Trabajo Fin de Grado Grado en Ingeniería de Tecnologías...

Estado del Arte de las Nuevas Tecnologías para la

Propulsión en Aviación Civil

Dep. Ingeniería Energética

Escuela Técnica Superior de Ingeniería

Universidad de Sevilla

Sevilla, 2014

Autor: Francisco Javier Marín Lara

Tutores: Antonio Muñoz Blanco y David Sánchez Martínez

Trabajo Fin de Grado

Grado en Ingeniería de Tecnologías Industriales

Trabajo Fin de Grado

Grado en Ingeniería de Tecnologías Industriales

Estado del Arte de las Nuevas Tecnologías para la

Propulsión en Aviación Civil

Autor:

Francisco Javier Marín Lara

Tutor:

Antonio Muñoz Blanco

Catedrático

David Sánchez Martínez

Profesor titular

Dep. Ingeniería Energética

Escuela Técnica Superior de Ingeniería

Universidad de Sevilla

Sevilla, 2014

iv

Trabajo Fin de Grado: Estado del Arte de las Nuevas Tecnologías para la Propulsión en Aviación Civil

Autor: Francisco Javier Marín Lara

Tutor: Antonio Muñoz Blanco y David Sánchez Martínez

El tribunal nombrado para juzgar el Proyecto arriba indicado, compuesto por los siguientes miembros:

Presidente:

Vocales:

Secretario:

Acuerdan otorgarle la calificación de:

Sevilla, 2014

El Secretario del Tribunal

v

Resumen

En un mundo en el que el tráfico aéreo está creciendo de forma incesante, la necesidad de disminuir los costes y los impactos ambientales que las aeronaves ocasionan se hacen vitales. Como un elemento de gran peso y costo, el motor debe ser mirado y evaluado con detenimiento, intentando reducir principalmente el consumo de combustible. Con un desarrollo inicial de los fundamentos de propulsión, en este trabajo se sopesan las tecnologías convencionales más usadas en la actualidad y las limitaciones que hacen que hoy en día tengamos poco margen de mejora con ellas. Como valor añadido, este proyecto tiene como finalidad hacer un análisis de varias tecnologías que surgen para paliar las limitaciones que tienen los motores hoy en día. Para cada una de ellas se desarrollan los principios, las ventajas que aporta y los retos y dificultades que afrontan para su implantación en un futuro.

vi

Índice de contenido

1 Historia ......................................................................................................... 1

2 Fundamentos de la Propulsión ....................................................................... 3

2.1 Empuje .............................................................................................................. 3

2.2 Ecuaciones de la Energía. Rendimientos .......................................................... 6

2.3 Consumo Específico y Empuje Específico ......................................................... 9

2.4 Ciclo teórico .................................................................................................... 10

2.5 Mejora del Rendimiento Propulsivo y del Empuje. ........................................ 16

3 Turbofan ..................................................................................................... 19

3.1 Descripción y Ciclo teórico. ............................................................................. 19

3.2 Fundamentos del turbofan ............................................................................. 22

3.2.1 Empuje ........................................................................................................ 22

3.2.2 Rendimiento propulsivo ............................................................................. 22

3.2.3 Rendimiento motor .................................................................................... 23

3.2.4 Relación de derivación ................................................................................ 23

3.3 Ventajas. ......................................................................................................... 25

3.4 Actualidad ....................................................................................................... 25

4 Arquitectura del Turbofan ........................................................................... 29

4.1 Compresor ...................................................................................................... 29

4.1.1 Número de ejes ........................................................................................... 30

4.1.2 Álabes.......................................................................................................... 35

4.1.3 Materiales ................................................................................................... 36

4.2 Cámara de combustión ................................................................................... 37

4.2.1 Emisiones .................................................................................................... 38

4.2.2 Reducción de emisiones ............................................................................. 39

4.2.3 Métodos para la reducción de emisiones .................................................. 41

4.3 Turbina ............................................................................................................ 44

4.3.1 Número de ejes ........................................................................................... 44

vii

4.3.2 Temperatura de entrada ............................................................................ 46

4.4 Fan................................................................................................................... 55

4.4.1 Aspectos tecnológicos ................................................................................ 56

4.5 Tobera Propulsiva ........................................................................................... 59

4.5.1 Tobera de geometría variable .................................................................... 60

5 Open Rotor ................................................................................................. 63

5.1 Principios ......................................................................................................... 64

5.2 Tecnología ....................................................................................................... 67

5.3 Desventajas y Retos a superar ........................................................................ 72

6 Turbofan engranado .................................................................................... 75

6.1 Principios y tecnología .................................................................................... 77

6.2 Ventajas .......................................................................................................... 81

6.3 Desventajas y Restos a superar ...................................................................... 83

7 Turbofan con compresión escalonada .......................................................... 87

7.1 Principios: Ciclo compuesto con compresión escalonada .............................. 88

7.2 Tecnología ....................................................................................................... 91

7.3 Ventajas .......................................................................................................... 95

7.4 Desventajas y Retos a superar. ....................................................................... 99

8 Ciclo compuesto regenerativo con compresión escalonada ........................ 102

8.1 Principios: Ciclo compuesto regenerativo con compresión escalonada ...... 103

8.2 Tecnología ..................................................................................................... 106

8.3 Ventajas ........................................................................................................ 114

8.4 Desventajas y retos a superar ....................................................................... 116

9 Referencias ............................................................................................... 117

viii

Índice de figuras

Figura 2.1: Esquema del volumen de control que encierra al motor con la indicación

sobre él de las distintas variables. ........................................................................ 4

Figura 2.2: Esquema Turborreactor ................................................................................ 10

Figura 2.3: Ciclo teórico por el turborreactor ................................................................ 11

Figura 2.4: salto entálpico en función de la relación de compresión ............................ 12

Figura 2.5: Rendimiento térmico en función de la relación de compresión .................. 13

Figura 2.6: Efecto de la variación de la temperatura y la relación de compresión en el

Empuje específico y en el Rendimiento térmico. ............................................... 14

Figura 2.7: Evolución temporal de la Temperatura de entrada en Turbina y de la

Relación de Compresión. .................................................................................... 15

Figura 2.8: Rendimiento propulsivo en función de la velocidad de vuelo para

aerorreactores con distintas relaciones de derivación. ..................................... 18

Figura 3.1: Esquema de la configuración de un aerorreactor de doble flujo. ................ 20

Figura 3.2: Diagrama h-s del Ciclo teórico del flujo primario por el aerorreactor de

doble flujo a través del núcleo. .......................................................................... 20

Figura 3.3: Ciclo teórico del flujo secundario por el aerorreactor de doble flujo a través

de Fan. ................................................................................................................ 21

Figura 3.4: Arrastre y empuje en función del índice de Bypass. El índice es óptimo

cuando se maximiza la diferencia entre ambos. ................................................ 24

Figura 4.1: Representación de un compresor axial con montaje en eje simple. ........... 30

Figura 4.2: Triángulo de velocidades a la altura del radio medio de un

turbocompresor axial. 31

Figura 4.3: Reducción de la relación de aspecto al reducir el radio .............................. 32

Figura 4.4: Triángulo de velocidades en los primeros escalonamientos cuando se

reduce el gasto y a su vez la velocidad de giro para adecuardos a la disminución

del gasto y mantener la geometría de éste. ....................................................... 32

Figura 4.5: Triángulos de velocidades de los últimos escalonamientos desvirtuado al

acelerarse axialmente y sin desvirtuar al aumentar la velocidad de giro para

mantener la geometría. ...................................................................................... 33

Figura 4.6: Esquema de un compresor con montaje en Doble. ..................................... 34

ix

Figura 4.7: Esquema de un turbocompresor con montaje en Triple eje. ...................... 34

Figura 4.8: Representación de la torsión del álabe para mantener la velocidad axial. . 35

Figura 4.9: De izquierda a derecha: Cámara de combustión tipo tubo-anular y cámara

de combustión anular. ........................................................................................ 37

Figura 4.10: (a) Emisiones de NOx en función del tiempo de residencia y la temperatura

para un dosado estequiométrico relativo igual a la unidad. (b) Emisiones de

NOx en función de la temperatura de llama para un combustible líquido y otro

gaseoso. .............................................................................................................. 40

Figura 4.11: Emisiones de NOx y Dióxido de carbono en función de la temperatura de

llama. .................................................................................................................. 40

Figura 4.13: (a) Sistema de combustión escalonada con configuración tipo radial. (b) de

combustión escalonada con configuración tipo axial. ....................................... 42

Figura 4.12: Combustión con inyección de combustible escalonada ............................. 42

Figura 4.14: Diagrama donde se ilustra la evolución de la mezcla de un quemador RQL.

............................................................................................................................ 43

Figura 4.15: Coronas de turbina girando en sentido contrario y accionando ejes

distintos para minimizar el momento cinético. .................................................. 45

Figura 4.16: (a) Consumo específico y Empuje específico en función de la relación de

compresión y la temperatura de entrada a la turbina. (b) Diagrama h-s en el que

muestra un aumento de la temperatura a la entrada de la turbina. ................. 47

Figura 4.17: Relación empuje-peso en función de la temperatura de entrada a turbina

............................................................................................................................ 48

Figura 4.18: Porcentaje de mejora del consumo específico a lo largo de los años

tomando como base el consumo específico en el año 1970. ............................ 48

Figura 4.19: Distintas estructuras internas adoptadas para los álabes de turbina. ....... 50

Figura 4.20: Deformación por creep en función del tiempo y las diversas estructuras en

el álabe. ............................................................................................................... 50

Figura 4.21: Álabe de turbina con barrera térmica. ....................................................... 51

Figura 4.22: Esquema de refrigeración forzada de álabes (Fuente Turbomáquinas

Térmicas®). ......................................................................................................... 53

Figura 4.23: Esquema de refrigeración por impacto (Fuente Turbomáquinas

Térmicas®). ......................................................................................................... 53

Figura 4.24: Esquema de refrigeración por película de aire (Fuente Turbomáquinas

Térmicas®). ......................................................................................................... 54

x

Figura 4.25: Esquema de refrigeración por transpiración (Fuente Turbomáquinas

Térmicas®). ......................................................................................................... 54

Figura 4.26: Consumo de aire refrigerante en función de la temperatura del fluido de

trabajo y del método de refrigeración (Fuente Turbomáquinas Térmicas®). .... 55

Figura 4.27: Esquema ilustrativo de las fuentes de ruido en un turbofan y la magnitud

de su influencia en el total. ................................................................................. 57

Figura 4.28: Diagrama h-s que muestra una reducción en el salto de entalpía del flujo

secundario en la tobera fría. ............................................................................... 57

Figura 4.29: Representación de los ángulos Lean y Sweep de los álabes de un Fan. A la

derecha se puede apreciar la complicada geometría que presenta un álabe de

Fan. ..................................................................................................................... 58

Figura 4.30: Representación de una tobera propulsiva convergente simple. ............... 59

Figura 4.31: Representación de la unión entre la turbina y la tobera propulsiva.......... 60

Figura 4.32: A la izquierda un Diagrama h-s que muestra el aumento del trabajo que

absorbe la turbina y por consecuente una disminución de la velocidad a la

salida. A la derecha un Diagrama h-s que muestra la disminución de la velocidad

del flujo secundario a la salida al disminuir el trabajo absorbido por el Fan y por

lo tanto la relación de compresión. .................................................................... 61

Figura 4.33: Curva característica del Fan. Al poder aumentar el flujo que pasa por el

Fan, podemos situarnos en la zona estable para una relación de compresión

determinada. ...................................................................................................... 62

Figura 5.1: Rendimiento propulsivo y Relación de compresión del Fan en función de la

relación de derivación. ....................................................................................... 63

Figura 5.2: Concepto de Open Rotor desarrollado por Snecma (Source: Snecma-Safran)

............................................................................................................................ 64

Figura 5.3: Dirección y cracterísticas del flujo tras su paso por la hélice. ...................... 65

Figura 5.4: Triángulo de velocidades en las hélices contrarrotativas. ........................... 66

Figura 5.5: Rendimiento propulsivo en función de la velocidad de vuelo para diferentes

tecnologías. ......................................................................................................... 66

Figura 5.6: Esquema representativo del interior de un Open Rotor con caja reductora

de velocidad ........................................................................................................ 68

Figura 5.7: Sección tranversal del motor GE-36. ............................................................ 69

Figura 5.8: Comparación entre el Open Rotor con tecnología actual y el Open Rotor con

tecnología de la década de los 90. ...................................................................... 71

xi

Figura 5.9: Esquema que representa los distintos orígenes en la producción de ruido. 73

Figura 6.1: Consumo de combustible, Consumo específico de combustible y ruido en

función del índice de Bypass para un turbofan convencional. ........................... 76

Figura 6.2: Representación del Turbofan engranado conde se puede diferenciar la caja

reductora. ........................................................................................................... 77

Figura 6.3: Consumo de combustible, Consumo específico de combustible y ruido en

función del índice de Bypass para un turbofan convencional. ........................... 78

Figura 6.4: Caja reductora epicicloidal. .......................................................................... 79

Figura 6.5: A la izquierda la turbina de baja presión de un turbofan convencional con

relación de derivación 5 a 1. A la derecha la turbina de baja presión de un

turbofan engranado con índice de Bypass de 12 a 1. ........................................ 81

Figura 6.6: Peso de los distintos elementos respecto al total del peso del motor.

Turbofan convencional en la parte superior y turbofan engranado en la parte

inferior. ............................................................................................................... 83

Figura 6.7: Cabeza de álabe de una turbina que gira a altas velocidades. .................... 86

Figura 6.8: Perfil de los álabes de un turbofan convencional y uno engranado. ........... 86

Figura 7.1: Diagramas h-s y p-v para una compresión isoterma. ................................... 88

Figura 7.2: Diagrama h-s que muestra el ciclo compuesto con compresión escalonada.

............................................................................................................................ 88

Figura 7.3: Rendimiento térmico en función de la relación de compresión. A la

izquierda para una temperatura de entrada a turbina de 1100K y a la derecha

para una entrada de 1300K. ............................................................................... 90

Figura 7.4: Trabajo específico en función de la relación de compresión. A la izquierda

para una temperatura de entrada a turbina de 1100K y a la derecha para una

entrada de 1300K................................................................................................ 90

Figura 7.5: Esquema del montaje del motor con refrigeración intermedia ................... 91

Figura 7.6: Esquema de la configuración de la refrigeración. ........................................ 93

Figura 7.7: Esquema del módulo del intercambiador en forma de V. ........................... 94

Figura 7.8: Montaje del intercambiador de refrigeración. ............................................. 94

Figura 7.9: Beneficios de introducir refrigeración ideal para una relación de compresión

de 50. .................................................................................................................. 95

Figura 7.10: Variacón de la relación de compresión al introducir refrigeración para una

relación de compresión de 50. ........................................................................... 96

xii

Figura 7.11: Temperatura de salida del compresor de alta presión para una relación de

compresión de 80. .............................................................................................. 97

Figura 7.12: Diagramas h-s que representan el efecto del aumento del caudal de

refrigeración sobre el flujo primario y sobre el flujo secundario. ...................... 98

Figura 7.13: Mejora tras la instroducción de una tobera de geometría variable que

varía la cantidad de aire de refrigeración. .......................................................... 99

Figura 7.14: Aumento del consumo específico de combustible en función de la pérdida

de carga sufrida en el flujo de refrigeración y en el flujo primario. ................. 100

Figura 8.1: Diagrama h-s que ilustra el ciclo termodinámico del flujo primario y del flujo

secundario para un motor con refrigeración intermedia y recuperación de calor.

.......................................................................................................................... 104

Figura 8.2: Esquema de la sección tranversal del motor con refrigeración y

recuperación de calor desarrollado por NEWAC. ............................................. 106

Figura 8.3: Diagrama h-s del flujo secundario a su paso por el Fan y por el

intercambiador. ................................................................................................ 107

Figura 8.4: Esquema de la instalación del intercambiador de refrigeración. .............. 108

Figura 8.5: Diagrama T-Longitud del intercambiador que se encarga de la recuperación

de calor. ............................................................................................................ 109

Figura 8.6: Temperaturas de entrada a turbina, entrada al recuperador y salida de éste

para las distintas condiciones de vuelo. ........................................................... 110

Figura 8.7: Área de entrada a la turbina según las condiciones de vuelo referidas al

punto operativo de máximo ascenso. .............................................................. 110

Figura 8.8: Esquema del recuperador de calor desarrollado por MTU para el programa

SP2. ................................................................................................................... 111

Figura 8.9: Representación de un módulo del recuperador. ....................................... 112

Figura 8.10: Esquema de la distribución y de la geometría tubular del intercambiador

de recuperación ................................................................................................ 112

Figura 8.11: Diagrama h-s que muestra como la temperatura tras las coronas

refrigeradas varía según la temperatura del fluido de refrigeración. .............. 115

xiii

Índice de tablas

Tabla 4.1: Porcentaje de contaminantes en las emisiones durante el

despegue/aterrizaje y durante crucero .............................................................. 39

Tabla 5.1: Previsiones de la NASA sobre la tecnología Open Rotor para los próximos

años. .................................................................................................................... 67

Tabla 5.2: Comparativa numérica entre un Turbofan convencional y la tecnología Open

Rótor en sus dos variantes. ................................................................................. 71

Tabla 6.1: Comparativa entre el turbofan engranado desarrollado por Pratt&Whitney y

el turbofan avanzado estudiado por CFM. ......................................................... 80

Tabla 7.1: Comparativa entre motor convencional y motor con refrigeración basados

en la tecnología esperada para el año 2020. ...................................................... 92

Tabla 8.1: Comparativa de un motor convencional en el año 2000 frente a un motor

con refrigeración y recuperación de calor previsto para el 2020. ................... 113

xiv

Notación

𝐴𝑖 Sección de entrada al motor

𝐴𝑠 Sección de salida de la tobera

𝐶𝑝 Calor específico

𝐶𝑥 Velocidad axial del flujo

𝐸𝑒 Empuje específico

𝐺𝑒 Consumo específico de combustible

𝐻𝑝 Poder calorífico inferior del combustible

𝑅𝐶𝐹 Relación de compresión del fan

𝑊𝑐 Trabajo específico del compresor

𝑊𝑓 Trabajo específico del fan

𝑐𝑎 Velocidad de gases a la salida de la tobera

𝑚𝑎 Gasto de aire a través del motor

𝑚𝑓 Gasto de combustible

𝑝𝐻 Presión atmosférica

𝑝𝑆 Presión de gases a la salida de la tobera

𝜂𝐹 Rendimiento del fan

𝜂𝐸 Rendimiento de la expansión total

𝜂𝑐 Rendimiento de la compresión total

𝜂𝑚 Rendimiento motor

xv

𝜂𝑚𝑝 Rendimiento motopropulsivo

𝜂𝑝 Rendimiento propulsivo

𝜂𝑡 Rendimiento térmico

𝜌𝑐 Relación de compresión

∆𝑕 Salto entálpico

ACARE Advisory Council of Aeronautic Research in Europe

𝐴 Área

𝐶 Velocidad absoluta del flujo

𝐶𝐴𝐸𝑃 Comité para la protección del medio ambiente en aviación

𝐶𝑂 Monóxido de Carbono

𝐷 Arrastre

𝐸 Fuerza de empuje

𝐹 Dosado

𝐹𝑂𝐷 Daño por objeto ajeno

𝐹𝑃𝑅 Relación de compresión del Fan

𝐺𝐸 General Electric

𝐻𝐶 Hidrocarburos

𝐼𝐶𝐴𝑂 Organización Internacional de Aviación Civil

𝑁𝐸𝑊𝐴𝐶 New Aero Engine Core Concepts

𝑁𝑂𝑥 Óxidos de nitrógeno

𝑃&W Pratt and Whitney

𝑅 Radio medio de la corona

𝑅𝐶 Relación de compresión global

xvi

𝜌𝐶 Relación de compresión global adimensionalizada

𝑅𝑄𝐿 Rich Quench Lean

𝑆𝑃 Subprograma de NEWAC

𝑇 Temperatura

𝑊 Trabajo específico

𝑢 Velocidad de vuelo

𝑤 Velocidad relativa del flujo

𝛹 Coeficiente de Carga

𝛽 Índice de bypass

𝛾 Constante de dilatación adiabática

𝛿 Relacion de compresión adimensionalizada

𝜃 Temperatura adimensionalizada de entrada a turbina

𝜆 Índice de Bypass

𝜌 Densidad

𝜔 Velocidad angular de la corona

Subíndices

0 Parámetro de remanso

3 Entrada a la turbina

4 Salida de la turbina

𝐼 Relativo al flujo primario

𝐼𝐼 Relativo al flujo secundario

Historia

Nuevas Tecnologías para la Propulsión Página | 1

1 Historia

Desde la primera idea de avión propulsado por un motor, que remota al

aeroplano de los Hermanos Wright, propulsado con un motor de combustión interna

alternativo, los distintos motores que han propulsado los aeroplanos han sufrido

grandes cambios y han ido mejorando de una manera exponencial a lo largo de las

últimas décadas, llegando hasta los actuales Turbofanes (Turborreactores de doble

flujo) de alta relación de derivación.

