El Rolls-Royce / Snecma Olympus 593 era un turborreactor anglo-francés con recalentamiento (postquemadores) que impulsaba el avión supersónico Concorde . Inicialmente fue un proyecto conjunto entre Bristol Siddeley Engines Limited (BSEL) y Snecma que se derivó del motor Bristol Siddeley Olympus 22R. [1] [2] Rolls-Royce Limited adquirió BSEL en 1966 durante el desarrollo del motor, convirtiendo a BSEL en la división de motores de Bristol de Rolls-Royce. [2]
Olympus 593 | |
---|---|
en exhibición en el museo aeroespacial de Bristol . | |
Tipo | Turborreactor |
origen nacional | Reino Unido / Francia |
Fabricante | Rolls-Royce Limited / Snecma |
Primer intento | Junio de 1966 |
Principales aplicaciones | Concorde |
Número construido | 67 |
Desarrollado por | Rolls-Royce Olympus |
Hasta que cesaron los vuelos comerciales regulares de Concorde, en octubre de 2003, el turborreactor Olympus era único en la aviación como el único turborreactor con recalentamiento que impulsaba un avión comercial.
La eficiencia térmica general del motor en vuelo de crucero supersónico ( supercrucero ) fue de aproximadamente 43%, que en ese momento era la cifra más alta registrada para cualquier máquina termodinámica normal. [3]
Desarrollo
El diseño inicial del motor fue una versión civil del Olympus 22R, redesignado como 591. [1] El 22R había sido diseñado para un vuelo sostenido (45 minutos) a Mach 2.2 [3] como motor del BAC TSR-2 . El 591 fue rediseñado, siendo conocido como 593, con la especificación finalizada el 1 de enero de 1964. [1] Bristol Siddeley del Reino Unido y Snecma Moteurs de Francia iban a compartir el proyecto. SNECMA y Bristol Siddeley también participaron en un proyecto conjunto no relacionado, el turbofan M45H .
Las primeras etapas de desarrollo validaron el concepto de diseño básico, pero se requirieron muchos estudios para cumplir con las especificaciones que incluían el consumo de combustible (SFC), la relación de presión del motor, el peso / tamaño y la temperatura de entrada de la turbina.
Los estudios iniciales observaron turborreactores y turbofán , pero el área de la sección transversal frontal inferior de los turborreactores al final demostró ser un factor crítico para lograr un rendimiento superior. El Tu-144 ruso de la competencia usó inicialmente un turboventilador con recalentamiento, pero cambió a un turborreactor sin recalentamiento [4] con una mejora considerable en el rendimiento.
El desarrollo del motor y los accesorios del motor fue responsabilidad de Bristol Siddeley, mientras que BAC fue responsable de la admisión variable y la instalación general del motor, y Snecma de la boquilla de escape / inversor de empuje / atenuación del ruido y el postquemador . [5] Gran Bretaña iba a tener una mayor participación en la producción de la Olympus 593 ya que Francia tenía una mayor participación en la producción de fuselajes. La prueba de funcionamiento en tierra de los motores se coordinó entre Bristol Siddeley, Patchway ; el Establecimiento Nacional de Turbinas de Gas (NGTE), Pystock, Reino Unido; y el Centre d'Essais des Propulseurs (CEPr) en Saclay , Francia. [5]
Los aumentos en el peso de la aeronave durante la fase de diseño llevaron a un requisito de empuje de despegue que el motor no podía cumplir. El déficit requerido del 20% se cubrió con la introducción del recalentamiento parcial que fue producido por SNECMA. [3]
La Olympus 593B se ejecutó por primera vez en noviembre de 1965. La B (para "Grande") fue un rediseño de la 593D ("D" para "Derivada", es decir, derivada de la 22R) que se planeó para un diseño anterior de Concorde más pequeño. Los resultados de las pruebas del 593D se utilizaron para el diseño del B. [6] El B se eliminó más tarde de la designación. Snecma utilizó una Olympus 301 para probar modelos a escala del sistema de boquillas. [7]
En junio de 1966, se ejecutó por primera vez en Melun-Villaroche un motor Olympus 593 completo y un conjunto de escape de geometría variable . En Bristol , las pruebas de vuelo comenzaron utilizando un bombardero RAF Avro Vulcan con el motor y su góndola unida debajo de la bahía de bombas. Debido a las limitaciones aerodinámicas del Vulcan, las pruebas se limitaron a una velocidad de Mach 0,98 (1200 km / h). Durante estas pruebas, el 593 alcanzó 35,190 lbf (157 kN) de empuje, lo que excedió la especificación del motor. [8]
A principios de 1966, la Olympus 593 produjo 37.000 libras de empuje con recalentamiento. [9]
En abril de 1967, el Olympus 593 corrió por primera vez en una cámara de gran altitud, en Saclay . En enero de 1968, el banco de pruebas de vuelo de Vulcan registró 100 horas de vuelo, y el conjunto de escape de geometría variable para el motor Olympus 593 fue autorizado en Melun-Villaroche para volar en los prototipos Concorde.
