Motor de reaición

Un motor de reacción, reactor o jet (del inglés jet engine),^[1][2] ye un tipu de motor que descarga un remexu de fluyíu a gran velocidá pa xenerar un emburrie acordies coles lleis de Newton. Esta definición xeneralizada del motor de reacción inclúi turborreactores, turbofanes, motores cohete, estatorreactores y pulsorreactores, pero, nel so usu común, el términu refierse xeneralmente a una turbina de gas utilizada pa producir un remexu de gases pa propósitos de propulsión.

Historia

Los motores de reacción pueden ser dataos dende'l sieglu I d. C. , cuando Herón d'Alexandría inventó la eolípila. Ésta utilizaba'l poder del vapor empobináu al traviés de dos salíes, que causaba qu'una esfera xirara rápido sobre la so exa dando asina un xiru raramente hexagonal. Sicasí, l'aparatu nunca foi utilizáu pa realizar trabayos mecánicos y les potenciales aplicaciones práutiques de la invención de Herón nun fueron reconocíes. Consideróse como un interés, yá que nun tenía usu dalgunu y nel so momentu nun tenía utilidá específica.

La propulsión a esquita empezó cola invención del cohete polos chinos nel sieglu XI. El sistema de propulsión del cohete foi utilizáu primeramente pa crear fueos artificiales pero gradualmente progresó pa crear dellos tipos d'armes, anque la so teunoloxía nun progresó mientres sieglos.

El problema yera qu'esos cohetes yeren demasiáu ineficaces pa ser útiles na aviación xeneral. Mientres los años 1930, el motor de combustión interna nes sos distintes formes (radial estáticu y rotatoriu, esfrecíos per aire y líquidu) yera l'únicu tipu de planta motriz disponible pa los diseñadores aeronáuticos. Sicasí, los inxenieros empezaron a entender que'l motor de pistones taba llindáu en términos del máximu rendimientu que podía algamar; la llende yera esencialmente'l de la eficiencia de la héliz.^[3] Ésta algamaba'l so máximu cuando les puntes de les palas averar a la velocidá del soníu. Si'l rendimientu del motor, y por tanto del avión, quería amontase pa superar esta barrera, tenía d'atopase una nueva manera p'ameyorar radicalmente'l diseñu del motor de pistones, o se precisaba desenvolver un nuevu tipu de planta propulsora. Esto foi'l motivu pal desenvolvimientu del motor de reacción.

Los primeros intentos de reactores fueron diseños híbridos nos qu'una fonte d'enerxía esterna apurría la compresión. Nesti sistema, denomináu «termorreactor» por Secondo Campini, l'aire yera primeru comprimíu por una héliz movida por un motor de pistones convencional, depués entemecíase col combustible y amburaba pa crear l'emburrie. Exemplos d'esti tipu de diseñu fueron el Coandă-1910 de Henri Coandă, darréu'l Caproni Campini N.1 o CC.2 y el motor Tsu-11 xaponés pa impulsar nos aviones kamikaze Yokosuka MXY-7 Ohka a finales de la Segunda Guerra Mundial. Nengún yera dafechu eficiente, y el Caproni Campini N.1 inclusive yera más lentu que'l so diseñu tradicional con motor de pistones y héliz.

La clave pa un reactor útil foi la turbina de gas, utilizada pa estrayer enerxía pa impulsar el compresor dende'l mesmu motor. La turbina de gas nun yera una idea nueva: la patente pa una turbina estacionaria foi dada a John Barber n'Inglaterra en 1791. La primera turbina de gas que funcionó de forma autosostenida exitosamente foi construyida en 1903 pol inxenieru noruegu Ægidius Elling. Les primeres patentes pa la propulsión a esquita fueron daes en 1917. Les llimitaciones nel diseñu y na metalurxa torgaron qu'estos tipos de motores fueren fabricaos. Los principales problemes yeren la seguridá, la fiabilidá, el pesu y, especialmente, el funcionamientu continuu.

