Motor a reacción | |
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Clasificación | Motor de combustión interna |
Industria | Aeroespacial |
Solicitud | Aviación |
Fuente de combustible | Combustible para aviones |
Componentes | Compresor dinámico, Ventilador, Combustor, Turbina, Boquilla propulsora |
Inventor | John Barber, Frank Whittle |
Inventado | 1791, 1928 |
Un motor a reacción es un tipo de motor de reacción que descarga un chorro de movimiento rápido que genera empuje por propulsión a chorro. Si bien esta definición amplia puede incluir propulsión de cohete, chorro de agua y propulsión híbrida, el término motor a reacción se refiere típicamente a un motor a reacción de combustión interna que respira aire como un turborreactor, turborreactor, estatorreactor o chorro de pulso. En general, los motores a reacción son motores de combustión interna.
Los motores a reacción que respiran aire típicamente cuentan con un compresor de aire giratorio accionado por una turbina, y la energía sobrante proporciona empuje a través de la boquilla de propulsión ; este proceso se conoce como ciclo termodinámico de Brayton. Los aviones a reacción utilizan estos motores para viajes de larga distancia. Los primeros aviones a reacción usaban motores turborreactores que eran relativamente ineficientes para el vuelo subsónico. La mayoría de los aviones a reacción subsónicos modernos utilizan motores turbofan de alto bypass más complejos. Proporcionan una mayor velocidad y una mayor eficiencia de combustible que los motores aeronáuticos de pistón y hélice en distancias largas. Algunos motores que respiran aire hechos para aplicaciones de alta velocidad ( estatorreactores y scramjets ) utilizan el efecto ram de la velocidad del vehículo en lugar de un compresor mecánico.
El empuje de un motor de avión típico pasó de 5,000 lbf (22,000 N) ( turborreactor de Havilland Ghost ) en la década de 1950 a 115,000 lbf (510,000 N) ( General Electric GE90 turbofan) en la década de 1990, y su confiabilidad pasó de 40 en vuelo. paradas por 100.000 horas de vuelo del motor a menos de 1 por 100.000 a finales de la década de 1990. Esto, combinado con un consumo de combustible muy reducido, permitió vuelos transatlánticos de rutina en aviones bimotores para el cambio de siglo, donde anteriormente un viaje similar habría requerido múltiples paradas de combustible.
El principio del motor a reacción no es nuevo; sin embargo, los avances técnicos necesarios para que la idea funcionara no se materializaron hasta el siglo XX. Una demostración rudimentario de las fechas de potencia de chorro de nuevo a la aeolipile, un dispositivo descrito por Herón de Alejandría en el siglo primero Egipto romano. Este dispositivo dirigía la energía del vapor a través de dos boquillas para hacer que una esfera girara rápidamente sobre su eje. Fue visto como una curiosidad. Mientras tanto, las aplicaciones prácticas de la turbina se pueden ver en la rueda hidráulica y el molino de viento.
Los historiadores intentaron rastrear el origen del motor a reacción hasta la Edad Media, y los principios utilizados por los chinos para enviar sus cohetes y fuegos artificiales eran similares a los de un motor a reacción. De manera similar, el soldado otomano Lagâri Hasan Çelebi supuestamente usó un cohete en forma de cono para volar. Sin embargo, la verdadera historia del motor a reacción comienza con Frank Whittle.
Los primeros intentos de respirar aire en los motores a reacción fueron diseños híbridos en los que una fuente de energía externa primero comprimía aire, que luego se mezclaba con combustible y se quemaba para propulsar el jet. El Caproni Campini N.1 y el motor japonés Tsu-11 destinado a impulsar aviones kamikaze Ohka hacia el final de la Segunda Guerra Mundial no tuvieron éxito.
Incluso antes del comienzo de la Segunda Guerra Mundial, los ingenieros comenzaban a darse cuenta de que los motores que impulsaban las hélices se acercaban a los límites debido a problemas relacionados con la eficiencia de las hélices, que disminuían a medida que las puntas de las palas se acercaban a la velocidad del sonido. Si el rendimiento de la aeronave aumentaba más allá de esa barrera, era necesario un mecanismo de propulsión diferente. Esta fue la motivación detrás del desarrollo del motor de turbina de gas, la forma más común de motor a reacción.
La clave de un motor a reacción práctico era la turbina de gas, que extraía energía del propio motor para impulsar el compresor. La turbina de gas no era una idea nueva: la patente de una turbina estacionaria se otorgó a John Barber en Inglaterra en 1791. La primera turbina de gas que funcionó con éxito de manera autónoma fue construida en 1903 por el ingeniero noruego Ægidius Elling. Dichos motores no llegaron a fabricarse por cuestiones de seguridad, fiabilidad, peso y, sobre todo, funcionamiento sostenido.
La primera patente para utilizar una turbina de gas para propulsar un avión fue presentada en 1921 por Maxime Guillaume. Su motor era un turborreactor de flujo axial, pero nunca se construyó, ya que habría requerido avances considerables con respecto al estado de la técnica en compresores. Alan Arnold Griffith publicó Una teoría aerodinámica del diseño de turbinas en 1926 que condujo al trabajo experimental en la RAE.
En 1928, el cadete de la RAF College Cranwell, Frank Whittle, presentó formalmente sus ideas para un turborreactor a sus superiores. En octubre de 1929, desarrolló aún más sus ideas. El 16 de enero de 1930, en Inglaterra, Whittle presentó su primera patente (concedida en 1932). La patente mostraba un compresor axial de dos etapas que alimentaba un compresor centrífugo de un solo lado. Los compresores axiales prácticos fueron posibles gracias a las ideas de AAGriffith en un artículo fundamental en 1926 ("Una teoría aerodinámica del diseño de turbinas"). Más tarde, Whittle se concentraría únicamente en el compresor centrífugo más simple. Whittle no pudo interesar al gobierno en su invento y el desarrollo continuó a un ritmo lento.
En 1935, Hans von Ohain comenzó a trabajar en un diseño similar en Alemania, tanto el compresor como la turbina eran radiales, en lados opuestos del mismo disco, inicialmente sin darse cuenta del trabajo de Whittle. El primer dispositivo de Von Ohain era estrictamente experimental y solo podía funcionar con energía externa, pero pudo demostrar el concepto básico. A continuación, Ohain conoció a Ernst Heinkel, uno de los industriales aeronáuticos más grandes de la época, quien vio de inmediato la promesa del diseño. Heinkel había comprado recientemente la compañía de motores Hirth, y Ohain y su maestro maquinista Max Hahn se establecieron allí como una nueva división de la compañía Hirth. Tenían su primer motor centrífugo HeS 1 en funcionamiento en septiembre de 1937. A diferencia del diseño de Whittle, Ohain usaba hidrógeno como combustible, suministrado bajo presión externa. Sus diseños posteriores culminaron en la gasolina -fuelled HeS 3 de 5 kN (1,100 lbf), que estaba equipado con sencillo de Heinkel y compacto Él 178 fuselaje y volado por Erich Warsitz en la madrugada del 27 de agosto de 1939, de Rostock -Marienehe aeródromo, un tiempo impresionantemente corto para el desarrollo. El He 178 fue el primer avión a reacción del mundo. Heinkel solicitó una patente estadounidense que cubría la planta de energía de aviones por Hans Joachim Pabst von Ohain el 31 de mayo de 1939; número de patente US2256198, con M Hahn mencionado como inventor.
Austrian Anselm Franz de Junkers división de motores '( Junkers Motoren o 'Jumo') introdujeron el compresor de flujo axial en su motor a reacción. A Jumo se le asignó el siguiente número de motor en la secuencia de numeración RLM 109-0xx para las centrales eléctricas de aviones de turbina de gas, "004", y el resultado fue el motor Jumo 004. Después de que se resolvieron muchas dificultades técnicas menores, la producción en masa de este motor comenzó en 1944 como motor del primer avión de combate a reacción del mundo, el Messerschmitt Me 262 (y más tarde del primer avión de bombardero a reacción del mundo, el Arado Ar 234 ). Varias razones conspiraron para retrasar la disponibilidad del motor, lo que hizo que el caza llegara demasiado tarde para mejorar la posición de Alemania en la Segunda Guerra Mundial, sin embargo, este fue el primer motor a reacción que se utilizó en servicio.
Mientras tanto, en Gran Bretaña, el Gloster E28 / 39 realizó su primer vuelo el 15 de mayo de 1941 y el Gloster Meteor finalmente entró en servicio con la RAF en julio de 1944. Estos fueron propulsados por motores turborreactores de Power Jets Ltd., establecidos por Frank Whittle. Los dos primeros turborreactores operativos, el Messerschmitt Me 262 y luego el Gloster Meteor entraron en servicio con tres meses de diferencia en 1944.
Después del final de la guerra, los aviones a reacción alemanes y los motores a reacción fueron ampliamente estudiados por los aliados victoriosos y contribuyeron al trabajo en los primeros aviones de combate soviéticos y estadounidenses. El legado del motor de flujo axial se ve en el hecho de que prácticamente todos los motores a reacción de los aviones de ala fija se han inspirado en este diseño.
