Motor a reacción

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Un motor de chorro de aire (WRD) es un motor de chorro térmico , cuyo fluido de trabajo es una mezcla de aire atmosférico y productos de combustión de combustible . Cuando se quema el combustible, el fluido de trabajo se calienta y, al expandirse, sale del motor a alta velocidad, creando un impulso de chorro .

Los WFD se utilizan principalmente para propulsar vehículos diseñados para volar en la atmósfera. Los WFD se dividen según el método de precompresión del aire que ingresa a las cámaras de combustión: sin compresor, en el que el aire se comprime solo por la presión de velocidad del flujo de aire, y con compresor, en el que el aire es comprimido por un compresor.

Por primera vez, este término en una publicación impresa, aparentemente, fue utilizado en 1929 por B. S. Stechkin en la revista "Tecnología de la flota aérea", donde se publicó su artículo "Teoría de un motor a reacción". . En inglés, este término corresponde con mayor precisión a la frase motor a reacción que respira aire .

Historia

La primera patente de un motor de turbina de gas fue otorgada al inglés John Barber en 1791 . Los primeros proyectos de aeronaves con motor a chorro de aire fueron creados en los años 60 del siglo XIX por P. Maffiotti ( España ), Ch. de Louvrier ( Francia ) y N. A. Teleshov ( Rusia ) [1 ] . El 15 de noviembre de 1913 en la revista "Aérophile" René Laurent publicó por primera vez un diagrama de un motor estatorreactor . [2]

El primer avión en surcar los cielos propulsado por un motor turborreactor HeS 3 diseñado por von Ohain fue el He 178 (firma Heinkel Alemania ), operado por el piloto de pruebas flug-capitán Erich Warzitz (27 de agosto de 1939). Este avión superó en velocidad (700 km/h) a todos los cazas de pistón de su época, cuya velocidad máxima no superaba los 650 km/h, pero al mismo tiempo era menos económico, y como resultado tenía un radio de acción más pequeño. Además, tenía velocidades de despegue y aterrizaje más rápidas que los aviones de pistón, lo que requería una pista más larga y con mejor superficie.

Por primera vez en la URSS, el jefe de OKB-301 M. I. Gudkov propuso un proyecto de un luchador real con un WFD desarrollado por A. M. Lyulka , en marzo de 1943 . El avión se llamó Gu-VRD [3] . El proyecto fue rechazado por los expertos, principalmente debido a la incredulidad sobre la relevancia y las ventajas del VFD en comparación con los motores aeronáuticos de pistón.

Desde agosto de 1944, comenzó en Alemania la producción en serie del cazabombardero a reacción Messerschmitt Me.262 , equipado con dos motores turborreactores Jumo-004 fabricados por Junkers. Y desde noviembre de 1944, comenzó a producirse el primer bombardero a reacción Arado Ar 234 Blitz con los mismos motores. El único avión a reacción de los aliados en la coalición anti-Hitler que participó formalmente en la Segunda Guerra Mundial fue el Gloucester Meteor (Gran Bretaña) con un motor turborreactor Rolls-Royce Derwent 8 diseñado por F. Whittle (cuya producción en masa comenzó incluso antes que los alemanes).

En los años de la posguerra, la construcción de motores a reacción abrió nuevas oportunidades en la aviación: vuelos a velocidades superiores a la velocidad del sonido y la creación de aviones con una capacidad de carga muchas veces mayor que la capacidad de carga de los aviones de pistón.

El primer avión a reacción en serie de la URSS fue el caza Yak-15 ( 1946 ), desarrollado en poco tiempo sobre la base del fuselaje Yak-3 y la adaptación del motor Jumo-004 capturado , realizado en el diseño de construcción de motores. oficina de V. Ya. Klimov bajo la designación RD-10 [4 ] .

En 1947 _ pasó las pruebas estatales del primer motor turborreactor soviético TR-1, [5] desarrollado en la oficina de diseño de A. M. Lyulka (ahora una rama de UMPO ).

Tu-104 ( 1955 ), equipado con dos motores turborreactores RD-3M-500 (AM-3M-500), desarrollado en A. A. Mikulin Design Bureau, se convirtió en el primer avión de pasajeros a reacción de la URSS .

Patentado allá por 1913, un motor estatorreactor ( ramjet ) atrajo a los diseñadores por la simplicidad de su diseño, pero lo más importante, por su capacidad potencial para operar a velocidades supersónicas y en las capas más altas y enrarecidas de la atmósfera, es decir, en condiciones en el que otros tipos de En la década de 1930, los experimentos con este tipo de motores se llevaron a cabo en los EE . UU . (William Avery), en la URSS ( F. A. Zander , B. S. Stechkin , Yu. A. Pobedonostsev ).

En 1937, el diseñador francés René Leduc recibió una orden del gobierno francés para desarrollar un avión estatorreactor experimental. Este trabajo fue interrumpido por la guerra y se reanudó después de que terminó. El 19 de noviembre de 1946 tuvo lugar el primer vuelo de un aparato con un estatorreactor en marcha [6] . Luego, en el transcurso de diez años, se fabricaron y probaron varios vehículos experimentales más de esta serie, incluidos los tripulados [7] . y en 1957 el gobierno francés se negó a continuar con estos trabajos: la dirección en rápido desarrollo del motor turborreactor en ese momento parecía más prometedora.