Gracias al ciclo Otto se inventó el motor de combustión interna, que sería

aplicado a la incipiente aeronáutica de finales del siglo XIX. Estos motores, enfriados

por agua, generaban empuje por medio de una hélice. La hélice, debido a sus palas

alabeadas, propulsaba la masa de aire circundante, arrastrando al aeroplano hacia

adelante, produciendo el vuelo. En 1903, los hermanos Wright lograron realizar el

sueño casi imposible de hacer volar un artefacto más denso que el aire.

En la época de la Primera Guerra Mundial, los aviones fueron una pieza clave y

avanzaron a marchas forzadas. Las avionetas, en su mayoría provistas por una sola

hélice en su parte frontal, pasaron a tener capacidad para dos personas y los motores

aumentaron su potencia, doblando la velocidad punta.

Fue en el periodo de entreguerras, entre 1918 y 1939, cuando tuvo lugar la

época de oro de la aviación y surgieron las primeras compañías aéreas. El primer vuelo

comercial tuvo lugar en 1914, operó la ruta San Petersburgo – Tampa (Florida).

Empezaron a fundarse aerolíneas por Europa y Estados Unidos y el material que

predominaba, la madera, fue sustituido por el metal.

Durante la Segunda Guerra Mundial los motores alternativos de pistón de los

cazas más avanzados rozaban sus límites: las palas de las hélices giraban a velocidades

cercanas a la velocidad del sonido. Si era alcanzada dicha velocidad de rotación, las

palas sufrían una deceleración, con lo que era imposible llegas a velocidades mayores

de las que se alcanzaban por entonces: cerca de los 900 kilómetros por hora en picado.

Pero a punto de estallar esta guerra Frank Whittle y Hans von Ohain, paralelamente

Historia


desde Inglaterra y Alemania respectivamente, desarrollan la idea de un avión

propulsado por un motor a reacción. Inmediatamente se intentó hacer uso de este

tipo de motor pero los primeros llegaron cerca del fin de la guerra.

En cuanto al primer avión comercial que utilizó motores a reacción fue el

Comet de Havilland, en 1952. Los motores a reacción comenzaron a sustituir a los

motores de pistón, ya que éstos generan mucha menos potencia que los de reacción.

Es a partir de este momento cuando comienza lo que conocemos hoy en día como

aviación civil, concretamente cuando la estadounidense Boeing creó el 707

convirtiéndose en el primer reactor cien por cien fiable y exitoso. Boeing siguió

creando modelos derivados del 707 y se convirtió en la productora más importante.

Aunque ya asomaba Airbus, que estaba predestinada a ser su homóloga europea.

Fundamentos de la Propulsión


2 Fundamentos de la Propulsión

La propulsión requiere de un empuje que haga que la aeronave acelere o

mantenga la velocidad de vuelo, oponiéndose a la resistencia aerodinámica (Arrastre)

y creando una sustentación que se oponga a las fuerzas gravitatorias.

2.1 Empuje

El empuje es la fuerza motora que mueve la aeronave y se obtiene como

reacción al aumento de la cantidad de movimiento que experimenta el aire a través

del aerorreactor.

Si el motor se desplaza con una velocidad u respecto del medio, podemos

suponer, a efectos de la determinación del empuje, que el motor está en reposo y es el

aire el que se mueve con velocidad u respecto del motor. Supondremos que el flujo

externo al motor es reversible (Fuerza aerodinámica de arrastre nula).

Se tomará un volumen de control que encierra el motor, tal como se representa

en la figura 2.1, y se aplicará el teorema de la cantidad de movimiento para flujo que

atraviesa el volumen de control.



Figura 2.1: Esquema del volumen de control que encierra al motor con la indicación sobre él de las

distintas variables.

u: velocidad de vuelo

E: Fuerza de empuje que actúa sobre VC

A: Sección transversal que limita el VC

As: sección de salida de la tobera

Ai: sección de entrada al motor

ca: velocidad de gases a la salida de la tobera

pH: presión atmosférica.

pS: presión de gases a la salida de la tobera

ma: gasto de aire a través del motor

mf: gasto de combustible



Aplicando el teorema de la cantidad de movimiento

𝐹𝑥 =𝑑

𝑑𝑡 𝜌 ∙ 𝑐𝑥 ∙ 𝑑𝑉

𝑉𝐶

+ 𝑐𝑥 ∙ 𝑑𝑚 𝑆𝐶

Al ser régimen estacionario 𝑑

𝑑𝑡 𝜌𝑐𝑥 ∙ 𝑑𝑉

𝑉𝐶= 0

𝐹𝑥 = 𝑐𝑥 ∙ 𝑑𝑚 𝑆𝐶

Vemos que las distintas fuerzas según la superficie:

𝑆𝑢𝑝𝑒𝑟𝑓𝑖𝑐𝑖𝑒 1 ∶ 𝑝𝐻 ∙ 𝐴

𝑆𝑢𝑝𝑒𝑟𝑓𝑖𝑐𝑖𝑒 2 ∶ −𝑝𝐻 ∙ (𝐴−𝐴𝑆)

𝑆𝑢𝑝𝑒𝑟𝑓𝑖𝑐𝑖𝑒 3 ∶ −𝑝𝑠 ∙ 𝐴𝑠

𝑆𝑢𝑝𝑒𝑟𝑓𝑖𝑐𝑖𝑒 4 ∶ 𝐸

Por lo que nos queda:

𝐹𝑥 = 𝐸 + 𝑝𝐻 ∙ 𝐴 – 𝑝 𝐻 ∙ 𝐴−𝐴𝑆 − 𝑝𝑠 ∙ 𝐴𝑠

Vemos que la cantidad de movimiento según las superficies queda:

𝑆𝑢𝑝𝑒𝑟𝑓𝑖𝑐𝑖𝑒 1 ∶ 𝑚 𝑎 ∙ 𝑢 + 𝑚 1 ∙ 𝑢 donde 𝑚 1es la masa del fluido (aire) por unidad de

tiempo que atraviesa la superficie 𝐴−𝐴𝑖 .

𝑆𝑢𝑝𝑒𝑟𝑓𝑖𝑐𝑖𝑒 2 ∶ 𝑚 2 ∙ 𝑢 donde 𝑚 2 es la masa del fluido (aire) por unidad de tiempo

que atraviesa la superficie 𝐴−𝐴𝑠

𝑆𝑢𝑝𝑒𝑟𝑓𝑖𝑐𝑖𝑒 3 ∶ (𝑚 𝑎 + 𝑚 𝑓) ∙ 𝑐𝑎

𝑆𝑢𝑝𝑒𝑟𝑓𝑖𝑐𝑖𝑒 4 ∶ 𝑚 𝑓 ∙ 𝑢𝑓 donde 𝑢𝑓 es la velocidad de entrada del combustible que

entra en el motor. Este término se considera despreciable respecto de los demás.



Por lo que nos queda:

𝑐𝑥 ∙ 𝑑𝑚 𝑆𝐶

= (𝑚 𝑎 + 𝑚 𝑓) ∙ 𝑐𝑎 + 𝑚 2 ∙ 𝑢 − 𝑚 𝑎 ∙ 𝑢 + 𝑚 1 ∙ 𝑢

Por la ecuación de la continuidad, 𝑚 2 = 𝑚 1, ya que lo que entra es igual a lo

que sale en el núcleo. Quedando:

𝑐𝑥 ∙ 𝑑𝑚 𝑆𝐶

= (𝑚 𝑎 + 𝑚 𝑓) ∙ 𝑐𝑎 − 𝑚 𝑎 ∙ 𝑢

Por lo que igualando los dos términos nos queda

𝐸 + 𝑝𝐻 ∙ 𝐴 – 𝑝 𝐻 ∙ 𝐴−𝐴𝑆 − 𝑝𝑠 ∙ 𝐴𝑠 = (𝑚 𝑎 + 𝑚 𝑓) ∙ 𝑐𝑎 − 𝑚 𝑎 ∙ 𝑢

Resultando el Empuje

𝑬 = (𝒎 𝒂 + 𝒎 𝒇) ∙ 𝒄𝒂 − 𝒎 𝒂 ∙ 𝒖 + 𝑨𝒔 ∙ ( 𝒑𝑯 − 𝒑𝒔)

2.2 Ecuaciones de la Energía. Rendimientos

A través del planteamiento de las ecuaciones energéticas y con la definición de

cada uno de sus términos, obtenemos varios de los conceptos más importantes en

motores de propulsión: Rendimiento Térmico, Rendimiento Motor y Rendimiento

Propulsivo.

La ecuación de la energía referida a un observador unido al motor respecto del

que el aire se mueve con velocidad u vale:

𝑚 𝑓 ∙ 𝐻𝑝 + 𝑚 𝑎 ∙𝑢2

2 = 𝑚 𝑎 + 𝑚 𝑓 ∙

𝑐𝑎2

2 + (𝑚 𝑎 + 𝑚 𝑓) ∙ ∆𝑕

𝑚 𝑓 ∙ 𝐻𝑝 : Energía térmica por unidad de tiempo aportada por el

combustible.

𝑚 𝑎 ∙𝑢2

2 ∶ Energía cinética por unidad de tiempo del aire que entra en el

motor.



𝑚 𝑎 + 𝑚 𝑓 ∙𝑐𝑎

2

2 ∶ Energía cinética de los gases de combustión a la salida de

la tobera propulsiva.

𝑚 𝑎 + 𝑚 𝑓 ∙ ∆𝑕 ∶ Energía térmica con la que quedan los gases de escape y

que representa una pérdida

Definimos por lo tanto el Rendimiento Térmico como la relación entre energía

mecánica dada al fluido y la energía total aportada.

𝜂𝑡 = 𝑚 𝑎 + 𝑚 𝑓 ∙

𝑐𝑎2

2 − 𝑚 𝑎 ∙𝑢2

2𝑚 𝑓 ∙ 𝐻𝑝

= 1 + 𝐹 ∙ 𝑐𝑎

2 − 𝑢2

2 ∙ 𝐹 ∙ 𝐻𝑝

La ecuación de la energía para un observador respecto del cual se mueve el

motor con velocidad u:

𝑚 𝑓 ∙ 𝐻𝑝 + 𝑚 𝑓 ∙𝑢2

2 = 𝐸 ∙ 𝑢 + 𝑚 𝑎 + 𝑚 𝑓 ∙

𝑐𝑎 − 𝑢 2

2 + (𝑚 𝑎 + 𝑚 𝑓) ∙ ∆𝑕

𝑚 𝑓 ∙ 𝐻𝑝 : Energía térmica por unidad de tiempo aportada por el

combustible.

𝑚 𝑓 ∙𝑢2

2 : Energía cinética por unidad de tiempo del combustible que

atraviesa el motor.

𝐸 ∙ 𝑢 : Potencia propulsiva.

𝑚 𝑎 + 𝑚 𝑓 ∙ 𝑐𝑎−𝑢 2

2: Energía cinética por unidad de tiempo con la que quedan los

gases en la atmósfera. Realmente es una pérdida.

𝑚 𝑎 + 𝑚 𝑓 ∙ ∆𝑕 ∶ Energía térmica con la que quedan los gases de escape y que

representa una pérdida.



Definimos el concepto de Rendimiento Motor como la relación entre la energía

total aportada o disponible y la energía cinética o mecánica que finalmente obtiene el

flujo.

𝜂𝑚 =𝐸 ∙ 𝑢 + 𝑚 𝑎 + 𝑚 𝑓 ∙

𝑐𝑎 − 𝑢 2

2

𝑚 𝑓 ∙ 𝐻𝑝 + 𝑚 𝑓 ∙𝑢2

2

Pero bajo las hipótesis siguientes, podemos simplificar la expresión y llegar a la

siguiente conclusión:

Se desprecia el gasto de combustible frente al aire, ya que el dosado es muy

pequeño

Se puede despreciar el término 𝑚 𝑓 ∙𝑢2

2, ya que en los aerorreactores las

velocidades de vuelo son pequeñas comparativamente.

Se supone la tobera en condiciones de diseño.

Por lo que el rendimiento quedaría de la siguiente forma:

𝜂𝑚 = 𝑚 𝑎 𝑐𝑎 − 𝑢 𝑢 + 𝑚 𝑎

𝑐𝑎2

2 − 𝑚 𝑎𝑐𝑎𝑢 + 𝑚 𝑎𝑢2

2

𝑚 𝑓𝐻𝑝 + 𝑚 𝑓𝑢2

2 =

𝑐𝑎2 − 𝑢2

2𝐹𝐻𝑝= 𝜂𝑡

El rendimiento motor resulta igual al rendimiento térmico y, en la realidad, por

las consideraciones hechas anteriormente, esta conclusión se cumple

aproximadamente.

Definimos también el Rendimiento Propulsivo como la relación entre la

potencia útil y la potencia mecánica total obtenida. Éste indica el comportamiento del

aerorreactor como propulsor:

𝜂𝑝 =𝐸𝑢

𝐸𝑢 + 𝑚 𝑎 + 𝑚 𝑓 ∙ 𝑐𝑎 − 𝑢 2

2



Como combinación del rendimiento motor y el rendimiento propulsivo,

definimos el Rendimiento Motopropulsivo:

𝜂𝑚𝑃 =𝑃𝑜𝑡𝑒𝑛𝑐𝑖𝑎 𝑝𝑟𝑜𝑝𝑢𝑙𝑠𝑖𝑣𝑎

𝑃𝑜𝑡𝑒𝑛𝑐𝑖𝑎 𝑑𝑖𝑠𝑝𝑜𝑛𝑖𝑏𝑙𝑒=

𝐸𝑢

𝑚 𝑓 ∙ 𝐻𝑝 + 𝑚 𝑓 ∙𝑢2

2

Por lo tanto tenemos tres conceptos con los que cuantificar el comportamiento

del aerorreactor:

Rendimiento motor y Rendimiento térmico, que con las hipótesis realizadas

hemos visto que resultan similares.

Rendimiento propulsivo.

Rendimiento motopropulsivo.

2.3 Consumo Específico y Empuje Específico

En la práctica los parámetros más utilizados para valorar el comportamiento del

motor son:

En primer lugar el Consumo Específico, definido como la relación entre la

cantidad de combustible aportado y el empuje que desarrolla. Una reducción del

consumo específico indicaría que ha disminuido la aportación de combustible o que el

empuje se ha incrementado, ambos cambios beneficiosos.

𝐺𝑒𝑠𝑝 =𝑚 𝑓

𝐸 (

𝑘𝑔/𝑕

𝑁)

Éste también se puede ver como la inversa del rendimiento motopropulsivo, ya

que un aumento del rendimiento incurre en una reducción del comsumo y viceversa.

𝐺𝑒𝑠𝑝 ≈1

𝜂𝑚𝑝=

1

𝜂𝑝 ∙ 𝜂𝑡



En segundo lugar el Empuje Específico, definido como la relación entre el

empuje y el gasto de aire que pasa por el aerorreactor. Un aumento de éste sería

beneficioso ya que para desarrollar el mismo empuje total se necesitaría menos gasto

de aire y por consiguiente menor tamaño.

𝐸𝑒𝑠𝑝 =𝐸

𝑚 𝑎= 1 + 𝐹 𝑐𝑎 − 𝑢 (

𝑁

𝑘𝑔/𝑕)

2.4 Ciclo teórico

En primer lugar definimos el ciclo teórico en el turborreactor, relacionando

cada parte de éste con el elemento mecánico que lo realiza.

Figura 2.2: Esquema Turborreactor



h

s

Figura 2.3: Ciclo teórico por el turborreactor

H-1: El aire proviene de aguas arriba, donde las líneas de corriente no están

perturbadas, entra en el motor a velocidad u y experimenta un proceso

de difusión en la toma dinámica hasta la entrada del compresor.

1-2: El fluido evoluciona por el compresor aumentando su presión y

temperatura.

2-3: El fluido evoluciona a través de la cámara de combustión

experimentando un aumento de temperatura y una ligera caída de

presión.

3-4: Los gases de combustión evolucionan por la turbina produciendo

trabajo para accionar el compresor.

4-5: Los gases de combustión se expanden en la tobera propulsiva

aumentando su velocidad hasta valores superiores a la velocidad

de vuelo. De este modo aumenta la cantidad de movimiento del

flujo de gas que atraviesa el motor.

Como hemos comentado anteriormente, para evaluar las características del

aerorreactor se utilizan el empuje específico y el consumo específico. Sin embargo, en

el caso de estudiar el ciclo teórico de manera aislada se ha escogido el empuje

específico y el rendimiento térmico, para así centrar el desarrollo en lo que puramente

corresponde al ciclo termodinámico.

H 1

2

3

4

5

h

s

H

1

2

3

4

5



En primer lugar realizamos las siguiente hipótesis.

Por el motor sólo circula aire, el cual se supone gas perfecto.

Los gastos másicos en compresor y turbina coinciden.

Las pérdidas de carga en el interior del motor son nulas.

La compresión y expansión no son isentrópicas, aunque sus

rendimientos coinciden con los de las máquinas reales.

El empuje específico depende del salto entálpico disponible tras la turbina. Por

ello, cuando se maximiza el salto entálpico tras la turbina se maximiza el empuje

específico. Con las hipótesis realizadas, el salto entálpico resulta:

∆𝑕 =𝐶𝑃𝑇01 𝛿 − 1

𝜂𝐶 𝜃

𝛿𝜂𝐸𝜂𝐶 − 1

Siendo: 𝜃 =𝑇03

𝑇01 temperatura adimensional de entrada a la turbina

𝛿 = 𝜌𝐶

𝛾−1

𝛾 relación de compresión global adimensional

Como el empuje específico varía de la misma manera que el salto entálpico, a

continuación se muestra la variación del empuje específico respecto a la compresión

global para una temperatura dada.

Figura 2.4: salto entálpico en función de la relación de compresión

Se otiene un máximo del Empuje específico para la relación de compresión de

𝛿 = 𝜃𝜂𝑇𝜂𝐶 .

𝐸𝑒𝑠𝑝

𝛿 1 𝛿 = 𝜃𝜂𝐸𝜂𝐶 𝛿 = 𝜃𝜂𝐸𝜂𝐶

𝛿 𝑚á𝑥 𝐸𝑒𝑠𝑝



Para el rendimiento térmico, la expresión resulta:

𝜂𝑇 =

𝜃𝛿

𝜂𝐶𝜂𝐸 − 1

𝜃 − 1𝛿 − 1

𝜂𝐶 − 1

De igual manera, para una temperatura dada, vemos como varía el rendimiento

respecto de la relación de compresión.

Figura 2.5: Rendimiento térmico en función de la relación de compresión

Nos encontramos con que hay una relación de compresión que maximiza el

rendimiento térmico, que resulta ser mayor a la que maximiza el empuje específico.

𝛿𝜂𝑇 ,𝑚𝑎𝑥> 𝛿𝐸𝑒𝑠𝑝 ,𝑚𝑎𝑥 = 𝜃𝜂𝑇𝜂𝐶

La elección de la relación de compresión, más cercana a la de máximo

rendimiento o a la de máximo empuje específico irá ligado a la finalidad del motor ya

que no siempre lo más beneficioso es un motor con máximo rendimiento.

Vista la variación de ambos parámetros con la relación de compresión, pasamos

a ver tal variación con la temperatura de entrada a la turbina.

𝜂𝑡

𝛿 𝛿𝜂𝑡 ,𝑚𝑎𝑥

𝛿 = 𝜃𝜂𝐸𝜂𝐶 1

𝛿 = 𝜃𝜂𝐸𝜂𝐶



Figura 2.6: Efecto de la variación de la temperatura y la relación de compresión en el Empuje específico y

en el Rendimiento térmico.

Vemos que conforme aumenta la temperatura de entrada a la turbina, tanto el

Empuje específico máximo como el rendimiento máximo aumentan. También

observamos que las relaciones de compresión que maximizan ambos van aumentando

conforme aumenta la temperatura de entrada a la turbina.

Por este motivo, siempre se busca la temperatura más alta posible a la entrada

de la turbina y con ello una mayor relación de compresión, buscando los máximos. Sin

embargo, la temperatura está limitada por los materiales con los que los álabes de la

turbina están fabricados. Como vemos en la figura 2.6a, gracias a diversas tecnologías

de refrigeración se ha podido ir aumentando en gran medida la temperatura de

entrada a la turbina. De igual manera, como se aprecia en la figura 2.6b las relaciones

de compresión se han ido aumentando para seguir buscando ese rango en el que el

trabajo específico y el rendimiento se hacen máximos.

𝜂𝑡

𝜂𝑡 W

↑ 𝜃

𝛿

↑ 𝜃

𝛿 ↑ 𝛿𝜂𝑇 ,𝑚𝑎𝑥 ↑ 𝛿𝐸,𝑚𝑎𝑥

(a) El efecto sobre el Empuje específico (b) El efecto sobre el Rendimiento térmico



Figura 2.7: Evolución temporal de la Temperatura de entrada en Turbina y de la Relación de Compresión.

(b) Evolución de la Relación de Compresión

(a) Evolución de la temperatura



2.5 Mejora del Rendimiento Propulsivo y del Empuje.

Una vez estudiado el ciclo y optimizado el ciclo teórico del turborreactor nos

preguntamos si existiría alguna manera de aumentar y mejorar el rendimiento

propulsivo. Esta idea surge de observar (figura 2.8) que a velocidades de vuelo bajas,

este rendimiento es bastante bajo en los turborreactores, castigando a su vez al

rendimiento motopropulsivo.