En la década de 1950, el motor a reacción era casi universal en los aviones de combate, con la excepción de los tipos de carga, enlace y otros tipos especiales. En este punto, algunos de los diseños británicos ya estaban autorizados para uso civil y habían aparecido en los primeros modelos como el de Havilland Comet y el Avro Canada Jetliner. En la década de 1960, todos los grandes aviones civiles también tenían propulsión a reacción, lo que dejaba al motor de pistón en funciones de nicho de bajo costo, como los vuelos de carga.
La eficiencia de los motores turborreactores era todavía bastante peor que la de los motores de pistón, pero en la década de 1970, con el advenimiento de los motores a reacción turbofan de alto bypass (una innovación no prevista por los primeros comentaristas como Edgar Buckingham, a altas velocidades y grandes altitudes que parecían absurdo para ellos), la eficiencia de combustible era aproximadamente la misma que la de los mejores motores de pistón y hélice.
Los motores a reacción impulsan aviones a reacción, misiles de crucero y vehículos aéreos no tripulados. En forma de motores de cohetes, alimentan fuegos artificiales, cohetes modelo, vuelos espaciales y misiles militares.
Los motores a reacción han propulsado a los coches de alta velocidad, especialmente a los de carreras, con el récord de todos los tiempos en manos de un coche cohete. Un automóvil con turboventilador, ThrustSSC, actualmente tiene el récord de velocidad en tierra.
Los diseños de motores a reacción se modifican con frecuencia para aplicaciones no aeronáuticas, como turbinas de gas industriales o centrales eléctricas marinas. Estos se utilizan en la generación de energía eléctrica, para alimentar bombas de agua, gas natural o petróleo, y proporcionar propulsión para barcos y locomotoras. Las turbinas de gas industriales pueden generar hasta 50.000 caballos de fuerza en el eje. Muchos de estos motores se derivan de turborreactores militares más antiguos, como los modelos Pratt amp; Whitney J57 y J75. También hay un derivado del turbofan de derivación baja Pamp;W JT8D que genera hasta 35.000 caballos de fuerza (HP).
Los motores a reacción también se desarrollan a veces o comparten ciertos componentes, como núcleos de motores, con motores de turboeje y turbohélice, que son formas de motores de turbina de gas que se utilizan típicamente para propulsar helicópteros y algunos aviones propulsados por hélice.
Hay una gran cantidad de tipos diferentes de motores a reacción, todos los cuales logran un empuje hacia adelante desde el principio de propulsión a reacción.
Comúnmente, los aviones son propulsados por motores a reacción que respiran aire. La mayoría de los motores a reacción que respiran aire que se utilizan son motores a reacción turbofan, que proporcionan una buena eficiencia a velocidades justo por debajo de la velocidad del sonido.
Las turbinas de gas son motores rotativos que extraen energía de un flujo de gas de combustión. Tienen un compresor aguas arriba acoplado a una turbina aguas abajo con una cámara de combustión en el medio. En los motores de avión, esos tres componentes centrales se denominan a menudo "generador de gas". Hay muchas variaciones diferentes de turbinas de gas, pero todas usan un sistema generador de gas de algún tipo.
Un turborreactor es un motor de turbina de gas que funciona comprimiendo aire con una entrada y un compresor ( axial, centrífugo o ambos), mezclando combustible con el aire comprimido, quemando la mezcla en la cámara de combustión y luego pasando la corriente caliente de alta presión. aire a través de una turbina y una boquilla. El compresor funciona con la turbina, que extrae energía del gas en expansión que lo atraviesa. El motor convierte la energía interna del combustible en energía cinética en el escape, produciendo empuje. Todo el aire ingerido por la entrada pasa a través del compresor, la cámara de combustión y la turbina, a diferencia del motor turboventilador que se describe a continuación.
Los turboventiladores se diferencian de los turborreactores en que tienen un ventilador adicional en la parte delantera del motor, que acelera el aire en un conducto sin pasar por el motor de turbina de gas central. Los turboventiladores son el tipo de motor dominante para los aviones de pasajeros de mediano y largo alcance.
Los turboventiladores suelen ser más eficientes que los turborreactores a velocidades subsónicas, pero a altas velocidades su gran área frontal genera más resistencia. Por lo tanto, en vuelos supersónicos y en aeronaves militares y de otro tipo donde otras consideraciones tienen una prioridad más alta que la eficiencia del combustible, los ventiladores tienden a ser más pequeños o ausentes.
Debido a estas distinciones, los diseños de motores turbofan a menudo se clasifican como de derivación baja o derivación alta, según la cantidad de aire que pasa por alto el núcleo del motor. Los turboventiladores de derivación baja tienen una relación de derivación de alrededor de 2: 1 o menos.
Los motores a reacción de compresión Ram son motores que respiran aire similares a los motores de turbina de gas y ambos siguen el ciclo de Brayton. Sin embargo, los motores propulsados por turbinas de gas y ariete difieren en la forma en que comprimen el flujo de aire entrante. Mientras que los motores de turbina de gas utilizan compresores axiales o centrífugos para comprimir el aire entrante, los motores de ariete dependen únicamente del aire comprimido a través de la entrada o el difusor. Por lo tanto, un motor de ariete requiere una velocidad aerodinámica inicial sustancial antes de que pueda funcionar. Los motores Ram propulsados se consideran el tipo más simple de motor a reacción con respiración de aire porque no pueden contener partes móviles.
Los Ramjets son motores a reacción propulsados por ariete. Son mecánicamente simples y funcionan de manera menos eficiente que los turborreactores, excepto a velocidades muy altas.
Los Scramjets se diferencian principalmente en el hecho de que el aire no se ralentiza a velocidades subsónicas. Más bien, utilizan combustión supersónica. Son eficientes a una velocidad aún mayor. Muy pocos se han construido o volado.
Escribe | Descripción | Ventajas | Desventajas |
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Motorjet | Funciona como un turborreactor, pero un motor de pistón impulsa el compresor en lugar de una turbina. | Mayor velocidad de escape que una hélice, que ofrece un mejor empuje a alta velocidad. | Pesado, ineficiente y con poca potencia. Ejemplo: Caproni Campini N.1. |
Pulsejet | El aire se comprime y se quema de forma intermitente en lugar de continuamente. Algunos diseños usan válvulas. | Diseño muy simple, utilizado para la bomba voladora V-1 y más recientemente en modelos de aviones. | Ruidoso, ineficiente (relación de compresión baja), funciona mal a gran escala, las válvulas en diseños con válvulas se desgastan rápidamente |
Motor de detonación por pulsos | Similar a un chorro de pulsos, pero la combustión ocurre como una detonación en lugar de una deflagración, puede o no necesitar válvulas. | Máxima eficiencia teórica del motor | Extremadamente ruidoso, piezas sujetas a fatiga mecánica extrema, difícil de iniciar la detonación, no es práctico para el uso actual |
El motor de cohete utiliza los mismos principios físicos básicos de empuje que una forma de motor de reacción, pero se diferencia del motor a reacción en que no requiere aire atmosférico para proporcionar oxígeno; el cohete transporta todos los componentes de la masa de reacción. Sin embargo, algunas definiciones lo tratan como una forma de propulsión a chorro.
Debido a que los cohetes no respiran aire, esto les permite operar a altitudes arbitrarias y en el espacio.
Este tipo de motor se utiliza para el lanzamiento de satélites, exploración espacial y acceso tripulado, y se permitió el aterrizaje en la luna en 1969.
Los motores de cohetes se utilizan para vuelos a gran altitud, o en cualquier lugar donde se necesiten aceleraciones muy altas, ya que los motores de cohetes tienen una relación de empuje / peso muy alta.
Sin embargo, la alta velocidad de escape y el propulsor más pesado y rico en oxidantes dan como resultado un uso mucho mayor de propulsor que los turboventiladores. Aun así, a velocidades extremadamente altas se vuelven energéticamente eficientes.
Una ecuación aproximada para el empuje neto de un motor cohete es:
Donde es el empuje neto, es el impulso específico, es la gravedad estándar, es el flujo de propulsor en kg / s, es el área de la sección transversal a la salida de la boquilla de escape y es la presión atmosférica.
Escribe | Descripción | Ventajas | Desventajas |
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Cohete | Lleva todos los propulsores y oxidantes a bordo, emite chorro para propulsión | Muy pocas partes móviles. Mach 0 a Mach 25+; eficiente a muy alta velocidad (gt; Mach 5,0 aproximadamente). Relación empuje / peso superior a 100. Sin entrada de aire compleja. Relación de compresión alta. Escape de muy alta velocidad ( hipersónico ). Buena relación costo / empuje. Bastante fácil de probar. Funciona al vacío; de hecho, funciona mejor fuera de la atmósfera, que es más amable con la estructura del vehículo a alta velocidad. Área de superficie bastante pequeña para mantenerse fresco y sin turbina en la corriente de escape caliente. La boquilla de combustión a muy alta temperatura y alta relación de expansión proporciona una eficiencia muy alta, a velocidades muy altas. | Necesita mucho propulsor. Impulso específico muy bajo, típicamente de 100 a 450 segundos. Las tensiones térmicas extremas de la cámara de combustión pueden dificultar la reutilización. Por lo general, requiere llevar oxidante a bordo, lo que aumenta los riesgos. Extraordinariamente ruidoso. |
Los motores de ciclo combinado utilizan simultáneamente dos o más principios diferentes de propulsión a chorro.
