oscilación y la

corrosión pero es peor que la anterior. Y requiere protección para temperaturas de

1200º K, tiene una buena conformabilidad y no es muy fácil de soldar pero, con

cobre sí que se hace bien.

NIMONIC 75: Es un material muy usado, de siempre 75% Ni, 20% Cr, 1,8%

Ti, 1,4% Al, 0,1% Co. Es algo costoso, pero tiene buena propiedades frente a la

corrosión y la fatiga térmica. También se suelda bien.

DISCALOY: Acero inoxidable con Mo, W y Ti.

NIMOPLAY: (Cu + Nimonic 75), con un núcleo de cobre. Aleación antigua.



HASTELBY.

7.7.- ARRANQUE DEL MOTOR

El encendido, el primer paso que hay que dar para encender el motor es mover el

compresor para que este se acelere, adquiera un gasto de aire y mantenga una

combustión de forma espontánea. Para mover el compresor se puede utilizar un sistema

auxiliar como un motor eléctrico (G.P.U. Ground Power Unit), también se puede

utilizar una turbina auxiliar llevada al eje principal por medio de un reductor y un

embrague y esa turbina auxiliar puede estar movida por un sistema de aire que puede

provenir del exterior. Normalmente para este tipo de cosas se utiliza la A.P.U.

(Auxiliary Power Unit). La A.P.U. proporciona energía eléctrica y neumática (aire), esta

energía neumática se utiliza para mover la turbina que a su vez mueve el compresor. Se

puede utilizar en condiciones de vuelo para diferentes propósitos. Suele ir colocada en

la parte posterior del fuselaje y es muy ruidosa durante su funcionamiento. La A.P.U. es

un turboeje de la gama de las bajas potencias que está constituido fundamentalmente

por un compresor centrífugo de dos escalones, el primero tiene álabes por las dos caras,

luego tiene otro escalón de compresor de una cara, cámara de combustión y turbina

centrífuga, del segundo escalón se saca el

aire para arrancar el motor o cualquier

otro servicio.

Para el arranque en tierra pueden ser

adecuadas las bujías de tipo convencional

parecidas a la de los motores alternativos,

pero en ocasiones se necesitan unas bujías

que den una chispa mucha más enérgica y

entonces se utiliza el encendedor de

descarga superficial (Fig. 7.9), que son

bujías que dan una chispa de unos 3 julios

a razón de 1 chispa por segundo. 7.9 Bujía de descarga superficial.



El encendedor de descarga superficial consiste básicamente en un electrodo

central que está separado de unos electrodos exteriores por medio de unos aislantes

cerámicos, en la punta de esos aislantes cerámicos llevan unos semiconductores, se le

aplica el voltaje de un condensador a estos semiconductores, lo que hace es que lo pone

incandescente y lo ioniza, de tal manera que una vez ionizado facilita el salto de la

chispa entre el electrodo central y los electrodos exteriores.

La colocación de la bujía es importante, si se coloca muy salida de lo que es el

tubo de llama, podría mojarse con el combustible pulverizado y quedar engrasada. Y si

se saca muy poco, el aire de refrigeración pasa por ahí y le quita energía.

Si se tienen vaporizadores se utiliza el encendedor de antorcha para iniciar la

combustión. Al realizar el encendido el combustible no se vaporiza correctamente, pues

la temperatura en la cámara es insuficiente. El encendedor de antorcha es una bujía y un

inyector con carcasa común, por la parte central lleva el inyector y luego tiene los

electrodos para que salte la chispa. Entonces para iniciar la combustión en los

vaporizadores se utiliza este sistema y lo que se hace es calentar el combustible para

después hacer saltar la chispa, porque hasta que no se vaporice el combustible no se

puede llevar a cabo la combustión. En otros sistemas para iniciar la combustión se

utiliza un combustible auxiliar más volátil para calentar el combustible hasta que se

inicia la combustión. Estos sistemas suelen tener aplicaciones industriales.