El prototipo del Concorde 001 realizó su primer vuelo desde Toulouse el 2 de marzo de 1969. Fue capitaneado por André Turcat , piloto de pruebas jefe de Sud Aviation. Usando recalentamiento, despegó a 205 nudos (380 km / h) después de una carrera en tierra de 4,700 pies (1,4 km).
Se fabricaron 67 motores Olympus 593. [10] [ fuente no confiable? ]
Se propuso una versión más silenciosa y de mayor empuje, el Mk 622. No se requirió recalentamiento y la menor velocidad del chorro redujo el ruido del escape. [11] La eficiencia mejorada habría permitido un mayor alcance y abierto nuevas rutas, particularmente a través del Pacífico, así como rutas transcontinentales a través de América. Sin embargo, las malas ventas de Concorde significaron que este plan para un Concorde 'B' no se llevó a cabo. [12]
Diseño del sistema de propulsión
Motor
La Olympus 593 era un turborreactor de 2 ejes con recalentamiento. Los compresores LP y HP tenían 7 etapas y cada uno era impulsado por una turbina de una sola etapa. Debido a las altas temperaturas del aire de entrada en el crucero Mach 2, superiores a 120 grados C [5] , los tambores y palas del compresor estaban hechos de titanio, excepto las últimas etapas de 4 HP, que eran de aleación de níquel Nimonic 90 [13] . [14] Normalmente, las aleaciones de níquel solo se requerían en las áreas más calientes de la turbina, pero las altas temperaturas que ocurren en las últimas etapas del compresor a velocidades de vuelo supersónicas también dictaron su uso en el compresor. Se enfriaron las palas del rotor de la turbina HP y LP.
Se instaló un recalentamiento parcial (refuerzo de empuje del 20%) [3] para dar el empuje de despegue requerido. También se utilizó para la aceleración transónica desde Mach 0,95 hasta Mach 1,7; la aeronave voló supersónicamente sin recalentamiento por encima de esa velocidad, y en crucero el motor contribuyó con el 8% del empuje producido por el sistema de propulsión completo. [15]
Todos los componentes principales del 593 se diseñaron para una vida útil de 25.000 horas, con la excepción del compresor y los álabes de la turbina, que se diseñaron para una vida útil de 10.000 l horas. [13] Un motor instalado en Concorde podría cambiarse en una hora, 50 minutos. [dieciséis]
Consumo
La admisión de geometría variable del Concorde, diseñada por BAC , como cualquier admisión de motor a reacción, debe entregar el aire al motor a la mayor presión posible (recuperación de presión) y con una distribución de presión (distorsión) que pueda ser tolerada por el motor. compresor. Recuperación de presión pobre es una pérdida inaceptable para el proceso de compresión de admisión, y la distorsión inaceptable provoca motor creciente (de pérdida de margen de bombeo). Si el motor es un turborreactor de postcombustión, la admisión también debe suministrar aire de refrigeración para el conducto de postcombustión caliente y la boquilla del motor. Cumplir con todos los requisitos anteriores en las partes relevantes del entorno operativo fue vital para que Concorde se convierta en un avión comercial viable. Se cumplieron con geometría variable y un sistema de control de admisión que no comprometía el funcionamiento del motor ni el control de la aeronave.