Escribe | Descripción | Ventajas | Desventajas |
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Turborocket | Un turborreactor donde se agrega un oxidante adicional como oxígeno a la corriente de aire para aumentar la altitud máxima | Muy cerca de los diseños existentes, opera en alturas muy elevadas, amplio rango de altitud y velocidad aerodinámica. | Velocidad del aire limitada al mismo rango que el motor turborreactor, llevar oxidantes como LOX puede ser peligroso. Mucho más pesado que simples cohetes. |
Cohete de aire aumentado | Esencialmente un estatorreactor donde el aire de admisión se comprime y se quema con el escape de un cohete | Mach 0 a Mach 4.5+ (también puede funcionar exoatmosférico), buena eficiencia en Mach 2 a 4 | Eficiencia similar a los cohetes a baja velocidad o exoatmosféricos, dificultades de entrada, un tipo relativamente poco desarrollado e inexplorado, dificultades de enfriamiento, muy ruidoso, la relación empuje / peso es similar a los ramjets. |
Chorros preenfriados / LACE | El aire de admisión se enfría a temperaturas muy bajas en la entrada en un intercambiador de calor antes de pasar a través de un estatorreactor y / o turborreactor y / o motor de cohete. | Probado fácilmente en tierra. Son posibles relaciones de empuje / peso muy altas (~ 14) junto con una buena eficiencia de combustible en una amplia gama de velocidades aerodinámicas, Mach 0–5,5 +; esta combinación de eficiencias puede permitir el lanzamiento a la órbita, en una sola etapa, o viajes intercontinentales muy rápidos y de muy larga distancia. | Existe solo en la etapa de creación de prototipos de laboratorio. Los ejemplos incluyen RB545, motores de reacción SABRE, ATREX. Requiere combustible de hidrógeno líquido que tiene una densidad muy baja y requiere tanques muy aislados. |
Un chorro de agua, o bomba de chorro, es un sistema de propulsión marina que utiliza un chorro de agua. La disposición mecánica puede ser una hélice con conductos con boquilla o un compresor centrífugo y boquilla. El surtidor de la bomba debe ser impulsado por un motor separado, como una turbina de gas o diésel.
Escribe | Descripción | Ventajas | Desventajas |
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Chorro de agua | Para propulsar cohetes de agua y lanchas a motor ; arroja agua por la espalda a través de una boquilla | En embarcaciones, puede correr en aguas poco profundas, alta aceleración, sin riesgo de sobrecarga del motor (a diferencia de las hélices), menos ruido y vibración, altamente maniobrable a todas las velocidades de la embarcación, alta eficiencia de velocidad, menos vulnerable a daños por escombros, muy confiable, más carga flexibilidad, menos dañino para la vida silvestre | Puede ser menos eficiente que una hélice a baja velocidad, más cara, mayor peso en el bote debido al agua arrastrada, no funcionará bien si el bote es más pesado que el tamaño del jet. |
Todos los motores a reacción son motores de reacción que generan empuje emitiendo un chorro de fluido hacia atrás a una velocidad relativamente alta. Las fuerzas en el interior del motor necesarias para crear este jet dan un fuerte empuje en el motor que empuja la nave hacia adelante.
Los motores a reacción hacen su chorro de propulsor almacenado en tanques que están conectados al motor (como en un 'cohete') así como en motores de conductos (los que se usan comúnmente en aviones) ingiriendo un fluido externo (muy típicamente aire) y expulsándolo. a mayor velocidad.
La boquilla propulsora es el componente clave de todos los motores a reacción, ya que crea el chorro de escape. Las boquillas propulsoras convierten la energía interna y de presión en energía cinética de alta velocidad. La presión y la temperatura totales no cambian a través de la boquilla, pero sus valores estáticos disminuyen a medida que el gas se acelera.
La velocidad del aire que ingresa a la boquilla es baja, alrededor de Mach 0.4, un requisito previo para minimizar las pérdidas de presión en el conducto que conduce a la boquilla. La temperatura que ingresa a la boquilla puede ser tan baja como la del ambiente al nivel del mar para una boquilla de ventilador en el aire frío a altitudes de crucero. Puede ser tan alta como la temperatura de los gases de escape de 1000K para un motor de postcombustión supersónico o 2200K con el postquemador encendido. La presión que ingresa a la boquilla puede variar desde 1,5 veces la presión fuera de la boquilla, para un ventilador de una sola etapa, hasta 30 veces para la aeronave tripulada más rápida a mach 3+.
Las boquillas convergentes solo pueden acelerar el gas hasta las condiciones sónicas locales (Mach 1). Para alcanzar altas velocidades de vuelo, se requieren velocidades de escape aún mayores, por lo que a menudo se usa una boquilla convergente-divergente en aviones de alta velocidad.
El empuje de la boquilla es mayor si la presión estática del gas alcanza el valor ambiental cuando sale de la boquilla. Esto solo ocurre si el área de salida de la boquilla tiene el valor correcto para la relación de presión de la boquilla (npr). Dado que el npr cambia con el ajuste de empuje del motor y la velocidad de vuelo, esto rara vez es el caso. También a velocidades supersónicas, el área divergente es menor que la requerida para dar una expansión interna completa a la presión ambiental como compensación con el arrastre externo del cuerpo. Whitford da el F-16 como ejemplo. Otros ejemplos poco ampliados fueron el XB-70 y el SR-71.
El tamaño de la boquilla, junto con el área de las boquillas de la turbina, determina la presión de funcionamiento del compresor.
Esta descripción general destaca dónde se producen las pérdidas de energía en instalaciones de motores o centrales eléctricas de aviones a reacción completos.
Un motor a reacción en reposo, como en un banco de pruebas, aspira combustible y genera empuje. Qué tan bien lo hace se juzga por la cantidad de combustible que usa y la fuerza que se requiere para contenerlo. Ésta es una medida de su eficiencia. Si algo se deteriora dentro del motor (conocido como deterioro del rendimiento) será menos eficiente y esto se mostrará cuando el combustible produzca menos empuje. Si se realiza un cambio en una parte interna que permite que el aire / los gases de combustión fluyan más suavemente, el motor será más eficiente y utilizará menos combustible. Se utiliza una definición estándar para evaluar cómo diferentes cosas cambian la eficiencia del motor y también para permitir que se realicen comparaciones entre diferentes motores. Esta definición se llama consumo de combustible específico, o cuánto combustible se necesita para producir una unidad de empuje. Por ejemplo, se sabrá para un diseño de motor en particular que si se suavizan algunos golpes en un conducto de derivación, el aire fluirá con mayor suavidad, lo que dará una reducción de la pérdida de presión del x% y se necesitará un y% menos de combustible para obtener la toma. fuera de empuje, por ejemplo. Esta comprensión pertenece a la disciplina de ingeniería Rendimiento del motor a reacción. Más adelante se menciona cómo la eficiencia se ve afectada por la velocidad de avance y el suministro de energía a los sistemas de las aeronaves.
La eficiencia del motor está controlada principalmente por las condiciones de funcionamiento dentro del motor, que son la presión producida por el compresor y la temperatura de los gases de combustión en el primer conjunto de álabes de turbina giratorios. La presión es la presión de aire más alta en el motor. La temperatura del rotor de la turbina no es la más alta en el motor, pero es la más alta a la que tiene lugar la transferencia de energía (se producen temperaturas más altas en la cámara de combustión). La presión y temperatura anteriores se muestran en un diagrama de ciclo termodinámico.
La eficiencia se ve modificada aún más por la fluidez con la que fluyen el aire y los gases de combustión a través del motor, qué tan bien está alineado el flujo (conocido como ángulo de incidencia) con los pasajes móviles y estacionarios de los compresores y turbinas. Los ángulos no óptimos, así como el paso y las formas de las palas no óptimos pueden provocar el engrosamiento y la separación de las capas límite y la formación de ondas de choque. Es importante reducir la velocidad del flujo (una velocidad más baja significa menos pérdidas de presión o caída de presión ) cuando viaja a través de los conductos que conectan las diferentes partes. La contribución de los componentes individuales a convertir el combustible en empuje se cuantifica mediante medidas como la eficiencia de los compresores, las turbinas y la cámara de combustión y las pérdidas de presión de los conductos. Estos se muestran como líneas en un diagrama de ciclo termodinámico.
La eficiencia del motor, o eficiencia térmica, conocida como. depende de la ciclo termodinámico parámetros, la presión máxima y la temperatura, y en las eficiencias de componentes,, y y las pérdidas de presión del conducto.
El motor necesita aire comprimido solo para funcionar correctamente. Este aire proviene de su propio compresor y se llama aire secundario. No contribuye a generar empuje, por lo que hace que el motor sea menos eficiente. Se utiliza para preservar la integridad mecánica del motor, para detener el sobrecalentamiento de las piezas y para evitar que el aceite se escape de los cojinetes, por ejemplo. Solo una parte de este aire extraído de los compresores regresa al flujo de la turbina para contribuir a la producción de empuje. Cualquier reducción en la cantidad necesaria mejora la eficiencia del motor. Nuevamente, se sabrá para un diseño de motor particular que un requisito reducido de flujo de enfriamiento de x% reducirá el consumo específico de combustible en y%. En otras palabras, se requerirá menos combustible para dar empuje de despegue, por ejemplo. El motor es más eficiente.