Para intentar mejorar el rendimiento propulsivo, acudimos a la definición

antes desarrollada:

𝜂𝑝 =𝐸𝑢

𝐸𝑢 + 𝑚 𝑎 + 𝑚 𝑓 ∙ 𝑐𝑎 − 𝑢 2

2

=𝑚 𝑎 ∙ 1 + 𝐹 ∙ 𝑐𝑎 − 𝑢 + 𝐴𝑠 ∙ (𝑃𝑆 − 𝑃𝐻)

𝑚 𝑎 ∙ 1 + 𝐹 ∙ 𝑐𝑎 − 𝑢 + 𝐴𝑠 ∙ (𝑃𝑆 − 𝑃𝐻) + 𝑚 𝑎 + 𝑚 𝑓 ∙ 𝑐𝑎 − 𝑢 2

2

Si realizamos las hipótesis siguientes:

El gasto de combustible es despreciable frente al gasto másico del aire

La tobera trabaja en condiciones de diseño, por lo que la presión de salida de la

tobera y la ambiental serán las mismas.

La expresión del rendimiento propulsivo queda de la forma:

𝜂𝑝 =2

1 +𝑐𝑎

𝑢

Por lo tanto, para una velocidad de vuelo dada, el aumento del rendimiento

propulsivo pasa por la disminución de la energía cinética arrojada a la atmósfera por el

gas que es expulsado en la tobera.

Sin embargo, no se nos puede olvidar el empuje específico. Tenemos que tener

en cuenta que las medidas que tomamos para aumentar el rendimiento propulsivo no

incurran en una penalización grave de éste. Por ello, vemos como se podría mejorar el

empuje. Para ello nos apoyamos en la definición desarrollada con anterioridad:



𝐸 = 𝑚 𝑎 ∙ 1 + 𝐹 ∙ 𝑐𝑎 − 𝑢 + 𝐴𝑠 ∙ (𝑃𝑆 − 𝑃𝐻)

En el caso de que la tobera trabaje en condiciones de diseño, sin estar

bloqueada, la expresión quedaría:

𝐸 = 𝑚 𝑎 ∙ 1 + 𝐹 ∙ 𝑐𝑎 − 𝑢

Con una velocidad de vuelo determinada, tendríamos tres maneras de

aumentar el empuje, cada una asociada a una de las variables. La primera podría ser

aumentando el consumo de combustible, pero dado que la mayoría de las veces el

gasto de combustible se desprecia frente al gasto de aire, no tenemos en cuenta este

método como relevante. La segunda opción sería aumentar la velocidad de salida de

los gases por la tobera y una tercera, aumentar el gasto másico de aire a través del

motor.

Vemos que tanto el empuje como el rendimiento se ven influenciados por la

velocidad de salida de los gases. Si consideramos ambas ecuaciones, la que nos ha

quedado del empuje y del rendimiento propulsivo, vemos que:

Si la velocidad de salida de los gases es mucho mayor que la velocidad de vuelo,

𝑐𝑎 ≫ 𝑢 , entonces el empuje tiende a ser máximo, pero el rendimiento

propulsivo cae. 𝐸 → 𝑚á𝑥𝑖𝑚𝑜 ; 𝜂𝑝 → 0

En caso contrario, si la velocidad de salida de los gases se acerca al valor de la

velocidad de vuelo, 𝑐𝑎

𝑢≈ 1 , entonces el empuje cae y el rendimiento propulsivo

tiende a su valor máximo. 𝐸 → 0 ; 𝜂𝑝 → 𝑚á𝑥𝑖𝑚𝑜

Por otro lado, una de las variables que con su aumento produce un incremento

en el empuje es el gasto másico de aire. Éste también tiene efecto en la cantidad de

energía cinética a la salida de la tobera.

Disminuyendo el gasto másico del flujo de gases que pasa por el núcleo del

motor, disminuimos las pérdidas de energía cinética en el escape, lo que aumenta el

rendimiento propulsivo. Añadiendo otro flujo secundario que tenga una velocidad

menor que el flujo principal, pero mayor que la velocidad de vuelo, conseguimos

aumentar el empuje sin penalizar en exceso el rendimiento propulsivo debido a la

energía cinética perdida en este flujo.

Nos encontramos entonces con el concepto de derivación, usado en los

aerorreactores tipo Turbofán o Turbohélice, método por el cual podemos aumentar el

empuje y, simultáneamente, mejorar el rendimiento propulsivo. La relación de



derivación o índice de Bypass relaciona el caudal másico que pasa por el núcleo del

motor produciendo energía mecánica y aquel que solamente es accionado por el Fan.

𝜆 =𝑚 𝑎𝐼𝐼

𝑚 𝑎𝐼

Como vemos en la figura 2.8, el rendimiento propulsivo aumenta conforme

aumenta la relación de derivacion para velocidades de vuelo bajas.

Figura 2.8: Rendimiento propulsivo en función de la velocidad de vuelo para aerorreactores con distintas

relaciones de derivación.

Alto índice de Bypass Bajo índice de Bypass

Velocidad de vuelo (KM/H)

Ren

dim

ien

to p

rop

uls

ivo

%

Turbofan


3 Turbofan

3.1 Descripción y Ciclo teórico.

El turbofan aparece por la necesidad de diseñar un motor que tenga mejores

rendimientos propulsivos a bajas velocidades de vuelo que el turborreactor. Como

hemos visto éste se puede mejorar añadiendo un flujo secundario con velocidades de

escape menores y es así como topamos entonces con el aerorreactor de doble flujo o

Turbofan.

Para llegar a ello, en el proceso de expansión de la turbina incrementamos el

salto que se produce en ésta, reduciendo el salto de la tobera, y con la potencia

disponible en el eje de la turbina de gas accionamos una masa de aire secundario,

distinta de la que circula por el motor. El elemento que mueve esta masa de aire

secundario, ya se trate de hélice o fan, se caracteriza, en líneas generales, por dar

origen a un empuje determinado con buen rendimiento propulsivo a bajas velocidades

de vuelo.

El fan mueve grandes masas de aire con valores de (𝑐𝑎 − 𝑢) reducidos o

medios y por tanto con altos rendimientos propulsivos a bajas velocidades.

Turbofan


Figura 3.1: Esquema de la configuración de un aerorreactor de doble flujo.

.

𝒎 𝒂𝑰

𝒎 𝒂𝑰𝑰 𝒄𝒂𝑰𝑰

𝒄𝒂𝑰

3

4

5

6

s

H

1

2

h

S

Figura 3.2: Diagrama h-s del Ciclo teórico del flujo primario por el aerorreactor de doble flujo a través del núcleo.

Turbofan


H-1: El aire proviene de aguas arriba, donde las líneas de corriente no están

perturbadas, entra en el motor a velocidad u y experimenta un proceso

de difusión en la toma dinámica hasta la entrada del compresor.

1-2: el fluido evoluciona por el compresor aumentando su presión y

temperatura.



presión.

3-4: Los gases de combustión evolucionan por la turbina de alta presión,

produciendo trabajo para accionar el compresor.

4-5: Los gases de combustión evolucionan por la turbina de baja presión,

accionando el Fan.


aumentando su velocidad hasta valores superiores a la velocidad de

vuelo. De este modo aumenta la cantidad de movimiento del flujo de

gas que atraviesa el motor.

Figura 3.3: Ciclo teórico del flujo secundario por el aerorreactor de doble flujo a través de Fan.

h

h

s 3

’

S

H

2’

1’

Turbofan


H-1’: el aire entra en el motor a velocidad u y experimenta un proceso de

difusión en la toma dinámica hasta la entrada del Fan.

1’-2’: el fluido evoluciona por el Fan aumentando su presión y temperatura.

2’-3’: El flujo de aire secundario se expande en la tobera fría produciéndose

una aceleración de los mismos y por consiguiente un empuje.

3.2 Fundamentos del turbofan

3.2.1 Empuje

Para el turbofán, al igual que para el turborreactor, el empuje será la

consecuencia de la variación de la cantidad de movimiento del flujo de gases. En este

caso, tendremos dos empujes distintos, cuya suma dará el empuje total que tiene el

turbofán.

El empuje del flujo primario:

𝐸𝐼 = 𝑚 𝑎𝐼 ∙ 1 + 𝑓 ∙ 𝑐𝑎𝐼 − 𝑢 + 𝐴𝑠𝐼 ∙ (𝑃𝑠𝐼 − 𝑃𝐻)

El empuje del flujo secundario:

𝐸𝐼𝐼 = 𝑚 𝑎𝐼𝐼 ∙ 𝑐𝑎𝐼 − 𝑢 + 𝐴𝑠𝐼𝐼 ∙ (𝑃𝑠𝐼𝐼 − 𝑃𝐻)

El empuje total del turbofán resultaría:

𝐸𝑇𝑂𝑇𝐴𝐿 = 𝐸𝐼 + 𝐸𝐼𝐼

3.2.2 Rendimiento propulsivo

El rendimiento propulsivo se define de la misma manera que en el

aerorreactor, mediante la relación entre la potencia útil y la potencia mecánica total

obtenida. La potencia útil es similar al empuje obtenido, mientras que la potencia

Turbofan


mecánica total obtenida es equivalente a la suma del empuje y las pérdidas cinéticas a

la salida. Quedando de la manera:

𝜂𝑃 =𝐸𝑇𝑂𝑇𝐴𝐿 ∙ 𝑢

𝐸𝑇𝑂𝑇𝐴𝐿 ∙ 𝑢 + 𝑚 𝑎𝐼 + 𝑚 𝑓 ∙ 𝑐𝑎𝐼 − 𝑢 2

2 + 𝑚 𝑎𝐼𝐼 ∙ 𝑐𝑎𝐼𝐼 − 𝑢 2

2

3.2.3 Rendimiento motor

De igual manera que para el aerorreactor, se define el rendimiento térmico

para el turbofán como la relación entre la energía total aportada o disponible en el

motor y la energía cinética o mecánica que finalmente obtienen el flujo primario y

secundario:

𝜂𝑚 =𝐸𝐼 ∙ 𝑢 + 𝐸𝐼𝐼 ∙ 𝑢 + 𝑚 𝑎𝐼 + 𝑚 𝑓 ∙

𝑐𝑎𝐼 − 𝑢 2

2 + 𝑚 𝑎𝐼𝐼 ∙ 𝑐𝑎𝐼𝐼 − 𝑢 2

2

𝑚 𝑓 ∙ 𝐻𝑝 + 𝑚 𝑓 ∙𝑢2

2

≅ 𝜂𝑡

Este rendimiento se puede considerar similar al del rendimiento térmico debido

a que el término 𝑚 𝑓 ∙𝑢2

2 puede despreciarse debido a las rlativamente bajas

velocidades de vuelo del turbofán.

3.2.4 Relación de derivación

Como ya se ha nombrado con anterioridad, existe un concepto fundamental en

los motores turbofán, y ese es la relación de derivación o índice de Bypass (𝛽).

La relación de derivación es el índice que relaciona el caudal másico que pasa

por el núcleo del motor produciendo energía mecánica y aquel que solamente es

accionado por el Fan.

Turbofan


𝜆 =𝑚 𝑎𝐼𝐼

𝑚 𝑎𝐼

El incremento en empuje al añadir un Fan que acciona un flujo secundario al

turborreactor será de la forma mostrada en la figura 3.4. Con el incremento del índice

de Bypass se produce un aumento del arrastre del motor debido a que se necesita un

tamaño mayor. Para unas condiciones de vuelo deseadasel índice de Bypass óptimo

srá aquel que maximice la diferencia entre el incremento del empuje y el incremento

del arrastre (∆𝐸 − ∆𝐷).

Sin embargo, el empuje durante el despegue es muy importante, haciendo sea

interesante escoger una relación de derivación por encima de este valor, ya que en el

despegue el arrastre será pequeño debido a las bajas velocidades.

Figura 3.4: Arrastre y empuje en función del índice de Bypass. El índice es óptimo cuando se maximiza la

diferencia entre ambos.

Turbofan


3.3 Ventajas.

Las principales ventajas del uso de un turbofán son las siguientes:

El fan tiene un tamaño más reducido que las hélices de un turbohélice, lo que

hace que se puedan conseguir velocidades más altas antes de que ocurran

vibraciones.

El fan está encapsulado en un conducto o carena, lo que hace que la

aerodinámica se controle mucho mejor, aumentando la eficiencia.

El turbofan tiene mayor empuje que el turbohélice debido a las mayores

velocidades de salida.

La principal ventaja del turbofan es que tiene un consumo mucho mas eficiente

que el turborreactor, pudiendo además ir a velocidades bajas con un buen

rendimiento propulsivo.

3.4 Actualidad

En la industria aeronáutica con finalidad civil podemos diferenciar dos

finalidades claras, aviones para vuelos de corto alcance y aviones para vuelos de largo

alcance.

Como se ha desarrollado en apartados anteriores, la relación de compresión a

la hora de diseñar un motor puede ser elegida de tal forma que esté más cerca del

valor que maximiza el trabajo específico, y por lo tanto maximiza el empuje, o puede

ser elegida cercana al valor que maximiza el rendimiento del ciclo. La primera opción

nos daría un motor con menor tamaño y peso mientra que en el otro caso tendríamos

un motor con menos consumo de combustible pero más grande y pesado.

En el caso de vuelos de corto alcance, los motores están diseñados con una

relación de compresión cercana al valor que produce el máximo trabajo específico.

Esto se debe a que en los motores destinados a recorrer trayectos cortos el arrastre

Turbofan


que produce el motor prima sobre el peso adicional de combustible por tener menor

rendimiento. Sin embargo, en el caso de vuelos de largo alcance, los motores están

diseñados con una relación de compresión cercana al valor que maximiza el

rendimiento ya que el peso del combustible en un vuelo transatlántico es mucho más

importante que el aumento del arrastre por ser un motor de mayor tamaño.

A modo de ver cual es el estado actual de los motores de aviación se ha

recopilado la información relativa a los motores usados en los aviones de las dos

compañías más representativas del sector, Airbus y Boeing. Se ha hecho diferencia

entre motores para aviones de corto y largo alcance.

Corto Alcance

A320

CFM56-5B4

- Empuje 120 kN (27,000 lbf)

- Bypass 5.7 : 1

- RC 32.6 : 1

- Peso 2,380 kg

V2500-A1

- Empuje 111 kN (25,000 lbf)

- Bypass 5.4 : 1

- RC 35.8 : 1

- Peso 2,327 kg

- Diametro 1.587 m

Turbofan


B757

RB211-535C

- Empuje 166 kN (37,400 lbf)

- Bypass 4.4 : 1

- Peso 3,309 kg

- Diámetro 1.86 m

B737

CFM56-7B24

- Empuje 108 kN (24,200 lbf)

- Bypass 5.3 : 1

- RC 32.8 : 1

- Peso 2,370 kg

- Diámetro 1.55 m

Como vemos en los distintos motores que equipan los aviones más conocidos

para corto y medio alcance, la relación de compresión se sitúa algo por encima de

30:1, cerca del valor que maximiza el empuje. También vemos que la relación de

Bypass se encuentra entre 4.4 y 5,7, valores bajos que nos permiten reducir el

diámetro del motor para así reducir el arrastre.

Largo alcance

A350

Rolls-Royce Trent XWB

- Empuje 330–430 kN (75,000–97,000 lbf)

- Bypass 9.3 : 1

- RC 52 : 1

- Diámetro 3.0 m

Turbofan


B787 Dreamliner

Rolls-Royce Trent 1000

- Empuje 240–330 kN (53,000–75,000 lbf)

- Bypass 11 : 1

- RC 52:1

- Diametro 2.85 m

- Peso 5,765 kg

BOEING 787 Dreamliner

GEnx-1B64

- Empuje 284 kN (63,800 lbf)

- Bypass 9.6 : 1

- RC 41 : 1

- Diametro 2.82 m

- Peso 5,816 kg

A simple vista vemos que las relaciones de compresión en el caso de largo

alcance rondan los 50:1, lo que les acerca hasta los valores que maximizan el

rendimiento térmico del ciclo, reduciendo así el consumo de combustible. En ellos

vemos que el índice de Bypass es mayor, situándose en valores algo mayores que 9.

Esto hace que el arrastre sea mayor debido al aumento del diámetro del Fan, pero sin

embargo aumenta la eficiencia en la propulsión y con ello el consumo de combustible.

Arquitectura del Turbofan


4 Arquitectura del Turbofan

4.1 Compresor

El compresor es el elemento que proporciona la relación de compresión y el

gasto de aire necesarios. Ello debe llevarse a cabo con la máxima eficiencia posible y

con suficiente margen de estabilidad para evitar problemas de operación. Todo ello

minimizando el peso y el coste de este módulo.

Hay dos tipos esenciales de compresores usados en turbofan: los axiales y los

centrífugos. También existe una variante que es una combinación de los dos tipos

anteriores. El híbrido tiene algunas etapas de compresor axial y una última etapa de

compresión centrífuga.

En aviación civil se utiliza el compresor axial frente al centrífugo debido a que

tiene:

- Una mejor eficiencia consecuencia de su diseño axial.

- Mayores relaciones de presión que se obtienen mediante múltiples etapas de

compresión.

- Una menor área frontal y por consiguiente menor arrastre.

- Menores pérdidas de energía debido a que no existen cambios considerables

en la dirección del flujo de aire.

No obstante, no todo son ventajas ya que el compresor axial tiene:

- Bajo incremento de presión por escalonamiento. Nos da un compresor con

mayor número de escalonamientos que el turbocompresor radial, lo que nos

lleva a un motor más pesado y de mayor tamaño.



- Altos costes y mayor dificultad en producción.

- Peso relativamente mayor al centrífugo por la necesidad de un mayor número

de escalonamientos para la misma relación de presión.

Figura 4.1: Representación de un compresor axial con montaje en eje simple.

4.1.1 Número de ejes

Eje simple

En primer lugar nos encontramos con el montaje en eje único o simple. Esta

configuración se caracteriza por tener acoplado el fan, el compresor y la turbina en el

mismo eje. Este tipo de montaje está asociado normalmente a turbofan con un índice

de derivación bajo, lo que deja de ser interesante para aviones civiles con velocidades

de vuelo no demasiado altas. En la figura 4.1 podemos ver un compresor con montaje

en eje simple.

El Snecma M53 es un turbofan desarrollado por el fabricante Snecma pera ser

incorporado en el caza a reacción Dassault Mirage 2000 presentando una

configuración de un único eje.

Varios ejes

Conforme la relación de derivación aumenta, la velocidad angular a la que gira

el fan se reduce, ya que está limitada por la máxima velocidad admisible

mecánimamente por los álabes. En el caso en el que usemos una configuración de un



único eje ésto hará que tanto el compresor como la turbina giren con una velocidad

baja.

Vemos que en el punto de diseño, al disminuir la velocidad de giro, reducimos

la velocidad periférica 𝑢 del compresor, ya que 𝑢 = 𝜔 ∙ 𝑅. Además reducimos el

trabajo absorbido por el compresor, que disminuye la relación de compresión

alcanzada.

𝑊 = 𝑢 ∙ (𝑐𝑦2 − 𝑐𝑦1)

𝑊 =𝐶𝑝 𝑇01

𝜂𝑐∙ 𝑅𝐶

𝛾−1

𝛾 − 1

Figura 4.2: Triángulo de velocidades a la altura

del radio medio de un turbocompresor axial.

Para intentar mantener el trabajo absorbido, recurriríamos a aumentar el radio

del compresor para aumentar la velocidad periférica, pero esto incurriría en un

incremento de tamaño, aumentando el peso de la turbina y aumentando el arrastre

del motor, ya que la sección transversal se hace mayor.

Como solución final, se opta por desacoplar el fan, y en ocasiones la parte de

baja presión del compresor, del resto del compresor para que puedan girar a la

velocidad óptima sin que dependan uno del otro. Este método da lugar a montajes en

varios ejes.

Este desacoplamiento favorece la disminución de las pérdidas anulares, debidas

a la fricción con el tambor del rótor y con la carcasa exterior. Ésto se debe a que para

un mismo área transversal por la que circula el flujo, la relación de aspecto altura/paso

es mayor cuanto menor es el diámetro. Reducimos así las superficies anulares.

𝑢

𝑤1 𝑐1

𝑤2

𝑐2

𝛽2 𝛼1 𝛼2



𝑅

Figura 4.3: Reducción de la relación de aspecto al reducir el radio

En el estudio de lo que ocurre fuera de diseño encontramos que la geometría

del triángulo de velocidades puede llegar a desvirtuarse.

En los primeros escalonamientos la reducción del gasto se traduce en una

disminución de la velocidad axial del flujo. Para contrarrestar la variación del

triángulo de velocidades debida a la disminución de la velocidad axial, se

reduce la velocidad de giro.

Figura 4.4: Triángulo de velocidades en los primeros escalonamientos cuando se reduce el gasto y a su

vez la velocidad de giro para adecuardos a la disminución del gasto y mantener la geometría de éste.