Con una serie de desventajas para su uso en aeronaves tripuladas (empuje cero en el lugar, baja eficiencia a bajas velocidades de vuelo), el estatorreactor es el tipo preferido de estatorreactor para proyectiles desechables no tripulados y misiles de crucero, debido a su simplicidad y, por lo tanto, bajo costo y fiabilidad. Desde la década de 1950, se han creado en los Estados Unidos una serie de aviones experimentales y misiles de crucero producidos en masa para diversos fines con este tipo de motor.

En la URSS, de 1954 a 1960, OKB-301 , bajo el liderazgo de S.A. Lavochkin [8] , desarrolló el misil de crucero Burya , que estaba destinado a lanzar cargas nucleares [9] a distancias intercontinentales, y utilizó un motor estatorreactor como motor principal . En 1957 ya había entrado en servicio el misil balístico intercontinental R-7 , que tenía el mismo propósito, desarrollado bajo la dirección de S. P. Korolev . Esto puso en duda la viabilidad de un mayor desarrollo de la "Tormenta". Entre los desarrollos domésticos más modernos, se pueden mencionar los misiles de crucero antibuque con motores estatorreactores en marcha : P-800 Oniks , P-270 Mosquito .

El motor a reacción de pulsos (PUVRD) fue inventado en el siglo XIX por el inventor sueco Martin Wiberg . El avión más famoso (y el único de serie) con el Argus As-014 PUVRD fabricado por Argus-Werken fue el proyectil alemán V-1 . Después de la guerra, la investigación en el campo de los motores a reacción prosiguió en Francia ( SNECMA ) y en EE.UU. ( Pratt & Whitney , General Electric ), además, debido a su sencillez y bajo coste, los pequeños motores de este tipo se hicieron muy populares. entre los modelistas de aeronaves, y en la aviación amateur, han aparecido firmas comerciales que producen para la venta con este fin PuVRD y válvulas para ellos (piezas de desgaste). [diez]

Principios generales de funcionamiento

A pesar de la variedad de WFD , que difieren significativamente entre sí en diseño, características y alcance, se pueden distinguir una serie de principios que son comunes a todas las WFD y las distinguen de otros tipos de motores térmicos.

Termodinámica de la DMA

VRD- motor térmico . La termodinámica del proceso de conversión de calor en trabajo para un estatorreactor y un turborreactor se describe mediante el ciclo Brayton , y para un motor pu- jet, mediante el ciclo Humphrey . En ambos casos, el trabajo útil, debido al cual se forma la corriente en chorro, se realiza durante la expansión adiabática del fluido de trabajo en la boquilla hasta que su presión estática se iguala con la atmosférica externa. Por lo tanto, la siguiente condición es obligatoria para WFD: la presión del fluido de trabajo antes del inicio de la fase de expansión debe exceder la presión atmosférica, y cuanto más, mayor es el trabajo útil del ciclo termodinámico y mayor la eficiencia del motor. Pero en el entorno del que se toma el fluido de trabajo, está a presión atmosférica. Por lo tanto, para que la WFD funcione, es necesario de una forma u otra aumentar la presión del fluido de trabajo en el motor en relación con la presión atmosférica.

Los principales tipos de WFD (directos, pulsantes y turborreactores) se diferencian, en primer lugar, en la forma técnica en que se consigue el aumento de presión necesario, y que predetermina el diseño de un motor de este tipo.

El parámetro técnico más importante de una WFD de cualquier tipo es el grado de aumento total de la presión : la relación entre la presión en la cámara de combustión del motor y la presión del aire estático fuera de borda. La eficiencia térmica del motor a reacción depende de este parámetro (ver ciclo Brayton y ciclo Humphrey ).

Propulsión a chorro

VRD: un motor a reacción que desarrolla empuje debido a la corriente en chorro del fluido de trabajo que sale de la tobera del motor . Desde este punto de vista, la WFD es similar a un motor de cohete (RD), pero se diferencia de este último en que toma la mayor parte del fluido de trabajo del medio ambiente: la atmósfera, incluido el oxígeno , utilizado en la WFD como oxidante . Gracias a esto, el VRD tiene una ventaja sobre un motor de cohete cuando vuela en la atmósfera. Si una aeronave equipada con un motor cohete debe transportar combustible y un comburente , cuya masa es de 2 a 8 veces mayor que la masa del combustible, dependiendo del tipo de combustible, entonces un aparato equipado con un WFD debe tener a bordo sólo un suministro de combustible , y con una y para la misma masa de combustible, un aparato con motor cohete tiene un recurso energético varias veces mayor que un cohete con motor cohete.

