Toberas 3b1t40
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TOBERAS I. INTRODUCCION Todos los motores a reacción llevan incorporado a su salida una tobera de escape, la tobera expande los gases desde la turbina hasta la presión atmosférica, de manera que produce un máximo empuje. En definitivo tiene la misión de transformar la entalpia del gas a la entrada de la tobera, en energía cinética del chorro
de
gas,
es
decir
disminuye
la
presión
"expansión"
y
aumenta la velocidad. Es por lo expuesto que se le llama órgano propulsor del avión. Se define como gases de expansión de una tobera P total entrada tobera Ge = ----------------------P. estática de descarga Llegando en la actualidad los aviones de propulsión: Subsónica
3-4
Supersónica
20
II. TIPOS DE TOBERA Según sea la velocidad que se quiere llegar las toberas pueden ser: A. Convergente o Subsónico B. Convergente, Divergente o Supersónico C. De área variable
A. Tobera convergente o subsónica.- Si la tobera esta calculada para un salto subcrítico de presiones deberá tener una forma convergente. La necesidad de que sea convergente en este caso se explica porque en una corriente subsónica el aumento de la velocidad va acompañada de una discriminación de la densidad del gas. Por tanto este tipo de tobera es el comunmente empleado en todos los reactores que operan en régimen subsónico. En el interiror de la tobera van instalados unos montantes o riostras, cuya misión, además de hacer de soporte a los ejes del motor con la carcasa o cárter exterior, es actuar como guía para orientar los gases de escape en la dirección más axial posible. Fig. 66 Tobera Converg B. Tobera convergente Divergente o Supersónico.- Al aumentar la relación de presión y por ende el número Mach se eleve, hay problemas de pérdidas en la expansión externa (orden de 12%) del empuje bruto
y es
por ello
que si
se quiere
conseguir una
expansión interna completa del gas se debe añadir un conducto divergente que controla la expansión. A velocidades
de vuelo
suficientemente grandes,
el salto
de
presiones en la tobera de salida llega a ser tan grandes o la utilización
de
toberas
convergentes
conduce
a
una
pérdida
notable del empuje y un aumento del consumo de combustible.
Al ser constante el gasto en todas las secciones de tobera, e área
de
la
sección
estructurando
una
vez
deberá
aumentar,
alcanzado
Mach
pues 1,
si
se
rigiera
estrangulariamos
la
corriente con las pérdidas del empuje consiguiente. La garganta donde
se
crítica.
alcanza A
la
altitud
velocidad
cte,
al
sónica
aumentar
la
se
dinámica
velocidad
garganta de
vuelo,
aumenta la presión en el motor y con ello el grado de expansión. Para asegurar la expansión completa en la tobera será presiso aumentar la relación: fs/fg
Fg = área de salida fg = área de garganta crítica
Permitiendo la expansión a velocidad supersónica Fig. 67 (Tobera Cover - Diverg) (Libro negro) Tobera de área variable.- Según sea el funcionamiento o diseño de una tobera su trabajo y rendimiento optimo variará dentro de un determinado rango opcional y es así que seria totalmente distinto al volar a 0.7 Mach a 2.5 Mach por ejem. Generalmente
esta
tobera
se
encontrará
en
los
motores
supersónicos, pueden ser de 3 tipos 1. En la parte posterior de la tobera convencional aparecerá 2 placas la cual reduce la sección. Figura
2. Otra forma consiste en retrazar el cono de salida con lo que disminuye la sección Figura 3. Finalmente el tipo más usado en motores con post-quemadura consiste en una serie de láminas o flaps, montados por mandos neumáticos. Estas láminas abren o sierran su sección con arreglo a los parámetros que reciben. La figura (Figura X-1) diversos tipos de toberas convergentes de área de salida variable. -
Tobera
tipo
Clamshell.-
El
mayor
o
menor
giro
de
las
compuertas sobre las charnelas de sujección. - Tobera anular.- La diferente posición del anillo constituido por sectores articulados entre si. - Tobera de Cono central.- El desplazamiento axial del vértice del cono. - Tobera tipo "Cris".- El cono de salida adopta forma troncónica por las
diferentes posiciones
de las
compuertas situadas
en
forma cirrcunferencial. II. DISPOSITIVOS PARA FRENO O EMPUJE INVERSO EN LA TOBERA DE ESCAPE La utilización
del empuje
de los
turborreactorers en
forrma
reversible, esto es, hacia adelante en el empuje normal y hacia atrás, esto es, en la misma dirección y sentido opuesto, como
empuje inverso, permite disminuir considerablemente la carrera de
aterrizaje
del
avión,
con
las
considerables
ventajas
de
actuación que esto supone. La figura X-6 representa de forma esquemática una forma típica general de estos dispositivos. En vuelo normal, estos dispositivos deflectores están adosados a la tobera de escape, como indica la posición (a), y girando a la posición (b),
deflectan el
chorro aproximadamente
90° de
su
dirección axial. A partir de este momento, unos alabes guía continúan girando
hasta obtener
un chorro
de dirección
casi
totalmente opuesta a la normal, produciendo de esta forma freno efectivo. Aproximadamente el 50% del empuje correspondiente al despegue puede ser utilizado como reversible. El dispositivo debe dejar de operarse a una determinada velocidad específica para cada motor, pues a baja velocidad afecta al funcionamiento normal de la corriente de gases. La interferencia del sistema en la corriente de salida de gases cuando
actúa
de
forma
normal,
hace
que
se
produzca
una
disminución del empuje respecto del mismo motor sin dispositivo reversible del 0'75% en régimenes de despegue, y un aumento del consumo
específico
que
no
sobrepasa
el
1%
en
régimenes
de
crucero. Los sistemas de empuje reversible en los turborreactores flujo pueden adoptar una de las dos variantes siguientes:
- Un sistema reversible para el flujo primario, y otro similar para el flujo secundario. - Un sistema de empuje reversible actuando en la corriente de salida común cuando ambos flujos se mezclan. El sistema de dos dispositivos, uno para cada flujo, es más generalizado, especialmente para motores de altos valores de empuje. IV. DISPOSITIVOS PARA REDUCCION DE SONIDO Se hará un estudio detallado en el capítulo de Contaminación Ambiental. V. POST-COMBUSTION Según
lo
tratado
en
el
capitulo
de
combustión
vimos
que
solamente un 25% del aire que atraviesa el motor se quema, el porcentaje restante es el que permite la post-combustión la cual consiste en inyectar combustible después de la turbina en la tobera de salida, haciendo uso del 75% en exceso de aire en el gas caliente de escape, portador de oxígeno sin quemar aún. Esta adición de calor aumenta la velocidad de salida de los gases, y por tanto, el empuje. El
efecto
diagrama
en
el
ciclo
presión/volumen,
terrmodinámico, es
el
de
una
representado fase
en
el
adicional
de
combustión a presión constante representada por la línea VIIVIII, dando como resultado un incremento de la energía obtenida
en el ciclo representado por el área de la zona rayada de la figura. La
postcombustión
se
utiliza
durante
pequeños
periodos
de
tiempo, para obtener altos valores de empuje que reduzcan la carrera
de
proporcione,
despegue, en
los
aumente
aviones
el
régimen
militares,
de
un
subida,
empuje
o
adicional
requerido para incremento de velocidad del avión, en el caso de los cazas interceptorers en misiones de combate. La
postcombustión
comenzó
aplicándose
a
los
turboreactores
puros, y posteriormente, con la aparición de los turboreactores de doble flujo se está aplicando también a estos, especialmente a los del tipo serie con turbocomprensor frontal para el doble flujo. En este caso la combustión de flujo secundario, o la combinación de combustión de flujo secundario y postcombustión de flujo total, permite incrementar el empuje en mucho mayor porcentaje que la postcombustión normal de flujo único de un turborreactor puro. El empuje obtenido por combustión de flujo secundario es similar al obtenido en un estatorreactor, en tanto que la combustión es continua en el tubo de llama de sección corona
circular,
que
forma
la
canalización
para
el
flujo
alcanzan
hasta
secundario. Los
postquemadores
para
actuación
en
vuelo
aumentos del 60% sobre el empuje del motor básico, sin embargo resultan muy pesados, pues aumentan el peso del motor del 15 al 20% y la longitud del mismo en un 50%. Cuando el sistema no actúa,
el
chorro
de
gas
normal,
al
tener
que
atravesar
el
complejo sistema de inyectores, trabaja en peores condiciones, y aparece un descenso de empuje del 3 al 4% del motor básico sin postcombustión. Los postquemadores para despegue limitan el aumento de empuje sólo hasta el 40%, perro incurren en menos problemas que los postquemadores
de
vuelo
cuando
el
motor
funciona
sin
postcombustión, esto es, menos pesados, el motor resulta más corto, y el sistema de control es menos complicado. AREA DE UNA TUBERIA DE ESCAPE CON POSTQUEMADOR El área de la sección de salida de la tobera
de escape, en un
motor postquemador, es mayor que la correspondiente al mismo motorr
básico
sin
postcombustión.