𝑚 = 𝜌 ∙ 𝑐𝑥 ∙ 𝐴 Si ↓ 𝑚

↓ 𝑐𝑥

𝐴 𝑐𝑡𝑒

𝜌 𝑐𝑡𝑒

↓ 𝑢 =↓ 𝜔 ∙ 𝑅

↓ 𝑐𝑥

↓ 𝑢

𝑃𝑎𝑟𝑎 𝑒𝑙 𝑚𝑖𝑠𝑚𝑜 á𝑟𝑒𝑎 𝑡𝑟𝑎𝑛𝑠𝑣𝑒𝑟𝑠𝑎𝑙 𝑠𝑖

↓ 𝑅 →↑ 𝑕, ↓ 𝑠

𝑕2

𝑠2>

𝑕1

𝑠1



En los escalonamientos de alta presión la reducción del gasto afectaría a más

factores. Por haber absorbido menos trabajo, la relación de compresión

disminuye y la densidad cae, por lo que al pasar por la misma sección se acelera

y aumenta su velocidad axial, corriendo el riesgo de bloqueo del

escalonamiento. La solución pasaría por aumentar la velocidad de giro de estos

últimos escalonamientos para aumentar la velocidad periférica y que no se

desvirtue en exceso el triángulo de velocidades.

Figura 4.5: Triángulos de velocidades de los últimos escalonamientos desvirtuado al acelerarse

axialmente y sin desvirtuar al aumentar la velocidad de giro para mantener la geometría.

Como hemos visto, para los primeros escalonamientos la solución sería

disminuir la velocidad de giro, y conforme avanzamos hasta los últimos

escalonamientos la velocidad nos convendría que aumentase. Tecnológicamente esta

discrepancia se alcanza aumentando el número de ejes e independizando las

velocidades entre las distintas partes. Idealmente, cada escalonamiento tendría que ir

a su velocidad óptima, pero dada la complejidad de aumentar el número de ejes, hasta

ahora los montajes utilizados son de doble eje o de triple eje.

Doble eje

Este montaje se caracteriza por tener dos ejes, uno de alta presión, que acopla

la turbina y el compresor de alta presión, y otro de baja presión, que acopla el fan, en

ocasiones también el compresor de baja presión, y la turbina de baja presión. En la

figura 4.6 podemos ver el montaje en doble eje de un compresor.

↓ 𝑚 =↓ 𝜌 ∙↑ 𝑐𝑥 ∙ 𝐴

↑ 𝑢

𝑐𝑥𝑐𝑡𝑒



Figura 4.6: Esquema de un compresor con montaje en Doble.

Un ejemplo de montaje en dos ejes en el que el compresor de baja presión, el

Fan y la turbina de baja presión están acoplados sería la familia de motores GE CF6

desarrollados por el fabricante General Electric, o la serie PW4000 del fabricante Pratt

and Whittney. En el caso en el que la turbina solamente accione el Fan tenemos una

configuración similar a la que encontramos en el motor GE Rolls-Royce F136, fabricado

a través una asociación entre General Electric y Rolls-Royce.

Triple eje

Existe también una configuración caracterizada por tener tres ejes. El fan y la

turbina de baja presión componen el eje de baja presión, el eje intermedio compuesto

por la turbina y el compresor de presión intermedia y el eje de alta presión que acopla

el compresor y turbina de alta presión.

Figura 4.7: Esquema de un turbocompresor con montaje en Triple eje.



En este caso, la velocidad angular del compresor de alta presión es mayor que

la del compresor de baja presión lo que permite una reducción del radio, con la

consecuente disminución de peso y tamaño. Además tenemos la ventaja de que cada

una de las tres partes gire con su velocidad angular óptima.

Como principal desventaja se encuentra el problema del mantenimiento y de su

construcción, debido a su complejidad. Este tipo de configuración es usada sólo por el

fabricante Rolls-Royce. Un ejemplo de ello es la familia de motores de tal compañía

Rolls Royce Trent.

4.1.2 Álabes

Los álabes del compresor están diseñados normalmente de forma que se

mantenga una velocidad axial razonablemente constante. Conforme nos alejamos del

eje, la velocidad periférica aumenta (𝑢 = 𝜔 ∙ 𝑅) y para mantener esta condición, es

necesario que el álabe esté torsionado desde la raíz hasta la cabeza para darle el

ángulo de incidencia correcto a cada punto.

Figura 4.8: Representación de la torsión del álabe para mantener la velocidad axial.



4.1.3 Materiales

Los materiales de las distintas partes del compresor están elegidos de tal forma

que soporten las solicitaciones térmicas y mecánicas a las que se ven sometidas las

distintas partes.

Para la construcción de la carcasa, se necesita que el material sea ligero pero

muy rígido, ya que cualquier deformación del carenado puede crear interferencias con

los álabes. El principal requisito para el diseño de los álabes del rótor es la resistencia a

elevadas fuerzas centrífugas, necesitando una elevada resistencia específica. La

principal característica de los álabes del estátor es que deben soportar altos ciclos de

fatiga, debido a los distintos impactos.

En la zona más fría del compresor, es decir al comienzo de éste, se emplean

aleaciones de aluminio de alta resistencia, como las de serie 2XXX y 7XXX, tratadas

térmicamente. Conforme avanzamos a través del compresor, la utilización de aceros

inoxidables se hace más común, debido al aumento de la temperatura y de la presión:

aceros al Cr-Ni-Mo de baja aleación con recubrimientos (AISI 43xx. 87xx, 94xx), aceros

inoxidables austeníticos (AISI 316) y aceros inoxidables PH (17-4 PH, 15-5 PH). En las

últimas etapas del compresor se usan generalmente aleaciones en base Níquel.

En la actualidad, cada vez está siendo más común el uso de titanio antes que

aluminio o acero en las primeras etapas del compresor debido a su alta relación

rigidez/densidad. En las últimas etapas su uso se hace inviable debido a que las altas

temperaturas y presiones, unidas a cualquier fuente de calor como puede ser la

fricción, pueden llegar a hacer que el titanio se inflame. A medida que las aleaciones

de titanio están mejorando su comportamiento en caliente, están desplazando a las

aleaciones en base Níquel en las etapas finales del compresor.



4.2 Cámara de combustión

La cámara de combustión tiene la finalidad de aumentar la temperatura del

flujo de aire que llega del compresor quemando combustible de la manera más

eficiente posible y con la menor pérdida de carga.

Los dos tipos más desarrollados que se compatibilizan con el compresor axial

son la cámara de combustión anular y la tubo-anular.

Las cámaras anulares consisten en un único tubo de llama, completamente

anular en su forma, contenido entre una carcasa interior y otra exterior. La cámara

está abierta por la parte delantera al compresor y por la parte trasera a la turbina. A

pesar del gran número de inyectores que posee, es realmente difícil obtener una

distribución uniforme del combustible y del aire. La principal ventaja que poseen este

tipo de cámarass es que la longitud necesaria es menor que la requerida para las tubo-

anulares, lo que implica un menor peso y coste de producción.

Figura 4.9: De izquierda a derecha: Cámara de combustión tipo tubo-anular y cámara de combustión

anular.

Las cámaras de combustión tubo-anulares son una combinación entre el

modelo anular y las cámaras tubulares, usadas con compresores centrífugos. Un

número de tubos se encuentran encapsulados en una carcasa, en los cuales tiene lugar

la combustión. En la parte trasera, existe un conducto anular que tiene la finalidad de

homogeneizar y recoger el flujo de los tubos. La ventaja frente a las anulares reside en



su resistencia estructural, haciendo que se produzcan menos deformaciones en las

paredes calientes, problema que cobra más relevancia en motores de gran tamaño.

4.2.1 Emisiones

En cuanto a la contaminación global, la aviación civil contribuye en un

porcentaje muy bajo al total, pero debido al aumento del tráfico global en las últimas

décadas y las previsiones de un mayor incremento en los tiempos venideros, su

relevancia crece a pasos agigantados. Es por esta razón por la que las limitaciones en

emisiones de contaminantes son mayores cada vez más. Cabe decir que en el caso de

turbinas de gas, las restricciones en este sentido son mayores en el sector de

producción de potencia que en aviación.

Los principales contaminantes en una turbina de gas convencional de aviación

son los siguientes:

Hidrocarburos sin quemar (HC)

Monóxido de carbono (CO)

Óxidos de nitrógeno (NOx)

En los motores modernos, los niveles de CO y de HC han sido significativamente

reducidos, por lo que solamente el NOx es emitido en cantidades a tener en cuenta.

Por ello, en la práctica las emisiones generadas por un motor de aviación consisten

principalmente en NOx, como podemos apreciar en la tabla 4.1 . Éstas se encuentran

en torno a 8-12 g/kg combustible y dado su gran peso en el total de los contaminantes,

su reducción es el caballo de batalla que los fabricantes afrontan en la actualidad.



Tabla 4.1: Porcentaje de contaminantes en las emisiones durante el despegue/aterrizaje y durante

crucero

4.2.2 Reducción de emisiones

En este capítulo vamos a resumir los diferentes métodos que se utilizan para

disminuir las emisiones, principalmente las de Óxidos de Nitrógeno, que como hemos

comentado anteriormente, son las más numerosas.

En el estudio del ciclo termodinámico hemos visto que el aumento de la

temperatura de entrada a la turbina nos da mayores rendimientos y mayores trabajos

específicos, lo que hace que en la medida que la tecnología y los materiales nos lo

permitan, intentemos ir a las temperaturas más elevadas posibles. Sin embargo, si

estudiamos la influencia de la temperatura en las emisiones contaminantes, vemos

que cuanta mayor temperatura se alcance en la cámara de combustión, mayores

niveles de NOx. En la figura 4.10a y 4.10b podemos ver la fuerte dependencia que

tienen las emisiones de NOx con la temperatura y el tiempo de residencia,

convirtiéndose en el parámetro más crucial en la formación de óxidos de nitrógeno.



Figura 4.10: (a) Emisiones de NOx en función del tiempo de residencia y la temperatura para un dosado

estequiométrico relativo igual a la unidad. (b) Emisiones de NOx en función de la temperatura de llama

para un combustible líquido y otro gaseoso.

Para una cámara convencional el rango de temperaturas en la zona de

combustión está acotado por las emisiones de CO y por NOx. Por la parte inferior, a

1670 K, demasiada cantidad de CO es emitida al ambiente, mientras que la cota

superior se establece a 1900 K, donde las emisiones de NOx se hacen inadmisibles.

Figura 4.11: Emisiones de NOx y Dióxido de carbono en función de la temperatura de llama.

a) b)



Todos los métodos usados en aviación tienen el claro objetivo de mantener la

temperatura de la zona o zonas donde tiene lugar la combustión en el estrecho

margen antes citado.

4.2.3 Métodos para la reducción de emisiones

Geometría variable

El sistema de geometría variable se caracteriza por introducir grandes

cantidades de aire secundario para refrigerar y mantener la temperatura de la zona

primaria de combustión cuando se encuentra en las condiciones de máxima potencia.

Con la reducción de la potencia requerida, gran cantidad de este aire es redirigido a la

zona de dilución, manteniendo la temperatura en la zona de combustión en el rango

en el que las emisiones son menores. En la práctica se recurre a sistemas de área

variable que controlan el swirl, entradas de aire variable en la zona de dilución o

combinaciones de ambas.

Todos los sistemas de geometría variable incluyen complejos mecanismos de

control, lo que incrementa el coste y peso, además de reducir la fiabilidad.

Este tipo de sistemas controlan la emisiones sin apenas sacrificio del

rendimiento, no permiten que caiga la temperatura de 1670 K y tienen altas

velocidades de reacción, permitiendo una reducción del tamaño y peso de la cámara

de combustión. En el contexto de la aviación tiene además el beneficio de una amplia

estabilidad.

Combustión escalonada

Este método mantiene constante la distribución de aire pero el flujo de

combustible varía de una zona a otra con el mismo objetivo que el anterior sistema,

mantener la temperatura en la zona de combustión. Un ejemplo de la aplicación de

esta solución es la inyección de combustible selectiva. Con esta técnica, el combustible

se aplica por una combinación de inyectores para las distintas condiciones de potencia.



Éste método juega con el dosado relativo para

responder a las variaciones de potencia y mantener la

temperatura. En condiciones de baja potencia se opera con

un dosado relativo de alrededor de 0.8, logrando una alta

eficiencia en la combustión y bajas emisiones de CO e

hidrocarburos sin quemar. En el lado opuesto, para alta

potencia, el dosado es bajo, en torno a 0.6, para minimizar

humos y la formación de NOx.

En la práctica hay dos tipos de diseños distintos para

la combustión escalonada, una radial, con una combustión

en paralelo, o axial, con una combustión en serie.

El tipo radial se ilustra en la figura 4.13a. Su

principal ventaja reside en que alcanza los objetivos de

emisiones con una longitud similar a las cámaras de

combustión convencionales. Como contrapartida, para

aumentar la reducción de emisiones, tendríamos que

aumentar la complejidad del diseño y aumentar

significativamente el número de quemadores. Un ejemplo

de incorporación de este diseño es el motor CFM56-5B, desarrollado por el fabricante

General Electric e instalado en las aeronaves A320 y A321.

Figura 4.13: (a) Sistema de combustión escalonada con configuración tipo radial. (b) de combustión

escalonada con configuración tipo axial.

a) b)

Figura 4.12: Combustión con

inyección de combustible

escalonada



La configuración anular no tiene claras ventajas sobre el diseño radial, pero

tiene la desventaja de una longitud mayor.

Tanto en la configuración radial como en el axial, una porción del combustible

es introducida en la zona de combustión primaria, mientras que en la zona de

combustión principal se inyecta combustible generalmente pre-mezclado con aire y

operando con bajos valores de dosado relativo para minimizar la formación de NOx y

humos. La zona de combustión primaria garantiza una temperatura mínima en la zona

principal para que la combustión se inicie rápidamente.

La principal desventaja de este sistema de reducción de emisiones es la no

homogeneidad de los gases, que incurren en pérdidas en la eficiencia de la turbina.

Quemadores de bajas emisiones

Otro de los métodos para reducir las emisiones de NOx radica en la utilización

de quemadores especiales que por sus características reducen la formación de

contaminantes.

El más utilizado en aviación es el RQL (Rich Quench Lean). Su principio de

funcionamiento se ilustra en la figura 4.14. La combustión es iniciada en una zona

donde el dosado estequiométrico es alto (1.2-1.6) y la formación de NOx es baja

debido a la combinación de baja temperatura y deficiencia de oxígeno. Una entrada

gradual y continua de oxígeno aumenta la temperatura y los niveles de oxígeno, por lo

que la formación de NOx se acelera. Sin embargo, el aire requerido para completar el

proceso de combustión y reducir la temperatura es entonces introducido

uniformemente y de forma instantánea, lo que lleva al flujo a encontrarse con dosados

relativos bajos (0.5-0.7), reduciendo así de nuevo la formación de NOx.

Figura 4.14: Diagrama donde se ilustra la evolución de la mezcla de un quemador RQL.



Este tipo de quemadores aplicados a la aviación han sido estudiados por la

compañía Pratt&Whitney y otros laboratorios estadounidenses como parte del

programa de Alta Velocidad en Transporte Civil de la NASA. El objetivo del programa es

demostrar que niveles de emisiones de NOx en torno a 3-8 g/kg de combustible con

alcanzables en vuelos supersónicos.

4.3 Turbina

Tras la cámara de combustión, nos encontramos con la turbina, que es la

encargada de accionar al fan y al compresor gracias al trabajo que obtiene del flujo a

alta temperatura y presión. Aproximadamente dos tercios de la energía disponible en

la corriente de gases es absorbida por la turbina para el accionamiento de las diversas

partes del motor, quedando el resto al servicio de la propulsión. Al igual que en el caso

de los compresores, existen dos tipos: turbina centrípeta y turbina axial. Siendo esta

última la más utilizada en aeronáutica.

4.3.1 Número de ejes

Como se ha descrito con anterioridad, el número de ejes suele ser múltiple

buscando desacoplar las partes que giran a baja velocidad de las que se ven

beneficiadas si giran a altas velocidades. De igual manera la turbina se ve beneficiada si

la parte que mueve al fan es independiente del escalonamiento o grupo de

escalonamientos que mueven al compresor.

En el diseño de turbinas de gas destinadas a la aviación, generalmente el valor

del coeficiente de carga se determina entre los valores de 1.5 y 2.5. Por ello, en el caso

en el que toda la turbina estuviese montada sobre un único eje, esta giraría a la

velocidad angular máxima permisible por el fan, lo que incurriría en una turbina más

grande y con mayor peso.

Esto se debe a que para un coeficiente de carga determinado, si quiero

obtener el mismo trabajo reduciendo las revoluciones tendría que aumentar el

diámetro para así llegar a las mismas velocidades periféricas y poder tener el mismo

trabajo específico para un coeficiente de carga determinado. Esta solución aumentaría



la sección transversal de la máquina, aumentando el arrastre y el peso. Otra vía

recaería en no aumentar el diámetro, lo que haría que cada escalonamiento nos diese

menos trabajo por unidad de gasto, obligando a la turbomáquina a tener más

escalonamientos para obtener la potencia necesaria.

Con 𝛹 fijo

𝛹 =𝑊

𝑢=

𝑊

𝑅 ∙ 𝜔 ; 𝑠𝑖 ↓ 𝜔, 𝑒𝑛𝑡𝑜𝑛𝑐𝑒𝑠 ↑ 𝑅 ; ↑ 𝑨𝒓𝒓𝒂𝒔𝒕𝒓𝒆

; 𝑠𝑖 ↓ 𝜔, ↓ 𝑊 ; ↑ 𝒏º. 𝑬𝒔𝒄𝒂𝒍𝒐𝒏𝒂𝒎𝒊𝒆𝒏𝒕𝒐𝒔

Ambas soluciones nos darían un aumento del peso y del costo de la

turbomáquina. Por ello también en la turbina resulta ventajoso la solución de usar

varios ejes y desacoplar las partes de alta presión y las de baja.

Sentido de giro

Cuando nos encontramos que todas las partes móviles de la turbina, es decir el

conjunto de las corones del rótor, están girando en el mismo sentido, aparece un

momento cinético que provoca una fuerza que debe ser absorbida por la estructura

que sujeta al motor, aumentando las tensiones mecánicas y esfuerzos sobre la

góndola. En ocasiones, para evitar o minimizar este efecto, se recurre a que los ejes

giren en sentido contrario. Es por ello por lo que en ocasiones los escalonamientos de

baja presión de la turbina giran en sentido opuesto al que lo hacen los

escalonamientos de alta presión, al igual que sus análogos en el compresor y en el fan.

Figura 4.15: Coronas de turbina girando en sentido contrario y accionando ejes distintos para minimizar

el momento cinético.



4.3.2 Temperatura de entrada

Para una turbomáquina dada, como se observa en la figura 4.16a, y para una

relación de compresión determinada el aumento de la temperatura de entrada a la

turbina conlleva un incremento del empuje específico y del consumo específico de

combustible del motor. Tenemos más salto entálpico en la tobera propulsiva, por lo

tanto podemos acelerar más los gases y con ello mayor empuje específico. Sin

embargo, para llegar a esa temperatura tenemos que quemar más combustible y por

lo tanto mayor consumo específico para el mismo motor.

Si 𝜌𝑐y tamaño de la turbomáquina determinados, al ↑ 𝑇𝑡𝑢𝑟𝑏𝑖𝑛𝑎 ;

↑ 𝐸 𝑒

↑ 𝑄 𝑎𝑝𝑜𝑟𝑡𝑎𝑑𝑜 ; ↑ 𝑚 𝑐𝑏𝑙𝑒 ; ↑ 𝐺𝑒

La primera ciscunstancia supondría que, para un empuje determinado, el motor

resultaría más pequeño. Este hecho se ilustra en la 4.17, la relación empuje/peso

aumenta considerablemente con el aumento de la temperatura de entrada a la

turbina.

Para un empuje determinado, el consumo específico disminuye ya que al poder

tener un motor más pequeño obtenemos el beneficio de que no consume tanto

combustible debido a que no tiene que vencer tanto arrastre ni mover tanto peso.

Como vemos en la figura 4.18, con el paso del tiempo se ha conseguido reducir hasta

un 30% el consumo específico de combustible.



Figura 4.16: (a) Consumo específico y Empuje específico en función de la relación de compresión y la

temperatura de entrada a la turbina. (b) Diagrama h-s en el que muestra un aumento de la temperatura

a la entrada de la turbina.

𝑇3′

𝑄𝐴𝑝𝑜𝑟𝑡𝑎𝑑𝑜

a)

b)

𝑇3

s

h



Figura 4.17: Relación empuje-peso en función de la temperatura de entrada a turbina

Figura 4.18: Porcentaje de mejora del consumo específico a lo largo de los años tomando como base el

consumo específico en el año 1970.

% M

ejo

ra e

n C

on

sum

o e

spec

ífic

o e

n c

ruce

ro

Temperatura de entrada a turbina °𝐶

540 1650 2200 1100

Rel

ació

n e

mp

uje

-pes

o d

el m

oto

r

0

8

4

12

16

-20

Base

-15

-25

1980 1990 1970 2000

-5

-10



El interés por emplear temperaturas más elevadas a la entrada de la turbina ha

impulsado el desarrollo de materiales resistentes a altas temperaturas, barreras

térmicas y refrigeración de álabes.