El fluido de trabajo del WFD a la salida de la tobera es una mezcla de productos de combustión del combustible confracciones de aire que quedan después de que se quema el oxígeno . Si se requieren alrededor de 3,4 kg de oxígeno puro para la oxidación completa de 1 kg de queroseno (un combustible común para los motores de cohetes), entonces, dado que el aire atmosférico contiene solo un 23 % de oxígeno en masa, se requieren 14,8 kg de aire para oxidar completamente este combustible y, por tanto, el fluido de trabajo, al menos el 94% de su masa, consiste en el aire atmosférico inicial. En la práctica, en WFD, por regla general, hay un exceso de flujo de aire (a veces varias veces, en comparación con el mínimo necesario para la oxidación completa del combustible), por ejemplo, en motores turborreactores, el flujo másico de combustible es 1% - 2% del caudal de aire. [11] Esto permite, al analizar el funcionamiento de la WFD, en muchos casos, sin mucha pérdida de precisión, considerar que el fluido de trabajo de la WFD, tanto a la salida como a la entrada, es la misma sustancia: aire atmosférico. , y la tasa de flujo del fluido de trabajo a través de cualquier sección, la parte de flujo del motor es la misma.

La dinámica de la WFD se puede representar de la siguiente manera: el fluido de trabajo ingresa al motor a la velocidad de vuelo y lo abandona a la velocidad del chorro que sale de la boquilla. A partir del balance de cantidad de movimiento , se obtiene una expresión simple para el empuje del jet del WJE: [11]

(una)

donde  es la fuerza de empuje,  es la velocidad de vuelo,  es la velocidad de salida del chorro (en relación con el motor),  es la segunda tasa de flujo de la masa del fluido de trabajo a través del motor. Obviamente, el WJE es efectivo (crea empuje) solo en el caso en que la velocidad de salida del fluido de trabajo de la boquilla del motor exceda la velocidad de vuelo: .

La tasa de salida de gas de la tobera de un motor térmico a reacción depende de la composición química del fluido de trabajo, su temperatura absoluta a la entrada de la tobera y del grado de expansión del fluido de trabajo en la tobera del motor (la relación de la presión en la entrada de la tobera a la presión en su sección).

La composición química del fluido de trabajo para todos los WFD se puede considerar la misma, en cuanto a la temperatura y el grado de expansión alcanzado por el fluido de trabajo durante el funcionamiento del motor, existen grandes diferencias para diferentes tipos de WFD y diferentes muestras de WFD del el mismo tipo.

En vista de lo anterior, es posible formular las principales desventajas de la WFD en comparación con el RD :

Eficiencia de vuelo

Para cualquier aeronave motorizada, solo una parte de la energía mecánica generada por el motor se gasta en poner el vehículo en movimiento, es decir, en su aceleración, superando la fuerza de arrastre , y al subir - gravedad. El resto, que es una pérdida de energía, se convierte en energía cinética del movimiento residual de la corriente en chorro en relación con el entorno externo condicionalmente inmóvil (para DMA, la atmósfera).

La eficiencia de la WFD como hélice determina la eficiencia de vuelo o empuje : la parte relativa de la energía mecánica generada por el motor, gastada en poner el dispositivo en movimiento, se expresa mediante la fórmula :

(2)

Aquellos. esta es la relación entre la velocidad de vuelo y la media aritmética de las velocidades de vuelo y del chorro. Comparando las fórmulas (1) y (2), podemos concluir que cuanto mayor sea la diferencia entre el caudal de gas de la boquilla y la velocidad de vuelo, mayor será el empuje del motor y menor la eficiencia de vuelo. Si las velocidades de vuelo y la salida de gases por la boquilla son iguales, la eficiencia de vuelo será igual a 1, es decir, 100%, pero el empuje del motor será igual a 0. Por esta razón, el diseño de la WFD es un compromiso entre el empuje que crea y su eficiencia de vuelo.

La búsqueda de un compromiso aceptable condujo a la creación de los motores turborreactores , turboventiladores y turbopropulsores de derivación , que actualmente son los motores aeronáuticos más comunes, tanto de alta velocidad, de combate, como económicos, de pasajeros y de transporte (ver Motor turborreactor ).

Motor Scramjet

Un motor estatorreactor ( ramjet , ing.  Ramjet ) es el más simple de la clase de estatorreactor en términos de dispositivo. El aumento de presión necesario para el funcionamiento del motor se logra frenando el flujo de aire que se aproxima.

El flujo de trabajo ramjet se puede describir brevemente de la siguiente manera:

  • El aire, que ingresa a la velocidad de vuelo en la entrada del motor, se ralentiza y se comprime; en la entrada de la cámara de combustión, la presión del fluido de trabajo alcanza su valor máximo en toda la longitud del recorrido del flujo del motor.
  • El aire comprimido en la cámara de combustión se calienta debido a la oxidación del combustible que se le suministra, mientras que aumenta la energía interna del fluido de trabajo.
  • Al expandirse en la boquilla , el fluido de trabajo acelera y expira a una velocidad mayor que la velocidad del flujo que se aproxima, lo que crea un empuje de chorro.

Estructuralmente , el ramjet tiene un dispositivo extremadamente simple. El motor consta de una cámara de combustión, en la que entra aire desde el difusor y combustible desde los inyectores de combustible. La cámara de combustión termina con la entrada a la boquilla, por regla general, estrechándose-expandiéndose .

