La relación de derivación ( BPR ) de un motor turboventilador es la relación entre la tasa de flujo másico de la corriente de derivación y la tasa de flujo másico que ingresa al núcleo. [1] Una relación de derivación de 10: 1, por ejemplo, significa que 10 kg de aire pasan a través del conducto de derivación por cada 1 kg de aire que pasa a través del núcleo.
Los motores turbofan generalmente se describen en términos de BPR, que junto con la relación de presión del motor , la temperatura de entrada de la turbina y la relación de presión del ventilador son parámetros de diseño importantes. Además, BPR se cotiza para instalaciones de turbohélice y ventiladores no conducidos porque su alta eficiencia de propulsión les otorga las características de eficiencia general de los turbofan de derivación muy alta. Esto permite que se muestren junto con turbofans en parcelas que muestran tendencias de reducción del consumo específico de combustible (SFC) con el aumento de BPR. BPR también se cotiza para instalaciones de ventiladores elevadores donde el flujo de aire del ventilador está alejado del motor y no toca físicamente el núcleo del motor.
La derivación proporciona un menor consumo de combustible para el mismo empuje, medido como consumo de combustible específico del empuje (gramos / segundo de combustible por unidad de empuje en kN usando unidades SI ). El menor consumo de combustible que viene con relaciones de derivación altas se aplica a los turbohélices , que utilizan una hélice en lugar de un ventilador con conductos. [2] [3] [4] [5] Los diseños de alto bypass son el tipo dominante para aviones comerciales de pasajeros y transportes de aviones tanto civiles como militares.
Los jets ejecutivos utilizan motores BPR medianos. [6]
Los aviones de combate usan motores con bajas relaciones de derivación para lograr un compromiso entre la economía de combustible y los requisitos del combate: altas relaciones de potencia a peso , rendimiento supersónico y la capacidad de usar posquemadores .
Principios
Si toda la potencia de gas de una turbina de gas se convierte en energía cinética en una boquilla propulsora, la aeronave se adapta mejor a altas velocidades supersónicas. Si todo se transfiere a una gran masa de aire separada con baja energía cinética, la aeronave se adapta mejor a velocidad cero (en vuelo estacionario). Para velocidades intermedias, la potencia del gas se comparte entre una corriente de aire separada y el flujo de la boquilla de la turbina de gas en una proporción que proporciona el rendimiento de la aeronave requerido. Los primeros aviones a reacción eran subsónicos y ya en 1936 se comprendió la poca idoneidad de la tobera propulsora para estas velocidades debido al alto consumo de combustible, y se propuso una derivación (patente del Reino Unido 471.368). El principio subyacente detrás de la derivación es cambiar la velocidad de escape por un flujo másico adicional que aún da el empuje requerido pero usa menos combustible. Frank Whittle lo llamó "acelerar el flujo". [7] La energía se transfiere desde el generador de gas a una masa extra de aire, es decir, un chorro propulsor de mayor diámetro, que se mueve más lentamente. El bypass distribuye la potencia mecánica disponible a través de más aire para reducir la velocidad del chorro. [8] La compensación entre flujo másico y velocidad también se observa con hélices y rotores de helicópteros al comparar la carga del disco y la carga de potencia. [9] Por ejemplo, el mismo peso de un helicóptero puede ser soportado por un motor de alta potencia y un rotor de diámetro pequeño o, para menos combustible, un motor de menor potencia y un rotor más grande con menor velocidad a través del rotor.