Todas las consideraciones anteriores son básicas para que el motor funcione por sí solo y, al mismo tiempo, no hace nada útil, es decir, no mueve una aeronave ni suministra energía para los sistemas eléctricos, hidráulicos y de aire de la aeronave. En la aeronave, el motor cede parte de su potencial de producción de empuje, o combustible, para impulsar estos sistemas. Estos requisitos, que provocan pérdidas en la instalación, reducen su eficiencia. Está usando algo de combustible que no contribuye al empuje del motor.
Finalmente, cuando la aeronave está volando, el propio chorro propulsor contiene energía cinética desperdiciada después de haber abandonado el motor. Esto se cuantifica mediante el término eficiencia propulsora, o Froude, y puede reducirse rediseñando el motor para darle un flujo de derivación y una velocidad más baja para el chorro de propulsión, por ejemplo, como un motor turbohélice o turbofan. Al mismo tiempo, la velocidad de avance aumenta al aumentar la relación de presión general.
La eficiencia general del motor a la velocidad de vuelo se define como.
La velocidad de vuelo depende de qué tan bien la admisión comprima el aire antes de entregarlo a los compresores del motor. La relación de compresión de admisión, que puede ser tan alta como 32: 1 a Mach 3, se suma a la del compresor del motor para dar la relación de presión general y para el ciclo termodinámico. Qué tan bien lo hace se define por su recuperación de presión o medida de las pérdidas en la toma. El vuelo tripulado de Mach 3 ha proporcionado una ilustración interesante de cómo estas pérdidas pueden aumentar drásticamente en un instante. El XB-70 Valkyrie de Norteamérica y el Lockheed SR-71 Blackbird a Mach 3 tuvieron cada uno recuperaciones de presión de aproximadamente 0,8, debido a pérdidas relativamente bajas durante el proceso de compresión, es decir, a través de sistemas de choques múltiples. Durante un 'arranque', el sistema de choque eficiente sería reemplazado por un choque único muy ineficiente más allá de la entrada y una recuperación de la presión de admisión de aproximadamente 0,3 y una relación de presión correspondientemente baja.
La boquilla propulsora a velocidades superiores a Mach 2 generalmente tiene pérdidas de empuje internas adicionales porque el área de salida no es lo suficientemente grande como una compensación con el arrastre externo de la popa.
Aunque un motor de derivación mejora la eficiencia de propulsión, incurre en pérdidas propias dentro del propio motor. Se debe agregar maquinaria para transferir energía desde el generador de gas a un flujo de aire de derivación. La baja pérdida de la boquilla propulsora de un turborreactor se suma a las pérdidas adicionales debido a las ineficiencias en la turbina y el ventilador agregados. Estos pueden estar incluidos en una transmisión o transferencia de eficiencia. Sin embargo, estas pérdidas están más que compensadas por la mejora en la eficiencia de propulsión. También hay pérdidas de presión adicionales en el conducto de derivación y una boquilla de propulsión adicional.
Con la llegada de los turboventiladores con su maquinaria deficitaria, Bennett ha separado, por ejemplo, lo que sucede dentro del motor, entre el generador de gas y la entrega de la maquinaria de transferencia.
La eficiencia energética () de los motores a reacción instalados en vehículos tiene dos componentes principales:
Aunque la eficiencia energética general es:
para todos los motores a reacción, la eficiencia de propulsión es más alta a medida que la velocidad del chorro de escape se acerca a la velocidad del vehículo, ya que esto da la menor energía cinética residual. Para un motor de aire, una velocidad de escape igual a la velocidad del vehículo, o igual a uno, da un empuje cero sin cambio de momento neto. La fórmula para los motores que respiran aire que se mueven a una velocidad con una velocidad de escape y descuidan el flujo de combustible es:
Y para un cohete:
Además de la eficiencia propulsora, otro factor es la eficiencia del ciclo ; un motor a reacción es una forma de motor térmico. La eficiencia del motor térmico está determinada por la relación entre las temperaturas alcanzadas en el motor y las que se agotan en la boquilla. Esto ha mejorado constantemente con el tiempo a medida que se han introducido nuevos materiales para permitir temperaturas máximas de ciclo más altas. Por ejemplo, se han desarrollado materiales compuestos, que combinan metales con cerámica, para álabes de turbina HP, que funcionan a la temperatura máxima de ciclo. La eficiencia también está limitada por la relación de presión total que se puede lograr. La eficiencia del ciclo es más alta en los motores de cohetes (~ 60 +%), ya que pueden alcanzar temperaturas de combustión extremadamente altas. La eficiencia del ciclo en turborreactores y similares se acerca al 30%, debido a que las temperaturas máximas del ciclo son mucho más bajas.
La eficiencia de combustión de la mayoría de los motores de turbina de gas de las aeronaves en condiciones de despegue al nivel del mar es casi del 100%. Disminuye de forma no lineal al 98% en condiciones de crucero de altitud. La relación aire-combustible varía de 50: 1 a 130: 1. Para cualquier tipo de cámara de combustión, existe un límite rico y débil para la relación aire-combustible, más allá del cual se extingue la llama. El rango de la relación aire-combustible entre los límites ricos y débiles se reduce con un aumento de la velocidad del aire. Si el aumento del flujo de masa de aire reduce la relación de combustible por debajo de cierto valor, se produce la extinción de la llama.
Un concepto estrechamente relacionado (pero diferente) con la eficiencia energética es la tasa de consumo de masa propulsora. El consumo de propulsor en los motores a reacción se mide por el consumo específico de combustible, el impulso específico o la velocidad de escape efectiva. Todos miden lo mismo. El impulso específico y la velocidad de escape efectiva son estrictamente proporcionales, mientras que el consumo específico de combustible es inversamente proporcional a los demás.
Para los motores que respiran aire, como los turborreactores, la eficiencia energética y la eficiencia del propulsor (combustible) son prácticamente lo mismo, ya que el propulsor es un combustible y la fuente de energía. En cohetes, el propulsor también es el escape, y esto significa que un propulsor de alta energía proporciona una mejor eficiencia del propulsor, pero en algunos casos puede dar una menor eficiencia energética.
Se puede observar en la tabla (justo debajo) que los motores turbofan subsónicas tales como General Electric CF6 de turboventilador utilizan mucha menos combustible para generar empuje para un segundo que lo hizo el Concorde 's Rolls-Royce / Snecma Olympus 593 turborreactores. Sin embargo, dado que la energía es la fuerza multiplicada por la distancia y la distancia por segundo fue mayor para el Concorde, la potencia real generada por el motor para la misma cantidad de combustible fue mayor para el Concorde a Mach 2 que para el CF6. Por lo tanto, los motores del Concorde eran más eficientes en términos de energía por milla.