Dependiendo de la velocidad de vuelo, los motores estatorreactores se dividen en subsónicos , supersónicos e hipersónicos . Esta división se debe a las características de diseño de cada uno de estos grupos.

Motores estatorreactores subsónicos

Los motores estatorreactores subsónicos están diseñados para volar a velocidades con un número de Mach de 0,5 a 1. El frenado y la compresión de aire en estos motores se producen en el canal de expansión del dispositivo de entrada: el difusor .

Debido al bajo grado de aumento de presión durante el frenado de aire a velocidades subsónicas (máximo - 1,9 a M = 1), estos motores tienen una eficiencia térmica muy baja (16,7% a M = 1 en un proceso ideal, sin tener en cuenta las pérdidas) , debido a que resultaron poco competitivos en comparación con otros tipos de motores de aeronaves y actualmente no se producen en masa.

Motores estatorreactores supersónicos

Los SPVRD están diseñados para vuelos en el rango Mach 1-5 . La desaceleración de un flujo de gas supersónico siempre ocurre de forma discontinua (en forma de salto) con la formación de una onda de choque , también llamada onda de choque . Cuanto más intensa sea la onda de choque, es decir, cuanto mayor sea el cambio en la velocidad del flujo en su frente, mayor será la pérdida de presión, que puede superar el 50%.

Las pérdidas de presión se pueden minimizar organizando la compresión no en una, sino en varias ondas de choque sucesivas de menor intensidad, después de cada una de las cuales disminuye el caudal. En el último salto, la velocidad se vuelve subsónica y se produce una mayor desaceleración y compresión de aire de forma continua en el canal del difusor en expansión.

En el rango de velocidades supersónicas , un estatorreactor es mucho más eficiente que en el subsónico. Por ejemplo, a Mach 3 para un estatorreactor ideal , la relación de presión es 36,7, que es comparable a los compresores de alta presión de los motores turborreactores (por ejemplo, para el motor turborreactor AL-31FP esta cifra es 23), y la eficiencia térmica teóricamente alcanza el 64,3%. Para los estatorreactores reales, estas cifras son más bajas, pero incluso teniendo en cuenta las pérdidas, en el rango de número de Mach de vuelo de 3 a 5, los estatorreactores supersónicos son superiores en eficiencia a todos los demás tipos de estatorreactores .

El factor que limita las velocidades de funcionamiento del SPVRD desde arriba es la temperatura del aire de estancamiento, que en M>5 supera los 1500 °C, y el calentamiento adicional significativo del fluido de trabajo en la cámara de combustión se vuelve problemático debido a la limitación de la resistencia térmica de materiales estructurales.

estatorreactor hipersónico

Un estatorreactor hipersónico ( scramjet , ing.  Scramjet ) es un estatorreactor que opera a velocidades de vuelo de más de cinco veces la velocidad del sonido ( M > 5) y está diseñado para vuelos en la estratosfera . El posible propósito de una aeronave con un estatorreactor hipersónico  es la etapa más baja de un portaaviones espacial reutilizable.

Teóricamente, un motor scramjet permite alcanzar velocidades de vuelo más altas en comparación con un motor scramjet, debido al hecho de que el flujo de aire de entrada al motor scramjet solo se ralentiza parcialmente, de modo que el flujo del fluido de trabajo a lo largo de todo el flujo trayectoria del motor sigue siendo supersónica. En este caso, el flujo retiene la mayor parte de su energía cinética inicial y el aumento de su temperatura durante la desaceleración y la compresión es relativamente pequeño. Esto le permite calentar significativamente el fluido de trabajo, quemar el combustible en un flujo supersónico y, al expandirse, sale de la boquilla a una velocidad superior a la velocidad de vuelo.

Existen varios programas para el desarrollo de motores estatorreactores hipersónicos en diferentes países, pero a principios del siglo XXI este tipo de motor sigue siendo hipotético, no hay una sola muestra que haya pasado las pruebas de vuelo, lo que confirma la viabilidad práctica de su producción en masa. .

estatorreactor nuclear

En la segunda mitad de los años 50 , durante la era de la Guerra Fría , se desarrollaron proyectos de estatorreactores con reactor nuclear en EE.UU. y la URSS . La fuente de energía de estos motores no es la reacción química de la combustión del combustible, sino el calor generado por un reactor nuclear ubicado en el lugar de la cámara de combustión. El aire de la entrada en un estatorreactor de este tipo atraviesa el núcleo del reactor, lo enfría y se calienta y, al expandirse, sale de la boquilla a una velocidad superior a la velocidad de vuelo.

Un posible propósito de un avión con un motor de este tipo es un misil de crucero intercontinental, un portador de carga nuclear. La principal ventaja de una WFD nuclear es el recurso energético del reactor, suficiente para lograr cualquier objetivo en la Tierra.

