Turborreactor

El turborreactor (n'inglés: turbojet)^[1] ye'l tipu más antiguu de los motores de reaición d'usu xeneral. El conceutu foi desenvueltu en motores práuticos a finales de los años 1930 de manera independiente por dos inxenieros, Frank Whittle nel Reinu Xuníu y Hans von Ohain n'Alemaña; sicasí la reconocencia de crear el primer turborreactor dáse-y Whittle por ser el primeru en concebir, describir formalmente, patentar y construyir un motor funcional. Von Ohain, sicasí, foi'l primeru n'utilizar el turborreactor pa propulsar un avión.

El ciclu de trabayu d'esti tipu de motores ye'l de Brayton, ye similar al del motor recíprocu por cuntar cola mesma disposición de los tiempos de trabayu (almisión, compresión, combustión y escape o espansión). Un turborreactor consiste nuna entrada d'aire, un compresor d'aire, una cámara de combustión, una turbina de gas (que mueve'l compresor del aire) y una tobera. L'aire entra comprimío na cámara, calezse y espande pola combustión del combustible y entós ye espulsáu al traviés de la turbina escontra la tobera siendo aceleráu a altes velocidaes p'apurrir la propulsión.^[2]

Los turborreactores son solo eficientes a velocidaes supersóniques^[3] y son bien ruidosos. Ye por ello que la mayoría de los aviones modernos usen nel so llugar motores turbohéliz a velocidaes baxes o turbofan a velocidaes altes, que peracaben menos combustible y son más silenciosos. Sicasí, los turborreactores inda son bien comunes en misiles de cruceru de mediu algame por cuenta de la so gran velocidá d'escape, baxa área frontera y relativa simplicidá.

Per este mesmu motivu, la so utilidá n'otru tipu de vehículos ye bien llindada. Fueron utilizaos en casos aisllaos pa bater récores de velocidá en tierra, como nel casu del Thrust SSC.

Funcionamientu

Vista en corte d'un de Havilland Goblin, un turborreactor de fluxu centrífugo utilizaos nos primeros aviones de reacción británicos.

Diagrama qu'amuesa'l funcionamientu d'un motor turborreactor de fluxu centrífugo.

Ficheru:J85 gue 17a turbojet engine.jpg

Vista en corte d'un General Electric J85, un turborreactor de fluxu axial diseñáu nos años 1950 utilizáu pol Northrop F-5 y otros aviones militares.

Diagrama qu'amuesa'l funcionamientu d'un motor turborreactor de fluxu axial.

Pa la fase de compresión, úsense compresores axiales o centrífugos qu'estrúin grandes volumes d'aire a una presión d'ente 4 y 32 atmósferes.^{[ensin referencies]} Una vegada comprimío l'aire, introducir nes cámares de combustión onde'l combustible ye quemáu de forma continua. L'aire a alta presión y alta temperatura (esto ye, con más enerxía qu'a la entrada) ye lleváu a la turbina, onde s'espande parcialmente pa llograr la enerxía que dexa mover el compresor (similar al funcionamientu del turbocompresor que s'atopa nos automóviles). Dempués, l'aire pasa por una tobera na que ye aceleráu hasta la velocidá de salida.

Nesti tipu de motores la fuercia impulsora o emburrie llograr pola variación de la cantidá de movimientu según la Tercer Llei de Newton, qu'establez que toa aición trai una reacción igual de sentíu contrariu. Al propulsar grandes volumes d'aire escontra tras a gran velocidá, produzse una reacción qu'impulsa l'aeronave escontra alantre. Anguaño, estos motores algamen emburries d'hasta 50 tonelaes.^{[ensin referencies]}

Comparanza con otros motores similares

Esti tipu de motores ye llargamente utilizáu en aeronáutica, yá que presenta delles ventayes frente a los motores alternativos:

Ye más eficiente en términos de consumu de combustible.
Ye más senciellu y tien menos partes móviles.
Tien una meyor rellación peso/potencia.
Rique menor caltenimientu.
La vida útil ye más llarga.

Magar el turborreactor ye más eficaz en dellos aspeutos respeuto d'otros tipos de motores d'usu aeronáuticu, comparáu a los estatorreactores tien desventaxes téuniques a la de la construcción y del caltenimientu. Los estatorreactores, a diferencia de los reactores, pulsorreactores y motores de combustión interna, ufierten el sistema valveless (ensin válvula como los tipu Lockwood Hiller) y que tienen ventayes significatives tales como:

Falta de pieces móviles.
Rellaciones peso/emburrie mayores que los reactores.
Imposibilidá de fallu por ingestión de partícules sólides.
Fai posible usar otros combustibles como aceites naturales, alcoholes o gases licuados ensin cambéu dalgunu.
Construcción simple.
Fácil disponibilidad de materiales.