La derivación generalmente se refiere a transferir energía de gas desde una turbina de gas a una corriente de aire de derivación para reducir el consumo de combustible y el ruido de los aviones. Alternativamente, puede haber un requisito para un motor de postcombustión donde el único requisito para la derivación es proporcionar aire de refrigeración. Esto establece el límite inferior para BPR y estos motores se han denominado turborreactores "con fugas" o de purga continua [10] (General Electric YJ-101 BPR 0,25) y turborreactores de bajo BPR [11] (Pratt & Whitney PW1120). También se ha utilizado un BPR bajo (0,2) para proporcionar un margen de sobretensión, así como refrigeración de postcombustión para el Pratt & Whitney J58 . [12]
Descripción
En un motor de derivación cero (turborreactor), el gas de escape de alta temperatura y alta presión se acelera por expansión a través de una boquilla propulsora y produce todo el empuje. El compresor absorbe toda la potencia mecánica producida por la turbina. En un diseño de derivación, las turbinas adicionales accionan un ventilador con conductos que acelera el aire hacia atrás desde la parte delantera del motor. En un diseño de alto bypass, el ventilador con conductos y la boquilla producen la mayor parte del empuje. Los turboventiladores están estrechamente relacionados con los turbopropulsores en principio porque ambos transfieren parte de la potencia de gas de la turbina de gas, utilizando maquinaria adicional, a una corriente de derivación, dejando menos para que la boquilla caliente se convierta en energía cinética. Los turboventiladores representan una etapa intermedia entre los turborreactores , que obtienen todo su empuje de los gases de escape, y los turbopropulsores que obtienen un empuje mínimo de los gases de escape (normalmente un 10% o menos). [13] Extraer la potencia del eje y transferirla a una corriente de derivación introduce pérdidas adicionales que están más que compensadas por la eficiencia de propulsión mejorada. El turbohélice en su mejor velocidad de vuelo proporciona un ahorro de combustible significativo en comparación con un turborreactor, a pesar de que se agregaron una turbina adicional, una caja de cambios y una hélice a la boquilla de propulsión de bajas pérdidas del turborreactor. [14] El turboventilador tiene pérdidas adicionales de sus turbinas adicionales, ventilador, conducto de derivación y boquilla de propulsión adicional en comparación con la boquilla única del turborreactor.
Para ver la influencia del aumento de BPR solo en la eficiencia general de la aeronave, es decir, SFC, se debe usar un generador de gas común, es decir, sin cambios en los parámetros del ciclo Brayton o en la eficiencia de los componentes. Bennett [15] muestra en este caso un aumento relativamente lento de las pérdidas transfiriendo potencia al bypass al mismo tiempo que una rápida caída de las pérdidas de escape con una mejora significativa en el SFC. En realidad, los aumentos de BPR con el tiempo vienen junto con aumentos en la eficiencia del generador de gas que enmascaran, hasta cierto punto, la influencia de BPR.
Solo las limitaciones de peso y materiales (por ejemplo, la resistencia y los puntos de fusión de los materiales en la turbina) reducen la eficiencia con la que una turbina de gas turbofan convierte esta energía térmica en energía mecánica, ya que mientras los gases de escape todavía pueden tener energía disponible para ser extraído, cada estator y disco de turbina adicional recupera progresivamente menos energía mecánica por unidad de peso, y el aumento de la relación de compresión del sistema al agregarlo a la etapa del compresor para aumentar la eficiencia general del sistema aumenta las temperaturas en la cara de la turbina. Sin embargo, los motores de alto bypass tienen una alta eficiencia de propulsión porque incluso un aumento leve de la velocidad de un volumen muy grande y, en consecuencia, la masa de aire produce un cambio muy grande en el momento y el empuje: el empuje es el flujo másico del motor (la cantidad de aire que fluye a través del motor). el motor) multiplicado por la diferencia entre las velocidades de admisión y escape en una relación lineal, pero la energía cinética del escape es el flujo másico multiplicado por la mitad del cuadrado de la diferencia de velocidades. [16] [17] Una carga de disco baja (empuje por área del disco) aumenta la eficiencia energética de la aeronave y esto reduce el uso de combustible. [18] [19] [20]
El motor turbofan Rolls-Royce Conway , desarrollado a principios de la década de 1950, fue uno de los primeros ejemplos de motor de derivación. La configuración era similar a un turborreactor de 2 carretes, pero para convertirlo en un motor de derivación estaba equipado con un compresor de baja presión de gran tamaño: el flujo a través de la parte interna de las palas del compresor entraba en el núcleo mientras que la parte exterior de las palas soplaba. aire alrededor del núcleo para proporcionar el resto del empuje. La relación de derivación para el Conway varió entre 0,3 y 0,6 según la variante [21]
El crecimiento de las relaciones de derivación durante la década de 1960 dio a los aviones de línea una eficiencia de combustible que podría competir con la de los aviones propulsados por pistones. Hoy (2015), la mayoría de los motores a reacción tienen alguna derivación. Los motores modernos de aviones más lentos, como los aviones de pasajeros, tienen relaciones de derivación de hasta 12: 1; en aviones de mayor velocidad, como los cazas , las relaciones de derivación son mucho más bajas, alrededor de 1,5; y las embarcaciones diseñadas para velocidades de hasta Mach 2 y algo superiores tienen relaciones de derivación por debajo de 0,5.