En ambos países se crearon reactores nucleares compactos de bajo consumo que encajan en las dimensiones de un gran cohete. En 1964, en los Estados Unidos, bajo los programas de investigación del estatorreactor nuclear Pluto y Tory, se llevaron a cabo pruebas de encendido en banco del motor estatorreactor nuclear Tory-IIC. No se realizaron pruebas de vuelo, el programa se cerró en julio de 1964.

Alcance

El estatorreactor no funciona en su lugar y a bajas velocidades de vuelo. Para alcanzar la velocidad inicial a la que se hace efectivo, un dispositivo con este motor necesita un accionamiento auxiliar, que puede ser proporcionado, por ejemplo, por un cohete propulsor sólido , o un avión de transporte desde el que se lanza un dispositivo con un estatorreactor . La ineficiencia de un estatorreactor a bajas velocidades de vuelo lo hace prácticamente inaceptable para su uso en aeronaves tripuladas, pero para misiles de crucero desechables de combate no tripulados que vuelan en el rango de Mach 2-5, debido a su simplicidad, bajo costo y confiabilidad, es preferible. . Actualmente, los motores estatorreactores se utilizan como motores sustentadores para misiles de crucero tierra - aire , aire-aire , aire-tierra , aviones de reconocimiento no tripulados y objetivos voladores. El principal competidor del estatorreactor en este nicho es el motor cohete .

Motor a reacción de pulso

El motor a reacción pulsante ( PUVRD , término inglés en inglés.  Pulsejet ), como su nombre lo indica, opera en un modo de pulsación, el empuje no se desarrolla continuamente, como un estatorreactor o un motor turborreactor , sino en forma de una serie de pulsos que se suceden uno tras otro. con una frecuencia de decenas de hercios para motores grandes, hasta 250 Hz para motores pequeños.

Estructuralmente, P en WFD es una cámara de combustión cilíndrica con una boquilla cilíndrica larga de menor diámetro. El frente de la cámara está conectado a un difusor de entrada a través del cual el aire ingresa a la cámara de combustión. Se instala una válvula de aire entre el difusor y la cámara de combustión, que opera bajo la influencia de la diferencia de presión en la cámara y en la salida del difusor: cuando la presión en el difusor excede la presión en la cámara, la válvula se abre y deja entrar aire en la cámara, cuando se invierte la relación de presión, se cierra.

El ciclo de trabajo de P en la DMA se puede describir de la siguiente manera:

  1. La válvula de aire está abierta, el aire ingresa a la cámara de combustión, la boquilla inyecta combustible y se forma una mezcla de combustible en la cámara.
  2. La mezcla de combustible se enciende y se quema, la presión en la cámara de combustión aumenta bruscamente y cierra la válvula de aire y la válvula de retención en el camino del combustible. Los productos de la combustión, al expandirse, fluyen fuera de la tobera, creando un chorro de empuje .
  3. La presión en la cámara cae, bajo la presión del aire en el difusor, la válvula de aire se abre y el aire comienza a fluir hacia la cámara, la válvula de combustible también se abre, el motor pasa a la fase 1.

El PUVRD opera en el modo de auto- oscilaciones , que coordinan la acción de todas sus partes en el tiempo. La frecuencia de estas auto-oscilaciones depende del tamaño del motor: cuanto más pequeño es el motor, mayor es la frecuencia de pulsación.

Para iniciar el proceso de combustión, se instala una bujía en la cámara, que crea una serie de descargas eléctricas de alta frecuencia y la mezcla de combustible se enciende. Después de varias decenas de ciclos del motor, las paredes de la cámara de combustión se calientan tanto que la mezcla de combustible se enciende y no se necesita una bujía.

El aumento de presión en la cámara de combustión P en el WFD , necesario para el funcionamiento del motor, se consigue en parte - por el frenado del flujo de aire que se aproxima en el difusor (con la válvula abierta), y en parte - por a la combustión de combustible en un volumen cerrado, limitado por una válvula cerrada, las paredes laterales de la cámara y la inercia de la columna de aire en una tobera larga (ver ciclo de Humphrey ). La mayoría de los PJ pueden funcionar a velocidad cero .

Modificaciones del motor de impulsos

Hay otras modificaciones de P en la WFD .

  • PuVRD sin válvulas , de lo contrario, PuVRD en forma de U. Estos motores no tienen válvulas de aire mecánicas, y para que el movimiento inverso del fluido de trabajo no provoque una disminución del empuje, el tracto del motor se realiza en forma de letra latina "U", cuyos extremos se giran de vuelta en la dirección del aparato.
  • Detonación PuVRD ( ing.  Pulse detonation engine ) - motores en los que la combustión de la mezcla de combustible se produce en el modo de detonación (y no deflagración ).

Alcance

PuVRD se caracteriza por ser ruidoso y derrochador , pero simple y barato . El alto nivel de ruido y vibración resulta del modo muy pulsante de su operación.

El PUVRD se instala en vehículos aéreos no tripulados desechables con velocidades operativas de hasta Mach 0,5 : objetivos voladores , drones de reconocimiento , en el pasado y misiles de crucero .

Los PuVRD se utilizan en aviación amateur y aeromodelismo , debido a su sencillez y bajo coste.