La recuperación de presión supersónica se aborda por el número de ondas de choque que son generadas por la ingesta: cuanto mayor es el número, mayor es la recuperación de presión. El flujo supersónico se comprime o ralentiza por los cambios de dirección. [17] Las rampas frontales de admisión del Concorde cambiaron la dirección del flujo, provocando choques externos oblicuos y compresión isentrópica en el flujo supersónico. El TSR-2 había utilizado un cuerpo central de traslación de medio cono para cambiar la dirección. [18] La recuperación de la presión subsónica se aborda mediante la eliminación de la capa límite (en la ranura de purga de la rampa) y la configuración adecuada del difusor subsónico que conduce al motor. La recuperación de alta presión para la admisión del Concorde en crucero dio una relación de presión de admisión de 7.3: 1. [19]
Las ondas de choque dieron lugar a un crecimiento excesivo de la capa límite en la rampa delantera. La capa límite se eliminó a través de la ranura de purga de la rampa y pasó por alto el difusor subsónico y el motor, donde de otro modo habría causado una pérdida excesiva del conducto y una distorsión inaceptable en el motor. [20] Dado que la ranura de purga de la rampa estaba en el difusor subsónico, y aguas abajo del sistema de choque, los cambios en el flujo exigidos por el motor se acomodarían con los cambios correspondientes en el flujo de la ranura de purga sin afectar significativamente el patrón de choque externo. Las reducciones de flujo del motor causadas por el estrangulamiento o el apagado se resolvieron mediante la apertura de la puerta de descarga. [20]
Las puertas de descarga se cerraron en crucero para evitar la pérdida de empuje, ya que el aire que se escapa del conducto no contribuye a la recuperación de presión en la admisión. [17]
En el despegue, dado que el área de admisión estaba dimensionada para crucero, se requería una admisión auxiliar para cumplir con el flujo más alto del motor. También hubo que abordar la distorsión del flujo en la cara del motor, lo que dio lugar a una cascada aerodinámica con la puerta auxiliar. [20]
Las fuerzas del flujo de aire interno en la estructura de admisión son hacia atrás (arrastre) en la sección convergente inicial, donde tiene lugar la desaceleración supersónica, y hacia adelante en el conducto divergente donde tiene lugar la desaceleración subsónica hasta la entrada del motor. La suma de las 2 fuerzas en crucero dio la contribución de empuje del 63% de la parte de admisión del sistema de propulsión. [15]
Para lograr la precisión necesaria en el control de la rampa de admisión y el posicionamiento del derrame, se consideró necesario utilizar un procesador de señal digital en las Unidades de Control de Admisión de Aire. Esto fue desarrollado relativamente tarde en el programa (~ 1972) por la división de Electrónica y Sistemas Espaciales de la British Aircraft Corporation en Filton, Bristol. Las unidades de control de admisión de aire aseguraron el ahorro de combustible requerido para los vuelos transatlánticos. El procesador digital también calculó con precisión la programación de velocidad del motor necesaria para garantizar un margen de sobretensión adecuado en todas las condiciones de funcionamiento del motor y la estructura del avión.
El sistema de control de admisión de aire de Concorde también fue pionero en el uso de autopistas de datos digitales ( buses de datos en serie multiplexados ) que conectaban las unidades de sensores de admisión de aire que recopilaban datos aerodinámicos en la nariz de la aeronave (presión total, presión estática, ángulo de ataque y deslizamiento lateral) y lo envió a las unidades de control de admisión de aire ubicadas más cerca de las tomas de aire, a una distancia de ~ 190 pies, utilizando cables de par trenzado y apantallados para reemplazar un peso mucho mayor en el cableado de la aeronave si solo se hubiera usado cableado de señal analógica y tubería neumática.
El sistema de control de admisión tenía la capacidad única de mantener las centrales eléctricas funcionando correctamente y ayudar a la recuperación, independientemente de lo que los pilotos, la aeronave y la atmósfera estuvieran haciendo en combinación en ese momento.
La relación de presión general para el motor en crucero Mach 2.0 a 51,000 pies fue de aproximadamente 82: 1, con 7.3: 1 de la admisión y 11.3: 1 de los 2 compresores del motor. [19] La eficiencia térmica con esta relación de alta presión fue de alrededor del 43%. [3]
Boquilla de escape
La boquilla de escape de geometría variable, desarrollada por SNECMA , constaba de dos "párpados" que variaban su posición en el flujo de escape dependiendo del régimen de vuelo; por ejemplo, cuando estaban completamente cerrados (en el flujo de escape), actuaban como inversores de empuje, ayudando a la desaceleración desde el aterrizaje hasta la velocidad de rodaje. En la posición de crucero completamente abierta, junto con la boquilla del motor, formaron una boquilla eyectora para controlar la expansión del escape. Los párpados formaron el pasaje divergente mientras que el escape del motor expulsó o bombeó el flujo secundario desde la ranura de purga de la rampa de admisión.
El flujo en expansión en la sección divergente provocó una fuerza de empuje hacia adelante en la boquilla de escape: su contribución del 29% al empuje general del sistema de propulsión en crucero. [15]
Durante el crucero a Mach 2.02, cada Olympus 593 estaba produciendo alrededor de 10,000 lbf de empuje, equivalente a 36,000 caballos de fuerza (~ 27 MW ) por motor. [21] Sin embargo, Eames (SAE Transactions 1991) menciona que el empuje de crucero de cada motor es de 6790 lbf, lo que corresponde a 25.000 caballos de fuerza por motor y 100.000 caballos de fuerza para todo el vehículo. Las 10,000 lbf es quizás el empuje máximo disponible a velocidad de crucero (usado durante la aceleración y ascenso justo antes de hacer la transición a crucero).