Meyores na eficiencia

La rellación de compresión foise amontando progresivamente dende los primeres turborreactores (en 1930 yera d'ente 3:1 y 6:1, ente que los más recién varien ente 40:1 y 50:1).^[4] Esto aumenta la eficiencia del ciclu termodinámicu según la ecuación $\eta =1-\left({\frac {P_{1}}{P_{2}}}\right)^{(\gamma -1)/\gamma }$ , siendo $\eta$ el rendimientu, $P_{1}$ y $P_{2}$ les presiones a la entrada y salida del compresor respeutivamente y $\gamma$ el coeficiente de dilatación adiabática (nel aire ye aproximao 1,4).

Medría de la rellación de presión nel compresor

Cuanto mayor ye la distancia ente los dos isobares, mayor ye'l rendimientu del Ciclu Brayton.

Por aciu l'usu de palas variables nel estátor pueden consiguise meyores sistemes de control del fluxu d'aire y evítense fugues d'aire a altes presiones y temperatures.^[4]

Amás una configuración con dos rotores coaxiales ufierta ventayes adicionales:^[4]

Selección de velocidaes óptimas pa les etapes d'alta y baxa presión (embrivíu HP y LP, del inglés High Pressure y Low Pressure).
Amenorgamientu del númberu d'etapes nel compresor.
La refrigeración del aire realízase más fácilmente ente dambos rotores.
L'arranque del motor ye más senciellu, yá que solo ye necesariu faer rotar al rotor d'alta presión.

Medría de la temperatura na turbina d'alta presión

Al igual qu'asocede cola presión, la temperatura a la entrada de la turbina inflúi na eficiencia del ciclu Brayton.

Los primeres turborreactores utilizaben palas sólides, de cuenta que la temperatura máximo dependía direutamente de les meyores nos materiales estructurales (unos 1.100 °C).^[4] A partir de les décades de 1960 y 1970 empezar a construyir palas bueques con refrigeración interna por aciu el moldio a la cera perdida. Anguaño esta refrigeración realizar por aciu la téunica single crystal casting o moldio con monocristales, lo qu'aumenta'l tiempu que pueden tar sometíes a grandes tensiones.

Doble fluxu d'aire

Nun motor turbofan parte del aire ye esviáu a un fluxu llateral.

La mayoría de los aviones modernos, tanto civiles como militares, usen una versión modificada del turborreactor denominada turbofan, que tien les siguientes ventayes:^[5]

Evita les perdes por compresibilidad que llinden la velocidá de cruceru a la que puede volar de forma eficiente nos aviones de héliz.

El pesu por unidá de potencia ye significativamente menor, o lo que ye lo mesmo, aumenta la rellación emburrie a pesu.
Ye capaz de producir una cantidá enorme de potencia ensin restricciones mecániques importantes.
La eficiencia ye aproximao la mesma que la de los motores alternativos más eficientes diseñaos p'aviación, cola ventaya de qu'esti rendimientu máximu consiguir a una velocidá mayor.
Ye más fiable y puede operar más hores qu'otros motores ensin un caltenimientu refechu.

Ver tamién

Referencies

↑ Jorge García de la Cuesta Terminoloxía aeronáutica
↑ «Turbojet Engine» (inglés). NASA Glenn Research Center. Consultáu'l 16 d'abril de 2010.
↑ Ernest Vallbona. «Motor de Turbina». Consultáu'l 21 de payares de 2014.
↑ ^4,0 ^4,1 ^4,2 ^4,3 «Mechanical Design of Turbojet Engines» (n'inglés). Université de Liège. http://www.ltas-cm3.ulg.ac.be/AERO0023-1/ConceptionMecaTurbomachine.pdf. Consultáu'l 21 de payares de 2014.
↑ «Turbojet and Turbofan Systems» (n'inglés). NASA. Archivado del original el 2010-09-14. https://web.archive.org/web/20100914184628/http://www.hq.nasa.gov/pao/History/SP-468/ch10-3.htm. Consultáu'l 21 de payares de 2014.

[1] Jorge García de la Cuesta Terminoloxía aeronáutica

[2] «Turbojet Engine» (inglés). NASA Glenn Research Center. Consultáu'l 16 d'abril de 2010.

[3] Ernest Vallbona. «Motor de Turbina». Consultáu'l 21 de payares de 2014.

[:0-4] 4,0 ^4,1 ^4,2 ^4,3 «Mechanical Design of Turbojet Engines» (n'inglés). Université de Liège. http://www.ltas-cm3.ulg.ac.be/AERO0023-1/ConceptionMecaTurbomachine.pdf. Consultáu'l 21 de payares de 2014.

[5] «Turbojet and Turbofan Systems» (n'inglés). NASA. Archivado del original el 2010-09-14. https://web.archive.org/web/20100914184628/http://www.hq.nasa.gov/pao/History/SP-468/ch10-3.htm. Consultáu'l 21 de payares de 2014.

[1]

[2]

[3]

[4]

[5]