En
este
sentido,
el
postquemador se comporta como una gran cámara de combustión a la que es necesario dar forma divergente para adaptar el gasto másico, con una menor densidad del fluido debido a las altas temperaturas. Suponiendo que el gasto se mantiene prácticamente constante en la sección V y en la sección VIII, es decir, no teniendo en cuenta
el
aumento
producido
por
el
combustible
postcombustión, resulta: Av. Vv.
v = AVIII . VVIII .
VIII
AVIII Vv V ------ = ------ . ------AV VVIII VIII Para expansión tota en que pV = pVIII = Po resulta:
de
la
TV pV TVIII Vv TVIII Es decir: PVIII TV VVIII AVIII TV AV TVIII Así, para valores normales de TVIII y Tv de: TVIII 1700° K y Tv 700° K, resulta: AVIII = 1'55 Av En resumen el área de la sección de salida de la tobera de escale
en
un
motor
con
postquemador,
cuando
este
actúa,
es
aproximadamente un 50% mayor que la correspondiente al mismo motor básico sin postcombustión. También puede considerarse el postquemador como un estatorreactor solidario del turborreactor en
la
tobera
de
escape;
la
velocidad
exigida
para
su
funcionamiento la proporciona la expansión de los gases, después de mover las turbinas. Para
que
la
postcombustión
pueda
operar
bajo
diversas
condiciones, la tobera puede adoptar dos posiciones, o diversas, de área de salida variable. La tobera están en la posición de mínimo
abierto
durante
las
operaciones
en
que
no
actúa
la
postcombustión, en tanto que, cuando la postcombustión comienza a actuar aumenta el área de salida, para proporcionar escape a los gases que ahora ocupan un volumen mayor. De esta forma se impiden sobrepresiones que pueden afectar al funcionamiento del motor,
pudiendo
utilizarse
la
régimenes funcionamiento del motor
postocombustión
a
diversos
INCREMENTO RELATIVO DE EMPUJE CON POSTOCOMBUSTION.Con la nomenclatura que indica la figura XX-2 y despreciando el gasto de combustible frente a la gran magnitud del gasto G de aire, resulta: Empuje con postcombustión:
E'
G VVIII Vo g empuje sin postcombustión:
E'
G VV Vo g Incremento relativo de empuje
E
E ' E E ' 1 E E
VVIII 1 VVIII Vv Vv E Vo Vv Vo 1 Vv Para los valores de temperatura de TVIII = 1700°K y Tv = 700°K, se ha visto que: VVIII / Vv = 1'55 y para Vo = 0, resulta:
E = 55% INCREMENTO RELATIVO DE CONSUMO DE COMBUSTIBLE CON POSTCOBUSTION Estableciendo la equivalencia entre la energía liberada por la combustión y el aumento de energía comunicada al aire, llamando C' al consumo de combustible con post-combustión y C al consumo de combustible sin postcombustion, resulta: Con postcombustión: LC' q = G (TVIII-Tv) Sin postcombustión LC q = G (TIII-TII) Incremento relativo de combustible: C' - C C' C = ------ = --- = 1 C C
TVIII - Tv C = ----------- - 1 TIII - TII Y para los valores normales de temperaturas: TVIII = 1700°K; Tv = 700°K ;
TIII = 800°K; TII = 550°K
resulta: 1700 - 700 C = ----------- -1 = 4 - 1 = 3
800 - 550 C = 3'00 CONSUMO ESPECIFICO DE COMBUSTIBLE CON POSTCOMBUSTION El consumo específico de combustible con postcombustión aumenta considerablemente. Este incremento y el alto valor de nivel de ruido,
han
contínua
y
hecho
que
sólo
en
este las
sistema
fases
no
se
críticas
utilice de
vuelo.
de
forma
Con
la
nomenclatura siguiente: - Consumo de combustible con postcombustión: C' - Empuje con postcombustión: E' - Consumo específico de combustible con postcombustión: C'e = C'/E' - Consumo de combustible sin postcombustión: C. - Empuje sin postcombustión: E, - Consumo específico de combustible sin postcombustión: Ce. Resulta:
C'e
C ' C (1 C ) 1 C Ce E ' E (1 E ) 1 E
y para valores normales de C=3'00 y E= 0'55 resulta para Vo=0:
Ce Ce
1 3'00 2'60Ce 1 0'55 Ver figura XX-4, que refleja la variación del
consumo específico de combustible con la velocidad y la altura de vuelo. SISTEMA FUNCIONAL DEL POSTQUEMADOR El sistema de postcombustión de un turborreactor está formado, principalmente, por el conducto del postquemador, la tobera de sección
variable,
estabilizadores
los
de
inyectores
llama,
capaces
de de
combustible, crear
una
y
los
turbulencia
localizada, e impedir aumento de velocidad del gas en la zona propia de combustión. Además de estos componentes, localizados todos ellos en la zona de
la
tobera
de
escape,
el
sistema
está
provisto,
por
lo
general, de los siguientes componentes: - Palanca de control, común a la de control de empuje, y que hace
actuar
la
postcombustión
en
el
recorrido
final
más
avanzado. -
Caja
de
engranajes
de
interconexión
entre
la
palanca
de
control y la unidad de control de la postcombustión. - Unidad de control de la postcombustión - Unidad transmisora de la relación de presiones del motorr. - Actuador hidráulico de regulación del área de salida de la tobera.
El sistema funciona de la forma siguiente: El gas, que proviene de las turbinas del motor, entra en el conducto del postquemador a velocidades que pueden variar entre los
250
y
400
m/seg.
velocidades
estas
que
son
demasiado
elevadas para mantener una llama estabilizada, por lo que es necesario obtener por difusión una disminución de velocidad y el consiguiente aumento de presión. Para conseguir esto, se sitúan después
de
los
inyectores
de
combustible
unos
dispositivos
estabilizadores de llama que crean una corriente turbulenta de baja
velocidad
local,
contribuyendo
de
esta
forma
a
la
estabilización de la llama, para muy diversa gama de riqueza aire/combustible.
Estos
estabilizadorers
de
llama
están
formados, normalmente, por una sección anular en forma de "V". Unos
inyectores
de
combustible
descargan
éste
en
posición
circunferencial al postquemador, es elevada, a veces no es lo suficiente
para
que
se
necesarias
temperaturas
produzca al
menos
el de
autoencendido, 800°C,
por
lo
pues que
son es
menester asegurar una chispa o llama de intensidad suficiente para
que
el
encendido
pueda
producirse,
incluso
a
elevadas
alturas. Normalmente son tres los sistemas de iniciación de la llama para la postcombustión: - Encendedor catálico que crea una llama como consecuencia de la reacción química de la mezcla aire/combustible con una placa de platino.