La boquilla de escape primaria y el tubo de chorro fueron diseñados para una vida útil de 30.000 horas; la estructura TRA (Thrust Reverser Aft) para una vida útil de 40.000 horas. [22]
Variantes
- 593 - Versión original diseñada para Concorde
- Empuje: 20,000 lbf (89 kN) seco / 30,610 lbf (136 kN) Postquemador
- 593-22R - Central eléctrica instalada en prototipos. Mayor rendimiento que el motor original debido a cambios en las especificaciones de la aeronave.
- Empuje: 34,650 lbf (154 kN) en seco / 37,180 lbf (165 kN) recalentamiento
- 593-610-14-28 - Versión final instalada en el Concorde de producción
- Empuje: 32,000 lbf (142 kN) seco / 38,050 lbf (169 kN) recalentamiento
Motores en exhibición
En los siguientes museos se exhiben ejemplos conservados del Rolls-Royce / Snecma Olympus 593 :
- Aeroespacial Bristol , Bristol, Reino Unido [ cita requerida ]
- Brooklands Museum , Weybridge, Reino Unido [ cita requerida ]
- Museo Fleet Air Arm , Somerset, Reino Unido [ cita requerida ]
- Imperial War Museum Duxford , Duxford, Reino Unido [ cita requerida ]
- M Shed , Bristol, Reino Unido [ cita requerida ]
- Museo de la Royal Air Force Cosford , Cosford, Reino Unido [ cita requerida ]
- London Science Museum , Londres, Reino Unido [ cita requerida ]
- Intrepid Aerospace Museum , Nueva York, EE. UU. [ Cita requerida ]
- Museo del Concorde , Ciudad Juárez, México [ cita requerida ]
- Yorkshire Air Museum , Elvington, Reino Unido [ cita requerida ]
- Sinsheim Auto & Technik Museum , Sinsheim, Alemania [ cita requerida ]
- Museo Nacional de Vuelo , East Fortune, Reino Unido [ cita requerida ]
- Musée aéronautique et espacial Safran , Réau, Francia [ cita requerida ]
- Rolls-Royce Heritage Trust , Allison Branch Exhibition Annex, Indianápolis, IN, EE. UU. [ Cita requerida ]
Además de estos museos, otros sitios que muestran ejemplos del Olympus 593 incluyen:
- Edificio Whittle, Universidad de Cranfield , Cranfield, Reino Unido [ cita requerida ]
- Henriksen Jet Center en el Austin Executive Airport , Texas, EE. UU. [ Cita requerida ]
- Laboratorio Talbot de la Universidad de Illinois en Urbana-Champaign , Illinois, EE. UU. [23]
- Laboratorio de diseño de sistemas aeroespaciales en el Instituto de Tecnología de Georgia, Georgia, EE. UU. [ Cita requerida ]
Especificaciones (Olympus 593 Mk 610)
Datos de Jane's. [24] [25]
Características generales
- Tipo: turborreactor
- Longitud: 4.039 m (13 pies 3.0 pulgadas)
- Diámetro: 1,212 m (3 pies 11,7 pulgadas)
- Peso en seco: 3,175 kg (7,000 lb)
Componentes
- Compresor: flujo axial, baja presión de 7 etapas, alta presión de 7 etapas
- Combustores : cámara anular de construcción de aleación de níquel, 16 quemadores de vaporización, cada uno con dos salidas
- Turbina : dos etapas: una de alta presión, una de baja presión
- Tipo de combustible: Jet A1
Actuación
- Empuje máximo : húmedo: 169,2 kN (38.000 lbf) en seco: 139,4 kN (31.300 lbf)
- Relación de presión general : 15,5: 1 (solo motor)
- Relación de presión total : 80: 1 (desde el borde de admisión hasta lasalida del compresor en supercrucero ) [2]
- Flujo másico de aire: (186 kg (410 lb)) / s)
- Consumo específico de combustible : 1.195 lb / (lbf⋅h) (33.8 g / (kN⋅s)) crucero / 1.39 lb / (lbf⋅h) (39 g / (kN⋅s)) SL (nivel del mar). [ cita requerida ]
- Relación empuje-peso : 5,4: 1
Ver también
Desarrollo relacionado
- Rolls-Royce Olympus
Motores comparables
- Kolesov RD-36-51
- Kuznetsov NK-144
- Pratt y Whitney J58
- General Electric YJ93
- General Electric GE4
Listas relacionadas
- Lista de motores de aviones
Referencias
- ^ a b c "Olimpo: los primeros cuarenta años" Alan Baxter, RRHT No15, ISBN 978-1-951171-09-4 , p.135
- ^ a b c Leney, David; Macdonald, David (julio de 2020). Aérospatiale / BAC Concorde 1969 en adelante (todos los modelos) . Sparkford, Somerset: Haynes Publishing. ISBN 978-1-84425-818-5.