Turbina


CAPÍTULO VIII: Turbina

Se recuerda que la función de la turbina en un motor a reacción es convertir

aproximadamente 1/3 de la energía que recupera del proceso de combustión convertirlo

en energía mecánica para mover compresor y sistemas auxiliares. En la turbina el gas

pasa por el estátor o tobera donde la energía de presión o la entalpía estática que tiene

el gas a la salida de la cámara de combustión se transforma en energía cinética y luego

esta energía cinética se transforma en energía mecánica para mover el compresor y

sistemas auxiliares. A lo que se llama turbina está constituido por un conjunto de

escalones de turbina y cada escalón está a su vez constituido por un rotor y un estátor.

Existe un tipo de turbina que se llama turbina compuesta y está dividida en varios

escalones porque si se expande en un solo escalón se originarían elevadas fuerzas

centrífugas, entonces lo que se hace es expandir de manera escalonada y suave y se

evitarían esas fuerzas centrífugas tan altas. En algunos sitios como en los turboejes o los

turbohélices existe una turbina que se llama turbina de potencia libre (Fig. 8.1), está

constituida por unos reductores de potencia y un escalón de turbina que va

independiente de lo que es el turborreactor, es decir, se coloca un escalón de turbina que

no va unido al eje del turborreactor, y lo que hace este escalón turbina es mover a un

CAPÍTULO VIII:

TURBINA

Turbina


régimen óptimo a través de un sistema de

engranajes reductor el eje para mover la pala

de la hélice.

En la propulsión de aviones se utilizan,

mayoritariamente, las turbinas axiales,

llamadas así porque los gases de combustión

siguen una dirección sensiblemente paralela

al eje de la máquina, desde la entrada a la

salida. Este tipo de turbinas es ideal cuando

se trabajan con grandes gastos de aire, como

es el caso de los turborreactores actuales. Las turbinas centrífugas (igual que los

compresores pero invirtiendo el flujo) se utilizan en las APU’s.

8.1.- ESTRUCTURA

Una turbina axial, está conformada por una serie de etapas o escalones de turbina.

Cada etapa, o escalón axial, consta de un anillo de álabes o toberas fijas, llamado

corrientemente estátor, y una rueda de álabes giratorios que constituyen el rotor. La

cascada de álabes fijos al cárter, que componen el estátor, están dispuestos con un

ángulo tal que canalizan el fluido hacia el rotor en la dirección más efectiva para la

transformación de energía cinética en mecánica. El rotor de una turbina axial consiste en

una o varias cascada de álabes fijos a un disco

que gira a alta velocidad por la acción del

fluido, transmitiendo la energía al compresor

mediante el árbol común turbina-compresor, del

que se obtiene además para el movimiento del

cárter de accesorios.

El número de escalones de una turbina

depende de la potencia necesaria para mover el

compresor del generador de gas, y del

ventilador o la hélice en el caso de los motores

8.1 Turbina de potencia libre.

8.2 Turbina de triple eje.

Turbina


de doble flujo y turbohélices, respectivamente. Esos escalones son de varios tipos: el

escalón de alta presión, escalón de media presión y escalón de baja presión. También

puede presentar sólo dos escalones: el escalón de baja y el de alta.


El aire entra en el los álabes del estátor (NGV, nozzle guide vanes) y realiza un

proceso de expansión. Como el NGV es estático, la velocidad que aumenta es la

absoluta, por lo que el fluido se acelera (por ello los pasajes del NGV son

convergentes).

En el rotor se da otra expansión volviendo a tener pasajes convergentes. Ahora la

velocidad que aumenta es la relativa al álabe. Aquí las presiones son estáticas y

disminuyen progresivamente, por lo que la presión total también lo hace.

El diseño va a ser para velocidad axial constante. Para un reparto de trabajo en las

etapas se pueden utilizar perfiles parecidos para las distintas etapas. Según se avanza en

el motor, tanto el rotor como el NGV van creciendo (aumenta el área).

Bloqueo sónico del NGV. Cuando se expande en el primero, llega un punto en

que el área mínima (área directriz) llega a tener condiciones sónicas, la turbina queda

bloqueada el gasto se mantiene constante. Se intenta diseñar la turbina para que el

rendimiento máximo se dé en condiciones críticas. La turbina estará en condiciones

críticas siempre, excepto en arranque y ralentí.