Los turbohélices tienen relaciones de derivación de 50-100, [2] [3] [4] aunque el flujo de aire de propulsión está menos definido para las hélices que para los ventiladores [22] y el flujo de aire de la hélice es más lento que el flujo de aire de las boquillas del turboventilador. [20] [23]
Relaciones de derivación del motor
Modelo | Primero | BPR | Empuje | Principales aplicaciones |
---|---|---|---|---|
Turbopropulsores P&WC PT6 / P&WC PW100 [3] | 50-60 | Super King Air / ATR 72 | ||
PW-Allison 578-DX [ verificación fallida ] | 56 | Banco de pruebas MD-81 | ||
General Electric GE36 [ verificación fallida ] | 35 | Banco de pruebas de Boeing 727 , MD-81 | ||
Kuznetsov NK-93 [ verificación fallida ] | 16.6 | Banco de pruebas Il-76 LL | ||
P&W PW1000G [25] | 2008 | 9,0-12,5 | 67-160 kN | A320neo , A220 , E-Jets E2 |
RR Trent 1000 | 2006 | 10.8-11 | 265,3–360,4 kN | B787 |
SALTO CFM [26] | 2013 | 9.0-11.0 | 100-146 kN | A320neo , B737Max |
GE9X [ verificación fallida ] | 2016 | 10.0 | 777X | |
GE GE90 | 1992 | 8,7–9,9 | 330–510 kN | B777 |
RR Trent XWB | 2010 | 9.3 | 330–430 kN | A350XWB |
GE GEnx [27] | 2006 | 8,0–9,3 | 296-339 kN | B747-8 , B787 |
EA GP7000 | 2004 | 8.7 | 311–363 kN | A380 |
RR Trent 900 | 2004 | 8.7 | 340–357 kN | A380 |
RR Trent 500 | 1999 | 8.5 | 252 kN | A340 -500/600 |
Aviadvigatel PD-14 [ verificación fallida ] | 8.5 | Irkut MC-21 | ||
GE TF39 [ verificación fallida ] | 1964 | 8.0 | Lockheed C-5 Galaxy | |
CFM56 | 1974 | 5,0–6,6 | 97,9-151 kN | A320 , A340 -200/300, B737 , KC-135 , DC-8 |
P&W PW4000 | 1984 | 4,8–6,4 | 222–436 kN | A300 / A310 , A330 , B747 , B767 , B777 , MD-11 |
GE CF34 | mil novecientos ochenta y dos | 5.3–6.3 | 41–82,3 kN | Challenger 600 , CRJ , jets eléctricos |
Cresta de plata | 2012 | 5.9 | 50,9 kN | Cit. Hemisferio , Falcon 5X |
RR Trent 800 | 1993 | 5,7–5,79 | 411–425 kN | B777 |
P&W PW2000 [ verificación fallida ] | 1981 | 5.9 | 757 , C-17 | |
Progreso D-18T [ verificación fallida ] | mil novecientos ochenta y dos | 5,6 | 229,5 kN | An-124 , An-225 |
Pasaporte GE | 2013 | 5,6 | 78,9–84,2 kN | Mundial 7000 /8000 |
P&WC PW800 | 2012 | 5.5 | 67,4–69,7 kN | Gulfstream G500 / G600 |
GE CF6 | 1971 | 4,3–5,3 | 222-298 kN | A300 / A310 , A330 , B747 , B767 , MD-11 , DC-10 |
D-36 | 1977 | 5,6 | 63,75 kN | Yak-42 , An-72 , An-74 |
RR AE 3007 | 1991 | 5,0 | 33,7 kN | ERJ , cita X |
P&W JT9D [ verificación fallida ] | 1966 | 5,0 | Boeing 747 , Boeing 767 , A310 , DC-10 | |
Progreso D-436 [ verificación fallida ] | 4,91 | Be-200 , An-148 | ||
RR Trent 700 | 1990 | 4.9 | 320 kN | A330 |
RR RB211 -22B [ verificación fallida ] | 1969 | 4.8 | TriStar | |
IAE V2500 | 1987 | 4.4–4.9 | 97,9-147 kN | A320 , MD-90 |
P&W PW6000 | 2000 | 4,90 | 100,2 kN | Airbus A318 |