En 1929, l'aprendiz Frank Whittle unvió formalmente les sos idees pa un turborreactor a los sos superiores. El 16 de xineru de 1930, n'Inglaterra, Whittle pidió la so primer patente (dada en 1932). La patente amosaba un compresor axial de dos etapes alimentando a un compresor centrífugu d'un únicu llau. Whittle darréu concentróse nun compresor centrífugu más simple por delles razones práutiques. En 1935, Hans von Ohain empezó a trabayar nun diseñu similar n'Alemaña, aparentemente ensin tar informáu del trabayu de Whittle, y nesi mesmu añu, n'España l'inxenieru aeronáuticu militar Virgilio Leret yá disponía d'un proyeutu d'un motor a reacción denomináu Mototurbocompresor de Reacción Continua, patentáu en Madrid el 28 de marzu de 1935, pero'l so fusilamiento al añu siguiente torgó-y desenvolver el proyeutu, que los sos planos suministró un pariente republicanu al exércitu inglés.

Whittle tuvo'l so primer motor llistu n'abril de 1937. Taba alimentáu por combustible líquidu ya incluyía una bomba autocontenida. El motor de Von Ohain, con cinco meses de retrasu respeuto al de Whittle, utilizaba gas que s'apurría so una presión esterna, por tantu nun yera autocontenido. L'equipu de Whittle esperimentó casi un fracasu cuando'l motor non pudo parase, inclusive dempués de cortar el combustible. El combustible penerárase nel motor y atropóse, polo que'l motor nun se pararía hasta que se quemar tol combustible.

Ohain contautó con Ernst Heinkel, unu de los principales industriales d'aviación de la dómina, que vio les posibilidaes del nuevu diseñu. Heinkel mercara apocayá la compañía de motores Hirth, y Ohain y el so maquinista xefe, Max Hahn, fueron asignaos como una nueva división de la compañía Hirth. El so primer motor, el HeS 1, empezó a funcionar en setiembre de 1937. A diferencia del diseñu de Whittle, Ohain utilizó hidróxenu como combustible, apurríu so presión esterna. Los siguientes diseños remataron nel motor alimentáu por gasolina HeS 3 de 5 kN, que foi utilizáu pa fornir nun He 178 y voló per primer vegada'l 27 d'agostu de 1939 por Erich Warsitz nel aeródromu de Marienehe. L'He 178 convertir nel primer avión de reacción.

Nesos momentos, el motor de Whittle empezó a ser útil y el so Power Jets Ltd. empezó a recibir dineru del Ministeriu del Aire. En 1941 una versión del motor denomináu W.1 con una potencia de 4 kN foi utilizada nel avión Gloster Y28/39 especialmente construyíu pal motor y realizó el so primer vuelu'l 15 de mayu de 1941.

Motor nun avión (A320 de Clickair).

Un problema colos primeros diseños, que se denominaben motores de fluxu centrífugo, yera que'l compresor trabayaba llanzando (acelerando) l'aire dende la entrada d'aire central a la periferia del motor, onde l'aire yera comprimíu, convirtiendo la so velocidá en presión. Una ventaya d'esti diseñu foi que yá yera bien conocíu, siendo implementáu en supercompresores centrífugos. Sicasí, daes les llimitaciones teunolóxiques, el compresor precisaba ser d'un gran diámetru pa producir la potencia riquida.

L'austriacu Anselm Franz de la división de motores de Junkers (Junkers Motoren o Jumo) solucionó estos problemes cola introducción del compresor de fluxu axial, que yera esencialmente una turbina en reversa. L'aire venía del frente del motor y yera impulsáu escontra la parte posterior por una etapa de hélices, onde topetaba contra un grupu de hélices que non rotaban. El procesu nun s'averaba en potencia al del compresor centrífugu, polo que s'añedir dellos grupos de hélices pa consiguir la compresión necesaria. Inclusive con tola complexidá añadida, el motor yera d'un diámetru enforma menor. Jumo foi asignáu pal siguiente motor y la resultancia foi'l Jumo 004. Tres dellos problemes menores, la producción en serie d'esti motor empezó en 1944 como planta motriz pal primera caza a reacción, el Messerschmitt Me 262 (y darréu el primer bombarderu reactor, el Aráu Ar 234). Tres la Segunda Guerra Mundial, los aliaos estudiaron el Me 262 y la so teunoloxía contribuyó a los primeros caces a reacción estauxunidenses y soviéticos.