- Mediante
una
bujía,
situada
en
las
proximidades
de
los
inyectores. - Por una llama localizada en una zona interior al tubo de corriente de combustión, desde la cámara de combustión hasta el postquemador. En
el
sistema
conseguir
una
de
control
estrecha
de
la
postcombustión
interrelación
entre
es
el
menester flujo
de
combustible para la postcombustión y el área de salida de la tobera, variables estas que están íntimamente ligadas con la relación de caída de presiones a través de la turbina. Cuando
el
aumenta
y
área
de
cuando
salida
el
área
aumenta, de
salida
combustible
disminuye.
La
unidad
presiones
través
la
turbina,
presión
a
a
través
funcionamiento
del
de
de
está,
motor
no
el
se
de
disminuye,
que
mide
asegura
mantenga
esté
flujo
la que
combustible el
flujo
de
relación
de
la
de
invariable
afectado
por
la
caída y
que
el
puesta
en
funcionamiento de la postcombustión, salvo el aumento de consumo de combustible y el aumento del área de salida de gases. El sistema es completamente automático, después de la selección por el piloto en la palanca de control. La interrelación de los diferentes elementos del sistema de control pueden verse en la Figura XX-5 Cuando se selecciona la actuación de la postcombustión, llega una señal mecánica a la unidad de control de la postcombustión.
Esta unidad determina la cantidad de combustible a entregar a la bomba y controla la distribución de combustible al postquemador. Al encenderse
el combustible
en el
postquemador, resulta
un
aumento de presión en la tobera de escape y por, lo tanto, una disminución de la relación de presiones a través de la turbina. Aumentará en función de este valor el área de la sección de salida de la tobera de escape, y se vuelve a obtener la relación correcta PIII/PVII. Para actuar la apertura de la tobera es necesario un actuador hidráulico o neumático de gran energía, para vencer la elevada resistencia impuesta por la corriente de gases de escape. FUENTES EMISORAS DE RUIDO El ruido puede definirse como un sonido indeseado y se considera de dos formas diferentes. - Representa una forma de la energía que puede ser medida por equipos especíales de medición acústica. - Es un fenómeno que puede ser detectado por el oído, y por lo tanto, sometido a interpretaciones fisiológicas y psicológicas. Considerar el ruido bajo estos dos aspectos, conduce a que de las
medidas
por
instrumentos
pueden
estimarse
los
efectos
fisiológicos, y su interpretación subjetiva. Principalmente, el aumento del nivel de ruido ha sido debido a una utilización mayor de la energía, de la cual, en el caso de
los motores
de combustión
interna, un
elevado porcentaje
se
libera por los sistemas de escape. En aviación, al pasar de los aviones propulsados por motores alternativos con hélice, a los propulsados por turborreactores, subió el nivel de ruido, particularmente en las proximidades de los aeropuestos bajo las rutas de aproximación do despegue. La mayor fuente de ruido en un avión son los motores, si bien hay también otras fuentes que generan ruido, y aun cuando su magnitud no es realmente grande, no deben ser ignoradas. Es el caso del ruido aerodinámico, y el ruido de los componentes de los múltiples sistemas funcionales. El ruido de un motor de reacción, que es principalmente el que se oye en tierra, procede de dos zonas principales; la zona de escape, y la zona del compresor. El ruido del escape es el de mayor nivel, y es motivado, por las fluctuaciones de presión de la corriente turbulenta de salida de gases a alta velocidad, cuando choca con la atmósfera en calma. Dada la naturaleza del chorro de gases, normalmente se generan altas frecuencias en las próximidades de la tobera de escape, y bajas frecuencias en el chorro ya alejado de la tobera. La cantidad de ruido producido, depende principalmente del área de sección recta de la tobera, de la densidad de los gases, y de su velocidad relativa. El ruido producido por el compresor se genera principalmente en los alabes del rotor y en los del estator. Es un ruido de alta
frecuencia, que se oye de forma muy acusada delante del motor, y aunque este ruido aumenta con las revoluciones del compresor, en general pasa inadvertido por el mayor nivel de ruido del escape. No obstante, el ruido del compresor predomina en régimenes que requieren poco empuje del motor, como ocurre en las operaciones de aproximación y aterrizaje. El ruido
aerodinámico se
oye principalmente
dentro del
avió
durante el vuelo de crucero, y se genera principalmente en la capa límite alrededor de la superficie del ala y fuselaje del avión, por efecto de la viscosidad del aire. El efecto de los componentes de los sistemas funcionales es el de menos nivel de todos los ruidos, pero puede ir en aumento a medida que el avión va envejeciendo. VELOCIDAD DE PROPAGACION: FRECUENCIA Y POTENCIA DE EMISION: La expresión matemática que proporciona la velocidad del sonido, puede obtenerse aplicando las ecuaciones de continuidad y del impulso de la Mecánica de Fluidos a dos zonas de condiciones distintas: una de ellas en la cual se ha producido una súbita elevación de presión, ocurriendo así una elevación de densidad, y
en
la
presión
otra y
zona
densidad.
manteniendo Ambas
las
zonas
condiciones
quedan
iniciales
separadas
por
de una
superficie fluida de discontinuidad, producida por la elevación de presión y de densidad. Llamando C a la velocidad con que se propaga la discontinuidad, es decir, la velocidad de propagación del aumento de presión, y
el consiguiente aumento de densidad resulta, considerando el proceso descrito adiabático y sin fricción, resulta la conocida expresión de la velocidad del sonido en el aire: C = rg RT r = Exponente de las transformaciones adiabáticas g = Aceleración de la gravedad (g = 9.8 m/seg²) R = Constante de los gases (R=29.27) T = Temperatura absoluta del aire (°K) En la atmósfera estándar, considerando la variación lineal de la temperatura T con la altura de 6.5° C cada 1.000 metros, resulta el siguiente cuadro de valores.
h(pies) 0 10.000 20.000 30.000 40.000 50.00
c=20T(m/seg)
c=(m./seg) 339'26 327'40 314'94 302'29 297'00 297'00
La gama de frecuencia audibles por el oído humano oscila entre los veinte y los veinte mil ciclos por segundo, si bien en la práctica,
a
efectos
de
medida
del
ruido,
la
gama
superior
audible se limita aproximadamente a 10.000 ciclos por segundo. Por
convenio
la
gama
audible
se
divide
en
ocho
bandas,
denominadas octavas, y cada banda excepto la primera y la ultima tienen su límite superior el doble que el interior; así:
Octavas
Frecuencia
Octavas
Frecuencia
I II III IV
(c.p.s) 20 75 75 150 150 300 300 600
V VI VII VIII
(c.p.s.) 600 1.200 1.200 2.400 2.400 4.800 4.800 10.000
Los sonidos
de las
diferentes frecuencias
no son
detectados
igualmente por el oido humano. Así, las frecuencias entre 1.000 y 4.000 ciclos por segundo resultan casi tres veces más ruidosas que las de frecuencias superiores o inferiores a estas. La
potencia
generalmente
emisora en
de
términos
la de
fuente energía
de
ruido
radiada
se
por
expresa
unidad
de
tiempo, siendo esta gama de energía amplísima, pues varia en la práctica desde una milmillonésima de watio para una voz suave o de murmullo, hasta 200.000 watios para cohetes del tipo Saturno V que lanzaron las astronaves del proyecto Apolo. Aun cuando la energía total radiada por una fuente sonora puede ser de interés en Ingeniería Acústica, es más significativo la medición
de
su
intensidad,
definida
como
el
valor
medio
de
energía transmitida a través de una determinada superficie, pues la captación del sonido afecta solamente a una pequeña área en las proximidades del oido humano. El valor medio de energía suficiente para producir sensación en el oído es del orden de 10-16 watios por cm², siendo el umbral superior, para el cual comienza el dolor, de 10-2 watios por cm². Esta amplia gama entre el umbral del dolor físico y el umbral audible, requiere una propia escala de medida.