RR BR700 | 1994 | 4.2–4.5 | 68,9-102,3 kN | B717 , Global Express , Gulfstream V |
P&WC PW300 | 1988 | 3.8–4.5 | 23,4–35,6 kN | Cit. Soberano , G200 , F. 7X , F. 2000 |
GE-H HF120 | 2009 | 4.43 | 7,4 kN | HondaJet |
HW HTF7000 | 1999 | 4.4 | 28,9 kN | Challenger 300 , G280 , Legacy 500 |
PS-90 | 1992 | 4.4 | 157-171 kN | Il-76 , Il-96 , Tu-204 |
PowerJet SaM146 | 2008 | 4–4,1 | 71,6–79,2 kN | Sukhoi Superjet 100 |
Williams FJ44 | 1985 | 3.3–4.1 | 6,7–15,6 kN | CitationJet , Cit. M2 |
P&WC PW500 | 1993 | 3,90 | 13,3 kN | Cita Excel , Phenom 300 |
HW TFE731 | 1970 | 2,66–3,9 | 15,6-22,2 kN | Learjet 70/75 , G150 , Falcon 900 |
RR Tay | 1984 | 3.1–3.2 | 61,6–68,5 kN | Gulfstream IV , Fokker 70 / 100 |
GE F101 [ verificación fallida ] | 1973 | 2.2 | B-1 | |
P&WC JT15D [ verificación fallida ] | 1967 | 2.0-3.3 | Hawker 400 , Cita I , Cita II , Cita V | |
GE CF700 [ verificación fallida ] | 1964 | 2.0 | Falcon 20 , Sabreliner 75A , | |
Pratt & Whitney Canadá PW600 | 2001 | 1,83–2,80 | 6,0 kN | Cit. Mustang , Eclipse 500 , Phenom 100 |
P&W JT8D-200 [ verificación fallida ] | 1979 | 1,74 | MD-80 , 727 Super 27 | |
P&W JT3D [ verificación fallida ] | 1958 | 1,42 | 707-130B , 707-320B , DC-8-50 , DC-8-60 | |
Kuznetsov NK-321 [ verificación fallida ] | 1.4 | Tu-160 | ||
Soloviev D-20 P [ verificación fallida ] | 1.0 | Tu-124 | ||
P&W JT8D [ verificación fallida ] | 1960 | 0,96 | DC-9 , 727 , 737 Original | |
P&W TF30 [ verificación fallida ] | 0,87 | F-14 , F-111 | ||
RR Turbomeca Adour [ verificación fallida ] | 1968 | 0,75-0,80 | T-45 , halcón , jaguar | |
GE F118 [ verificación fallida ] | 1985 | 0,68 | U-2 , B-2 | |
GE F110 [ verificación fallida ] | 1984 | 0,68-0,76 | F-14 , F-16 | |
RR Spey [ verificación fallida ] | 1964 | 0,63 | Tridente , 1-11 , Gulfstream II , Gulfstream III , Fokker F28 | |
Kuznetsov NK-144 A [ verificación fallida ] | 0,60 | Tu-144 | ||
Saturn AL-31 [ verificación fallida ] | 0,59 | Su-27 , Su-30 , J-10 | ||
P&W F135 [ verificación fallida ] | 2006 | 0,57 | F-35 | |
Klimov RD-33 [ verificación fallida ] | 0,49 | MiG-29 , Il-102 | ||
Eurojet EJ200 [ verificación fallida ] | 1991 | 0,40 | Tifón | |
P&W F100 [ verificación fallida ] | 1973 | 0,36 | F-16 , F-15 | |
GE F404 [ verificación fallida ] | 1978 | 0,34 | F / A-18 , T-50 , F-117 | |
P&W F119 [ verificación fallida ] | 1996 | 0,30 | F-22 | |
RR Conway [ verificación fallida ] | 1961 | 0,30 | 707-420 , DC-8-40 , VC-10 , Víctor | |
SNECMA M88 [ verificación fallida ] | 1990 | 0,30 | Rafale | |
GE F414 [ verificación fallida ] | 1993 | 0,25 | F / A-18E / F | |
Turborreactor [ verificación fallida ] | 1939 | 0.0 | primeros aviones a reacción , Concorde |
Referencias
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