Los motores de fluxu centrífugo fueron ameyoraos dende la so introducción. Coles meyores na teunoloxía de rodamientos, la velocidá de les exes aumentó, amenorgando n'importancia'l diámetru del compresor. Un llargor menor del motor permanez siendo una ventaya d'esti diseñu. Amás, los sos componentes son robustos, ente que los motores de fluxu axial son más propensos a ser estropiaos por oxetos esternos.

Tipos

Esiste una gran cantidá de distintos tipos de motores de reacción, nos que toos llogren propulsión por aciu la espulsión de fluyíos a altes velocidaes.

Comparanza

L'impulsu de movimientu d'un motor ye igual a la masa d'aire multiplicáu pola velocidá cola que'l motor espulsa esa masa:

${\displaystyle I=mc}$

onde ${\displaystyle m}$ ye la masa d'aire y ${\displaystyle c}$ la velocidá d'espulsión. Puede considerase qu'un avión vuela a mayor velocidá si emite la masa d'aire con una velocidá d'espulsión mayor o si emite más cantidá d'aire per segundu a la mesma velocidá. Sicasí, cuando l'avión vuela con cierta velocidá ${\displaystyle v}$, l'aire mover xunto a él, creando una resistencia na entrada d'aire.

La mayoría de los motores de reacción tienen una entrada d'aire, qu'apurre la mayor parte del gas que va salir pola tobera. Los motores de cohete, sicasí, nun tienen una entrada d'aire, llevando na so estructura tantu l'oxidante como'l combustible. Poro, los motores de cohete nun tienen una resistencia, l'emburrie en brutu de la tobera ye l'emburrie netu del motor. Por cuenta de esto, les carauterístiques d'emburrie d'un motor de cohete son distintos a les de los motores de reacción de toma d'aire.

El reactor de toma d'aire namái ye útil si la velocidá del gas que va escontra'l motor, ${\displaystyle c}$, ye mayor que la velocidá del avión, ${\displaystyle v}$. L'emburrie netu del motor ye igual al que sería si'l gas fora espulsáu a una velocidá de ${\displaystyle c-v}$. El momentu sería igual a:

${\displaystyle S=m(c-v)}$

El turbopropulsor tien un ventilador que toma y acelera una gran masa d'aire anque sigue llindáu a la velocidá de cualquier avión de héliz convencional. Cuando l'avión supera en velocidá esa llende, les hélices nun apurren nengún emburrie (${\displaystyle c-v<0}$).

Los turborreactores y otros motores similares aceleren una cantidá de masa d'aire menor, pero emite esa masa a velocidaes más altes con una tobera de Laval. Esta ye la razón pola que pueden soportar velocidaes supersóniques y mayores.

Per otra parte, la eficiencia enerxética ye mayor cuando'l motor espulsa tanta masa d'aire posible a esa velocidá, comparable a la velocidá del avión. La so fórmula ye^[5]

${\displaystyle \eta ={\frac {2}{1+{\frac {c}{v}}}}}$

El turbofán de camín baxu tien l'amiestu de dos fluxos d'aire, cada unu con distintes velocidaes, c₁ y c₂, y con mases m₁ y m₂ respeutivamente. L'emburrie d'esti tipu de motor ye :S = m₁(c₁ - v) + m₂(c₂ - v) Estos tipos de motores son eficientes a velocidaes baxes, menores que la de reactores puros, pero mayores que les de turboeje y hélices polo xeneral. Por casu, a 10 km d'altitú, el turboeje ye más efectivu a velocidaes de Mach 0,4, el turbofan de camín baxu ye más efectivu a velocidaes de Mach 0,75 y los reactores cuando s'averen a Mach 1, la velocidá del soníu.

Los motores de cohete afáense meyor a altes velocidaes y altitúes. A una velocidá dada, la eficiencia y emburrie d'un motor de cohete ameyora llixeramente cola medría d'altitú, onde un turborreactor o turbofan mengua'l so emburrie netu por cuenta de la menor densidá de la masa d'aire qu'entra nel so toma.