MEDIDA DE LOS NIVELES DE RUIDO La medición de los niveles de ruido se expresa en unidades logarítmicas, respecto de una unidad de referencia. Esta unidad de referencia, es normalmente la energía mínima audible, esto es, 10-16 watios por cm². La unidad resultante se conoce con el nombre de "bell" en honor de su inventor, el americano Alexander Graham Bell. Así, el "bell" viene dado por el logaritmo de la relación entre la intensidad, cuyo nivel se considera, y la intensidad
del
mínimo
audible.
Esta
unidad
fue
definida
en
principio para utilización en el campo de las comunicaciones eléctricas, y ha sido aceptada ahora por diversas ramas de la Ciencia
como
relación
entre
una
energía
determinada
y
una
energía de referencia. A efectos prácticos, se usa como unidad de medida del nivel de ruido un submúltiplo del "bell", el decibelio (dB) que es la décima parte del "bell", expresado por: dB = 10 Log10 I/Ir Dado que el oido humano y la mayor parte de los micrófonos son sensibles a la presión, es más usual obtener la medida del nivel de ruido por mediciones de presión. La fórmula básica del nivel de intensidad sonora se modifica ligeramente para medir el nivel de presión sonora también expresado en decibelios, formulación que viene dada por 20 veces el logaritmo de la relación entre la presión
particular
y
la
presión
de
referencia,
siendo
normalmente esta presión de referencia de 0'0002 dinas/cm².
Grafica Aun cuando el decibelio ha sido aceptado como unidad base para medidas físicas del sonido, no es adecuada desde el punto de vista subjetivo. Para aproximar más los niveles del sonido a las respuestas del oído humano, es menester ligar este nivel de ruido con la frecuencia de emisión, pues una disminución del nivel de presión sonora puede compensarse con un aumento de frecuencia, como índica la figura XXIX-1 Figura Recientemente el Doctor Karl D. Kryter, ha definido una escala subjetiva denominada nivel de ruido percibido también expresada en decibelios, y que considera como unidad de referencia la presión sonora producida por una frecuencia de 1.000 ciclos por segundo. Esta nueva unidad, está ganando aceptación porque representa no solamente la intensidad del ruido, sino también la influencia fisiológica y psicológica del espectro de frecuencia. Así
por
propulsado
ejemplo, por
características
un
motor
avión
grande
alternativo
similares
propulsado
de de por
transporte pistón, motor
y de
comercial otro
de
reacción,
ambos pueden producir 100 decibelios en un medidor del nivel de ruido, sin embargo el propulsado por turborreactores aparenta ser más ruidoso, por radiar una mayor cantidad de ruido en alta frecuencia. Así, en la escala del nivel de ruido percibido, el
turborreactor puede dar un valor de 102 decibelios, en tanto que el motor de pistón puede indicar solamente 98 decibelios. En el interior de los aviones, el criterio para limitación de los
niveles
de
conversación,
y
ruido
es
el
del
es
valor
que
un
nivel
de
interferencia
corresponde
al
valor
de
medio
aritmético de los niveles de presión sonora medidos en tres bandas de octava: de 600 a 1.200 ciclos por segundo, de 1.200 a 2.400 y de 2.400 a 4.800, que es en donde está concentrada la mayor parte de la energía procedente de una conversación. Se
ha
observado
decibelios
o
que
menos,
conversaciones
se
cuando por
este
encima
oyen
nivel
del
es
valor
del
orden
de
medio
global,
Este
nivel
correctamente.
6
las de
interferencia de conversación oscila entre 65 y 70 decibelios en el
interior
de
un
avión
que
cuando
de
transporte
propulsado
por
turborreactores. Se
ha
observado
decibelios
o
menos,
conversaciones
se
por
este
encima
oyen
nivel
del
es
valor
del
orden
de
medio
global,
Este
nivel
correctamente.
6
las de
interferencia de conversación oscila entre 65 y 70 decibelios en el
interior
de
un
avión
de
transporte
propulsado
por
turrborreactores. La
unidad
de
medida
ha
de
hacerse
en
decibelios
del
nivel
efectivo de ruido percibido (NERP), cuyo proceso de cálculo es el
que
se
inserta
a
escalones que se citan:
continuación,
a
través
de
los
siete
Primer escalón: Medición de los niveles instantáneos de presión acústica NPS de cada banda de tercio de octava, es decir, NPS (i,k) a intervalos de medio segundo. Grafica Segundo escalón: Conversión de los valores de NPS (i,k) en unidades de ruidosidad percibida n (i,k) según tabulación incluida en el anexo 16 de OACI. Tercer escalón: Conversión
de
los
valores
de
ruidosidad
percibida
n(i,k)
hallados en el escalón anterior, para determinar la ruidosidad percibida
total
N
(k).
Deberá
hacerse
con
la
siguiente
formulación:
24
N (k ) 0'85n(k ) 0'15 n(i, k ) i 1
en donde n(k) es el mayor de los 24 valores de n(i,k) Cuarto escalón: Convertir la ruidosidad percibida total N(k) en nivel de ruido percibido NRP (k) mediante la expresión:
NRP(k) = 40
+ 33'3 log. N(k)
Quinto escalón: Conversión por irregularidades espectrales acusadas (corrección por tono) de acuerdo con la expresión: NRPT(k) = NRP(k)+C(k) en donde C(k) es una constante que puede determinarse conociendo previamente la diferencia de nivel F de presión acústica de fondo, como índica el gráfico que inserta en la figura XXIX-2. Sexto escalón: Cálculo del máximo nivel de ruido percibido corregido por tono NRPTM(k). Es el valor máximo de los valores ya calculados de NRPT(k) y se calcularán a intervalos de medio segundo. Séptimo escalón: Por
último,
obtendrá
el
sumando
nivel al
efectivo valor
de
NRPTM,
ruido
percibido
obtenido
en
el
NERP
se
escalón
anterior, un factor de corrección por duración, determinado por la siguiente expresión:
1 D Log10 T
t ( 2)
t (1)
PNLT dt NRPTM 10
Anti log
Donde T = 10 segundos, y el intervalo comprendido entre T1 y T2 es aquel al que corresponde una duración definida por los puntos correspondientes a NRPTM -10 dB y 90 dB. LAS RELACIONES SOBRE EL RUIDO DE AVIONES: OACI Y FAA En 1968, la Organización de Aviación Civil Internacional (OACI), aprobaba
la
necesidad
de
regular
los
niveles
de
ruido
para
asignar a los aviones una determinada calificación acústica. En
1971,
la
OACI
adoptaba
una
serie
de
recomendaciones
que
fijaban la limitación de los máximos niveles de ruido permitido y las pruebas a realizar a los aviones para la obtención de la certificación acústica. Las recomendaciones de OACI de ese año constituyeron el Anexo 16 a los acuerdos de la Conversación Internacional de Aviación Civil, celebrada en Chicago en 1944. La FAA de Estados Unidos, publicaba en 1969 la Regulación FAR 36 sobre la problemática del ruido de aviones, que comenzó a ser de obligado cumplimiento en USA. Hay una gran similitud entre las recomendaciones OACI y las regulaciones
FAR.
La
OACI
considera
ahora
dos
categorías
acústicas que más adelante especificaremos, englobándolas en el capítulo 2 y capítulo 3, en tanto que la FAA considera también dos
categorías
denominadas
Stage
2
y
Stage
3.