Materiales

Los álabes de turbina, al igual que los álabes del compresor, están sometidos

principalmente a esfuerzos de tracción y de flexión debido a las fuerzas centrífugas y a

la acción de los gases, respectivamente. Además tienen que soportar esfuerzos

originados por las altas temperaturas de los gases a la salida de la cámara de

combustión. Estas condiciones llevan al material hasta sus límites y es por ello por lo

que a la hora de la elección del material se tienen en cuenta :

Fluencia del material

Resistencia a Fatiga térmica

Resistencia Corrosión y oxidación

Resistencia a Altas temperaturas

Durante mucho tiempo se han utilizado aleaciones con base Níquel por su gran

resistencia a altas temperaturas y bajo coeficiente de expansión térmica, minimizando

las tensiones mecánicas generadas por los gradientes de temperatura.

Avances respecto a la estructura interna del material han mejorado también las

propiedades y características de los álabes, desde los primeros álabes con estructura

equiaxial, pasando por los álabes con granos orientados longitudinalmente, hasta los

modernos monocristalinos, como podemos ver en la figura 4.19. La estructura

monocristalina aporta unas excelentes propiedades en el eje longitudinal y una mejor

resistencia a la temperatura. Se optiene gracias a las nuevas tecnologías de fabricación

desarrolladas como la pulvimetarlurgia. Como vemos en la figura 4.20 la deformación

por creep cuando usamos una estructura monocristalina es menor para un tiempo

determinado.



Figura 4.19: Distintas estructuras internas adoptadas para los álabes de turbina.

Figura 4.20: Deformación por creep en función del tiempo y las diversas estructuras en el álabe.

Algunos ejemplos de este tipo de superaleaciones son el RR2000 de Rolls

Royce, el PWA1480 de Pratt and Whitney o el Rene’N4 de GE.



Barrera Térmica

El principio de funcionamiento de las barreras térmicas no es otro que aislar al

material del núcleo con un material más resistente frente a la temperatura pero con

menos prestaciones mecánicas. Esta solución surge de la dificultades de diseñar una

superaleación que tenga suficiente resistencia al creep por una parte y resistencia a la

corrosión y oxidación por otro lado.

La familia de materiales más usadas para este fin son las cerámicas (basadas en

ZrO2 – Y2O3) que ofrecen suficiente aislamiento como para aumentar la temperatura

soportada por los álabes hasta 150ºC por encima de la máxima temperatura soportada

por la superaleación. La principal desventaja recae en la diferencia entre los

coeficientes de expansión térmica entre ambos materiales.

Figura 4.21: Álabe de turbina con barrera térmica.

Refrigeración

La refrigeración de álabes puede llevarse a cabo mediante la utilización de

líquidos o mediante aire.

Refrigeración por líquido

Se puede utilizar un líquido como refrigerante de dos formas: indirecta o

directa. En el primer método el líquido es el refrigerante del aire, siendo este último el

que circula por el interior de los álabes y refrigera directamente. En el segundo caso es

el líquido el que circula por los álabes.



Utilizar el propio carburante como líquido refrigerante es una solución que

presenta varias ventajas en el caso de su uso en la aviación. La primera es que ya está a

bordo, su temperatura es baja y la energía que obtiene se reintroduce en el lugar

óptimo para mejorar el rendimiento del ciclo. En contrapartida, la cantidad de calor

que puede obsorber está limitada por problemas ligados a su posible descomposición,

lo que puede provocar depósitos en los conductos de circulación.

Refrigeración por aire

La solución generalmente adoptada es la refrigeración por aire, siendo posible

realizar a de las siguientes formas:

Convección por aire

Convección forzada

Refrigeración por impacto

Refrigeración por película

Transpiración

El aire, que es extraido del compresor, circula por pasos interiores practicados

en el disco y en los álabes de turbina.

Convección libre

El calor que recibe el refrigerante es transmitido a través del metal, ya que el

aire circula por el interior del álabe.

Convección forzada

En este caso el aire circula por canales practicados con cierta comprejidad en el

álabe, permitiendo aumentar la superficie de intercambio de calor. El inconveniente es

el aumento de la pérdida de carga, ya que aunque se aumenta el coeficiente de

transmisión de calor también se aumenta en mayor medida el coeficiente de pérdida

de carga con respecto a la convección libre.



Figura 4.22: Esquema de refrigeración forzada de álabes (Fuente Turbomáquinas Térmicas®).

Refrigeración por impacto

Consiste en en el envío de un chorro de aire hacie la pared a refrigerar.

Generalmente el chorro incide sobre el interior del álabe, en la zona correspondiente

al borde de ataque. El impacto proporciona un buen coeficiente de transferencia de

calor. Tecnológicamente, la utilización de la refrigeración por impacto supone la

existencia de paredes interiores que aseguren una distribución de los chorros.

Figura 4.23: Esquema de refrigeración por impacto (Fuente Turbomáquinas Térmicas®).

Refrigeración por película de aire

Consiste en la formación de una película de aire sobre una o varias zonas de la

pared exterior del álabe. La película de aire, que se forma en las paredes del álabe, se

pierde rápidamente debido a que se mezcla con los gases. Por lo tanto, para conseguir

una refrigeración eficaz, tiene que ser renovada continuamente.



Esta solución se muestra como el mejor método para la refrigeración. Como

ventaja tenemos la reducción del gradiente de temperatura en las paredes de los

álabes, pero como inconveniente tenemos la posibilidad de perturbar el flujo principal

del canal de paso.

En el caso de que se inyecte demasiado en la capa límite o su velocidad sea

demasiado elevada, el aire refrigerante atravesará la capa límite produciendo pérdidas

adicionales y no consiguiente el objetivo del sistema. En principio este es el más

enérgico de los sistemas de refrigeración de los álabes, aunque se requiere un gran

número de agujeros en el álabe.

Figura 4.24: Esquema de refrigeración por película de aire (Fuente Turbomáquinas Térmicas®).

Refrigeración por transpiración o efusión

El álabe debe de ser fabricado de material poroso, que permita mantener una

continua película de aire sobre la superficie del álabe. La uniformidad es el factor

principal que reduce la cantidad de calor que los gases pueden transmitir al material.

En este método, los poros han de ser pequeños, lo que puede ocasionar oxidación.

Figura 4.25: Esquema de refrigeración por transpiración (Fuente Turbomáquinas Térmicas®).



En la figura 4.26 vemos una comparativa entre los distintos métodos de

refrigeración basada en la cantidad de aire necesario para una temperatura del fluido

de trabajo determinada. En el caso de refrigeración por película y por transpiración al

ser métodos más efectivos aprovechan mejor el caudal de aire sangrado del compresor

y pueden llegar a mayores temperaturas.

Figura 4.26: Consumo de aire refrigerante en función de la temperatura del fluido de trabajo y del

método de refrigeración (Fuente Turbomáquinas Térmicas®).

4.4 Fan

Fan es como se denomida a la primera etapa del compresor de baja presión de

un turbofan. Se caracteriza por su mayor diámetro que se debe a las grandes masas de

aires que circulan por él. Sus funciones principales son:

Aumentar la presión del flujo secundario, para, al aumentar la presión a su paso

por éste, se acelere en la tobera y produzca empuje.

Aumentar la presión del flujo primario y guiar éste hasta la entrada de la

siguiente etapa del compresor.

El fan debe de estar diseñado de tal manera que soporte las distintas

variaciones en el funcionamiento, impacto de aves, desprendimiento de álabes,



distorsiones a la entrada de flujo de aire o las diversas condiciones climatológicas

como lluvia, granizo o formación de hielo.

4.4.1 Aspectos tecnológicos

En el diseño del Fan nos encontramos con las siguientes consideraciones.

Teniendo en cuenta todas ellas podremos llegar a una situación de compromiso que

nos dará la mejor solución.

Influencia en la turbina de baja.

Como hemos comentado en capítulos anteriores, escalonamientos de la turbina

de baja presión accionan el Fan, viéndose obligados a girar a la velocidad angular

impuesta por éste. Si queremos aumentar el diámetro del Fan para incrementar el

gasto de aire que pasa por éste no tenemos más remedio que disminuir la velocidad de

giro, ya que tenemos una limitación mecánica que nos impone una velocidad máxima

en punta de álabe. Esto haría que el escalonamiento de la turbina girase a menos

revoluciones, lo que conllevaría a aumentar el diámetro en ésta o incrementar el

número de escalonamientos para obtener el trabajo necesario de accionamiento.

Ruido

Gran cantidad del ruido producido por el motor de una aeronave tiene su

origen en el Fan. Como podemos ver en la figura 4.27 su influencia en el total es mayor

que otras fuentes como el compresor , la cámara de combustión, turbina o el propio

chorro propulsivo.



Figura 4.27: Esquema ilustrativo de las fuentes de ruido en un turbofan y la magnitud de su influencia en

el total.

El ruido del fan está fuertemente ligado a la velocidad en punta de álabe y a la

relación de compresión. La manera más segura de reducir el ruido es reduciendo

ambos, pero esto incurriría en un aumento del diámetro del fan para mantener el

empuje ya que cuando disminuimos la relación de compresión reducimos el salto de

entalpía disponible a la salida del fan y por consiguiente el empuje específico del flujo

secundario. Tendríamos que aumentar el gasto de éste para mantener el empuje y a

ello se llega aumentando la sección transversal, lo que aumentaría el arrastre.

Figura 4.28: Diagrama h-s que muestra una reducción en el salto de entalpía del flujo secundario en la

tobera fría.

Otra de las principales fuentes de ruido en el Fan decae en el estátor. La

turbulencia o movimiento de swirl que adquiere el flujo a su paso por el rótor produce

flujos secundarios que elevan los niveles de ruido al chocar con el estátor.

s

h

↓ ∆𝑕 →↓ 𝐸𝐼𝐼

H

2’

1’



En general , la reducción de ruido en el Fan requiere un estudio tridimensional

detallado, resultando álabes con una geometría compleja como vemos en la figura

4.29. Actualmente las distintas soluciones más usadas son: Álabes de cuerda ancha,

Sweep y ángulo Lean. El uso de álabes de cuerda ancha hace que el fluido este mejor

guiado, disminuyendo así la turbulencia a la salida de la corona. En cuanto el Sweep y

el ángulo Lean, muchos de los diseños actuales usan estos métodos cerca de la cabeza

del álabe para reducir las pérdidas aerodinámicas asociadas al bloqueo y mejorar el

margen ante el desprendimiento.

Figura 4.29: Representación de los ángulos Lean y Sweep de los álabes de un Fan. A la derecha se puede

apreciar la complicada geometría que presenta un álabe de Fan.

Influencia en el Rendimiento propulsivo

Los principales parámetros que dependen del Fan y atañen al rendimiento

propulsivo son el gasto másico del flujo secundario y su relación de compresión. Un

incremento del gasto másico del flujo secundario implicaría mayores rendimientos

propulsivos debido a que el flujo con velocidad más baja aumenta. Un aumento del

gasto está principalmente determinado por la sección transversal del motor, por lo que

un incremento de flujo traería un aumento del diámetro del Fan, con la consiguiente

reducción de la velocidad de giro, influencia en la turbina como hemos comentado

anteriormente y aumentando el arrastre.



Por otra parte tenemos la relación de compresión. Cuanto mayor sea ésta,

mayores velocidades se pueden obtener en la tobera y mayor será el empuje. Sin

embargo, esto conllevaría una reducirión del rendimiento propulsivo.

4.5 Tobera Propulsiva

La tobera es el elemento encargado de transformar la energía en forma de

temperatura y presión que tienen el flujo primario y secundario en energía cinética,

acelerando el fluido para generar empuje en su salida a la atmósfera.

Para logar esta transformación, las toberas en vuelos subsónicos tienen

geometría convergente. A su paso por ésta, la presión y la temperatura disminuyen,

mientras que su velocidad aumenta.

Para un buen funcionamiento de la tobera y aprovechamiento de la energía de

los flujos, la expansión debe de realizarse de forma completa en la tobera, sin que

lleguemos a un bloqueo sónico de la misma. También se ha de tener en cuenta que la

velocidad de la salida debe ser lo más axial posible, evitando así pérdidas debidas a

flujos secundarios como el de rotación.

Figura 4.30: Representación de una tobera propulsiva convergente simple.

El gas que sale de la turbina y entra en la tobera tiene velocidades entre 230

m/s y 365 m/s. Debido a que éstas son elevadas, producen muchas pérdidas por

fricción por lo que se reduce mediante dilución y mezcla con aire de bypass. Como



vemos en la figura 4.30, esto se acompaña de un cono a la salida de la turbina que

previene de que haya flujos secundarios en la cara trasera de la corona de la turbina.

Es usual que la valocidad de mantenda aproximadamente con un número de Mach

aproximado de 0.5.

4.5.1 Tobera de geometría variable

Estudios demuestran que conforme aumenta la relación de derivación, la

óptima relación de compresión del fan disminuye. Esto se debe a que para una

determinada temperatura de entrada a la turbina y un flujo primario dado, si

aumentamos el índice de bypass, aumenta el gasto másico del flujo secundario, lo que

implica que el salto entálpico que absorbe la turbina debe ser mayor, dejando tras ella

un flujo con menos entalpía, y por lo tanto menos velocidad de salida. Entonces, la

relación de velocidades del flujo primario y secundario se aleja de su óptimo. La

solución pasa por reducir la velocidad de salida del flujo secundario, y a esto se llega

disminuyendo la presión del fluido tras el fan.

Figura 4.31: Representación de la unión entre la turbina y la tobera propulsiva.



Figura 4.32: A la izquierda un Diagrama h-s que muestra el aumento del trabajo que absorbe la turbina y

por consecuente una disminución de la velocidad a la salida. A la derecha un Diagrama h-s que muestra

la disminución de la velocidad del flujo secundario a la salida al disminuir el trabajo absorbido por el Fan

y por lo tanto la relación de compresión.

Como vemos en el primer diagrama, la velocidad a la salida de la turbina cae al

aumentar el salto entálpico en ella. En el segundo diagrama podemos ver como al

reducir la relación de compresión del Fan se reduce el trabajo, reduciendo la velocidad

del flujo secundario.

En las últimas décadas las relaciones de derivación han ido aumentando hasta

situarse en la actualidad aproximadamente en torno al valor de 10:1, e incluso hasta

de 12:1 si nos vamos a los turbofan engranados. Por lo que la línea evolutiva lleva

hasta cada vez menores relaciones de compresión.

Esto nos enfrenta con un problema en el despegue del avión. En este caso el

avión se mueve a velocidades muy bajas, por lo que el aumento de la presión debido a

la toma dinámica es despreciable. Con una relación de compresión baja sólo aportada

por el Fan, la velocidad del flujo secundario alcanzada tras éste es reducida, por lo que

para un área determinada de la tobera, el gasto será tan bajo que hará que el Fan

entre en pérdidas y se sitúe en la zona de bombeo. Cuanto menor es la relación de

compresión, menor es la velocidad y por consiguiente menor es la capacidad en el

despegue.

↓𝑐′𝑎𝐼

2

2 𝑐′𝑎𝐼𝐼

2

2

𝑐𝑎𝐼𝐼2

2

h

s

h

s



Este problema operativo del Fan

puede controlarse mediante una variación

del área de la tobera. Abriendo la tobera se

incrementa la capacidad de flujo. Como

vemos en la figura 4.33, un aumento del

gasto nos permitiría que el Fan operara en la

zona estable.

Figura 4.33: Curva característica del Fan. Al poder aumentar el flujo que pasa por el Fan, podemos

situarnos en la zona estable para una relación de compresión determinada.

Open Rotor


5 Open Rotor

Con el mismo objetivo que teníamos al estudiar el Turbofan engranado,

buscamos otra tecnología que nos permita aumentar el rendimiento propulsivo, ya

que es la única vía que nos queda para mejorar el consumo de combustible del motor

y con él la cantidad de emisiones.

Para aumentar el rendimiento propulsivo recurrimos al aumento de la

relación de derivación ya que al aumentar el gasto del flujo secundario, aumentamos la

corriente de aire con una velocidad más similar a la velocidad de vuelo y así reducimos

las pérdidas por energía cinética. En la figura 5.1 podemos apreciar que con un

aumento del índice de Bypass, se aumenta el rendimiento propulsivo. También

apreciamos que la relación de compresión disminuye, manteniendo así la relación de

velocidades entre el flujo primario y el secundario en un valor óptimo.

Figura 5.1: Rendimiento propulsivo y Relación de compresión del Fan en función de la relación de

derivación.

Sin embargo, con la tecnología convencional de un turbofan no podemos

aumentar a nuestro antojo la relación de derivación. Como hemos visto en apartados

anteriores, un aumento el índice de Bypass conduce a consumos específicos de

Open Rotor


combustible cada vez menores, pero está limitado hasta el punto en el que la sección

del Fan es tan grande que gran mayoría del empuje se emplea en vencer el arrastre y

aumenta el consumo de combustible.

Intentando aumentar la relación de Bypass sin tener que aumentar la sección

transversal y por lo tanto sin incrementar el arrastre y el peso nos encontramos con el

concepto de Open Rotor o Propfan.

5.1 Principios

El alto rendimiento propulsivo y la reducción del consumo de combustible en

un Open Rotor se basan en la eliminación de la góndola que recubre el flujo

secundario. Así se prescinde del arrastre y el aumento de peso producido por ésta.

Además de ese detalle, podemos apreciar viendo la figura 5.2 que se disponen dos

hélices, una detrás de otra, que además giran en sentido opuesto.

Figura 5.2: Concepto de Open Rotor desarrollado por Snecma (Source: Snecma-Safran)

En este configuración las hélices son la principal fuente de empuje del motor,

mientras que el núcleo del motor se encarga prácticamente sólo de generar la

potencia que necesitan las hélices.

Open Rotor


Rápidamente se nos viene a la mente asociar este concepto con el del

turbohélice tradicional, ya que ambos poseen un rótor que no está recubierto por una

góndola. Sin embargo, este concepto tiene mejoras frente a un turbohélice: mayores

rendimientos propulsivos y menores diámetros en la hélice.

Una importante fuente de pérdidas en una hélice simple es la energía que es

gastada en el swirl a la salida de la hélice. Este efecto no nos conviene ya que la

componente axial es la única utilizada en producir empuje. En la figura 5.3 vemos la

dirección del flujo a la salida de la hélice. En el caso del Open Rotor, al existir dos

hélices contrarrotativas, la hélice trasera convierte la componente acimutal de la

velocidad adquirida a su paso por la primera hélice en empuje adicional axial, y por

consiguiente, crea un aumento del rendimiento.

Para un motor turbohélice, la única manera de aumentar la potencia sin gran

detrimento del rendimiento propulsivo es aumentar el diámetro de la hélice para así

aumentar la cantidad de aire movida por ésta. Sin embargo, esto comenzaría a ser un

problema en la integración en el avión, ya que llegaría un momento en el que la hélice

sería tan grande que no tendría espacio en ningún sitio del avión

Figura 5.3: Dirección y cracterísticas del flujo tras su paso por la hélice.

𝑤2

Open Rotor


Figura 5.4: Triángulo de velocidades en las hélices contrarrotativas.

Con esta tecnología en fase de desarrollo se pueden llegar a relaciones de

derivación de aproximadamente 30:1 – 40:1, algo impensable para los actuales

turbofan, que actualmente, haciendo uso de las tecnologías más avanzadas, se

encuentran en unos valores de Bypass de 12:1. Como vemos en la figura 5.5, el

rendimiento propulsivo mejora a unas velocidades de vuelo altas en crucero. Sus

caracteríticas le permiten que cerca del 95% de la energía cinética sea transformada en

energía de propulsión frente al 70% en un Turbofan.

Figura 5.5: Rendimiento propulsivo en función de la velocidad de vuelo para diferentes tecnologías.

Número de Mach de vuelo

Ren

dim

ien

to p

rop

uls

ivo

𝑈1 𝑐𝐴𝑥𝑖𝑎𝑙

𝑤1

𝑈1

𝑤3

𝑐𝐴𝑥𝑖𝑎𝑙

𝑐1 𝑈2

𝑐2

𝑐𝐴𝑥𝑖𝑎𝑙

𝑤4

𝑐4

𝑈2

Open Rotor


Según estudios llevados a cabo por la NASA, los objetivos y el alcance de esta

tecnología son los ilustrados en la tabla 5.1.

Beneficios de la Tecnología

Generaciones de Tecnologías

N+1* (2015) N+2* (2020) N+3* (2025)

Ruido

(Margen relativo al Stage 4)

-32 dB -42 dB -71 dB

Emisiones de NOx en despegue

(Relativo al CAEP 6)

-60 % -75% -80 %

Emisiones de NOx en crucero

(Comparados con la tecnología de 2005)

-55 % -70 % -80 %

Comsumo de combustible / Energía

(Comparados con la tecnología de 2005)

-33 % -50 % -60 %

*N+1 y N+3 con referencia en el 737-800 con motores CFM56-7B, N+2 referido al 777-200 con motores GE90

Tabla 5.1: Previsiones de la NASA sobre la tecnología Open Rotor para los próximos años.

El Ruido está referido al máximo nivel de ruido permitido para su certificación.

Este puede ser consultado en los documentos de emisiones de la Organización

Internacional de Aviación Civil (ICAO), los cuales son variables según el peso del

aeroplano a propulsar y el número de motores.