Turborreactor

Elementos básicos del ciclu de Brayton: c compresor, b cámara de combustión, t turbina

Un turborreactor ye un tipu de motor de combustión interna utilizáu de cutiu pa impulsar una aeronave. L'aire ye abasnáu a un compresor rotatoriu al traviés de tomar d'aire y ye comprimíu, mientres delles etapes socesives, a alta presión antes d'entrar na cámara de combustión. El combustible ye entemecíu col aire comprimío y engafao. Esti procesu de combustión aumenta considerablemente la temperatura del gas. La resultancia de la combustión sale pa espandise al traviés de la turbina, onde s'estrayi la enerxía pa mover el compresor. Anque esti procesu d'espansión amenorga tantu la temperatura como la presión del gas, estos caltiénense xeneralmente cimeros a los del mediu. El fluxu de gas de salida de la turbina espandir a la presión ambiental al traviés d'una tobera de propulsión, produciendo un remexu a altes velocidaes. Si la velocidá d'esti remexu de gases supera a la velocidá del avión, entós hai un emburrie netu palantre.

So condiciones normales, l'acción de bomba del compresor asegura cualquier retrocesu del fluxu, consiguiendo asina un procesu continuu nel motor. Ello ye que el procesu completu ye similar al ciclu de cuatro tiempos, pero onde l'almisión, compresión, ignición, espansión y salida realízase simultáneamente, pero en distintes seiciones del motor. La eficiencia d'un motor de reacción depende fuertemente de la rellación de presiones y la temperatura de la turbina.

Comparando'l turborreactor col motor convencional a héliz, el primeru toma una cantidá relativamente pequeña de masa d'aire y aceléralo considerablemente, ente que una héliz utiliza una masa d'aire grande y acelerar namái una pequeña parte. La salida de gases a altes velocidaes d'un turborreactor facer eficaz a velocidaes altes, especialmente a les supersóniques, y a altitúes elevaes. N'aviones más lentos y aquellos que namái realicen vuelos curtios, una héliz propulsada por una turbina de gas, conocíu como turbopropulsor, ye más común y eficiente.

El diseñu de turborreactor más simple ye d'una sola bobina, nel qu'una única exa coneuta la turbina al compresor. Pa diseños con rellaciones de presión más altes suelen tener dos exes concéntricos, ameyorando la estabilidá del compresor. La exa d'alta presión coneuta'l compresor y turbina d'alta presión. Esta bobina esterna d'alta presión, cola cámara de combustión, forma'l nucleu o xenerador del motor. La exa interna coneuta'l compresor de baxa presión cola turbina de baxa presión. Dambes bobines pueden funcionar llibremente pa consiguir velocidaes óptimas, como n'aviones supersónicos como'l Concorde.

Turbofan

La mayoría de los motores de reacción modernos son realmente turbofans, tamién llamaos turboventiladores, onde un compresor de baxa presión actúa como un ventilador (fan, n'inglés), apurriendo aire comprimío non yá al nucleu del motor, sinón a un conductu de derivación. El fluxu d'aire derivao bien pasa a una tobera fría separada o s'entemez colos gases de salida de la turbina de baxa presión, antes d'espandise al traviés d'una tobera de fluxu misto.

Los motores turbofan civiles tienen un emburrie específicu baxu (emburrie netu estremáu pol fluxu d'aire) pa caltener el ruiu del motor baxu y ameyorar la eficiencia nel combustible. Arriendes d'ello, la rellación de derivación (fluxu de derivación estremáu pol fluxu del nucleu) suel ser alta, ente 4:1 y 8:1. Namái se precisa una única fase de ventilador por cuenta de que'l baxu emburrie específicu implica una rellación de presión del ventilador baxa.