El paso entre álabes de turbina es importante:

Con un paso demasiado grande, el fluido está mal guiado, lo que puede dar lugar a

desprendimientos de la vena fluida si la desviación es elevada.

Con un paso demasiado pequeño aumenta la proporción de las superficies que

rozan, lo que ocasiona un descenso del rendimiento.

Turbina


8.3.- TIPOS DE TURBINAS AXIALES

Clasificación de la turbina desde el punto de vista aerodinámico:

Existen distintos tipos, que se diferencian entre sí en que el grado de reacción

toma valores diferentes, siendo K el grado de reacción (K también se puede poner en

función de las temperaturas):

2 3

1 3

variación de la energía en el rotor

variación de la energía en el conjunto rotor-estator

T TK

T T

Turbinas de acción o impulso: K = 0. Es aquella en el que el grado de reacción

es 0. Toda la expansión del gas se produce en el estátor. En el rotor del escalón no

se produce expansión del fluido, de manera que las velocidades relativas de

entrada y salida de la corriente en estos álabes móviles son idénticas.

Turbina de reacción: Es aquella que el grado de reacción varía de 0 a 1. Lo

normal es que K = 0,5. El gas se expansiona en el estátor y en el rotor. En estos

componentes del escalón se

producen variaciones de las

velocidades del fluido entre

la entrada y la salida. La

variación en cada uno de

ellos depende del grado de

reacción usado en el

escalonamiento.

8.3 Turbina de impulso y turbina de reacción

respectivamente.

Turbina


Turbina de reacción pura: Es aquella cuyo grado de reacción es la unidad

(K=1). Esto indica que toda la expansión del gas se produce en el rotor. Las

velocidades del gas a la entrada y a la salida de álabes fijos no sufre variación.

Turbina de acción-reacción: El valor de K varía a lo largo del álabe: en la raíz

K=0; en la punta K=0,5.

8.4.- TURBINAS REFRIGERADAS

La refrigeración de las turbinas se debe porque si se consiguen mayores

temperaturas de entrada en turbina, se mejora el rendimiento termodinámico y así el

consumo específico. Otras veces lo que se busca es poder utilizar materiales más

baratos.

Son aquellas en las que se hace pasar el aire para refrigerar el propio álabe tanto

del estátor como del rotor. Para refrigerar los álabes del rotor la temperatura del aire ha

de ser menor que la necesaria para refrigerar los álabes del estátor, pues están sometidos

a grandes esfuerzos (fuerzas centrífugas). Para refrigerar el rotor se suele sacar aire de

un punto intermedio del compresor; para el estátor, se sangra aire del flujo secundario

por varios puntos.

Hay cuatro métodos de refrigeración de álabes:

Convección: Los álabes tienen orificios de la raíz a las puntas por los que circula

el aire que incide directamente.

Convección forzada: Se fuerza al aire a incidir sobre determinados puntos

críticos (borde de ataque y borde de salida).

Refrigeración por película de aire: En el borde de ataque y borde de salida hay

unos orificios por donde el aire, formando una película, envuelve al álabe.

Por transpiración (experimental): Son materiales porosos que forman el mismo

efecto que el de la película de aire.

Turbina


8.5.- MATERIALES

NGV: Resistencia al calor, oxidación y corrosión. Aleaciones Ni-cooling-

cerámica.

Discos: Resistencia a la fatiga. Aleaciones de Ni-Polvos metalúrgicos.

Rotor: Resistencia a la fatiga, descascarillado térmico, cargas centrífugas,

corrosión, oxidación, termofluencia. Aleaciones de Ni solidificadas.

Tobera


CAPÍTULO IX: Tobera

Se sitúa a continuación del último escalón de turbina. Lo que hace es la energía

entálpica que tiene al principio de la misma la transforma en energía cinética en la

tobera para obtener un empuje. Para alcanzar el máximo empuje de una determinada

masa de gas se deben cumplir una serie de condiciones como son:

Los gases se deben expansionar totalmente en la tobera. Sino sólo una parte de la

energía que tiene el gas a la salida se usará para impulsar.

Los gases a la salida de la turbina no deben tener componente tangencial de la

velocidad absoluta, saliendo en dirección axial, así además de aumentar la

componente axial que es la que impulsa, se evitan pérdidas por fricción.