En
términos
generales, puede decirse que un avión capítulo 3 es también stage 3 y viceversa, en tanto que un avión Capítulo 2 no tiene porqué ser Stage 2, aun cuando un Stage 2 sea siempre Capítulo
2. A efectos prácticos puede considerarse al Anexo 16 y la FAR 36 equivalentes. Tanto la OACI como la FAA establecieron como fecha límite para la operación de aquellos aviones que no cumplieran el capítulo 2/stage 2, el 1 de enero de 1988, se prohibían las operaciones con aviones inclídos en el Stage 1 de la FAA. La Comunidad Europea y la CAA británica, fueron más exigentes en cuanto a la fecha de cumplimiento del capítulo 2 de OACI, que fue fijada en el 1 de enero de 1986. La OACI, en su Asamblea General celebrada en octubre de 1991, acordó que ningún avión que no cumpla el capítulo pueda operar a partir del 1 de abril del año 2002, y recomendaba que ningún país prohiba
antes del
1 de
abril de
1995 la
operación de
aeronaves que no lo cumplan. La exigencia del Capítulo 3 habrá que, al iniciarse los años 2000,
las
comunidades
próximas
a
los
aeropuertos
se
vean
notablemente favorecidas por la aplicación de dicha regulación. La situación es complicada desde el punto de vista económico, pues la devaluación de aviones que no cumplen el capítulo 3 ha sido muy considerable y el reacondicionamiento de aviones para que lo cumplan es muy costosa, y además, son aviones con muchas horras de vuelo. RUIDO DE TURBORREACTORES.
En la figura XXIX-3 se muestra la formulación de la Ley de Lightill
que
pone
de
manifiesto
que
la
energía
sonora
es
proporcional a la octava potencia de la velocidad de salida de los gases de escape y al cuadrado del diámetro de la sección de salida de la tobera. En la figura XXIX-4 se muestra la comparación del nivel de ruido emitido por los componentes principales de los turborreactores. Los
turborreactores
de
doble
flujo
han
sido
la
solución
tecnológica para disminuir los niveles de ruido. En realidad la solución ha sido consecuencia del principio de funcionamiento de estos motores: aceleración de una gran masa de aire a baja velocidad, y conseguir así un mayor rendimiento global, y por lo tanto, un menor consumo específico de combustible. En la figura XXIX-5 se muestra la incidencia del índice de derivación
de
los
turborreactores,
de
doble
flujo
en
la
disminución del ruido; soluciones que son las que han marcado la evolución de los "turbofans" en los últimos 30 años, como se indica en la figura XXIX-6. A las regulaciones, cada vez más rigurosas, que limitan los niveles de ruido de las aeronaves ha respondido la Ingeniería Aeronáutica,
con
soluciones
tecnológicas
que
han
frenado,
primero y reducido después, los altos niveles de ruido que de forma progresiva se habían alcanzado tras un incremento gradual, que casi habían pasado inadvertida la forma en qu se había llegado a tal situación.
Exponemos un ejemplo revelador, un sólo avión grande de cuatro motores de comienzos de la década de los 60 generaba un nivel de ruido
de
106
dB.
ahora
serían
necesarios
125
aviones
concentrados para generar aquel mismo nivel, dado que bimotores comerciales de gran radio de acción, como aquellos, solamente generan 85 dB. En efecto (85+10 log 125)dB = 106 dB. Las soluciones tecnológicas, aun cuando difíciles y costosas, son por ahorra posibles. PUNTOS DE MEDICION DEL RUIDO; NIVELES PERMISIBLES Y TOLERANCIA; SEGUN EL ANEXO 16 DE OACI. Los
puntos
función del
de
medición
peso del
de
ruido
avión, son
y
los
niveles
los que
permisibles,
se indican
en las
figuras XXIX-7 a XXIX-13. a) Punto de medición del ruido al paso del avión por la vertical en el despegue. b) Punto de medición del ruido al paso del avión por la vertical en la aproximación al aterrizaje. c) Puntos de medición de ruido lateral. Esta norma de los puntos de medición a, b, c, es general, con las excepciones de los aviones de peso inferior a 9000 Kg. propulsados
por
turbohélices;
los
aviones
de
características
STOL de peso máximo al despegue menor de 5700 Kg, y no más de 600
metros
de
carrera
de
tienen una norma diferente.
despegue;
y
los
helicópteros,
que
Compensaciones: si se excede los niveles máximos de ruido en uno o dos puntos de medición. - La suma de cualquier exceso no excederá de 3 dB. - Cualquier exceso no será superior a 3 dB. -
Se
compensará
cualquier
exceso
con
la
disminución
correspondiente en los otros puntos de medición. EQUIPOS DE MEDICION Y CONDICIONES METEROLOGICAS ESTANDAR PARA COMPUTACION DE LOS NIVELES DE RUIDO. El sistema de medición acústica consta de un equipo formado por un sistema microfónico que tenga una respuesta de frecuencia compatible con la precisión específica y trípodes o soportes para los micrófonos, que reduzcan al mínimo la interferencia con el sonido que se esté midiendo. Se usa normalmente un juego de veiticuatro filtros consecutivos de tercio de octava o su equivalente. El primer filtro se centra en una frecuencia media geométrica de 50 Hz, y el último en una frecuencia media geométrica de 10 KHz. Las pruebas deben llevarse a cabo en las siguientes condiciones meteorológicas: - Ausencia de precipitación. - Humedad relativa no mayor del 90% ni menor del 30%
- Temperatura ambiente no superior a 30°C y no inferior a 2°C, a 10 metros del suelo. - Viento no superior a 10 nudos, y componente transversal no mayor de 5 nudos, a 10 metros del suelo. - Ausencia
de
inversión
de
temperatura
o
de
condiciones
de
viento anormales que puedan afectar de una manera significativa al nivel de ruido del avión, cuando se registre el ruido en los puntos de medición. Cuando se hagan mediciones de ruido con velocidades de viento superiores
a
6
nudos,
se
protegerá
el
micrófono
con
una
pantalla, y las medidas se corregirán para compensar el efecto de la pantalla. Se orientarán los micrófonos en una dirección conocida, de modo que el sonido máximo recibido llegue lo más exactamente posible de la dirección para la cual están calibrados. Los micrófonos se colocarán
de
modo
que
se
encuentren
aproximadamente
a
1'20
metros del suelo. DISMINUCION DEL NIVEL DE RUIDO POR REDUCCION DE EMPUJE Y POR AUMENTO DE LA PENDIENTE ASCENSIONAL los niveles de ruido están expresados en dB de ruido efectivo perfectivo, que
corresponde a
los niveles
de presión
sonora
corregidos por el espectro de frecuencia y por la duración del ruido.
La proporcionalidad del empuje con el cuadro de la velocidad de salida de los gases de escape, y de la energía sonora con la octava potencia de dicha velocidad, proporcionan una forma de disminuir el nivel de ruido como se indica en la figura XXIX-14. Los requisitos para certificación de aviones Capítulo 2 eran que en el despegue la reducción de empuje para aviones de 2 ó 3 motores se
hiciera a
1000 pies
de altura
de vuelo,
y para
aviones de 4 motores de 700 pies, y esa reducción fuera el mayor de
los
valores
siguientes:
la
correspondiente
a
un
motor
inoperativo o la que permitirá mantener un gradiente de subida del 4%. Para el capítulo 3, en el despegue, esa reducción de empuje está fijada a 984 pies de altura para aviones de dos motores, a 853 pies para aviones de tres motores, y a 689 pies para aviones de cuatro motores. Como puede observarse en las figuras XXIX-9 a XXIX-11 el paso de aviones del Capítulo 2 al capítulo 3 exige en el despegue, para aviones
de
sensiblemente motores; dado
dos
motores
mayor
que
que en
y para
pesos los
el mundo
grandes, aviones
el número
de
una
reducción
tres
y
de aviones
cuatro de dos
motores es sensiblemente mayor que con tres o cuatro motores, el problema se agudiza a nivel global. En la figura XXIX-15 se pone de manifiesto la incidencia del aumento de la pendiente ascensional y la reducción de empuje en
la disminución del área abarcada por las huellas de igual nivel de ruido. FORMAS DE REDUCCION DE RUIDO POR VARIACIONES DE CONFIGURACION DE LOS MOTORES Dado que las principales fuentes productoras de ruido en un motor están localizadas en la tobera de escape y en compresores y turbinas, se resumen a continuación las dos formas principales de reducción de ruido. - Modificaciones en el motor por tratamiento de los es de recubrimiento, e incorporado colectores de división de aire en la isión, pudiendo combinarse con diversos tipos de toberas de
escape,
diseñadas
principalmente
para
mezclar
el
aire
caliente de la tobera con el aire del flujo secundario en los turborreactores de
doble flujo,
reduciendo de
esta forma
la
velocidad de salida de gases y por lo tanto, el ruido emitido. - Reducción de la amplia gama de frecuencias del espectro del ruido, y fundamentalmente constituye un nuevo rediseño del motor por
aumento
de
la
relación
de
doble
flujo.