5.2 Tecnología

Las configuraciones más típicas adoptadas por los fabricantes que abordan esta

tecnología son: Open Rotor con caja reductora y Open Rotor con accionamiento

directo de las hélices

El open rotor con caja de reducción fue desarrollado por Pratt & Whitney,

Allison y NASA con el nombre de P&W-Allison 578-DX. Desarrollado en la década de los

90, realizó su primer vuelo de demostración sobre un McDonnel Douglas MD-81 en el

año 1989.

En la actualidad Rolls Royce se encuentra implicada en el estudio de un tipo de

motor con estas características. La figura 5.6 muestra la configuración de un motor

Open Rotor moderno con caja de reducción. Cuenta con un compresor de baja presión

y un compresor de alta presión accionados por turbinas de baja y alta presión,

Open Rotor


respectivamente. Las hélices contrarrotativas son provistas de potencia por una

turbina de baja presión a través de una caja de reducción planetaria diferencial.

Figura 5.6: Esquema representativo del interior de un Open Rotor con caja reductora de velocidad

La singularidad de éste diseño es que las hélices están ubicadas en la parte

trasera del motor. Esto implica que tengan que ser montados en la parte trasera del

fuselaje, ya que no pueden ser montados debajo del ala, y que el mecanismo que

regula el ángulo de ataque de los álabes debe operar en la parte caliente del motor. Si

se desea diseñar un Open Rotor engranado con las hélices en el frente del motor

serían necesarios tres ejes concéntricos para poder transmitir potencia desde las

turbinas hasta los dos compresores y la caja de reducción. Como ya sabemos,

solamente Rolls Royce produce motores para aviación con tres ejes concéntricos, pero

dada su gran complejidad de diseño, fabricación y mantenimiento se justifica

solamente en motores de mayor tamaño.

El Open rotor de transmisión directa fue desarrollado en los 80 por General

Electric y NASA bajo el nombre GE-36 UDF y se llevó hasta la fase de demostración en

vuelo en un Boeing 7J7 y un McDonnel Douglas MD-81 en el año 1987. Al igual que el

P&W-Allison 578-DX, el GE-36 UDF logró reducir notablemente el consumo de

combustible pero los altos niveles de ruido y vibraciones producidos, sumados a la

bajada del precio del petróleo dictaron el final del proyecto.

En la figura 5.7 podemos ver el esquema del motor GE-36, el único Open Rotor

son transmisión directa construido hasta el momento. Esta configuración presenta una

turbina de baja presión contrarrotativa y cada hélice del motor está conectada

directamente a una parte de la turbina.

Open Rotor


Este tipo de turbinas, a diferencia de las turbinas convencionales, no está

compuesta de una sucesión de rotores y estatores, sino de rotores que giran en

sentidos opuestos (las etapas impares giran en un sentido, y las etapas pares en

sentido contrario). Por esta razón, todos los componentes que en la figura 5.7 están a

la derecha del componente señalado como “Mid-Frame” son rotativos (incluyendo

al“Centerbody”) y deben estar de alguna forma fijados al “Mid-Frame”. Esto hace que

este componente sea una pieza estructural clave en la arquitectura del Open Rotor

accionado directamente y uno de los puntos de anclaje del motor al avión. Al mismo

tiempo el “Mid-Frame” está expuesto al flujo de gasescalientes (~1100º K) por lo que

requiere una adecuada refrigeración para poder cumplir con sus funciones

estructurales. El aire de refrigeración necesario (aproximadamente un 20% del aire de

entrada al motor) es tomado del final del compresor intermedio y llevado hasta el

“Mid-Frame” a través del bypass. Otra peculiaridad de este diseño es que el

mecanismo que regula el ángulo de las hélices (PCM en la figura 5.7) debe pasar por

dentro de los alabes de la turbina contrarrotativa, aumentando en gran medida la

complejidad y el costo de la turbomáquina.

Figura 5.7: Sección tranversal del motor GE-36.

Actualidad

Modelos estudiados para estimar las características del Open rotor han sido

llevados a cabo con el fin de realizar una comparativa con los motores actuales, para

así ver que mejoras nos presenta este nuevo concepto de motor.

La Nasa ha desarrollado un estudio en el que establece una comparativa entre

un turbofan y un Open Rotor, ambos basado en la tecnología disponible en la

Open Rotor


actualidad. En la tabla 5.2 podemos ver los resultados de este estudio. El turbofan

V2525 es un modelo representativo desarrollado por la NASA, mientras que ambos

Open Rotor tienen el diseño de las hélices basadas en el Rotor F7/A7.

Las condiciones utilizadas en la tabla 5.2 son las del punto de diseño para los

álabes F7/A7, diseñadas en la década de los 90 para el motor de demostración GE36.

Para una altura de 35000ft, y un Mach de 0.72 al final del ascenso, la reducción de

consumo específico de combustible es de aproximadamente un 29% respecto del

modelo V2525. Sin embargo, el modelo V2525 está diseñado para unas velocidades de

vuelo ligeramente mayores. Es por ello por lo que la mejora en el consumo específico

sería algo menor en el caso de trabajar con un núcleo equivalente en el turbofan

representativo.

La reducción en consumo específico se muestra evidente en los tres puntos

escogidos para la comparativa. Siendo esta reducción de aproximadamente 45% en el

despegue y de 28% en el punto de máximo ascenso.

En cuanto a emisiones, el Open Rotor genera una caída brusca de la creación de

NOx. Podemos apreciar que en la condiciones de más emisiones, esto es en el

despegue, la cantidad de Óxidos de Nitrógeno se reduce hasta un 58%. En otros puntos

operativos la reducción es incluso mayor, llegando a ser en el caso del punto máximo

ascenso de casi un 70%.

Este conjunto de mejoras, junto con el avance de esta tecnología en el

transcurso del tiempo, (como se ilustra en la figura 5.8) ha posicionado al Open Rotor

como una de las opciones más interesantes para alcanzar los requisitos impuestos por

las autoridades en cuanto a consumo y emisiones.

Open Rotor


Tabla 5.2: Comparativa numérica entre un Turbofan convencional y la tecnología Open Rótor en sus dos

variantes.

Figura 5.8: Comparación entre el Open Rotor con tecnología actual y el Open Rotor con tecnología de la

década de los 90.

Open Rotor


5.3 Desventajas y Retos a superar

Esta tecnología presenta una gran disminución del consumo de combustible

debido a la alta eficiencia en la propulsión. Sin embargo, esta tecnología aún muestra

grandes retos que deben ser superados por los fabricantes para que puedan ser

certificadas y aptas para su uso en la aviación civil. Los principales desafíos que

presenta el Open Rotor son:

Elevadas emisiones de ruido. Efectos ambientales y en cabina.

Fuertes vibraciones que implican reforzar estructuras haciendo un avión más

pesado.

Instalación en la parte trasera del fuselaje del avión.

Construcción de hélices seguras que no se desprendan.

Diseño y refrigeración del “Mid-Frame”.

Diseño de una caja de reducción fiable y eficiente.

Diseño de una turbina contrarrotativa eficiente y estable.

Ruido

El principal problema que presenta el Open Rotor es la gran cantidad de ruido

que produce. En un campo en la que la tendencia a seguir es hacia motores cada vez

más silenciosos, se presenta como el mayor reto a superar por los fabricantes.

Definir perfectamente las fuentes de ruido es tremendamente complicado.

Ajustándonos al alcance de este estudio, dividiremos el ruido producido por este tipo

de configuración en dos:

Ruido producido individualmente por las coronas.

Ruido producido por la interacción del rotor con otros componentes.

El ruido producido individualmente por las coronas tiene origen en la gran

carga aerodinámica de los álabes y se ve incrementado cuando los flujos se aproximan

a velocidades transónicas.

Open Rotor


En el segundo caso, la turbulencia del flujo provoca vibraciones y ruido al

chocar con las hélices. La más importante es la creada por la cabeza de los álabes de la

primera corona, que choca contra los álabes de la segunda corona y producen el ruido

por interacción rotor-rotor. Éste efecto aumenta conforme aumenta la velocidad de

giro de las hélices.

Figura 5.9: Esquema que representa los distintos orígenes en la producción de ruido.

Durante crucero, el efecto dominante es el ruido producido individualmente

por las coronas. Sin embargo, durante el despegue ambos son aproximadamente de la

misma magnitud y el aumento de ambos está relacionado con la gran carga

aerodinámica de los álabes.

Estudios dejan entrever que la solución para reducir la generación de ruido en

crucero pasan por optimizar los perfiles aerodinámicos para flujos transónicos y así

minimizar el ruido producido por las coronas. Para la reducción de ruido por

interacción debe evitarse la igual en el número de álabes entre coronas. Otras mejoras

pasarían por modificar la punta de álabe de la corona frontal, optimizar la separación

entre hélices o reducir el radio de la corona trasera, minimizando así su interacción con

la turbulencia.

FOD

Otro de los problemas a afrontar por esta tecnología es la seguridad frente a

FOD (Foreign Object Damage). El hecho de que las hélices no estén encapsuladas como

el caso de un turbofan hace que cualquier impacto (por ejemplo ingestión de ave)

pueda producir desprendimiento de algún álabe y resultar peligroso impactando

contra la cabina o contra cualquier parte del avión.

Open Rotor


Caja reductora

La posible incorporación de una caja reductora disminuye la fiabilidad del

motor al ser un elemento que a veces puede ser una fuente de fallos y problemas. Las

pérdidas mecánicas y la necesidad de refrigeración con aceite son detalles a tener en

cuenta.

Turbina contrarrotativa

Las principales ventajas de las turbinas contrarrotativas son el incremento de la

eficiencia de la turbina, ya que eliminamos las pérdidas correspondientes al

estátor,junto con la disminución del peso y longitud de ésta al eliminar el estátor.

Sin embargo, como principal desventaja tenemos la gran complejidad que

presenta un diseño de este tipo. Además, este tipo de turbina, al estar acoplada a las

hélices, tiene que girar a una velocidad por debajo de su óptimo valor, ya que la

velocidad en punta de álabe de las hélices limita este valor. Esto nos sitúa ante un

aumento de los escalonamientos para obtener el trabajo requerido y, con ello, la

ventaja de la disminución del peso y longitud toma menos relevancia.

Turbofan engranado


6 Turbofan engranado

Intentando reducir aún más el Consumo específico del motor, vemos que

tenemos dos opciones:

Mejorar el rendimiento térmico del ciclo.

Mejorar el rendimiento propulsivo.

Como ya hemos desarrollado, un aumento del rendimiento térmico está

fuertemente ligado a un incremento de la temperatura de entrada en turbina y la

relación de compresión. Sin embargo, la temperatura está limitada por los materiales y

la refrigeración de los álabes y hoy en día poco margen de mejora se entrevé en este

aspecto.

El otro punto a tratar es el rendimiento propulsivo. Conforme aumentamos la

relación de bypass mejora el rendimiento propulsivo debido a que se incrementa el

flujo secundario, caracterizado por tener una velocidad de salida cercana a la velocidad

de vuelo. Este efecto produce una reducción en el consumo de combustible conforme

aumentamos el índice de Bypass. Sin embargo, como vemos en la figura 6.1 tras un

valor óptimo de la relación de derivación para el cual el consumo se minimiza, éste

comienza a crecer. Este aumento se debe a que a partir de ese valor el aumento de

peso del motor y arrastre producido al aumentar el flujo secundario le gana la partida

a la mejora del consumo específico de combustible y del rendimiento propulsivo.

Turbofan engranado


Figura 6.1: Consumo de combustible, Consumo específico de combustible y ruido en función del

índice de Bypass para un turbofan convencional.

Conforme nos movemos hacia índices de Bypass mayores, el fan incrementa su

diámetro y, debido a que la velocidad periférica en la punta de los álabes está limitada

por cuestiones mecánicas, su velocidad de giro tiene que reducirse. Esto obliga a la

turbina y al compresor acoplados al eje de baja presión a girar más lento, por lo que

para extraer y absorber el mismo trabajo necesitan aumentar su diámetro o aumentar

el número de escalonamientos. Ambas soluciones llevan a un aumento de peso de la

turbomáquina.

Nos encontramos entonces con el concepto del Geared Turbofan o Turbofan

engranado.

Turbofan convencional

actualmente

Bajo

Consumo

específico de

combustible

Consumo de

combustible

Ruido

Alto

Relación de compresión del Fan Alta

λ Alta

λ Baja

Relación de compresión del Fan Baja

Turbofan engranado


6.1 Principios y tecnología

Rendimiento propulsivo y consumo específico

Figura 6.2: Representación del Turbofan engranado conde se puede diferenciar la caja reductora.

El Turbofan engranado se caracteriza por tener una caja reductora de velocidad

que reduce la velocidad de giro del Fan, haciendo posible que la turbina de baja

presión y el compresor de baja presión puedan elevar su velocidad angular a un valor

que les permita menor tamaño y peso en el punto de diseño y mayor eficiencia fuera

de diseño como se vio en el correspondiente apartado.

El incremento de peso asociado al aumento de tamaño de la turbina y el

compresor de baja presión se elimina, y aunque se tiene un incremento de peso por la

incorporación de la caja reductora, el mínimo del Consumo específico se desplaza

hacia unas relaciones de derivación mayores ya que la reducción de peso resulta

positiva respecto al turbofan tradicional. Como vemos en la figura 6.3, sigue

existiendo un mínimo del consumo específico como consecuencia del aumento del

arrastre al incrementar el diámetro.

Con éste tipo de tecnología se pueden llegar a relaciones de derivación

mayores de 10:1. Siendo ésta de 12:1 en el caso de los modelos PW1000G de la

compañía Pratt&Whitney.

Turbofan engranado


Figura 6.3: Consumo de combustible, Consumo específico de combustible y ruido en función del índice de

Bypass para un turbofan convencional.

La principal característica que presenta el Geared Turbofan es la presencia de

una caja reductora accionada por el eje de baja presión y que mueve el Fan. Esta es de

tipo engranaje epicicloidal o planetario.

Como vemos en la figura 6.4 la caja reductora consiste en un conjunto de

engranajes que envuelven a un engranaje central. Los engranajes exteriores pueden

girar ya que están montados en ejes fijos. Éstos son conducidos por el eje central y

accionan el engranaje anular exterior con una velocidad angular mucho menor de la

que tiene el eje central.

Una de los grandes beneficios es que la potencia transmitida por unidad de

masa es más alta que el resto de sistemas de engranajes. La desventaja principal es la

necesidad constante de lubricación, la complejidad del diseño y su mayor

inaccesibilidad. Las pérdidas por etapa son de aproximadamente un 3%.

Ruido

Bajo

Consumo específico de

combustible

Consumo de

combustible

R

uido

Alto

Relación de compresión del Fan Alta

λ Alta

λ Baja

Relación de compresión del Fan Baja

Turbofan Engranado

Turbofan Convencional

Turbofan engranado


Figura 6.4: Caja reductora epicicloidal.

Motor Actual

Desde finales de la década de los 90, la empresa americana Pratt & Whitney ha

estado desarrollando el concepto del turbofan engranado. Actualmente esta idea está

plasmada en la familia de motores PW1000G.

Uno de los motores que conforman esta familia está propuesto como una de

las dos posibilidades para propulsar el A320neo, una aeronave de corto o medio

alcance en actual desarrollo. Este es el motor PW1100G (Con sus versiones PW1124G,

PW1127G y PW1133G).

Como son motores en actual desarrollo y aún no certificados, no se conocen

con certeza todas sus características. Sin embargo, con las conocdias y alguna

estimación, podemos compararlas con algún otro motor similar pero basado en una

configuración tradicional. Es el caso del turbofan avanzado LEAP-1A, la otra opción de

posible montaje en el A320neo, en desarollado por CFM, una asociación entre General

Electric y Snecma.

Turbofan engranado


Parámetro CFM LEAP-1A PW1100G

Empuje 109 - 146 kN 110 – 150 kN

Índice de Bypass 11:1 12.5:1

Arquitectura

(no. Escalonamientos)

1-3-10-2-7 1-G-3-8-2-3

Diámetro del Fan 1981 mm 2057 mm

Longitud 3400 mm * 3800 mm *

RPM eje alta presión 15000 * 18000 – 20000 *

RPM eje baja presión 4500 * 10500 *

RPM Fan 4500 * 3500 *

Relación de compresión 40 : 1 No conocido

* Valor estimado

Tabla 6.1: Comparativa entre el turbofan engranado desarrollado por Pratt&Whitney y el turbofan

avanzado estudiado por CFM.

A modo de conclusión vemos que el modelo de PW1100G tiene mayor

diámetro lo que tendrá mayor arrastre que el CFM LEAP-1A, pero le permite tener

mayor gasto en el flujo secundario. También vemos que el número total de

escalonamientos es mucho menor, 17 frente a 24 debido a las mayores velocidades de

giro. Sin embargo, el hecho de que el motor de Pratt & Whitney tenga una caja

reductora hace que la ventaja en peso por tener menos escalonamientos se reduzca.

Turbofan engranado


6.2 Ventajas

Turbina de baja presión

Como ya hemos comentado, las mayores velocidades angulares permitidas en

la parte de baja presión tienen un significativo impacto en la turbomáquina,

reduciendo el número de escalonamientos para una extracción de trabajo

determinada. En comparación con el turbofan convencional, el número de

escalonamientos puede ser llevado casi a la mitad, reduciendo el número de perfiles

aerodinámicos y por lo tanto reducción del coste de fabricación y de mantenimiento.

La fiabilidad se aumenta en este aspecto debido al menor número de escalonamientos.

Aunque el disco en una turbina de alta velocidad es mucho más pesado debido

a las mayores fuerzas centrífugas, el conjunto es mucho más compacto, lo que, a fin de

cuentas, nos sitúa ante un peso menor.

Asumiendo un índice de Bypass óptimo para un turbofan convencional y un

turbofan engranado, el peso de la turbina de baja presión es reducido hasta

aproximadamente el 70% del peso en el caso de la turbina de baja presión del del

turbofan tradicional.

Figura 6.5: A la izquierda la turbina de baja presión de un turbofan convencional con relación de

derivación 5 a 1. A la derecha la turbina de baja presión de un turbofan engranado con índice de Bypass

de 12 a 1.

Turbofan engranado


En cambio, si comparamos dos Turbofan, convencional y engranado, con la

misma relación de derivación, el segundo resulta con una turbina de baja presión de

aproximadamente el 60% del peso del convencional. Esto se sustenta en la reducción

del consumo específico desarrollada con anterioridad, ya que para alcanzar el mismo

empuje con la misma relación de derivación, el flujo másico secundario es más

pequeño.

Ruido

El ruido está fuertemente ligado a la velocidad en punta de álabe y a la relación

de compresión del Fan. La independencia de la velocidad de giro de la turbina de baja

presión y la mejora del consumo específico nos permiten poder reducir la velocidad

angular del Fan para así reducir el ruido, la relación de compresión y la solicitación

mecánica de los álabes. Se ha demostrado que conforme aumenta la relación de

derivación, la relación de compresión se tiende a reducir buscando la óptima relación

entre velocidades del flujo primario y secundario.

Una estimación del ruido que produce el Fan se obtiene elevando a la cuarta la velocidad en punta del álabe (~𝑢𝑝𝑢𝑛𝑡𝑎

4 ). Al reducir esta velocidad, reducimos la

relación de compresión debido a que el trabajo absorbido es menor, manteniéndonos

en la línea de trabajo actual de: cuanto mayor índice de Bypass, menor relación de

compresión. Además obtenemos la consecuente reducción del ruido.

↓ 𝑢 ; 𝑊𝐹 = 𝑢 ∙ 𝑐𝑦2 − 𝑐𝑦1 ; ↓ 𝑊𝐹

𝑊𝐹 =𝐶𝑝 𝑇0

𝜂𝐹∙ 𝑅𝐶𝐹

𝛾−1𝛾 − 1 ; ↓ 𝑅𝐶𝐹

Al reducir la velocidad de giro del Fan, estamos aumentando la durabilidad de

éste debido a que la solicitaciones mecánicas no son tan acusadas como en el caso de

los turbofan tradicionales, reduciendo así el coste de mantenimiento.

En comparación con un turbofan convencional, el turbofan engranado tiene

una reducción de consumo específico del 12% y una disminución del ruido generado

de 16 a 18 dB.

Emisiones

En cuanto a emisiones de óxidos de nitrógeno, el fabricante P&W asegura la

reducción de hasta un 50% respecto al CAEP/6 y un 35% de margen respecto al

CAEP/8. Estos requisitos son establecidos por el Comité para la protección del

Turbofan engranado


medioambiente en aviación (CAEP). La última actualización entró en vigor el 31 de

diciembre de 2013 con CAEP/8.

La gran reducción que permite el turbofan engranado en la quema de

combustible hace posible el alcance de estos objetivos, posicionándolo como una de

las gran opciones a tener en cuenta para un futuro a muy corto plazo.

6.3 Desventajas y Restos a superar

Caja reductora

Como ya hemos comentado, el aumento de peso al instalar una caja reductora

se compensa con la reducción del peso y tamaño de las partes de baja presión. Como

vemos en la figura 6.6 el porcentaje que constituye la caja reductora en el total del

peso aumenta. Al igual que el peso del Fan ya que éste tiene un mayor tamaño y por lo

tanto, peso.