Tipo de motor | Primer intento | Guión | Especificaciones. Contras de combustible. | Impulso (s) específico (s) | Velocidad de escape efectiva (m / s) | Masa | Relación empuje- peso (nivel del mar) | |
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(libras / lbf h) | (g / kN s) | |||||||
Motor de cohete de combustible sólido Avio P80 | 2006 | Vacío de primera etapa Vega | 13 | 360 | 280 | 2700 | 16,160 lb (7,330 kg) (vacío) | |
Motor de cohete de combustible sólido Avio Zefiro 23 | 2006 | Vacío de segunda etapa Vega | 12.52 | 354,7 | 287,5 | 2819 | 4.266 lb (1.935 kg) (vacío) | |
Motor de cohete de combustible sólido Avio Zefiro 9A | 2008 | Vacío de tercera etapa Vega | 12.20 | 345,4 | 295,2 | 2895 | 1.997 lb (906 kg) (vacío) | |
Motor de cohete de combustible líquido RD-843 | Vacío de etapa superior Vega | 11.41 | 323,2 | 315,5 | 3094 | 35,1 lb (15,93 kg) (seco) | ||
Motor de cohete de combustible líquido Kouznetsov NK-33 | 1970 | Vacío de primera etapa N-1F, Soyuz-2-1v | 10,9 | 308 | 331 | 3250 | 2730 lb (1240 kg) (seco) | 136,8 |
Motor de cohete de combustible líquido NPO Energomash RD-171M | Aspiradora de primera etapa Zenit-2M, Zenit-3SL, Zenit-3SLB, Zenit-3F | 10,7 | 303 | 337 | 3300 | 21,500 lb (9,750 kg) (seco) | 79,57 | |
Motor de cohete de combustible líquido LE-7A | Vacío de primera etapa H-IIA, H-IIB | 8.22 | 233 | 438 | 4300 | 4.000 lb (1.800 kg) (seco) | 62,2 | |
Motor de cohete criogénico Snecma HM-7B | Aspiradora de etapa superior Ariane 2, Ariane 3, Ariane 4, Ariane 5 ECA | 8.097 | 229,4 | 444,6 | 4360 | 364 lb (165 kg) (seco) | 43,25 | |
Motor de cohete criogénico LE-5B-2 | Aspiradora de etapa superior H-IIA, H-IIB | 8.05 | 228 | 447 | 4380 | 640 lb (290 kg) (seco) | 51,93 | |
Motor de cohete criogénico Aerojet Rocketdyne RS-25 | 1981 | Transbordador espacial, vacío de primera etapa SLS | 7,95 | 225 | 453 | 4440 | 7,004 lb (3,177 kg) (seco) | 53,79 |
Motor de cohete criogénico Aerojet Rocketdyne RL-10B-2 | Vacío de etapa superior Delta III, Delta IV, SLS | 7.734 | 219,1 | 465,5 | 4565 | 664 lb (301 kg) (seco) | 37.27 | |
Ramjet | Mach 1 | 4.5 | 130 | 800 | 7800 | |||
Motor de cohete térmico nuclear NERVA NRX A6 | 1967 | aspiradora | 869 | 40,001 lb (18,144 kg) (seco) | 1,39 | |||
Turbo-Union RB.199-34R-04 Mk.103 turboventilador | Tornado IDS GR.1 / GR.1A / GR.1B / GR.4 nivel del mar estático ( recalentamiento ) | 2.5 | 70,8 | 1440 | 14120 | 2,107 lb (956 kg) (seco) | 7.59 | |
Turbofán GE F101-GE-102 | 1970 | Nivel del mar estático B-1B (recalentamiento) | 2,46 | 70 | 1460 | 14400 | 4400 lb (2000 kg) (seco) | 7.04 |
Tumansky R-25-300 turborreactor | MIG-21bis nivel del mar estático (recalentamiento) | 2.206 | 62,5 | 1632 | 16000 | 2679 lb (1215 kg) (seco) | 5,6 | |
GE J85-GE-21 turborreactor | F-5E / F nivel del mar estático (recalentamiento) | 2.13 | 60,3 | 1690 | 16570 | 640 lb (290 kg) (seco) | 7.81 | |
Turbofán GE F110-GE-132 | F-16E / F Block 60 o -129 mejora el nivel del mar estático (recalentamiento) | 2,09 | 59,2 | 1722 | 16890 | 4.050 lb (1.840 kg) (seco) | 7,9 | |
Turbofán Honeywell / ITEC F125-GA-100 | F-CK-1 nivel del mar estático (recalentamiento) | 2,06 | 58,4 | 1748 | 17140 | 1.360 lb (620 kg) (seco) | 6,8 | |
Turbofán Snecma M53-P2 | Mirage 2000C / D / N / H / TH / -5 / -9 / reequipar el nivel del mar estático (recalentamiento) | 2,05 | 58,1 | 1756 | 17220 | 3.307 libras (1.500 kg) (seco) | 6,46 | |
Snecma Atar 09C turborreactor | Mirage IIIE / EX / O (A) / O (F) / M, prototipo de Mirage IV a nivel del mar estático (recalentamiento) | 2,03 | 57,5 | 1770 | 17400 | 3210 lb (1456 kg) (seco) | 4.13 | |
Snecma Atar 09K-50 turborreactor | Mirage IV, Mirage 50, Mirage F1 a nivel del mar estático (recalentamiento) | 1.991 | 56,4 | 1808 | 17730 | 3.487 lb (1.582 kg) (seco) | 4.55 | |
GE J79-GE-15 turborreactor | F-4E / EJ / F / G, RF-4E a nivel del mar estático (recalentamiento) | 1.965 | 55,7 | 1832 | 17970 | 3.850 lb (1.750 kg) (seco) | 4.6 | |
Saturno AL-31F turbofan | Su-27 / P / K nivel del mar estático (recalentamiento) | 1,96 | 55,5 | 1837 | 18010 | 3.350 lb (1.520 kg) (seco) | 8.22 | |
J-58 turborreactor | 1958 | SR-71 a Mach 3.2 (recalentamiento) | 1,9 | 53,8 | 1895 | 18580 | 6.000 lb (2.700 kg) (seco) | |
Turbofán GE F110-GE-129 | F-16C / D / V Block 50/70, F-15K / S / SA / SG / EX estático a nivel del mar (recalentamiento) | 1,9 | 53,8 | 1895 | 18580 | 3.980 lb (1.810 kg) (seco) | 7.36 | |
Soloviev D-30F6 turboventilador | MiG-31, S-37 / Su-47 a nivel del mar estático (recalentamiento) | 1.863 | 52,8 | 1932 | 18950 | 5.326 lb (2.416 kg) (seco) | 7.856 | |
Lyulka AL-21F-3 turborreactor | Su-17M / UM / M2 / M2D / UM3 / M3 / M4, Su-22U / M3 / M4 nivel del mar estático (recalentamiento) | 1,86 | 52,7 | 1935 | 18980 | 3.790 lb (1.720 kg) (seco) | 5,61 | |
Turbofán Klimov RD-33 | 1974 | Nivel del mar estático del MiG-29 (recalentamiento) | 1,85 | 52,4 | 1946 | 19080 | 2.326 lb (1.055 kg) (seco) | 7,9 |
Saturno AL-41F-1S turboventilador | Nivel del mar estático del Su-35S / T-10BM (recalentamiento) | 1.819 | 51,5 | 1979 | 19410 | 3536 lb (1,604 kg) (seco) | 8.75-9.04 | |
Turbofán Volvo RM12 | 1978 | Gripen A / B / C / D nivel del mar estático (recalentamiento) | 1,78 | 50,4 | 2022 | 19830 | 2.315 lb (1.050 kg) (seco) | 7.82 |
GE F404-GE-402 turboventilador | F / A-18C / D nivel del mar estático (recalentamiento) | 1,74 | 49 | 2070 | 20300 | 2.282 lb (1.035 kg) (seco) | 7.756 | |
Turbofán Kuznetsov NK-32 | 1980 | Tu-144LL, Tu-160 nivel del mar estático (recalentamiento) | 1,7 | 48 | 2100 | 21000 | 7500 lb (3400 kg) (seco) | 7.35 |
Snecma M88-2 turboventilador | 1989 | Rafale nivel del mar estático (recalentamiento) | 1,663 | 47.11 | 2165 | 21230 | 1.978 lb (897 kg) (seco) | 8.52 |
Turbofán Eurojet EJ200 | 1991 | Eurofighter, Bloodhound LSR prototipo a nivel del mar estático (recalentamiento) | 1,66–1,73 | 47–49 | 2080–2170 | 20400–21300 | 2,180.0 lb (988.83 kg) (seco) | 9.17 |
GE J85-GE-21 turborreactor | F-5E / F nivel del mar estático (seco) | 1,24 | 35,1 | 2900 | 28500 | 640 lb (290 kg) (seco) | 5.625 | |
RR / Snecma Olympus 593 turborreactores | 1966 | Concorde en crucero Mach 2 (seco) | 1,195 | 33,8 | 3010 | 29500 | 7,000 lb (3,175 kg) (seco) | |
Snecma Atar 09C turborreactor | Mirage IIIE / EX / O (A) / O (F) / M, prototipo de Mirage IV a nivel del mar estático (seco) | 1.01 | 28,6 | 3560 | 35000 | 3210 lb (1456 kg) (seco) | 2,94 | |
Snecma Atar 09K-50 turborreactor | Mirage IV, Mirage 50, Mirage F1 nivel del mar estático (seco) | 0,981 | 27,8 | 3670 | 36000 | 3.487 lb (1.582 kg) (seco) | 2,35 | |
Snecma Atar 08K-50 turborreactor | Nivel del mar estático Super Étendard | 0,971 | 27,5 | 3710 | 36400 | 2568 lb (1165 kg) (seco) | ||
Tumansky R-25-300 turborreactor | MIG-21bis nivel del mar estático (seco) | 0,961 | 27,2 | 3750 | 36700 | 2679 lb (1215 kg) (seco) | ||