Aunque
también
incorpora tratamiento de es, principalmente afecta a los turbocompresores
de
flujo
secundario,
y
los
análisis
preliminares indican que puede obtenerse un aumento del empuje y una reducción del consumo específico de combustible con esta modificación. Es de reconocer que, aún siendo más efectiva esta última forma, no puede aplicarse a todos los tipos de motores, pues ello
implica
cambios
en
la
configuración
geométrica
y
en
las
características termodinámicas y mecánicas del diseño original. En
la
figura
XXIX-16
se
muestra
la
disminución
de
las
dimensiones de la huella de 95 dB por las nuevas tecnologías del motor. Aproximadamente puede itirse que dB "A" = dB (EPN) 13. PROTECCION CONTRA EL RUIDO EN LAS PROXIMIDADES DE LAS ZONAS DE FUNCIONAMIENTO DE MOTORES. Los trastornos producidos en orden a la intensidad del ruido, y al tiempo de exposición, pueden ser: - Irritabilidad - Disminución del rendimiento - Falta de atención (distracción) - Sordera temporal (durante horas o días) - Sordera permanente La figura XXIX-17 indica los niveles de ruido emitido porr un motor, que corrobora cuanto se ha dicho anteriormente, relativo al mayor nivel de ruido en la zona de escape. La
figura
XXIX-18
turborreactores
de
muestra doble
el
flujo,
comportamiento como
de
consecuencia
los
de
la
disminución de velocidad de los gases de escape. La figura
XXIX-19 muestra
la reducción
aproximada del
ruido
cuando las ventanas y puertas de los edificios están cerradas o parcialmente
abiertas,
y
la
figura
XXIX-20
muestra
la
disminución aproximada del nivel de ruido con la distancia a la fuente sonora, para diversas gamas del espectro de frecuencia. Dado que la intolerancia y daños físicos que pudieran, aparecer en las personas expuestas a elevados nivele de ruido son en función de la intensidad de está, es menester tomar precauciones muy rigurosas, especialmente para aquellas personas que trabajan próximos a las zonas de funcionamiento de motores, y que afecta normalmente al personal de mantenimiento de aviones. Las precauciones contra el ruido emitido por diversos tipos de aviones comerciales, son los que se indican en la figura XXIX22, cuya fórmula de aplicación de cascos, protector de oídos y tapones, es de tipo empírico, pero que responde sensiblemente a las medidas de seguridad dictadas por los Servicios Médicos de las compañías de transporte aéreo. LA OPERACION DE VUELO Y LA DISMINUCION DEL RUIDO PERCIBIDO EN TIERRA. Al avión en su trayectoria le acompaña una envolante esférica fluída, en cuya superficie hay un nivel de ruido tanto mayor cuanto menor es el radio de la esfera considerada, por hacerse patente el efecto de la dispersión. Esta envolvente esférica deja tras de si una estela cilíndrica de diámetro igual al de aquella
esfera
y
que,
haciendo
abstracción
de
las
irregularidades del terreno, se manifiesta en el suelo con una traza o huella elíptica.
Obviamente,
las
formas
de
las
huellas
elípticas
tendrán
configuración invertida respecto de la pista de operación en la aproximación que en el despegue; en este caso del despegue serán de
área
abarcada
tanto
menor
cuanto
mayor
sea
la
pendiente
ascensional, en tanto que en la aproximación al aterrizaje, al seguir los aviones la senda de planeo del ILS, las huellas serán de igual excentricidad. Las operaciones inmediata
al
de aeronaves
despegue,
y
en baja
cota; despegue,
aproximación
al
subida
aterrizaje,
son
lógicamente las que más afectan a los niveles de ruido en el entorno de los aeropuertos y zonas de sobrevuelo próximas a ellos y adyacentes. Si no se hiciese uso del método de la temperatura equivalente, la FAA ite la operación de despegue con un peso en 5% mayor que el correspondiente a las condiciones reales, pero obviamente no es una solución para disminuir el nivel de ruido. En la subida inmediata al despegue, también los altos valores de la relación
empuje/peso, unido a los relativos bajos valorres de
la relación resistencia aerodinámica/peso, permite que el avión pueda volar con un elevado ángulo de subida, reduciéndose con ello el área abarcada por los altos niveles de ruido generados con altos empujes; efecto que, combinado con la reducción de empuje, se pone de manifiesto en la figura XIX-15. ZONIFICACION DEL TERRENO EN EL ENTORNO DE LOS AEROPUERTOS: EL INDICE NEF.
Si
bien
hay
diferentes
en
para
el
mundo
evaluar
más
el
de
nivel
una de
veintena
ruido
de
de
índices
aviones,
nos
permitimos afirmar que prácticamente todos ellos convergen en uno que es el NEF desarrollado en Estados Unidos, que tiene en cuenta diversos factores entre los que destacan la corrección del nivel de presión sonora por tono y duración de ruido, que hace necesario la utilización del EPNL definido por la OACI, y sobre todo considera la distribución de operaciones las 24 horas del día así: periodo diurno de 7.00 a 22.00 horas y periodo nocturno
de
22.00
a
7.00
horas,
pues
el
efecto
repetitivo,
maxime si es de noche, tiene más importancia que el de una operación aislada, aunque esta sea ruidosa. La
constante
20
ha
sido
elegida
de
tal
forma
que
para
20
operaciones durante el periodo diurno el ajuste por número de operaciones sea cero (10 log 20/20 = 0) La constante 75 fue fijada para no confundir el índice NEF con otro índice, utilizando también en USA, de concepción similar, y para que los valores NEF separadores de las distintas zonas resultaran sencillos, especialmente para los NEF 40, 30 y 20. EN la figura
XXIX-24 se muestra las equivalentes del índice NEF
con otros índices también en uso en diferentes países; si bien, como decimos, consideramos el NEF como el menor definido. En la figura XXIX-25 se muestran unos contornos NEF hipotéticos en un aeropuerto de dos pistas cruzadas, y en la Figura XXIX-26 queda reflejada la utilización que puede hacerse del terreno
según la zona abarcada por los índices NEF 40, 30 y 20, que son los más normales. La medición de niveles de ruido de dB "A" definidos según el American National Standar Institute en 1971, está universalmente aceptada en tanto que corrige el nivel de ruido en función de la frecuencia de emisión, es muy adecuado para medir niveles de presión sonora
tanto en
interiores como
en exteriores,
como
miras a la protección del oído. SEIS
FORMAS
PRACTICAS
PARA
DISMINUIR
EL
RUIDO
DURANTE
LAS
OPERACIONES EN TIERRA. Son las que se exponen en la figura XXIX-27 y tienen una probada efectividad cuya justificación resumimos así: - El alejamiento del avión, cuando sea posible, es la forma práctica
más
efectiva
y
obviamente
la
más
económica.