Motor turborreactor

En un motor turborreactor ( TRD , ing.  turbojet engine ), la compresión del fluido de trabajo en la entrada a la cámara de combustión y el alto valor del flujo de aire a través del motor se logran debido a la acción combinada del flujo de aire entrante y el compresor , ubicado en el tracto del turborreactor inmediatamente después del dispositivo de admisión, frente a la cámara de combustión. El compresor es accionado por una turbina montada en el mismo eje y funciona con un fluido de trabajo calentado en la cámara de combustión, a partir del cual se forma un chorro. En el compresor, la presión de aire total aumenta debido al trabajo mecánico realizado por el compresor. La cámara de combustión de la mayoría de los motores turborreactores tiene forma anular.

Desde la cámara de combustión, el fluido de trabajo calentado ingresa a la turbina, se expande, lo pone en movimiento y le da parte de su energía, y luego se expande en la boquilla y sale de ella, creando un empuje de chorro. Gracias al compresor , el turborreactor puede arrancar desde parado y operar a bajas velocidades de vuelo, condición necesaria para un motor de avión , mientras que la presión en el tracto del motor y el caudal de aire son proporcionados únicamente por el compresor.

El rango de velocidades en el que el motor turborreactor es efectivo se desplaza hacia valores más bajos, en comparación con el motor estatorreactor . El conjunto turbina-compresor, que permite crear un alto caudal y un alto grado de compresión del fluido de trabajo en la región de bajas y medias velocidades de vuelo, es un obstáculo para aumentar la eficiencia del motor en la zona de altas velocidades.

Alcance

Hasta las décadas de 1960 y 1970, los motores turborreactores se usaban activamente como motores para aviones militares y comerciales. En la actualidad, los motores turbofan de derivación más económicos (TRDD) se han generalizado .

Bypass motor turborreactor

Motor turborreactor de derivación (TRD, ing.  Turbofan ) - TRD con un diseño que le permite mover una masa adicional de aire que pasa por el circuito externo del motor. Este diseño proporciona una mayor eficiencia de vuelo en comparación con los motores turborreactores convencionales. El primero en proponer el concepto de motores turboventiladores en la industria nacional de motores de aviones fue A. M. Lyulka [13] . Sobre la base de la investigación realizada desde 1937, A. M. Lyulka presentó una solicitud para la invención de un motor turborreactor de derivación (el certificado del autor se presentó el 22 de abril de 1941). [catorce]

Después de pasar por la entrada, el aire ingresa al compresor de baja presión, llamado ventilador . Después del ventilador, el aire se divide en dos corrientes. Parte del aire ingresa al circuito exterior y, sin pasar por la cámara de combustión, forma una corriente en chorro en la boquilla. La otra parte del aire pasa por el circuito interno, completamente idéntico al del motor turborreactor , que se mencionó anteriormente.

Uno de los parámetros más importantes de un motor turboventilador es la relación de derivación , es decir, la relación entre el flujo de aire a través del circuito externo y el flujo de aire a través del circuito interno. Donde y el aire fluyen a través de los circuitos internos y externos, respectivamente.

Si volvemos a las fórmulas (1) y (2), entonces el principio de suma de masa se puede interpretar de la siguiente manera. En el motor turboventilador , según la fórmula (2), se establece el principio de aumentar la eficiencia de vuelo del motor reduciendo la diferencia entre la velocidad de expiración del fluido de trabajo de la boquilla y la velocidad de vuelo. La disminución del empuje, que según la fórmula (1), provocará una disminución de esta diferencia entre velocidades, se compensa con un aumento del flujo de aire a través del motor. La consecuencia de un aumento del caudal de aire a través del motor es un aumento del área de la sección frontal de la entrada del motor, lo que se traduce en un aumento del diámetro de la entrada del motor, lo que conlleva un aumento de su resistencia frontal. y masa En otras palabras, cuanto mayor sea la relación de derivación, mayor será el diámetro del motor, ceteris paribus.

Todos los motores turboventiladores se pueden dividir en 2 grupos: con flujos de mezcla detrás de la turbina y sin mezcla.

En un motor turboventilador de flujo mixto (TRDDsm), los flujos de aire de los circuitos externo e interno ingresan a una sola cámara de mezcla. En la cámara de mezcla estos caudales se mezclan y salen del motor por una única tobera con una única temperatura. Los TRDSM son más eficientes, sin embargo, la presencia de una cámara de mezcla conduce a un aumento en las dimensiones y el peso del motor.

Los motores turbofan, al igual que los motores turbofan , pueden estar equipados con boquillas ajustables y postquemadores. Por regla general, estos son motores turboventiladores con relaciones de derivación bajas para aviones militares supersónicos.