De tal manera que la tobera hace lo contrario que hacía un difusor. En una tobera

la corriente pierde presión y gana velocidad.

CAPÍTULO IX:

TOBERA

Tobera


9.1.- PARTES DE LA TOBERA

Cárter de tobera o conducto exterior: Canaliza el aire hacia el exterior. Es una

pieza troncocónica.

Cono: Sirve para pasar de la sección anular (turbina) a la sección circular (tobera)

evitando el cambio brusco de sección, de esta manera evitan turbulencias e

inestabilidades.

Montantes o soportes: Son piezas estructurales que dan rigidez a todo el

conjunto. Suelen ser huecos y en su interior va un conducto de aire, aceite o lo que

proceda. Deben estar orientados en el sentido de la corriente para originar las

menores pérdidas posibles.

Conjunto de escape: Está formado por tobera (cárter de tobera, cono y

montantes) + cárter de escape. El cárter de escape es un cárter interior y otro

exterior. En el cárter interior en su interior hay un hueco para colocar el cojinete

de turbina y también en esta zona se ponen las sondas de presión y temperatura de

escape. El cárter exterior por su parte interior lleva un revestimiento acústico para

reducir el ruido.


Básicamente una tobera de escape es un conducto en el cual la corriente fluida

aumenta la velocidad a costa de disminuir su presión.

Para motores de propulsión subsónica, la tobera propulsiva es de forma

convergente hacia la salida, en el caso más general pudiendo ser subsónica la corriente

de salida. Si toda la expansión tiene lugar dentro de la tobera, o bien, puede alcanzar

valores de números de Mach de prácticamente la unidad, esto es, en condiciones

sónicas. Se dice en este último caso que la tobera trabaja en condiciones críticas.

Se dice que la tobera está adaptada cuando la presión de salida es igual a la

atmosférica.

Tobera


La velocidad de salida del gas en una tobera convergente no puede ser superior a

la velocidad local del sonido, por lo tanto, la mayoría de los turborreactores actuales

trabaja con régimen crítico de tobera, para condiciones de funcionamiento a máximo

régimen. En este caso, la velocidad de salida del gas corresponde a la local del sonido o

está muy próxima a ésta. Si crece el grado de expansión, por ser muy elevada la presión

total del gas a la salida de la turbina, la velocidad de salida sigue siendo la sónica,

aunque aumente la presión estática de la corriente en la boquilla de salida.

En este tipo de toberas el área de salida es fija, en algunos casos puede ser

variable acorde con la variación del flujo de combustible.

Cuando el motor se proyecta para vuelo supersónico, se utilizan toberas

convergente-divergentes; el tramo convergente sirve para aumentar la velocidad

necesaria para actuación de la zona divergente, alcanzándose las condiciones sónicas en

la garganta de la tobera, y continuando el aumento de velocidad en la zona divergente

por continuar la expansión de los gases procedentes de la turbina.

9.3.- REDUCCIÓN DE RUIDO

El ruido se produce por la mezcla de gases calientes a gran velocidad con la

atmósfera fría (Fig. 9.1). A menor velocidad relativa del chorro con la atmósfera menor

ruido se produce. Para disminuir la velocidad relativa de chorro se usa la tobera

ondulada (Fig. 9.2), que favorece la mezcla de aire-chorro. El chorro induce aire por

unos conductos reduciéndose la velocidad relativa. Otro método es el conocido como

tobera multitubo (Fig. 9.3), el cual induce una corriente exterior del aire que se mezcla

con el chorro.

9.1 Mezcla de los gases de escape con la atmósfera.

Tobera


9.2 Tobera ondulada

9.3 Tobera multitubo

Postcombustor


CAPÍTULO X: Postcombustor

Cuando el aire sale de la turbina lo hace a alta velocidad, lo que produce grandes

pérdidas por fricción. Se aprovecha el cono para reducir la velocidad actuando como

difusor. En el tubo de salida va el inyector. En los estabilizadores el aire con el O2

sobrante entra y recircula para que se mezcle con el combustible. La tobera debe de ser

de área variable, pues al poner el postcombustor, habrá que abrir el área para que salgan

los gases, pues cuando se quema el combustible se produce un incremento de la

temperatura, disminuye la densidad y se produce un aumento de volumen (G = cte). Si

no se le da salida a los gases se crearía una contrapresión y el compresor podría entrar

en pérdida.