La
intensidad sonora disminuye con el cuadro de la distancia a la fuente sonora (el avión). TOBERAS TURBOREACTORES DE FUERZA DE REACCIÓN ORIENTABLE Son motores provistos de toberas especiales los cuales permiten dirigir el chorro de escape del gas en diversas direcciones y de esta
forma
el
piloto
puede
seleccionar
la
tracción
dirección requerida para cada vuelo en particular.
en
la
Esta clase de toberas de escape especial son del tipo cascada giratoria en forma rectangular, permitiendo así la orientación del flujo de salida de gases en la dirección requerida para el vuelo. Estan diseñadas estas toberas para aviones tipo STOL (Shart Take Off an Landing) o aviones de carrera de despegue y aterrizaje costos, y VTOL (Vertica Shart Take Off an Landing) o aviones de despegue vertical Un motor característico para utilización en aviones VTOL es el Bristol Siddeley Pegasus, que ha sido aplicado al avión Hawkey Siddeley Harris. Este motor Pegasus, es un moderno motor de doble flujo de tipo turrbofan, con cuatro toberas que pueden girar de forma que el escape tenga una dirección paralela con el eje axial, del motor, o normal con él, cuando se utilizan los régimenes ascensionales y verticales. Las dos toberas, orientan el flujo secundario del turborreactor de doble flujo, y las dos posteriores, el flujo primario. Las toberas delanteras, reciben el nombre de toberas frías, y las posteriores el de toberas calientes. Las cuatro toberas están conectadas mecánicamente, y giran a simultáneo. CONTAMINACION AMBIENTAL Supresores De Ruido En La Tobera El efecto de los amortiguadores de ruido en la tobera de escape ocasiona una disminución del empuje, debido a la menor velocidad
de salida de los gases y un aumento específico del combustible como consecuencia del descenso de empuje para el mismo gasto de combustible. Algunos llevan una serie de orificios alrededor de las toberas son los que entra el aire que pasa por la periferie del motor, formando una especie de envoltura entre la corriente de salida intensamente calentada y acelerada y el aire en calma exterior. Una reducción de ruido de 12 db aproximadamente puede incurrir en 1,5% de pérdida de empuje en régimen de despegue, obteniendo una mejora del 0.30% en crucero si la tobera es convergente de sección variable. El efecto del aumento del consumo específico de combustible es aproximadamente
del
1%
en
todas
las
gamas
de
la
operación,
debido a las pérdidas por instalaciones fijas. CAPITULO IV TURBO JET: O también llamado turboreactor de flujo único o turboreactor purro. El aire que penetra en el motor se le somete a una compresión y después turbinas compresor
a
una
para y
en
combustión captar la
la
tobera
parcial, energía de
expansionándose necesaria
salida,
para
en
para
mover
obtener
un
las el gran
incremento de velocidad de la masa de aire que penetró en el motor.
Estos
motores
son
prácticamente
los
utilizados
en
forma
exclusiva por la aviación militar pues en 85% es utilizada por esta, y un 5% compartido por la aviación comercial que sólo utiliza en un 10% de los 60 tipos existentes. Este motor nos permite la utilización de empujes pequeños, no superiores a los 2500 Lb, que comprende el 40% de la familia de turrbojets. Distintos tipos de turborreactores de flujo único De acuerdo con el número de compresores de que van provistos, se clasifican en: turborreactores puros de compresor simple, cuando van dotados de un sólo compresor y, en turborreactores puros de compresor
doble,
cuando
van
dotados
de
dos
compresores,
el
segundo en serie con el primero. Ya sean uno o dos compresores, pueden ser del tipo centrífugo o del tipo axial, habiéndose desarrollado mucho más estos últimos y, concretamente, los de doble compresor axial, especialmente cuando se desean altos valores de empuje. Las
configuraciones
de
centrífugos,
fueron
pero
quedaron
pronto
las
turborreactores
inicialmente
relegadas
a
un
de
compresores
utilizadas
en
aviación,
segundo
plano
con
el
desarrollo de los compresores axiales. Sin embargo, en el caso de
los
turbohélices,
se
ha
mantenido
durante
configuración del doble compresor centrífugo. Comparación turbo Jet turrbo Fan
tiempo
la
Es
dificil
comparar
dos
motores,
aun
con
la
semejanza
de
funcionamiento que existe entre los dos tipos que se consideran. Por
lo
general,
se
analizan
dos
motores
de
las
mismas
dificultades mecánicas, del mismo diseño aerodinámico, y con rendimiento de sus componentes iguales. Quizá un método de comparar ambos diseños para un mismo peso de motor, de configuración similar a la que presenta la figura XVII-10 sea la de considerar el mismo empuje en régimen de despegue
a
la
misma
temperatura
de
combustión,
y
después
realizar el cómputo del comportamiento en altura de la siguiente forma: 1. Para la misma temperatura de combustión. 2. Para el mismo empuje e igual temperatura de combustión 3.
Para
el
mismo
consumo
específico
de
combustible
e
igual
temperatura de combustión. 1. Para la misma temperatura de combustión resulta. - Empuje: 8% menor el turborreactor de doble flujo. - Consumo específico: 7% menor el turborreactor de doble flujo - Radio de acción: 5% mayor el turborreactor de doble flujo. 2° Para el mismo empuje e igual temperatura de combustión - Consumo específico: 2% mayor el turborreactor de doble flujo - Radio de acción: 4'5% mayor el turborreactor de doble flujo. 3.
Para
el
mismo
consumo
temperatura de combustión.
específico
de
combustible
e
igual
- Empuje: 33% mayo el turborreactor de doble flujo - Radio de acción: 6% mayor el turborreactor de doble flujo. Además de las ventajas enumeradas a favor de los motores de doble flujo, existe una reducción de la temperatura en la parte externa del motor, con lo consiguiente simplificación en los sistemas
de
ventilación
y
contraincendios,
que
se
verán
reducidos de peso aproximadamente en un 3% del peso total del motor.
Las
instalaciones
de
refrigeración,
utilizando
aproximadamente un 3'5% de flujo de aire, también suponen un ahorro del 2% en el peso del motor. El
motor
de
doble
flujo
presenta
considerables
ventajas
en
régimen de vuelo subsónico, cuando la economía de combustible para obtener gran radio de acción es mandatario sobre la alta velocidad. EMPUJE CONCEPTOS Un motor de reacción es un sistema propulsivo cuyo principio de funcionamiento está basado en la aplicación de la Segunda y Tercera Ley de Newton. 1° Ley de Newton.- Todo cuerpo permanece en estado de reposo o velocidad
constante
cuando
ninguna fuerza sobre él.
se
le
deja
libre
sin
que
actúe
2° Ley de Newton.- El incremento de la cantidad de movimiento es igual a la impulsión de la fuerza aplicada y tiene la misma dirección que aquella. Puede expresarse también diciendo que la fuerza total ejercida sobre
un
cuerpo
es
igual
al
producto
de
su
masa
por
la
aceleración. 3° Ley de Newton.- A toda acción de una fuerza, hay una reacción igual y actuando en la misma dirección y sentido contrario. Supongamos
un
motor
hipotético
que
durante
atravesado por una masa de aire-gas m que
esta
masa
es
igual
a
la
entrada
un
tiempo
t
es
y itamos en principio que
a
la
salida,
por
considerar despreciable la cantidad de combustible introducido en relación con la gran cantidad de aire itido. Siendo: Ve = Velocidad del aire a la entrada Vs = Velocidad del gas a la salida Resulta: Cantidad de movimiento a la entrada: m Ve. Cantidad de movimiento a la salida: mVs Incremento de la cantidad de movimiento: m(Vs-Ve)
La
aplicación
de
la
2da
Ley
de
Newton
nos
proporciona
lo
siguiente: Impulsión de la fuerza F aplicada durante un tiempo t. Ft = m(Vs - Ve) Vs-Ve/t = r (aceleración)
Vs - Ve F = m --------- = m r t La aplicación de la 3ra Ley de Newton nos proporciona: Reacción o empuje obtenido: E = - F Este valor del empuje puede escribirse de una forma más práctica en función del gasto de aire que atraviesa el motor por unidad de tiempo y de la variación de velocidades entre la entrada y salida al motor. Asi llamando m al gasto másico de aire por unidad de tiempo, y G al gasto en peso de aire también por unidad del tiempo, el valor absoluto del empuje resulta:
E
Vs Ve G m Vs Ve Vs Ve t g siendo
gravedad.