Figura 6.6: Peso de los distintos elementos respecto al total del peso del motor. Turbofan convencional

en la parte superior y turbofan engranado en la parte inferior.

La caja reductora lleva asociadas unas pérdidas mecánicas que, aunque en el

global del motor sean un problema menor debido a que de nuevo se compensan, en

este caso con el aumento del rendimiento propulsivo obtenido, deben intentar

reducirse tanto como se pueda. Estas pérdidas son una fuente de calor adicional para

el aceite, cuya temperatura debe ser controlada mediante refrigeración.

Turbofan engranado


Componentes de baja presión.

Son dignas de una mayor atención las siguientes partes de baja presión.

Fan

El Fan utilizado en un turbofan engranado no presenta demasiadas diferencias

con respecto al Fan accionado directamente. Sin embargo, al tener una relación de

derivación mayor, el Fan es diseñado con un diámetro mayor, aumentando el peso

total del motor. Como se puede apreciar en la figura 6.6, el tanto por ciento en el total

del peso aumenta.

Ante este aumento de peso, nuevos materiales más ligeros como compuestos

de aluminio ligeros son estudiados y puestos sobre la mesa.

Caja reductora

En principio, las cajas reductoras disminuyen la fiabilidad. Como un nuevo

componente instalado en la turbomáquina, deben ser consideradas tanto su fiabilidad,

para salvaguardar la seguridad en vuelo, como su coste de mantenimiento. En este

caso, el fabricante Pratt and Whitney ha puesto en práctica su experiencia en el campo

ya que posee con una gama de cajas de reducción aplicadas a turbohélices, aviones

regionales y helicopteros. Cabe mencionar que algunas de sus cajas reductoras, como

la montada en la familia de motores PT6A, llegan a tener más de 200 millones de horas

en servicio.

Alta velocidad en turbina y compresor de baja.

Tanto la turbina de baja presión como el compresor de baja presión se

encuentran con velocidades angulares altas y por lo tanto, velocidades en punta de

álabe altas, pudiendo llegar a fenómenos de bloqueo sónico.

Para una velocidad absoluta y ángulo de entrada determinada, en el

escalonamiento de de compresor, si aumentamos la velocidad tangencial, se aumenta

la velocidad relativa. Vemos que si mantenemos el radio y ↑ 𝜔 , ↑ 𝑢 =↑ 𝜔 ∙ 𝑅 ,

aumentamos la velocidad relativa y con ello el número de Mach. Por la geometría

convergente, si se alcanzan valores de Mach cercanos a la unidad, comienza a aparecer

el efecto de bloqueo.

Turbofan engranado


De forma análoga, en el caso de la turbina, al aumentar la velocidad periférica

aumenta el número de Mach relativo. Éste no debe superar el valor de 0.75, ya que a

partir de ese valor el comportamiento de la cascada de turbina empeora

considerablemente.

Esto puede producir que las velocidades relativas aumenten en exceso y

lleguemos a números de Mach suficientemente altos como para que nos encontremos

con bloqueos sónicos. Debemos controlar por lo tanto los números de Mach

cuidadosamente.

Cuanto mayores son las velocidades, mayores son las fuerzas centrífugas que el

álabe tiene que soportar y las solicitaciones mecánicas sobre éstos aumentan. Esta

situación se vuelve más crítica en la turbina de baja presión. En ésta, el flujo de gases

tiene una densidad baja, necesitando un área mayor y por lo tanto álabes con mayor

altura y peso.

El diseño del rótor debe estar enfocado a disminuir tanto como se pueda el

peso. La cabeza del álabe se diseña buscando una reducción del peso pero sin que

produzca un decremento significativo del sellado. En la figura 6.7 vemos la complejidad

con la que la cabeza de los álabes de turbina de alta velocidad son diseñados.

𝑢

𝑐3 𝑤3

𝑤′3 𝑀2𝑟 =

𝑤2

𝑅 ∙ 𝛾 ∙ 𝑇2

𝑀1𝑟 =𝑤1

𝑅 ∙ 𝛾 ∙ 𝑇1

𝑢

𝑤1 𝑤′1

𝑐1

Turbofan engranado


Figura 6.7: Cabeza de álabe de una turbina que gira a altas velocidades.

De igual manera, el resto del álabe debe ser diseñado de manera que reduzca

todo lo posible su peso. Como vemos en la figura 6.8 a lo largo del radio del álabe la

sección transversal de éste disminuye minimizando la cantidad de material. En

definitiva las fuerzas centrígufas se transmiten a través de la raíz hasta el disco del

rótor. Para suavizar esta transferencia se diseña una raíz con una mayor longitud axial.

Figura 6.8: Perfil de los álabes de un turbofan convencional y uno engranado.

Altas relaciones de compresión y expansión

Debido a que el número de escalonamientos disminuye, las relaciones de

compresión y las relaciones de expansión en compresores y turbinas, respectivamente,

son mayores. Por ello existe la necesidad de un sellado más cuidadoso para minimizar

flujos secundarios entre rotor y estator.

Turbofan con compresión escalonada


7 Turbofan con compresión escalonada

Buscando una reducción del consumo de combustible a través de un aumento

del rendimiento motopropulsivo nos encontramos con que se podría mejorar:

Rendimiento propulsivo

Rendimiento térmico

Para las tecnologías convencionales, un aumento del rendimiento propulsivo

pasa por un aumento del índice de Bypass, lo que aumenta el gasto con velocidad

cercana a la de vuelo y con ello, aumenta la eficiencia en la propulsión. Sin embargo, al

aumentar la relación de derivación tenemos que aumentar la sección transversal del

motor y esto implica un mayor peso y un mayor arrastre. Es por ello por lo que el valor

de la relación de derivación tiene un óptimo y la mejora por aumento de éste está

limitada por el peso y el arrastre que incurre.

Para un aumento en el rendimiento térmico del ciclo tradicional tenemos que

intentar aumentar la temperatura de entrada en turbina y, a la par, la relación global

de compresión. Como ya hemos visto en capítulos anteriores, la temperatura está

limitada por el máximo admisible en la turbina de alta presión y, con ella, el margen de

relaciones de compresión óptimas está determinado.

Es debido a estas limitaciones por lo que tenemos que plantearnos distintas

tecnologías o soluciones si queremos seguir reduciendo el consumo de combustible.

Como solución para el aumento del rendimiento propulsivo surgen conceptos como los

de Open Rotor y Turbofan engranado, mientras que para el aumento del rendimiento

térmico surgen modificaciones en el ciclo como el turbofan con compresión

escalonada o el turbofan con refrigeración en la compresión y recuperación de calor.



7.1 Principios: Ciclo compuesto con compresión escalonada

Con el objetivo de reducir el trabajo absorbido por el compresor llegamos al

ciclo compuesto con compresión escalonada. Una disminución del trabajo que absorbe

el compresor nos deja mayor salto entálpico disponible en la tobera, por lo que

podemos acelerar más el flujo y con ello obtener más empuje.

Si suponemos una compresión isoterma (01-02) y otra isentrópica (01-02s):

Figura 7.1: Diagramas h-s y p-v para una compresión isoterma.

A través de la expresión del trabajo 𝑊𝑐 = 𝑣 ∙ 𝑑𝑝𝐵

𝐴, vemos que el trabajo para

la compresión es equivalente al área comprendida entre el eje de coordenadas y la

curva. Podemos ver que el área que encierra la curva correspondiente a la compresión

isoterma es menor que la que encierra la curva de compresión isentrópica, y por lo

tanto menos trabajo absorbido.

Presentamos por lo tanto el ciclo compuesto con compresión escalonada de

una turbina de gas.

Figura 7.2: Diagrama h-s que muestra el ciclo compuesto con compresión escalonada.

H

1 1’

2

3

4

h

s

5



H-1’: el aire es comprimido hasta una presión elegida para optimizar el ciclo

en la primera etapa del compresor, tras él entra al intercambiador.

1-1’: el fluido es refrigerado a su paso por el intercambiador, disminuyendo

su temperatura y experimentando una ligera pérdida de presión.

1’-2: el aire entra en el segundo intervalo de refrigeración, aumentando tu

temperatura y tu presión.

2-3: el fluido evoluciona a través de la cámara de combustión


presión.

3-4: los gases de combustión evolucionan por la turbina, produciendo

trabajo para accionar el compresor.

4-5: los gases de combustión se expanden en la tobera propulsiva


vuelo.

En la práctica resulta imposible realizar una compresión isoterma debido al

carácter adiabático de las turbomáquinas utilizadas. Sin embargo se recurre a

compresión en intervalos con refrigeración entre estos, asemejándose así en cierta

medida a la compresión isoterma.

En el caso del ciclo compuesto con compresión escalonada de turbina de gas,

los valores para los cuales se optimiza el trabajo específico y el rendimiento térmico

son mayores que para el ciclo simple.

Si comparamos los dos ciclos con sus relaciones de compresión óptimas, la idea

del ciclo compuesto resulta mucho más atractivo teniendo en cuenta tanto el

rendimiento térmico como el empuje específico. En la figura 7.3 podemos ver que,

para una temperatura determinada, el máximo rendimiento en el caso del ciclo

compuesto es mayor que en el caso del ciclo simple, y a este se llega con una relación

de compresión mayor. En el caso de una temperatura de entrada a turbina de 1100K,

el máximo se obtiene con una relación de compresión de 18:1, mientras que para el

ciclo simple sería de 12:1. En el caso del trabajo específico ocurriría algo similar. En la

figura 7.4 vemos que el trabajo específico tiene un máximo mayor a una mayor

relación de compresión. A 1100K, la relación de compresión que maximiza este es de

12:1, mientras que en el ciclo simple sería de 6:1.



Figura 7.3: Rendimiento térmico en función de la relación de compresión. A la izquierda para una

temperatura de entrada a turbina de 1100K y a la derecha para una entrada de 1300K.

Figura 7.4: Trabajo específico en función de la relación de compresión. A la izquierda para una

temperatura de entrada a turbina de 1100K y a la derecha para una entrada de 1300K.



7.2 Tecnología

Debido a estas mejoras en el ciclo térmico, la introducción de una compresión

escalonada reduce potencialmente el consumo específico de combustible y el

consumo de combustible con unos valores de relación de compresión mayores que en

el caso del ciclo simple. Sin embargo, sin nuevos avances tecnológicos, las mejoras en

el ciclo térmico podrían verse limitadas por la pérdida de presión sufrida en el

intercambiador y los nuevos conductos. En cuanto a las mejoras en el consumo

específico del combustible, podrían quedar anegadas por el aumento del peso o del

arrastre al incrementar el diámetro de la góndola.

NEWAC (New Aero Engine Core Concepts) ha desarrollado un programa en el

que intenta conseguir los objetivos puestos por ACARE (Advisory Council for

Aeronautics Research in Europe) para el 2020. Estos objetivos están enfocados a la

reducción de ruido y emisiones. Uno de sus intentos se ha centrado en el desarrollo de

un turbofan con alta relación de compresión con refrigeración en la compresión,

llamado SP3.

En este caso, el flujo a la salida del compresor intermedio es enfriado antes de

su entrada al compresor de alta presión. La refrigeración se produce usando aire del

conducto de Bypass.

Figura 7.5: Esquema del montaje del motor con refrigeración intermedia

Se ha establecido como base para la comparativa con esta tecnología un

turbofan con un núcleo convencional que utilice el nivel tecnología previsto para el

año 2020. El turbofan con ciclo compuesto también basado es esta previsión, con una

muy alta relación de compresión y un intercambiador tubular. Ambos diseños tienen el

mismo diámetro y unidad de flujo por área. En la tabla 7.1 podemos ver los resultados

de la comparativa mencionada.

Intercambiador de

refrigeración



La reducción del peso en comparación con el turbofan con núcleo

convencional puede atribuirse a varias razones. El peso del intercambiador está

ampliamente compensado por el aumento de empuje específico del flujo principal al

tener más salto entálpico disponible en la tobera, permitiendo reducir el tamaño del

núcleo y aumentando la relación de Bypass para un empuje y diámetro del fan

determinado. La alta relación de compresión con refrigeración también aporta

ventajas para la reducción de tamaño. Al disminuir la temperatura, la densidad del

flujo aumenta, se reduce en gran medida el área necesaria y con ella el peso de los

escalonamientos. Además, en este estudio, debido a la disminución del trabajo

necesario la turbina de baja presión fue diseñada con un escalonamiento menos, que

reduce peso y longitud de la turbomáquina.

Motor Convencional

Motor con

compresión

escalonada

Máximo peso en el despegue [x1000kg]

206.5

202.6

Peso del motor Ref. -5.9%

Peso de la turbina de baja presión Ref. -27.1%

Peso núcleo del motor Ref. -32.5%

Peso de componentes añadidos (% del

peso del motor)

- 7.7%

Peso del combustible Ref. -3.2%

Consumo específico medio en crucero Ref. -1.5%

Rendiemiento térmico Ref. +0.007

Rendimiento propulsivo Ref. +0.000

Tabla 7.1: Comparativa entre motor convencional y motor con refrigeración basados en la tecnología

esperada para el año 2020.



Intercambiador de calor

La estructura utilizada para la instalación del intercambiador sería una muy

similar a la expuesta en la figura 7.6.

La entrada del aire secundario debe recoger la cantidad de flujo necesario

comparativamente similar al flujo que transcurre por el núcleo. Cabe mencionar que

normalmente se diseña con una configuración de tipo anular. El difusor se hace

necesario para reducir la velocidad del flujo con el objetivo de minimizar las pérdidas

de carga todo lo posible. De igual manera, el flujo que proviene del compresor

intermedio también sufre un proceso de difusión con la misma finalidad.

Figura 7.6: Esquema de la configuración de la refrigeración.

El conducto de entrada que direcciona el flujo primario necesita suficiente

longitud para difundir el flujo de forma eficiente y recuperar la presión estática. Sin

embargo, difundir y girar el flujo simultáneamente dificulta fuertemente el diseño. El

conducto desde el intercambiador hasta el compresor de alta presión contiene un flujo

que se está acelerando, el cual puede ser más fácilmente girado un ángulo de hasta

180º.

Teniendo varios pequeños módulos, facilita el mantenimiento y ayuda a

minimizar el peso y el volumen. En la configuración propuesta, cada módulo es de flujo

cruzado, formando un cierto ángulo, como muestra la figura 7.7, para así reducir el

área frontal.

Eyector Bypass Difusor Entrada aire

refrigeración

Compresor

intermedio Entrada al

intercambiador

Salida del

intercambiador

Compresor

alta presión

Intercambiador



Figura 7.7: Esquema del módulo del intercambiador en forma de V.

En el intercambiador propuesto, el diseño consta de entre 20 y 24 módulos,

distribuidos en 4 grupos, dejando espacios en la parte superior, la inferior y ambos

lados, con el fin de mejorar el acceso al núcleo del motor. En la figura 7.8 podemos

observar como quedaría el montaje de todos los módulos del intercambiador .

Figura 7.8: Montaje del intercambiador de refrigeración.

Módulos del

intercambiador

Entrada de flujo de alta presión

(Desde el compresor intermedio)

Salida de aire de

refrigeración

Dirección circunferencial

del motor

Salida del aire de alta presión

(Hacia compresor de alta

presión)

Flujo de aire

refrigerante



7.3 Ventajas

Consumo específico de combustible

En cuanto al reparto de la relación de compresión entre la primera y la segunda

etapa, se ha demostrado que el rendimiento térmico es mayor, y por lo tanto el

consumo específico de combustible es menor, para bajas relaciones de compresión del

compresor intermedio. Este efecto se puede apreciar en la figura 7.9, en la que se

ilusta el consumo específico en función de la relación de compresión del compresor

intermedio y de la efectividad del intercambiador, en un motor con una relación de

compresión global de 50:1 y suponiendo una refrigeración ideal sin pérdidas de carga.

Figura 7.9: Beneficios de introducir refrigeración ideal para una relación de compresión de 50.

Índice de Bypass

También obtenemos una reducción del tamaño del motor y con ello un

aumento del índice de Bypass considerable al incrementar la efectividad del

intercambiador. En la figura 7.10, se ilustra este efecto para una relación de

compresión global determinada y manteniendo el flujo de gases que mueve el fan y el

empuje específico. Esta reducción del peso del núcleo puede compensar la

penalización en el peso al instalar el intercambiador.

Aumentando la efectividad del compresor aumentamos la refrigeración

intermedia, lo que nos aproxima más a la compresión isoterma teórica y, con ello,



disminuimos el trabajo de compresión y por lo tanto el peso, al reducir el número de

escalonamientos. Sin embargo, al aumentar la efectividad estamos aumentando el

área, lo que nos trae un aumento, a veces excesivo, del peso.

Figura 7.10: Variacón de la relación de compresión al introducir refrigeración para una relación de

compresión de 50.

Temperatura de salida del compresor

Actualmente la temperatura a la salida del compresor tiene un límite debido a

la máxima permitida por el metal usado en la fabricación de los álabes. Típicamente

son usadas las aleaciones en base níquel, que tienen una temperatura máxima

admisible que ronda los 950-1000K. Una limitación de ésta acarrea una limitación de la

relación de compresión ya que para un rendimiento politrópico del compresor dado,

éstas son dependientes.

En la actualidad, para los turbofanes destinados a aviones de corto alcance no

presenta una grave restricción ya que las relaciones de compresión no son

excesivamente altas (aproximadamente 30:1). Sin embargo, cuando nos acercamos a

valores de relación de compresión de 40:1, como es el caso en los motores para largo

alcance, nos aproximamos a esta limitación.



Si se da el salto el salto hacia la tecnología descrita en este capítulo, se tendrá la

posibilidad de aumentar en gran medida la relación de compresión. La temperatura de

salida del compresor de alta presión para una relación de compresión determinada es

menor cuanto mayor sea la efectividad del intercambiador, o lo que es equivalente,

cuanto mayor sea la refrigeración. En la figura 7.11 se muestran las diferentes

temperaturas de salida del compresor en función de la efectividad del intercambiador

y la relación de compresión del intercambiador intermedio para una relación de

compresión global de 80:1.

A modo de comparación vemos que para una relación de compresión global de

80:1, relación de compresión del compresor intermedio de 9:1 y una efectividad del

40%, nos encontraríamos aproximadamente en el límite térmico, mientras que con la

tecnología actual, para una relación de compresión de 40:1, ya nos encontramos

próximos a ella.

Figura 7.11: Temperatura de salida del compresor de alta presión para una relación de compresión de

80.

Geometría variable

Los análisis presentados en las secciones previas están enfocadas al punto de

diseño. Asimismo, se podrán alcanzar beneficios significativos en el funcionamiento

fuera de diseño si se utiliza una tobera de geometría variable.



La tobera de geometría variable nos da la posibilidad de aumentar el flujo de

refrigeración, aumentando así la efectividad y disminuyendo el trabajo absorbido por

el compresor. En la figura 7.12 se ilustra el efecto en ambos flujos al aumentar la

refrigeración. De esta manera nos quedaría un mayor salto entálpico a la salida de la

tobera primaria, aumentando así el empuje. Sin embargo, al aumentar el flujo

secundario que pasa por el intercambiador, estamos aumentando la pérdida de carga y

se reduce el empuje en la tobera secundaria. Esto nos lleva a una situación de

compromiso que maximice el empuje en cada punto de operación.

Figura 7.12: Diagramas h-s que representan el efecto del aumento del caudal de refrigeración sobre el

flujo primario y sobre el flujo secundario.

2

’

𝑊𝑐 ↓

𝐸𝐼 ↑

𝑊𝑇 ↓

H

1

2

3

4

5 1’

h

s

𝐸𝐼𝐼 ↓

H

2’

1

’ H

1’

s

h



Un ejemplo de cómo la tobera de geometría variable puede ser utilizada para

aumentar el empuje en condiciones de despegue está ilustrado en la figura 7.13.

Durante este punto de operación, el área se incrementa para permitir aumentar el

flujo de aire de refrigeración y aumentar la transferencia de calor. El aumento del

empuje sería de un 2%.

Figura 7.13: Mejora tras la instroducción de una tobera de geometría variable que varía la cantidad de

aire de refrigeración.

7.4 Desventajas y Retos a superar.

Peso

La instalación de nuevos elementos, como un intercambiador de calor y los

conductos de entrada y salida de éste, aumentan el peso y el tamaño de la máquina

considerablemente. Este efecto es el principal problema por el cual actualmente no es

una solución viable. Para intentar combatir este problema nuevos materiales más

ligeros y resistentes están siendo estudiados por los distintos fabricantes.

Estos elementos añaden una pérdida de carga al flujo que circula por ellos que

debe ser contrarrestada por un mayor número de escalonamientos, lo que en principio

implica mayor peso y tamaño. Este hecho se agraba cuando trabajamos con motores

pequeños, ya que el aumento del peso es significativamente mucho más importante

con respecto al global.



Intentando optimizar el valor de la relación de compresión hemos comprobado

que nos encontramos con relaciones mayores a las del ciclo simple, lo que implica un

aumento de escalonamientos y por consiguiente un aumento del peso del núcleo.