Lyulka AL-21F-3 turborreactor | Su-17M / UM / M2 / M2D / UM3 / M3 / M4, Su-22U / M3 / M4 nivel del mar estático (seco) | 0,86 | 24,4 | 4190 | 41100 | 3.790 lb (1.720 kg) (seco) | 3,89 | |
GE J79-GE-15 turborreactor | F-4E / EJ / F / G, RF-4E nivel del mar estático (seco) | 0,85 | 24,1 | 4240 | 41500 | 3.850 lb (1.750 kg) (seco) | 2,95 | |
Turbofán Snecma M53-P2 | Mirage 2000C / D / N / H / TH / -5 / -9 / actualización del nivel del mar estático (seco) | 0,85 | 24,1 | 4240 | 41500 | 3.307 libras (1.500 kg) (seco) | 4.37 | |
Turbofán Volvo RM12 | 1978 | Gripen A / B / C / D nivel del mar estático (seco) | 0,824 | 23,3 | 4370 | 42800 | 2.315 lb (1.050 kg) (seco) | 5.244 |
RR Turbomeca Adur Mc 106 turboventilador | 1999 | Actualización de Jaguar a nivel del mar estático (seco) | 0,81 | 23 | 4400 | 44000 | 1,784 lb (809 kg) (seco) | 4.725 |
Honeywell / ITEC F124-GA-100 turboventilador | 1979 | Nivel del mar estático L-159, X-45 | 0,81 | 22,9 | 4440 | 43600 | 1.050 lb (480 kg) (seco) | 5.3 |
Turbofán Honeywell / ITEC F125-GA-100 | F-CK-1 nivel del mar estático (seco) | 0,8 | 22,7 | 4500 | 44100 | 1.360 lb (620 kg) (seco) | 4.43 | |
Turbofán PW JT8D-9 | 737 crucero original | 0,8 | 22,7 | 4500 | 44100 | 3.205-3.402 lb (1.454-1.543 kg) (seco) | ||
PW J52-P-408 turborreactor | Nivel del mar estático A-4M / N, TA-4KU, EA-6B | 0,79 | 22,4 | 4560 | 44700 | 2,318 lb (1,051 kg) (seco) | 4.83 | |
Saturno AL-41F-1S turboventilador | Nivel del mar estático Su-35S / T-10BM (seco) | 0,79 | 22,4 | 4560 | 44700 | 3536 lb (1,604 kg) (seco) | 5.49 | |
Snecma M88-2 turboventilador | 1989 | Rafale nivel del mar estático (seco) | 0,782 | 22.14 | 4600 | 45100 | 1.978 lb (897 kg) (seco) | 5,68 |
Turbofán Klimov RD-33 | 1974 | Nivel del mar estático MiG-29 (seco) | 0,77 | 21,8 | 4680 | 45800 | 2.326 lb (1.055 kg) (seco) | 4.82 |
Turbofán RR Pegasus 11-61 | AV-8B + nivel del mar estático | 0,76 | 21,5 | 4740 | 46500 | 3.960 lb (1.800 kg) (seco) | 6 | |
Turbofán Eurojet EJ200 | 1991 | Eurofighter, Bloodhound LSR prototipo a nivel del mar estático (seco) | 0,74-0,81 | 21-23 | 4400–4900 | 44000–48000 | 2,180.0 lb (988.83 kg) (seco) | 6.11 |
GE F414-GE-400 turboventilador | 1993 | Nivel del mar estático F / A-18E / F (seco) | 0,724 | 20,5 | 4970 | 48800 | 2445 lb (1,109 kg) (seco) | 5.11 |
Turbofán Kuznetsov NK-32 | 1980 | Tu-144LL, Tu-160 nivel del mar estático (seco) | 0,72-0,73 | 20-21 | 4900–5000 | 48000–49000 | 7500 lb (3400 kg) (seco) | 4.06 |
Honeywell ALF502R-5 turbofan engranado | BAe 146-100 / 200 / 200ER / 300 crucero | 0,72 | 20,4 | 5000 | 49000 | 1.336 lb (606 kg) (seco) | 5.22 | |
Soloviev D-30F6 turboventilador | Nivel del mar estático MiG-31, S-37 / Su-47 (seco) | 0,716 | 20,3 | 5030 | 49300 | 5.326 lb (2.416 kg) (seco) | 3,93 | |
Snecma Turbomeca Larzac 04-C6 turbofan | 1972 | Nivel del mar estático Alpha Jet | 0,716 | 20,3 | 5030 | 49300 | 650 lb (295 kg) (seco) | 4.567 |
Soloviev D-30KP-2 turbofan | Il-76MD / MDK / SK / VPK, crucero Il-78 / M | 0,715 | 20,3 | 5030 | 49400 | 5,820 lb (2,640 kg) (seco) | 5.21 | |
Soloviev D-30KU-154 turboventilador | Crucero Tu-154M | 0,705 | 20,0 | 5110 | 50100 | 5.082 lb (2.305 kg) (seco) | 4.56 | |
Turbofán Ishikawajima-Harima F3-IHI-30 | 1981 | Kawasaki T-4 estático nivel del mar | 0,7 | 19,8 | 5140 | 50400 | 750 lb (340 kg) (seco) | 4.9 |
RR Tay RB.183-3 Mk.620-15 turboventilador | 1984 | Fokker 70, crucero Fokker 100 | 0,69 | 19,5 | 5220 | 51200 | 3185 lb (1445 kg) (seco) | 4.2 |
GE CF34-3 turboventilador | mil novecientos ochenta y dos | CRJ100 / 200, serie CL600, crucero CL850 | 0,69 | 19,5 | 5220 | 51200 | 1,670 lb (760 kg) (seco) | 5.52 |
GE CF34-8E turboventilador | Crucero E170 / 175 | 0,68 | 19,3 | 5290 | 51900 | 2600 lb (1200 kg) (seco) | 5,6 | |
Turbofan con engranajes Honeywell TFE731-60 | Falcon 900EX / DX / LX, crucero VC-900 | 0,679 | 19,2 | 5300 | 52000 | 988 lb (448 kg) (seco) | 5,06 | |
CFM CFM56-2C1 turboventilador | Crucero DC-8 Super 70 | 0,671 | 19,0 | 5370 | 52600 | 4,635 lb (2,102 kg) (seco) | 4.746 | |
GE CF34-8C turboventilador | Crucero CRJ700 / 900/1000 | 0,67-0,68 | 19 | 5300–5400 | 52000–53000 | 2400–2,450 lb (1,090–1,110 kg) (seco) | 5.7-6.1 | |
CFM CFM56-3C1 turboventilador | 737 crucero clásico | 0,667 | 18,9 | 5400 | 52900 | 4,308–4,334 lb (1,954–1,966 kg) (seco) | 5.46 | |
Saturno AL-31F turbofan | Nivel del mar estático Su-27 / P / K (seco) | 0,666-0,78 | 18,9-22,1 | 4620–5410 | 45300–53000 | 3.350 lb (1.520 kg) (seco) | 4,93 | |
RR Spey RB.168 Mk.807 turboventilador | Nivel del mar estático AMX | 0,66 | 18,7 | 5450 | 53500 | 2.417 lb (1.096 kg) (seco) | 4.56 | |
CFM CFM56-2A2 turboventilador | 1974 | Crucero E-3D, KE-3A, E-6A / B | 0,66 | 18,7 | 5450 | 53500 | 4.819 lb (2.186 kg) (seco) | 4.979 |
RR BR725 turboventilador | 2008 | Crucero G650 / ER | 0,657 | 18,6 | 5480 | 53700 | 3.605 lb (1.635,2 kg) (seco) | 4.69 |
CFM CFM56-2B1 turboventilador | KC-135R / T, C-135FR, RC-135RE crucero | 0,65 | 18,4 | 5540 | 54300 | 4.672 lb (2.119 kg) (seco) | 4,7 | |
Turbofán GE CF34-10A | Crucero ARJ21 | 0,65 | 18,4 | 5540 | 54300 | 3.700 lb (1.700 kg) (seco) | 5.1 | |
CFE CFE738-1-1B turboventilador | 1990 | Crucero Falcon 2000 | 0,645 | 18,3 | 5580 | 54700 | 1.325 lb (601 kg) (seco) | 4.32 |
Turbofán RR BR710 | 1995 | C-37, Gulfstream V, G550, E-11, Project Dolphin, Saab Swordfish, Global Express / XRS, Global 5000/6000, Raytheon Sentinel, GlobalEye (original) crucero | 0,64 | 18 | 5600 | 55000 | 4,009 lb (1,818.4 kg) (seco) | 3,84 |
Turbofán GE F110-GE-129 | F-16C / D / V Block 50/70, F-15K / S / SA / SG / EX estático nivel del mar (seco) | 0,64 | 18 | 5600 | 55000 | 3.980 lb (1.810 kg) (seco) | 4.27 | |
Turbofán GE F110-GE-132 | F-16E / F Block 60 o -129 mejora el nivel del mar estático (seco) | 0,64 | 18 | 5600 | 55000 | 4.050 lb (1.840 kg) (seco) | ||
Turbofán GE CF34-10E | E190 / 195, crucero Lineage 1000 | 0,64 | 18 | 5600 | 55000 | 3.700 lb (1.700 kg) (seco) | 5.2 | |
Turbo-Union RB.199-34R-04 Mk.105 turboventilador | Tornado ECR nivel del mar estático (seco) | 0,637 | 18.0 | 5650 | 55400 | 2,160 lb (980 kg) (seco) | 4.47 | |
Turbofán CFM CF6-50C2 | A300B2-203 / B4-2C / B4-103 / 103F / 203 / 203F / C4-203 / F4-203, DC-10-30 / F / CF, crucero KC-10A | 0,63 | 17,8 | 5710 | 56000 | 8,731 lb (3,960 kg) (seco) | 6.01 | |
PowerJet SaM146-1S18 turboventilador | Crucero Superjet LR | 0,629 | 17,8 | 5720 | 56100 | 4980 lb (2260 kg) (seco) | 3,5 | |
Turbofán CFM CFM56-7B24 | 737-700 / 800/900 crucero | 0,627 | 17,8 | 5740 | 56300 | 5.216 lb (2.366 kg) (seco) | 4.6 | |
Turbofán RR BR715 | 1997 | Crucero 717 | 0,62 | 17,6 | 5810 | 56900 | 4.597 lb (2.085 kg) (seco) | 4.55-4.68 |