Nos turbofans militares, sicasí, l'emburrie específicu ye alto, p'aumentar l'emburrie dau nuna zona, aumentando tamién el ruiu del motor. Xeneralmente precísase delles etapes de ventiladores p'algamar una alta presión. Arriendes d'ello, la rellación de derivación suel ser baxa. Una ecuación averada pa calcular l'emburrie netu d'un motor de reacción, yá sía un turborreactor o un turbofan mistu, ye :${\displaystyle F_{n}={\dot {m}}(V_{jfe}-V_{a})\,}$ onde:

${\displaystyle {\dot {m}}=\,}$ tasa de la masa d'aire d'entrada :${\displaystyle V_{jfe}=\,}$ velocidá del remexu de gases dafechu espandíos

${\displaystyle V_{a}=\,}$ velocidá de vuelu del avión

Ente que el términu ${\displaystyle {\dot {m}}.V_{jfe}\,}$ representa l'emburrie en brutu na tobera, el términu ${\displaystyle {\dot {m}}.V_{a}\,}$ representa la resistencia en tomar d'aire.

Componentes principales

Les 4 fases del ciclu de Brayton, de combustión interna, y elementos en que se desenvuelve cada fase del ciclu nun turborreactor de simple fluxu, d'aviación.

Los componentes principales d'un motor de reacción son similares nos distintos tipos de motor, anque non tolos tipos contienen tolos componentes. Les principales partes inclúin:

• Entrada o toma d'aire: p'aviones subsónicos, la entrada d'aire escontra'l motor de reacción nun presenta dificultaes especiales, y consiste esencialmente nuna apertura que ta diseñada p'amenorgar la resistencia como cualesquier otru elementu del avión. Sicasí, l'aire qu'algama al compresor d'un reactor normal tien de viaxar a una velocidá inferior a la del soníu, inclusive n'aviones supersónicos, pa caltener una mecánica fluyida nel compresor y los álabes de la turbina. A velocidaes supersóniques, les ondes de choque que se formen na entrada d'aire amenorga la presión nel compresor. Delles entraes d'aire supersónicu utilicen sistemes, como un conu o rampla, p'amontar la presión y faelo más eficiente frente a les ondes de choque.
• Compresor o ventilador: el compresor ta compuestu de delles etapes. Cada etapa consiste en álabes que rotan y estatores que permanecen estacionarios. L'aire pasa al traviés del compresor, amontando la so presión y temperatura. La enerxía derivar de la turbina que pasa pol rotor.
• Exa: tresporta enerxía dende la turbina al compresor y funciona a lo llargo del motor. Puede haber hasta trés rotores concéntricos, xirando a velocidaes independientes, funcionando en dos talos grupos de turbinas y compresores.
• Cámara de combustión: ye'l llugar onde se quemar de cutio el combustible nel aire comprimío.
• Turbina: actuando como un molín de vientu, estrayendo la enerxía de los gases calientes producíos na cámara de combustión. Esta enerxía ye utilizada pa mover el compresor al traviés del rotor, ventiladores de derivación, hélices o inclusive convertir la enerxía pa utilizala n'otru llugar al traviés d'una caxa d'accesorios con distintes salíes. L'aire relativamente frío pue ser utilizáu pa esfrecer la cámara de combustión y los álabes de la turbina y torgar que se fundan.
• Postcombustor: utilizáu principalmente n'aviones militares, produz un emburrie adicional quemando combustible na zona de la tobera, xeneralmente de forma ineficiente, p'aumentar la temperatura d'entrada de la tobera.
• Tobera o salida: los gases calientes dexen el motor escontra l'atmósfera al traviés d'una tobera, que'l so oxetivu ye producir un aumentu de la velocidá d'estos gases. Na mayoría de los casos, la tobera ye converxente o d'área de fluxu afita.
• Tobera supersónica: si la rellación de presión de la tobera (la división ente presión d'entrada de la tobera y la presión ambiente) ye bien alta, pa maximizar l'emburrie pue ser eficaz, a pesar de la medría de pesu, utilizar una tobera converxente-diverxente o de Laval. Esti tipu de tobera ye primeramente converxente, pero más allá del gargüelu (la zona más estrecha), empieza a amontar la so área na parte diverxente.

La optimización d'un motor depende de munchos factores incluyendo'l diseñu de tomar d'aire, el tamañu total, el númberu d'etapes del compresor, el tipu de combustible, el númberu d'etapes de salida, los materiales de los componentes, la cantidá d'aire derivada nos casos onde se faiga usu de derivación d'aire, etc.

Diseños avanzaos

Referencies

Enllaces esternos

• Wikimedia Commons acueye conteníu multimedia sobre motores de reacción.