CAPÍTULO X:

POSTCOMBUSTOR

Postcombustor


El objetivo es aumentar empuje a costa de incrementar drásticamente el consumo

específico, por lo que se va a necesitar en fases críticas como el despegue. Como

resultado de esto tienen un consumo muy elevado.

10.1.- PARTES DE LA TOBERA CON

POSTCOMBUSTOR

Difusor: Disminuye la velocidad de la corriente para que no se apague la llama.

Cono: También sirve de difusor porque lo que ocurre es que la velocidad de

salida de la turbina es muy alta 230 m/s o 330 m/s esto puede influir en lo que es

el apagado de la llama y una mala mezcla, entonces habrá que hacer algo para

reducir esa velocidad y para que no haya grandes pérdidas por fricción en el

conducto del chorro. Sólo lo que se hace es que en la sección de transición a la

hora de pasar a de sección anular a circular se aumenta la sección haciendo que

actúe como difusor, también tiene las mismas funciones que sin postcombustor.

Tubo de salida o conducto del chorro: Es un conducto de sección circular

constante. Lleva el sistema de inyección. Y también lleva los estabilizadores de

llama que crean un recirculación de aire para estabilizar la llama y que la mezcla

sea mejor.

10.1 Turborreactor de baja relación de derivación con postcombustor.

Postcombustor


Tobera: Cuando se tiene postcombustor tiene que ser de área variable para

adaptarse a los diferentes volúmenes de gasto, es decir, cuando está el

postcombustor funcionando y cuando no lo está. El postcombustor se suele

utilizar para aviones de combate que les permite tener más maniobrabilidad.

Dibujo de un postcombustor y explicación

Difusor: Se decelera la corriente.

Conducto del chorro (tubo de salida): Sistema de inyección y estabilizadores

que impiden que se formen torbellinos.

Tobera: De área variable por los determinados volúmenes que se obtienen para

mantener el gasto.

Postcombustor


10.2.- FUNCIONAMIENTO DEL POSTCOMBUSTOR

Se inyecta combustible en varias zonas (radiales) que no tienen por qué funcionar

simultáneamente. Se premezcla el combustible con el aire y aguas abajo, se ancla la

llama en los estabilizadores (“flame holders”). La carcasa del motor se protege mediante

un “liner” entre los cuales circula flujo de refrigeración.

La combustión se puede iniciar por varios métodos.

Ignición catalítica: Se crea una llama por reacción química de la mezcla aire-

combustible sobre una base de Platino.

Ignición por chispa: Usando bujías.

Hot shot: Llamarazo desde la cámara de combustión.

Aquí la combustión es más fácil que la principal por existir temperaturas más altas

de inicio.

10.3.- TIPOS DE TOBERA DE ÁREA VARIABLE

• Pétalos o iris: Son una serie de flaps que están mandados por controladores

neumáticos. Se abren o cierran según las necesidades. Los más usados. (Fig. 10.2 y Fig.

10.3).

• Párpados: Están formados por dos compuertas que se abren y se cierran según

las necesidades. (Fig. 10.4).

• Cono central: No se suele utilizar. Según su desplazamiento se tendrá más o

menos área de salida. (Fig. 10.5).

Postcombustor


10.5 Cono central.

10.4 Tobera de área variable de párpados.

10.3 Tobera de área variable de pétalos o

iris.

10.2 Tobera de área variable de pétalos o

iris.

Postcombustor


10.4.- INESTABILIDAD DE LA POSTCOMBUSTIÓN

Buzz: Vibraciones axiales de baja frecuencia que pueden dañar el eje y la LPT.

Screech: Vibraciones radiales de alta frecuencia que pueden dañar la carcasa y

liner.

A8 variable: La operación de postcombustión, requiere variabilidad del área de

salida para evitar que el fan entre en “surge”.

motores a reacción - sergio lópez martínez

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