Medios adicionales para aumentar la eficiencia de los motores turbofan y los motores turbofan

Dispositivo de poscombustión

Aunque el motor turborreactor tiene un exceso de oxígeno en la cámara de combustión, esta reserva de potencia no se puede realizar directamente, aumentando el consumo de combustible en la cámara de combustión, debido a la limitación de la temperatura del fluido de trabajo que ingresa a la turbina. La limitación viene impuesta por la resistencia al calor de los álabes de la turbina. Esta reserva se utiliza en motores equipados con postquemador ubicado entre la turbina y la tobera. En el modo de postcombustión , se quema una cantidad adicional de combustible en esta cámara, la energía interna del fluido de trabajo aumenta antes de la expansión en la boquilla, como resultado de lo cual aumenta su velocidad de salida y aumenta el empuje del motor, en algunos casos, en más de 1,5 veces, que utilizan los aviones de combate cuando vuelan a altas velocidades, o para aumentar la velocidad de ascenso. Al principio, el tiempo de funcionamiento del motor turborreactor estaba limitado en el tiempo en función de los requisitos de resistencia al calor del diseño de la boquilla. Sin embargo, a partir de los cazas de tercera generación, se levantaron estas restricciones. Con el postquemador, el consumo de combustible aumenta significativamente, los motores turborreactores con postquemador prácticamente no han encontrado aplicación en la aviación comercial, a excepción de los aviones Tu-144 y Concorde , cuyos vuelos ya han cesado.

Boquillas regulables

Los TRD, en los que la velocidad del flujo del chorro puede ser tanto subsónica como supersónica en varios modos de funcionamiento del motor, están equipados con boquillas ajustables. Estas toberas están formadas por elementos longitudinales llamados flaps , móviles entre sí y puestos en movimiento por un accionamiento especial, generalmente hidráulico o mecánico, que permite cambiar la geometría de la tobera al mando del piloto o de un sistema automático de control del motor. Al mismo tiempo, se cambian los tamaños de las secciones críticas (más estrechas) y de salida de la boquilla, lo que permite optimizar el funcionamiento del motor durante los vuelos a diferentes velocidades y modos de funcionamiento del motor. Las toberas ajustables se utilizan principalmente en la aviación militar en motores turbofan y motores turbofan con poscombustión. [una]

Control de vector de empuje (VCT) / Desviación de vector de empuje (TVT)

Boquillas giratorias especiales, en algunos motores turboventiladores, permiten desviar el flujo del fluido de trabajo que fluye desde la boquilla en relación con el eje del motor. OVT conduce a pérdidas adicionales de empuje del motor debido a la realización de trabajo adicional en el giro del flujo y complica el control de la aeronave. Pero estas deficiencias se compensan completamente con un aumento significativo en la maniobrabilidad y una reducción en la carrera de despegue y aterrizaje de la aeronave, hasta e incluyendo el despegue y el aterrizaje verticales. OVT se utiliza exclusivamente en la aviación militar.

Motor turboventilador

Un motor turborreactor de derivación (TRDD) con una relación de derivación superior a 2 se denomina turboventilador . La relación de derivación superior de estos motores puede llegar a 11 ( en:Rolls-Royce Trent 1000 ). Los motores turboventiladores con una alta relación de derivación generalmente se fabrican sin una cámara de mezcla. Debido al gran diámetro de entrada de tales motores, la boquilla del circuito externo se acorta a menudo para reducir el peso del motor y reducir la resistencia del aire en la ruta del circuito externo.

Área de aplicación

Podemos decir que desde la década de 1960 hasta el día de hoy en la industria de motores de aviones, la era de los motores turbofan . Los motores turboventiladores de varios tipos son la clase más común de motores a reacción que se utilizan en las aeronaves, desde cazas interceptores de alta velocidad y derivación baja hasta aviones comerciales y de transporte militar gigantes con turboventiladores de derivación alta .

Turbohélice

Estructuralmente, un motor turbohélice (TVD) es similar a un motor turborreactor , en el que la potencia desarrollada por el motor se transmite al eje de la hélice , normalmente no directamente, sino a través de una caja de cambios .

Los motores turbohélice se utilizan en el transporte y la aviación civil .

Motor turboeje

Los motores turboeje son estructuralmente un motor turborreactor en el que la potencia desarrollada por una etapa de turbina adicional se transmite al eje de toma de fuerza, con mayor frecuencia a través de una caja de cambios. Dado que no existe una conexión mecánica entre el eje de la turbina y el compresor y el eje de la toma de fuerza, sino solo una conexión dinámica de gas, los motores turboeje se clasifican como WFD de reacción indirecta . Estos motores, estrictamente hablando, no son motores a reacción, la reacción de escape de la turbina no supera el 10% de su empuje total, pero tradicionalmente se les conoce como motores a reacción.

Se utiliza para impulsar hélices de helicópteros.

Motor turbohélice

Para mejorar las características de funcionamiento del teatro , se utilizan hélices especiales multipala en flecha de paso variable (VIS) con una o dos filas de palas. Dichos VSP están sujetos a una mayor carga en el área de barrido con un diámetro de hélice reducido, pero conservan una eficiencia relativamente alta de 0,8 a 0,85. Estas hélices se llaman propfans (VV) y el motor se llama turbohélice (TVVD) con un propfan abierto. [quince]

Solo se conoce ampliamente un modelo en serie de este tipo de motor: D-27 ( ZMKB "Progress" llamado así por el académico A. G. Ivchenko, Zaporozhye, Ucrania. ), Utilizado en el avión Yak-44 con una velocidad de vuelo de crucero de 670 km / h , y en el An-70 con una velocidad de crucero de 750 km/h.