Hemos visto que un aumento de la efectividad se traduce en un aumento de la

refrigeración y en definitiva una mejora del ciclo al aproximarse en mayor medida a la

compresión isoterma. Sin embargo, el aumento de la efectividad puede resultar

perjudicial, ya que para unas temperaturas dadas de entrada al intercambiador, un

aumento de la efectividad va ligado a un aumento del área y puede resultar un peso

excesivo del intercambiador.

Pérdida de presión

Las pérdidas de presión en el intercambiador deben ser tenidas en cuenta.

Como muestra la figura 7.14, con el aumento de la pérdida de presión, el consumo

específico aumenta y puede llegar a anegar el beneficio en éste por la introducción de

una compresión escalonada.

Figura 7.14: Aumento del consumo específico de combustible en función de la pérdida de carga sufrida

en el flujo de refrigeración y en el flujo primario.



Máxima relación de compresión

En el caso del ciclo simple, la relación de compresión global estaba limitada por

la máxima temperatura permisible a la salida del compresor de alta presión. Al optar

por el ciclo compuesto de compresión escalonada, podemos aumentar la relación de

compresión debido a que la temperatura de salida es menor.

Sin embargo, aunque a valores más elevados, la relación de compresión

también se encuentra limitada, pero esta vez por la altura mínima admisible en las

etapas finales del compresor. Al aumentar la presión y disminuir la temperatura, la

densidad aumenta, por lo que el área disminuye considerablemente haciendo que la

altura de álabe sea demasiado pequeña.

La altura mínima admisible se determina por aquella a partir de la cual las

pérdidas anulares son excesivas, reduciendo el rendimiento por escalonamiento. Si

para un radio medio dado reducimos el área necesaria, la relación de aspecto

disminuye y la fricción con el tambor y la carcasa se vuelven más importantes.

Ciclo compuesto regenerativo con compresión escalonada


8 Ciclo compuesto regenerativo con compresión escalonada

Las actuales tendencia que dirigen los motores hasta menores consumos de

combustible se centran principalmente en aumentar el rendimiento propulsivo o

aumentar el rendimiento térmico del ciclo termodinámico.

En este apartado vamos a presentar como se podría aumentar el rendimiento

térmico, el cual es una medida de la calidad del ciclo termodinámico. Para aumentar

este se presentan tres opciones:

Mejorar la eficiencia de los distintos componentes (Rendimientos isentrópicos

y pérdidas de carga en conductos.)

Cambio en las características del ciclo (mayor temperatura de entrada a turbina

y relación de compresión)

Diferente ciclo termodinámico

Si nos decantamos por el primer caso, el margen de mejora está bastante

acotado, ya que con los modernos compresores y turbinas axiales, el rendimiento esta

en valores muy próximos a la unidad. Si afrontamos la segunda opción, nos

encontramos igualmente con restricciones al no poder elevar más la temperatura de

entrada a turbina debido a los materiales de los álabes. Además, no tiene demasiado

sentido aumentar únicamente la relación de compresión ya que esta se elige entre

unos valores que optimizan el ciclo para una temperatura de entrada en turbina.

Por último, al afrontar un cambio en el ciclo termodinámico, nos encontramos

con el ciclo compuesto con compresión escalonada y el ciclo compuesto regenerativo

con compresión escalonada. El primero ya ha sido estudiado en el capítulo anterior,

por lo que el motivo de esta sección será el desarrollo de la tecnología del ciclo

regenerativo compuesto con compresión escalonada. Este diseño abarca un concepto

muy utilizado en máquinas de carácter estacionario, ya que en ellas la instalación de

un intercambiador que transfiera calor desde el flujo tras la turbina de baja presión

hasta el flujo que sale del compresor de alta presión resulta mucho más beneficioso.



8.1 Principios: Ciclo compuesto regenerativo con compresión escalonada

El ciclo compuesto regenerativo con compresión escalonada se basa en dos

puntos:

Refrigeración intermedia en la compresión

Transferencia de calor desde los gases de escape hacia el flujo a la salida del

compresor de alta presión

El primero de ellos, ya tratado anteriormente, busca aproximar la compresión a

una compresión isoterma al dividir ésta en dos estapas e introducir una refrigeración

entre ambas.

Lo novedoso en este concepto es la recuperación de calor de la corriente del

escape para transferírsela al flujo primario justo antes de entrar a la cámara de

combustión, reduciendo de esta manera la cantidad de calor aportado por la quema

de combustible, y por lo tanto una disminución del consumo de combustible. La figura

8.1 representa el ciclo que sufriría el flujo primario y el secundario a su paso por el

motor.



Figura 8.1: Diagrama h-s que ilustra el ciclo termodinámico del flujo primario y del flujo secundario para

un motor con refrigeración intermedia y recuperación de calor.

Flujo primario

H-1: Toda la masa de aire que es introducida al motor es comprimida hasta

una presión determinada por el Fan.

1-2: El aire es comprimido hasta una presión elegida para optimizar el ciclo

en la primera etapa del compresor, tras él entra al intercambiador.

2-2’: El fluido es refrigerado a su paso por el intercambiador, disminuyendo

su temperatura y experimentando una ligera pérdida de presión.

2’-3: El aire entra en el segundo intervalo de compresión, aumentando su

temperatura y su presión.



3-4: El fluido es calentado a su paso por el recuperador gracias a la corriente

de salida, aumentando su temperatura y experimentando una ligera

pérdida de presión.



presión.

5-6: Los gases de combustión evolucionan por la turbina, produciendo

trabajo para accionar el compresor y el Fan.

6-7: El fluido es enfriado al pasar por el recuperador de calor, disminuyendo

la temperatura y ligeramente la presión, para darle energía al fluido a la

salida del compresor.



vuelo.

Flujo secundario

H-1: Toda la masa de aire que es introducida al motor es comprimida hasta

una presión determinada por el Fan.

1-1’: Parte del flujo secundario recibe calor a su paso por el intercambiador

que refrigera el flujo primario. El total del flujo aumenta ligeramente su

temperatura y experimenta una pequeña disminución de presión.

1’-11: Los gases se expanden en la tobera propulsiva secundaria aumentando

su velocidad hasta valores superiores a la velocidad de vuelo.

De esta manera obtenemos grandes beneficios que tienen como resultado un

aumento del rendimiento térmico y del empuje específico. Estos son la disminución

del trabajo de compresión y la reducción del consumo de combustible ya que parte del

calor aportado lo obtenemos del flujo de salida.

Si observamos la figura 7.3, vemos que para el ciclo con refrigeración y

recuperación de calor, el máximo en el rendimiento térmico se consigue para una

relación de compresión mucho más baja que para el caso del ciclo simple y del ciclo

con refrigeración. Para una temperatura de 1100K a la entrada de la turbina, la

relación de compresión que maximiza el rendimiento es de aproximadamente 7:1,

mientras que en el ciclo simple nos encontraríamos en torno a valores de 12:1.



En cambio, para maximizar el empuje específico del ciclo (figura 7.4), nos

encontramos que las relaciones de compresión óptimas para ello se encuentran a la

derecha de las que maximizan el rendimiento, justo al revés que en el caso del ciclo

simple y del ciclo con refrigeración. Para una temperatura de 1100K a la entrada de la

turbina, el empuje específico sería máximo con una relación de compresión de 12:1,

mientras que en el caso de que se trabajase con un ciclo simple estaríamos hablando

de relaciones de compresión de aproximadamente de 6:1.

8.2 Tecnología

Una vez vistas las mejoras teóricas que presenta la utilización de este ciclo

termodinámico, cabe describir la tecnología de la que se haría uso para su puesta en

marcha. Para ello, varios estudios han sido llevados a la práctica por NEWAC con la

finalidad de conseguir los objetivos presentados por ACARE para el 2020.

En la figura 8.2 podemos observar un esquema de la configuración adoptada

para abordar este concepto.

Figura 8.2: Esquema de la sección tranversal del motor con refrigeración y recuperación de calor

desarrollado por NEWAC.

Este motor de tres ejes, instala un intercambiador de calor para la refrigeración

intermedia que tiene lugar en la compresión a costa del aumento de temperatura de

parte del flujo secundario. También podemos apreciar el montaje de un

intercambiador de calor que tiene la función de transferir el calor desde el flujo

primario a la salida de la turbina de baja presión hasta el mismo flujo primario justo

antes de su entrada en la cámara de combustión.



Caja reductora

Con el objetivo de reducir el tamaño y el peso del núcleo del motor, esta

configuración incorpora una caja reductora que permite al fan girar a una velocidad

menor que las partes de baja presión, independizando así estas velocidades y

permitiendo al sistema de baja presión disminuir su tamaño.

Al reducir la velocidad de giro del fan también obtenemos ventajas como la

posibilidad de aumentar de la relación de derivación y una reducción del ruido que

proviene de éste.

Intercambiador de refrigeración

El intercambiador tiene una configuración en contracorriente en el que el fluido

frío de refrigeración es extraído del flujo de bypass sometiendo al flujo primario a un

descenso de su temperatura de aproximadamente 100K. El flujo de refrigeración es

expulsado a través de una tercera tobera adicional con una mayor velocidad de salida

debido a la mayor temperatura de éste, lo que ayuda a compensar las pérdidas de

presión debido a los componentes adicionales. Como vemos en la figura 8.3, al

aumentar la temperatura se compensan en cierta medida las pérdidas de presión.

Figura 8.3: Diagrama h-s del flujo secundario a su paso por el Fan y por el intercambiador.

En la figura 8.4 podemos apreciar el montaje del intercambiador en el motor

estudiado por NEWAC. Un total de ocho módulos son instalados alrededor de los

componentes del núcleo. Los intercambiadores tienen una configuración similar a los

usados en el motor con refrigeración desarrollados en el capítulo anterior.

2’

h

s

H

1’



Figura 8.4: Esquema de la instalación del intercambiador de refrigeración.

Geometría variable

El rendimiento térmico a la entrada de un motor refrigerado y con recuperador

depende en un alto grado del calor transferido en el recuperador. Esto se debe a que,

cuanto mayor sea la temperatura del flujo primario a su entrada en la cámara de

combustión, menor será el calor que se tiene que aportar con la quema de

combustible, y por lo tanto menor consumo de combustible. Es por ello por lo que nos

interesa que el flujo frío a la salida del recuperador tenga la mayor temperatura

posible.

Para un intercambiador dado y suponiendo calores específicos similares en

ambos fluidos, la temperatura de salida del flujo frío está ligada a la temperatura de

entrada del flujo caliente. Por ello, para mantener una temperatura del flujo frío de

salida del recuperador elevada, tenemos que mantener la temperatura de entrada del

flujo caliente lo más alta posible, ya que ésta será la variable principal de la que

depende la primera.



Figura 8.5: Diagrama T-Longitud del intercambiador que se encarga de la recuperación de calor.

Si ↑ 𝑇𝑒𝑛𝑡𝑟𝑎𝑑𝑎 −𝑓𝑐𝑎𝑙𝑖𝑒𝑛𝑡𝑒 , entonces:

↑ 𝑇𝑒−𝑓𝑓𝑟 í𝑜

↑ 𝑄 𝑓𝑟𝑖𝑜 = 𝑚 ∙ 𝐶𝑝 ∙ (𝑇𝑠𝑎𝑙𝑖𝑑𝑎 −𝑓𝑓𝑟𝑖𝑜 − 𝑇𝑒𝑛𝑡𝑟𝑎𝑑𝑎 −𝑓𝑓𝑟𝑖𝑜 )

Dado que el salto de temperatura está determinado por la potencia de

compresión necesaria, una alta temperatura a la salida de la temperatura sólo puede

ser garantizada por una alta temperatura a la entrada de la turbina.

La temperatura a la salida de la cámara de combustión es suficientemente alta

en las condiciones de despegue y al final del ascenso ya que en estos caso se exige el

máximo empuje. Sin embargo, cuando entramos en las condiciones de crucero, se

tiende a reducir la temperatura de entrada a turbina ya que no es necesario un empuje

tan grande y es el punto de operación más importante económicamente para

aplicaciones de largo alcance. Una turbina convencional reduce su temperatura desde

el despegue hasta el crucero del orden de 300-400K. En tal caso, la temperatura

definida no permite una configuración que incorpore un recuperador.

La solución para poder mantener una elevada temperatura, a la vez que

reducimos el empuje y optimizamos según las condiciones, pasa por la instalación de

una turbina de geometría variable. El área a la entrada varía para cada punto de

operación, con el objetivo de mantener la entrada a la turbina de alta presión tan alta

como sea posible. Como vemos en la figura 8.6, un valor de 1750K ha sido elegido para

la mayoría de las condiciones de vuelo.

𝑇𝑒𝑛𝑡𝑟𝑎𝑑𝑎 −𝑓𝑐𝑎𝑙𝑖𝑒𝑛𝑡𝑒

𝑇𝑒−𝑓𝑓𝑟 í𝑜

𝑇𝑠−𝑓𝑓𝑟 í𝑜

Longitud

T



Figura 8.6: Temperaturas de entrada a turbina, entrada al recuperador y salida de éste para las distintas

condiciones de vuelo.

En la figura 8.7 vemos como el área de entrada a la turbina de baja presión

aumenta o disminuye según varían los puntos de operación y con ellos la geometría

necesaria a la entrada.

Figura 8.7: Área de entrada a la turbina según las condiciones de vuelo referidas al punto operativo de

máximo ascenso.

Una ventaja asociada a la incorporación de este sistema es la reducción de la

fatiga térmica en las zonas calientes del motor. En un diseño convencional, la gran

diferencia entre las temperaturas en despegue, crucero y aterrizaje, propician un

aumento de la fatiga térmica a la que están expuestos los distintos elementos.

Manteniendo la temperatura relativamente constante este efecto se reduce, aunque,

en contrapartida, la alta temperatura favorece el fenómeno de creep.



Recuperador

El recuperador se encuentra tras la turbina de baja presión. Un sistema de

colectores y conductos lleva el aire de salida del compresor hasta los módulos del

intercambiador de calor y tras él lo devuelve a la entrada de la cámara de combustión

(figura 8.8). El aumento de la temperatura del flujo es de aproximadamente 200K a

través del intercambiador de flujo cruzado desarrollado por MTU, una de las

compañías colaboradores en la asociación que ha llevado a cabo este prototipo.

Figura 8.8: Esquema del recuperador de calor desarrollado por MTU para el programa SP2.

El diseño del intercambiador que actúa como recuperador de calor debe tener

en cuenta los desafíos que presenta el ambiente con altas temperaturas en la zona de

escape, ya que los módulos están sujetos a una máxima temperatura de 900K y deben

soportar los grandes ciclos térmicos. El diseño desarrollado por MTU se ilustra en la

figura 8.9. El perfil de tubos combina una alta transferencia de calor con una mínima

pérdida de presión. La estructura en detalle se puede apreciar en la figura 8.10, la

forma elíptica de los tubos incrementa la superficie disponible para que tenga lugar la

transferencia a la vez que ofrece una pérdida de presión baja al flujo de escape.



Figura 8.9: Representación de un módulo del recuperador.

Figura 8.10: Esquema de la distribución y de la geometría tubular del intercambiador de recuperación

Actualidad

Las distintas instituciones colaboradoras que forman NEWAC han desarrollado

un programa específico para el estudio de esta tecnología. Bajo el nombre de SP2,

intenta conseguir diversos objetivos, enfocados mayoritariamente en la reducción del

consumo de combustible.

A continuación se presentan los valores de los distintos parámetros que se

prevén que alcance esta tecnología para el año 2020. Se ha establecido como base de

referencia un turbofan con núcleo convencional. El turbofan con refrigeración y

Salida flujo frío Entrada flujo caliente

Entrada flujo frío

Salida flujo caliente



recuperación tiene un diseño de muy alta relación de derivación haciendo uso de la

tecnología prevista para el 2020.

Núcleo

convencional en el

año 2000

Núcleo

refrigerado con

recuperador en

2020

Máximo peso en despegue [x1000kg] 230 207.4

Relación Empuje/Peso Ref. -12%

Peso del motor Ref. +16.5%

Peso de la góndola Ref. +29.7%

Peso del Fan Ref. +36.6%

Peso de la turbina de baja presión Ref. -17.1%

Peso de los componentes adicionales

(Referido al total del peso del motor)

- 25.4%

Peso de combustible Ref. -21.6%

Consumo específico de combustible en crucero Ref. -18.3%

Rendimiento térmico Ref. +0.024

Rendimiento propulsivo Ref. +0.120

Tabla 8.1: Comparativa de un motor convencional en el año 2000 frente a un motor con refrigeración y

recuperación de calor previsto para el 2020.



Como se puede apreciar, un beneficio importante cercano al 22% en el

consumo de combustible es obtenido con esta tecnología. El uso de un fluido con más

alta temperatura para la refrigeración de la turbina de alta presión supone una mejora

del 1.3% en el consumo específico gracias a mayor cantidad de energía recuperada, a

pesar del aumento del caudal de refrigeración (+3.5%).

El peso esperado para el motor con refrigeración y recuperación es mayor que

para el convencional. Por una parte tenemos un beneficio en cuanto al peso al utilizar

materiales más ligeros junto con la reducción del número de escalonamientos de la

turbina de baja presión al utilizar una caja de reducción. También obtenemos

beneficios debidos a la relativamente menor relación de compresión y a la disminución

del trabajo de compresión, que se traducen en una reducción del número de

escalonamientos necesarios en el compresor y en la turbina, y por lo tanto, menor

tamaño y peso del motor. Por otra parte, la introducción de una caja de reducción, un

intercambiador para la refrigeración y otro para la recuperación, nos lleva a un

significativo aumento del peso del motor.

Debe ser mencionado también que se ha asumido una reducción del empuje

específico, que conlleva a mayores diámetros del fan y por lo tanto, mayor peso de

éste y la góndola.

8.3 Ventajas

Aire caliente como refrigerante de álabes

Otra ventaja digna de nombrar es la utilización de un fluido de refrigeración de

álabes con más temperatura. En este caso, el sangrado se realizaría tras el recuperador

de calor, justo antes de la entrada a la cámara de combustión. De acuerdo a

investigaciones previas, esto implicaría un incremento de aproximadamente un 2-3%

en el aire de refrigeración, ya que al estar el aire a mayor temperatura necesita más

cuadal másico. Sin embargo, esto se ve compensado por la mayor cantidad de energía

recuperada.



Este hecho se debe a que al aumentar la temperatura del fluido que refrigera

los álabes aumenta también la temperatura de mezcla final tras la corona refrigerada y

así aumenta la temperatura de salida de la turbina. En la figura 8.11 se presenta el

diagrama con la demostración de éste hecho, siendo T04 la temperatura de entrada al

recuperador con una temperatura mayor de refrigeración, mientras que T’04 es aquella

con una temperatura menor de refrigeración.

Figura 8.11: Diagrama h-s que muestra como la temperatura tras las coronas refrigeradas varía según la

temperatura del fluido de refrigeración.

El beneficio total se cuantifica en términos de mejora del consumo específico,

el cual tiene una reducción de aproximadamente 2%, lo que alcanzaría en total un 20%

de reducción del consumo específico de combustible frente a un turbofan

convencional diseñado en 1995. En contrapartida, las dimensiones del intercambiador

y del sistema de tuberías se verían incrementadas para dar cabida al aumento de flujo

de refrigeración en álabes.

Rendimiento propulsivo

Indirectamente obtenemos una mejora del rendimiento propulsivo. Al

aumentar el rendimiento térmico podemos permitirnos reducir el tamaño del núcleo y

junto con la posibilidad de aumentar el diámetro gracias a la caja reductora, nos lleva a

poder aumentar la relación de derivación considerablemente. Este aumento de la

relación de derivación acarrea una mejora del rendimiento propulsivo debido a que

𝑇04

𝑇 ′04

Al recuperador

03

s

h



mayores masas de aire a velocidades cercanas a la velocidad de vuelo son movidad por

el fan.

Emisiones

La significativamente menor relación de compresión en comparación con un

motor convencional permite el uso de quemadores de muy bajas emisiones, los cuales

no pueden ser usados en turbinas con altas relaciones de compresión.

8.4 Desventajas y retos a superar

Sistema variable.

Como hemos vemos en la figura 8.7, el rango de variación de la geometría

variable es extremadamente amplio, y sin duda posee un serio reto constructivo.

Además, con la instalación de este sistema aumentarán los costos de producción y

operación debido a su complejidad y a la disminución de la fiabilidad del motor. En

aumento del peso al incluir un mecanismo que varíe la geometría es digno de tener en

cuanta también.

Peso

Para una finalidad aeronautica el peso es particularmente fundamental. La

instalación de nuevos componentes como el intercambiador de refrigeración con los

conductos asociados, la tercera tobera adicional y especialmente el recuperador de

calor junto con el sistema de conductos entre éste y el compresor, hacen que el peso

total del motor aumente considerablemente. Se estima que el sistema de escape

tendría un peso de aproximadamente 1000kg por motor.

Sin embargo, se puede llegar a tener una compensación en cuanto al peso total

debido a la posibilidad de reducir el tamaño del motor, ya que el rendimiento térmico

aumenta. Una reducción de los escalonamientos en la turbomáquina favorecería esta

compensación debido a la relación de compresión más baja. No obstante, aún así el

gran peso del sistema de recuperación de calor es el gran desafío que la aeronáutica

intenta de solventar.

Referencias


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