PW F119-PW-100 turboventilador | 1992 | F-22 nivel del mar estático (seco) | 0,61 | 17.3 | 5900 | 57900 | 3.900 lb (1.800 kg) (seco) | 6,7 |
GE-CF6-80C2 B1F turboventilador | Crucero 747-400 | 0,605 | 17.1 | 5950 | 58400 | 9.499 libras (4.309 kg) | 6.017 | |
Turbo-Union RB.199-34R-04 Mk.103 turboventilador | Tornado IDS GR.1 / GR.1A / GR.1B / GR.4 nivel del mar estático (seco) | 0.598 | 16,9 | 6020 | 59000 | 2,107 lb (956 kg) (seco) | 4.32 | |
Turbofán CFM CFM56-5A1 | A320-111 / 211 cruceros | 0.596 | 16,9 | 6040 | 59200 | 5,139 lb (2,331 kg) (seco) | 5 | |
Aviadvigatel PS-90A1 turboventilador | Il-96-400 T / crucero | 0.595 | 16,9 | 6050 | 59300 | 6.500 lb (2.950 kg) (seco) | 5.9 | |
PW PW2040 turboventilador | 757-200 / 200ET / 200F, crucero C-32 | 0.582 | 16,5 | 6190 | 60700 | 7,185 libras (3,259 kg) | 5.58 | |
PW PW4098 turboventilador | 777-300 crucero | 0.581 | 16,5 | 6200 | 60800 | 36,400 lb (16,500 kg) (seco) | 5.939 | |
Turbofán GE CF6-80C2-B2 | Crucero 767-200ER / 300 / 300ER | 0.576 | 16,3 | 6250 | 61300 | 9,388 libras (4,258 kg) | 5.495 | |
IAE V2525-D5 turboventilador | Crucero MD-90 | 0.574 | 16,3 | 6270 | 61500 | 5.252 libras (2.382 kg) | 4,76 | |
IAE V2533-A5 turbofan | Crucero A321-231 | 0.574 | 16,3 | 6270 | 61500 | 5,139 libras (2,331 kg) | 6,42 | |
Turbofán GE F101-GE-102 | 1970 | Nivel del mar estático B-1B (seco) | 0.562 | 15,9 | 6410 | 62800 | 4400 lb (2000 kg) (seco) | 3.9 |
Turbofán RR Trent 700 | 1992 | A330, A330 MRTT, crucero Beluga XL | 0.562 | 15,9 | 6410 | 62800 | 13,580 lb (6,160 kg) (seco) | 4,97-5,24 |
Turbofán RR Trent 800 | 1993 | 777-200 / 200ER / 300 crucero | 0.560 | 15,9 | 6430 | 63000 | 13,400 lb (6,078 kg) (seco) | 5,7-6,9 |
Motor turboventilador Sich Progress D-18T | 1980 | Crucero An-124, An-225 | 0.546 | 15,5 | 6590 | 64700 | 9,000 lb (4,100 kg) (seco) | 5.72 |
Turbofán CFM CFM56-5B4 | Crucero A320-214 | 0.545 | 15,4 | 6610 | 64800 | 5.412-5.513 lb (2.454,8-2.500,6 kg) (seco) | 5.14 | |
CFM CFM56-5C2 turboventilador | Crucero A340-211 | 0.545 | 15,4 | 6610 | 64800 | 5.830 lb (2.644,4 kg) (seco) | 5.47 | |
Turbofán RR Trent 500 | 1999 | Crucero A340-500 / 600 | 0.542 | 15,4 | 6640 | 65100 | 11.000 lb (4.990 kg) (seco) | 5,07-5,63 |
Turbofán CFM LEAP-1B | 2014 | Crucero 737 MAX | 0,53-0,56 | 15-16 | 6400-6800 | 63000–67000 | 6,130 lb (2,780 kg) (seco) | |
Turbofán Aviadvigatel PD-14 | 2014 | Crucero MC-21-310 | 0.526 | 14,9 | 6840 | 67100 | 6.330 lb (2.870 kg) (seco) | 4.88 |
Turbofán RR Trent 900 | 2003 | Crucero A380 | 0.522 | 14,8 | 6900 | 67600 | 13,770 lb (6,246 kg) (seco) | 5.46-6.11 |
PW TF33-P-3 turbofan | B-52H, NB-52H nivel del mar estático | 0,52 | 14,7 | 6920 | 67900 | 3.900 lb (1.800 kg) (seco) | 4.36 | |
GE GE90-85B turboventilador | Crucero 777-200 / 200ER | 0,52 | 14,7 | 6920 | 67900 | 17.400 libras (7900 kg) | 5,59 | |
GE GEnx-1B76 turboventilador | 2006 | Crucero 787-10 | 0.512 | 14,5 | 7030 | 69000 | 2.658 lb (1.206 kg) (seco) | 5,62 |
Turbofan con engranajes PW PW1400G | Crucero MC-21 | 0,51 | 14 | 7100 | 69000 | 6.300 lb (2.857,6 kg) (seco) | 5.01 | |
Turbofán CFM LEAP-1C | 2013 | Crucero C919 | 0,51 | 14 | 7100 | 69000 | 8,662–8,675 lb (3,929–3,935 kg) (húmedo) | |
Turbofán CFM LEAP-1A | 2013 | Crucero familiar A320neo | 0,51 | 14 | 7100 | 69000 | 6.592–6.951 lb (2.990–3.153 kg) (húmedo) | |
Turbofán RR Trent 7000 | 2015 | Crucero A330neo | 0,506 | 14.3 | 7110 | 69800 | 14,209 lb (6,445 kg) (seco) | 5.13 |
Turbofán RR Trent 1000 | 2006 | 787 crucero | 0,506 | 14.3 | 7110 | 69800 | 13,087–13,492 lb (5,936–6,120 kg) (seco) | |
Turbofán RR Trent XWB-97 | 2014 | Crucero A350-1000 | 0,478 | 13,5 | 7530 | 73900 | 16.640 lb (7.550 kg) (seco) | 5,82 |
Turbofán de engranajes PW 1127G | 2012 | Crucero A320neo | 0,463 | 13,1 | 7780 | 76300 | 6.300 lb (2.857,6 kg) (seco) | |
RR AE 3007H turboventilador | Nivel del mar estático RQ-4, MQ-4C | 0,39 | 11,0 | 9200 | 91000 | 1,581 lb (717 kg) (seco) | 5.24 | |
GE F118-GE-100 turboventilador | Decenio de 1980 | B-2A Bloque 30 nivel del mar estático | 0.375 | 10,6 | 9600 | 94000 | 3.200 lb (1.500 kg) (seco) | 5.9 |
GE F118-GE-101 turboventilador | Decenio de 1980 | Nivel del mar estático U-2S | 0.375 | 10,6 | 9600 | 94000 | 3150 lb (1430 kg) (seco) | 6.03 |
Turbofán CFM CF6-50C2 | A300B2-203 / B4-2C / B4-103 / 103F / 203 / 203F / C4-203 / F4-203, DC-10-30 / 30F / 30F (CF), KC-10A nivel del mar estático | 0.371 | 10,5 | 9700 | 95000 | 8,731 lb (3,960 kg) (seco) | 6.01 | |
GE TF34-GE-100 turboventilador | Nivel del mar estático A-10A, OA-10A, YA-10B | 0,37 | 10,5 | 9700 | 95000 | 1.440 lb (650 kg) (seco) | 6.295 | |
CFM CFM56-2B1 turboventilador | KC-135R / T, C-135FR, RC-135RE a nivel del mar estático | 0,36 | 10 | 10000 | 98000 | 4.672 lb (2.119 kg) (seco) | 4,7 | |
Motor turboventilador Sich Progress D-18T | 1980 | An-124, An-225 nivel del mar estático | 0.345 | 9,8 | 10400 | 102000 | 9,000 lb (4,100 kg) (seco) | 5.72 |
PW F117-PW-100 turboventilador | C-17 nivel del mar estático | 0,34 | 9,6 | 10600 | 104000 | 7.100 libras (3.200 kg) | 5.41-6.16 | |
PW PW2040 turboventilador | 757-200 / 200ET / 200F, C-32 nivel del mar estático | 0,33 | 9.3 | 10900 | 107000 | 7,185 libras (3,259 kg) | 5.58 | |
CFM CFM56-3C1 turboventilador | 737 Nivel del mar estático clásico | 0,33 | 9.3 | 11000 | 110000 | 4,308–4,334 lb (1,954–1,966 kg) (seco) | 5.46 | |
Turbofán GE CF6-80C2 | 747-400, 767, KC-767, MD-11, A300-600R / 600F, A310-300, A310 MRTT, Beluga, C-5M, Kawasaki C-2 nivel del mar estático | 0.307-0.344 | 8,7–9,7 | 10500–11700 | 103000-115000 | 9,480–9,860 libras (4,300–4,470 kg) | ||
EA GP7270 turboventilador | A380-861 nivel del mar estático | 0,299 | 8.5 | 12000 | 118000 | 14,797 lb (6712 kg) (seco) | 5.197 | |
GE GE90-85B turboventilador | 777-200 / 200ER / 300 nivel del mar estático | 0,298 | 8.44 | 12080 | 118500 | 17.400 libras (7900 kg) | 5,59 | |
GE GE90-94B turboventilador | 777-200 / 200ER / 300 nivel del mar estático | 0.2974 | 8.42 | 12100 | 118700 | 16.644 libras (7.550 kg) | 5,59 | |
RR Trent 970-84 turboventilador | 2003 | A380-841 nivel del mar estático | 0,295 | 8,36 | 12200 | 119700 | 13,825 lb (6,271 kg) (seco) | 5.436 |
GE GEnx-1B70 turboventilador | 787-8 nivel del mar estático | 0.2845 | 8.06 | 12650 | 124100 | 13,552 lb (6,147 kg) (seco) | 5.15 | |
Turbofán RR Trent 1000C | 2006 | 787-9 nivel del mar estático | 0,273 | 7.7 | 13200 | 129000 | 13,087–13,492 lb (5,936–6,120 kg) (seco) |
La relación empuje-peso de los motores a reacción con configuraciones similares varía con la escala, pero es principalmente una función de la tecnología de construcción del motor. Para un motor dado, cuanto más liviano es el motor, mejor es el empuje al peso, menos combustible se usa para compensar el arrastre debido a la elevación necesaria para soportar el peso del motor o para acelerar la masa del motor.