En el motor D-27 , el flujo de aire frío es creado por dos hélices coaxiales en forma de sable de múltiples palas que giran en sentido contrario impulsadas por una turbina libre de cuatro etapas, un motor de turboeje. La potencia se transfiere a las hélices a través de una caja de cambios.

Comparación de diferentes tipos de motores de cohetes con otros motores de aviones

La eficiencia de los motores a reacción generalmente se estima por el impulso específico  : la relación entre el impulso de empuje total del motor y la masa de combustible (o el empuje al segundo consumo de combustible si el empuje es constante y no cambia con el tiempo). Este indicador es también una medida de la eficiencia del motor. El siguiente diagrama presenta gráficamente los valores superiores de este indicador para diferentes tipos de motores a reacción, dependiendo de la velocidad de vuelo, expresada en forma de número de Mach , lo que permite ver el rango de aplicabilidad de cada tipo de motor.

Del diagrama se deduce que, en términos de impulso específico, los motores cohete (RD) son significativamente inferiores a los WFD de todos los tipos. Esto se explica por el hecho de que el consumo de combustible del RD incluye el comburente, que el RD toma de la atmósfera, por lo que el impulso específico del RD es de un máximo de 270 s para un motor de cohete de combustible sólido y 450 s para un cohete . motor _

Las especificaciones del motor de hélice no suelen incluir el empuje y el impulso específico. Para estos motores, el parámetro característico es la potencia, no el empuje. Para caracterizar la eficiencia y la economía de los motores de tornillo, se utiliza el consumo específico de combustible  : la relación entre el consumo de combustible por hora y la potencia desarrollada. Para comparar la eficiencia de los ICE de pistón con los turbohélices, podemos dar el valor de este indicador para dos tipos específicos de motores de estos tipos:

Pistón ASh-82  - 0,381 kg/ h.p.h TVD NK-12  - 0,158 kg/ hp hora .

Por lo tanto, un motor turbohélice (por 1 hp ) es 2,5 veces más económico que un motor de pistón, y esta es una de las principales razones por las que la DMA reemplazó a los motores de pistón de los "aviones grandes". Además, en términos de características de peso, los WFD son significativamente superiores a los de pistón.

Como característica de peso de los motores de aeronaves, generalmente se usa uno de los indicadores: potencia específica: la relación entre la potencia del motor y su masa (para motores con hélice), o empuje específico: la relación entre el empuje y el peso del motor en la superficie de la Tierra (para WFD y motores cohete). La siguiente tabla muestra estas cifras para algunos aviones y motores de cohetes de varios tipos.

Características específicas de peso de los motores de aeronaves y cohetes.
tipo
de motor
Designacion Aeronave
Empuje específico
(empuje/peso)

Potencia específica
kW/kg
motor de pistón
Ceniza-82 Il-12 , Il-14 * 1.46
TVD NK-12 Tu-95 , Tu-114 , An-22 * 3.8
Pouvrd Argus As-014 Proyectil V-1 3

Turborreactor / estatorreactor híbrido
Pratt & Whitney J58-P4 SR-71 Mirlo 5.3
Turboventilador
_
GE90-1150B Boeing 777 6.3
TRD AL-31FP Su-30 8.22
RDTT Transbordador espacial SRB Impulsor del transbordador espacial 13.5
LRE NK-33-1 Portaaviones
Soyuz-2 , Soyuz-2-3
128

.* Para motores de tornillo, esta cifra no se proporciona.

Véase también

Literatura

  • Kazandzhan P. K., Alekseev L. P., Govorov A. N., Konovalov N. E., Yu. N. Nechaev, Pavlenko V. F., Fedorov R. M.  Teoriya motores a reacción. M. Publicaciones militares. 1955
  • Stechkin BS  Obras seleccionadas. Teoría de los motores térmicos. — M.: Nauka, 1977. — 410 p.
  • V. M. Akimov, V. I. Bakulev, R. I. Kurziner, V. V. Polyakov, V. A. Sosunov, S. M. Shlyakhtenko. Editado por S. M. Shlyakhtenko. Teoría y cálculo de motores de chorro de aire. Libro de texto para escuelas secundarias. 2ª edición, revisada y ampliada. M.: Mashinostroenie, 1987
  • Kulagin VV  Teoría, cálculo y diseño de motores de aeronaves y centrales eléctricas. ed. 2do. M. Ingeniería. 2003.
  • Klyachkin A. L. Teoría de los motores de chorro de aire, M., 1969

Enlaces

Notas

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  2. René Lorín. Une experiencia simple relativa au propulseur à réaction directe. L'Aerófilo. París, 15 de noviembre de 1913, pág. 514 . Consultado el 22 de diciembre de 2021. Archivado desde el original el 22 de diciembre de 2021.
  3. Copia archivada (enlace no disponible) . Consultado el 23 de marzo de 2016. Archivado desde el original el 18 de mayo de 2011. 
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