- ^ a b c d e "Poco ingeniero" Sir Stanley Hooker Una autobiografía, ISBN 1-85310-285-7 , p. 154
- ^ "Desarrollo de la teoría ABE en Rusia: pasado, presente y futuro" Ivanov, Instituto Central de Motores de Aviación, Moscú 111116
- ^ a b c http://www.flightglobal.com/pdfarchive/view/1971/1971%20-%200615.html
- ^ "Aero Engines" , vuelo : 28, 6 de enero de 1966
- ^ " Vuelo de abril de 1966" . flightglobal.com . Consultado el 18 de abril de 2018 .
- ^ Prueba del motor de Concorde en un Vulcan
- ^ "Historical Highlights" , Flight International : 14, 17 de abril de 1969
- ^ Kent, Robert. "El Rolls Royce / SNECMA Olympus 593 Mk 610" . WingWeb . Archivado desde el original el 10 de agosto de 2013.
- ^ "Actualizado con Rolls-Royce Bristol" . Vuelo internacional . Londres: IPC Transport Press. 7 de febrero de 1974. Archivado desde el original el 28 de diciembre de 2014.
- ^ "CONCORDE SST: CONCORDE B" . www.concordesst.com . Consultado el 18 de abril de 2018 .
- ^ a b http://www.flightglobal.com/pdfarchive/view/1967/1967%20-%200824.html
- ^ "Planta motriz" concordesst.com
- ^ a b c "Piloto de prueba de Brian Trubshaw" ISBN 0 7509 1838 1 , Apéndice VIIIb
- ^ http://www.flightglobal.com/pdfarchive/view/1971/1971%20-%200613.html
- ^ a b "Cómo funcionan las entradas supersónicas" J. Thomas Anderson, Copyright Lockheed Martin Corporation, publicado por Aero Engine Historical Society en "enginehistory.org"
- ^ Carlo Kopp (junio de 1997), Profile - The BAC TSR.2 , Ausairpower.net , consultado el 19 de febrero de 2007 ,
publicado por primera vez en Australian Aviation,
- ^ a b "Propulsión a chorro" Nicholas Cumpsty, ISBN 0521 59674 2 , pág.149
- ^ a b c "Diseño y desarrollo de una toma de aire para un avión de transporte supersónico" Rettie y Lewis, Journal of Aircraft , noviembre-diciembre de 1968 vol. 5, N ° 6
- ^ Puta, sir Stanley; Gunston, Bill (20 de septiembre de 2011). No es un gran ingeniero . Crowood. ISBN 9781847973252. Consultado el 18 de abril de 2018 , a través de Google Books.
- ^ http://www.flightglobal.com/pdfarchive/view/1971/1971%20-%200614.html
- ^ "Rolls-Royce dedica el motor Olympus de Concorde a AE". AE Illinois, Volumen 16 (2014).
- ^ "Rolls Royce SNECMA Olympus" . Noticias de transporte de Janes . Janes. 25 de julio de 2000. Archivado desde el original el 6 de agosto de 2010 . Consultado el 9 de noviembre de 2008 .
- ^ "sin título" . 23 de febrero de 2001. Archivado desde el original el 25 de julio de 2011 . Consultado el 18 de abril de 2018 .
- MH Beanland "Desarrollo de la Olympus 593" 1969 Flight International
enlaces externos
- "Cuatro motores Olympus impulsarán el Concorde ..." un anuncio de 1965 del Olympus in Flight
- "Olympus para Concorde" un artículo de vuelo de 1966 sobre la base de la Olympus 593 para Concorde
- Cubos y palas olímpicas : unartículo de Flight International de 1971sobre la boquilla secundaria / inversor de empuje de la Olympus 593s Tipo 28 TRA
- "Prueba de vuelo de Olympus", artículo de 1972 sobre la prueba de vuelo de la Olympus 593
- Motores Concorde Olympus 593 MK.610 Heritage Concorde