Como puede verse en la siguiente tabla, los motores de cohetes generalmente alcanzan relaciones de empuje a peso mucho más altas que los motores de conductos como los turborreactores y turbofan. Esto se debe principalmente a que los cohetes utilizan casi universalmente una masa de reacción líquida o sólida densa que proporciona un volumen mucho más pequeño y, por lo tanto, el sistema de presurización que suministra la boquilla es mucho más pequeño y liviano para el mismo rendimiento. Los motores de conductos tienen que lidiar con aire que es de dos a tres órdenes de magnitud menos denso y esto genera presiones en áreas mucho más grandes, lo que a su vez da como resultado que se necesiten más materiales de ingeniería para mantener el motor unido y para el compresor de aire.
Motor a reacción o cohete | Masa | Empuje, vacío | Relación empuje- peso | ||
---|---|---|---|---|---|
(kg) | (libras) | (kN) | (lbf) | ||
Motor de cohete nuclear RD-0410 | 2.000 | 4.400 | 35,2 | 7900 | 1.8 |
Motor a reacción J58 ( SR-71 Blackbird ) | 2,722 | 6,001 | 150 | 34 000 | 5.2 |
Rolls-Royce / Snecma Olympus 593 turborreactores con recalentamiento ( Concorde ) | 3,175 | 7.000 | 169,2 | 38.000 | 5.4 |
Pratt y Whitney F119 | 1.800 | 3.900 | 91 | 20.500 | 7,95 |
Motor cohete RD-0750, modo de tres propulsores | 4.621 | 10.188 | 1.413 | 318.000 | 31,2 |
Motor de cohete RD-0146 | 260 | 570 | 98 | 22.000 | 38,4 |
Motor cohete Rocketdyne RS-25 | 3,177 | 7,004 | 2,278 | 512 000 | 73,1 |
Motor de cohete RD-180 | 5.393 | 11,890 | 4.152 | 933 000 | 78,5 |
Motor de cohete RD-170 | 9,750 | 21.500 | 7.887 | 1,773,000 | 82,5 |
F-1 ( primera etapa de Saturno V ) | 8.391 | 18,499 | 7.740,5 | 1,740,100 | 94,1 |
Motor de cohete NK-33 | 1,222 | 2.694 | 1,638 | 368.000 | 136,7 |
Motor cohete Merlin 1D, versión de empuje completo | 467 | 1.030 | 825 | 185.000 | 180,1 |
Los motores de hélice manejan flujos de masa de aire más grandes y les dan una aceleración menor que los motores a reacción. Dado que el aumento de la velocidad del aire es pequeño, a altas velocidades de vuelo, el empuje disponible para los aviones propulsados por hélice es pequeño. Sin embargo, a bajas velocidades, estos motores se benefician de una eficiencia de propulsión relativamente alta.
Por otro lado, los turborreactores aceleran un flujo de masa mucho menor de aire de admisión y combustible quemado, pero luego lo rechazan a una velocidad muy alta. Cuando se utiliza una boquilla de Laval para acelerar el escape de un motor caliente, la velocidad de salida puede ser localmente supersónica. Los turborreactores son especialmente adecuados para aviones que viajan a velocidades muy altas.
Los turboventiladores tienen un escape mixto que consiste en el aire de derivación y el gas producto de combustión caliente del motor central. La cantidad de aire que pasa por alto el motor central en comparación con la cantidad que fluye hacia el motor determina lo que se denomina relación de derivación de un turboventilador (BPR).
Mientras que un motor turborreactor utiliza toda la potencia del motor para producir empuje en forma de un chorro de gas de escape caliente de alta velocidad, el aire frío de derivación de baja velocidad de un turbofan produce entre el 30% y el 70% del empuje total producido por un sistema turbofan..
El empuje neto ( F N) generado por un turboventilador también se puede expandir como:
dónde:
ṁ e | = la tasa de masa del flujo de escape de combustión caliente del motor central |
ṁ o | = la tasa de masa del flujo de aire total que ingresa al turboventilador = ṁ c + ṁ f |
ṁ c | = la tasa de masa de aire de admisión que fluye hacia el motor central |
ṁ f | = la tasa de masa de aire de admisión que pasa por alto el motor central |
v f | = la velocidad del flujo de aire evitado alrededor del motor central |
v él | = la velocidad de los gases de escape calientes del núcleo del motor |
v o | = la velocidad de la entrada de aire total = la velocidad real de la aeronave |
BPR | = Relación de derivación |
Los motores de cohete tienen una velocidad de escape extremadamente alta y, por lo tanto, son los más adecuados para altas velocidades ( hipersónicas ) y grandes altitudes. A cualquier aceleración dada, el empuje y la eficiencia de un motor de cohete mejoran ligeramente al aumentar la altitud (porque la contrapresión disminuye, lo que aumenta el empuje neto en el plano de salida de la boquilla), mientras que con un turborreactor (o turbofan) la densidad descendente del aire que entran en la entrada (y los gases calientes que salen de la boquilla) hacen que el empuje neto disminuya al aumentar la altitud. Los motores de cohete son más eficientes que incluso los scramjets por encima de aproximadamente Mach 15.
Con la excepción de los scramjets, los motores a reacción, privados de sus sistemas de entrada, solo pueden aceptar aire a aproximadamente la mitad de la velocidad del sonido. El trabajo del sistema de entrada para aviones transónicos y supersónicos es reducir la velocidad del aire y realizar parte de la compresión.
El límite de la altitud máxima para los motores lo establece la inflamabilidad: en altitudes muy elevadas, el aire se vuelve demasiado delgado para quemarse o, después de la compresión, se calienta demasiado. Para los motores turborreactores parecen ser posibles altitudes de unos 40 km, mientras que para los motores estatorreactores pueden alcanzarse 55 km. En teoría, los Scramjets pueden llegar a alcanzar los 75 km. Los motores de cohetes, por supuesto, no tienen límite superior.
En altitudes más modestas, volar más rápido comprime el aire en la parte delantera del motor y esto calienta mucho el aire. Por lo general, se piensa que el límite superior es de aproximadamente Mach 5-8, ya que arriba de aproximadamente Mach 5,5, el nitrógeno atmosférico tiende a reaccionar debido a las altas temperaturas en la entrada y esto consume una cantidad significativa de energía. La excepción a esto son los scramjets que pueden alcanzar aproximadamente Mach 15 o más, ya que evitan ralentizar el aire, y los cohetes nuevamente no tienen un límite de velocidad particular.
El ruido emitido por un motor a reacción tiene muchas fuentes. Estos incluyen, en el caso de los motores de turbina de gas, el ventilador, el compresor, la cámara de combustión, la turbina y los chorros de propulsión.
El chorro propulsor produce ruido de chorro que es causado por la acción de mezcla violenta del chorro de alta velocidad con el aire circundante. En el caso subsónico el ruido es producido por remolinos y en el caso supersónico por ondas de Mach. La potencia de sonido irradiada por un chorro varía con la velocidad del chorro elevada a la octava potencia para velocidades de hasta 2000 pies / segundo y varía con la velocidad al cubo por encima de 2000 pies / segundo. Por lo tanto, los chorros de escape de menor velocidad emitidos por motores como los turboventiladores de alto bypass son los más silenciosos, mientras que los chorros más rápidos, como los cohetes, los turborreactores y los ramjets, son los más ruidosos. Para los aviones comerciales a reacción, el ruido de los reactores se ha reducido desde el turborreactor a través de los motores de derivación hasta los turbofán como resultado de una reducción progresiva en las velocidades de propulsión de los reactores. Por ejemplo, el JT8D, un motor de derivación, tiene una velocidad de chorro de 1450 pies / seg, mientras que el JT9D, un turboventilador, tiene velocidades de chorro de 885 pies / seg (frío) y 1190 pies / seg (caliente).
El advenimiento del turboventilador reemplazó el distintivo ruido del jet con otro sonido conocido como ruido de "sierra circular". El origen son las ondas de choque que se originan en las aspas del ventilador supersónico en el empuje de despegue.
La transferencia de calor adecuada lejos de las piezas de trabajo del motor a reacción es fundamental para mantener la resistencia de los materiales del motor y garantizar una larga vida útil del motor.
Después de 2016, la investigación continúa en el desarrollo de técnicas de enfriamiento por transpiración para componentes de motores a reacción.
En un motor a reacción, cada sección giratoria principal generalmente tiene un medidor separado dedicado a monitorear su velocidad de rotación. Dependiendo de la marca y el modelo, un motor a reacción puede tener un indicador N 1 que monitorea la sección del compresor de baja presión y / o la velocidad del ventilador en los motores turbofan. La sección del generador de gas puede ser monitoreada por un medidor de N 2, mientras que los motores de triple carrete también pueden tener un medidor de N 3. Cada sección del motor gira a muchos miles de RPM. Por lo tanto, sus medidores están calibrados en porcentaje de una velocidad nominal en lugar de las RPM reales, para facilitar la visualización e interpretación.