g
la
aceleración
de
la
E
G Vs Ve g
EMPUJE, RESISTENCIA Y TRACCION DE UN MOTOR DE REACCION Las
figuras
XV-1
y
XV-2
representan
en
forma
vectorial
la
división del empuje en empuje de isión y empuje interno; la resistencia en resistencia de isión y resistencia de motor, así como la tracción o propulsión obtenida, resultante de las fuerzas de empuje y resistencia. Ea. Empuje de isión. Es la resultante de las fuerzas de presión y fricción en el interior del tubo de corriente entre las secciones (0) y de entrada (e), y que aparece como reacción a
la
fuerza
resultante
de
la
variación
de
la
cantidad
de
movimiento entre dichas secciones. Ei.- Empuje interno.- Es la resultante de las fuerzas de presión y fricción en el interior del motor, entre las secciones de entrada (e) y de salida (s), y que aparece como reacción a la fuerza resultante de la variación de la cantidad de movimiento entre dichas secciones. E. Empuje total.- Es el empuje suma de los empujes de isión e interno. Ra.- Resistencia de isión.- Es la resultante de las fuerzas de presión y fricción en el exterior del tubo de corriente, entre la secciones (o) y de entrada (e).
Rm Resistencia de motor.- Es la resultante de las fuerzas de presión y fricción en el exterior del motor. R Resistencia total. Es la resistencia suma de las resistencias de isión y motor. T. Tracción o propulsión. es la resultante del empuje (fuerza de reacción
internas)
y
resistencia
total
(fuerzas
de
acción
externas) El empuje de un motor de reacción no puede ser localizado en ningún punto particular del mismo. Por lo general, solamente una pequeña parte o fracción del empuje es transmitida a través de los
cojinetes
del
rotor,
especialmente
en
los
motores
de
reacción provistos de turbinas axiales del tipo de reacción. Las actuaciones de un motor de reacción se refieren siempre al empuje que desarrolla en los distintos regímenes operativos, si bien puede evaluarse la potencia equivalente de la forma que se describe al final de este mismo capítulo. ENERGIA DE LA PROPULSION POR REACCION En la propulsión por reacción, la distribución de energía se valora considerando ésta la forma siguiente: - Energía
aplicada
al
motor
(Wc).
Viene
determinada
por
el
producto del poder calorífico del combustible, y la cantidad de combustible suministrada al motor en la unidad de tiempo: Wc = L. C
-
Empuje
obtenido
(E).
Considerando
expansión
hasta
las
condiciones atmosféricas, hemos visto que tiene por expresión:
G E = --- (Vs - Vo) g en donde se ha supuesto que la masa que evoluciona es constante e igual a la correspondiente al aire, despreciando el valor de la masa de combustible a efectos de cálculo de empuje, pues, además
de
normalmente
ser
muy
inferior
pequeña
respecto
a
prácticamente
1/60
del
aire,
ya
que
es
no
incurre
en
se
error, pues en muchos casos parte del aire ya comprimido no pasa al proceso de combustión, y es utilizada su energía de forma diversa
y,
esta
disminución
en
la
masa
de
aire,
es
contrarrestada por la masa de combustible que se suministra al motor. - Energía de propulsión (Wp). Es la correspondiente al empuje (E) a la velocidad de prropulsión Vo:
G Wp = EVo = --- (Vs - Vo) Vo g - Energía mecánica comunicada a la vena fluída (Wv). es la energía cinética debida al incremento de velocidad de la masa que evoluciona:
1 G Wv = --- --- (Vs - Vo)²
2
g
- Energía mecánica total (WM). Es la suma de la correspondiente a la propulsión (Wp) y la que se comunica a la vena fluída (Wv) 1 G WM = Wp + Wv = --- --- (Vs² - Vo²) 2 g Las relaciones entre los valores de la energía antes enunciados, nos lleva a la consideración de los siguientes rendimientos como índices
significativos
de
aprovechamiento
de
la
energía
del
combustible y de la energía mecánica total obtenida en el motor. En las expresiones que resultan, se ha incluido la relación G/c representada por r. RENDIMIENTO DEL MOTOR Es la relación entre la energía mecánica total obtenida en el motor (WM) y la energía del combustible (Wc).
p
p
Wp G (Vs Vo )Vo / g WM G (Vs ² Vo ²) / 2 g 2 Vs 1 Vo
RENDIMIENTO GLOBAL O MOTOPROPULSOR Viene determinado por la relación entre la energía invertida en la
propulsión
(Wp)
combustible (Wc).
y
la
energía
comunicada
cada
c
Kgs,
de
G
Wp G (Vs Vo )Vo / g Wc LC
G
(Vs Vo )Vo / g L/r
RELACION ENTRE LOS RENDIMIENTOS EXPRESION SIMPLIFICADA: De
las
expresiones
de
los
rendimientos
resulta
que
el
rendimiento global viene determinado global viene determinado por
el
producto
de
los
rendimientos
del
motor
y
de
la
propulsión: G = M p La figura XV-3 representa la variación de estos rendimientos con la velocidad, propulsión
en donde
por
puede observarse
turborreactor
puro
puede
que teóricamente alcanzar
la
velocidades
hasta 2'5 veces la del sonido, valor éste al cual, para los valores normales de velocidad de salida de gases, está se iguala a la velocidad del avión que propulsa. EFECTO
DE
LA
ALTURA
DE
VUELO
EN
LAS
ACTUACIONES
DE
LOS
TURBORREACTORES. Como se ha visto el rendimiento global depende de dos valores el rendimiento de la propulsión y el rendimiento térmico o del motor. G =
p . m
La altura motiva unos efectos contradictorios en el rendimiento global,
si
bien,
predominan
las
ventajas
sobre
los
inconvenientes. Ventajas de la altura. a)
A
mayor
aumentado
altura
pues
la
existiría velocidad
menor del
resistencia
avión,
y
al
como
avance,
resultado,
aumentará el rendimiento de la propulsión, y por consiguiente el rendimiento global. b) El incremento de velocidad con la altura hace aumentar la presión dinámica, aumentando la compresión adiabática y por lo tanto la energía mecánica total obtenida en el motor, aumentando por lo tanto el rendimiento global. c) No obstante la desventaja de disminución de aire por menor densidad,
como
dicha
disminución
de
densidad
del
aire
se
manifiesta por igual delante del compresor como detrás de la tobera,
mejorará
la
expansión
de
los
gases,
y
con
ello
el
rendimiento de la turbina, obteniéndose un rendimiento global mayor. d)
El
aire,
aun
siendo
menos
denso,
al
estar
a
más
baja
temperatura necesita menos energía para la compresión, que se manifiesta de forma indirecta también en un mayor rendimiento global. Inconvenientes de la altura
a) Al disminuir la densidad del aire, disminuirá la masa del fluído a través del motor, disminuyendo el empuje y la energía comunicada al compresor por la turbina. b) Si se mantiene el consumo de combustible, al disminuir la densidad del aire aumentará la temperatura de entrada del gas a la turbina, y con ello el rendimiento térmico, pero al verse incrementada la
velocidad de
salida de
gases, disminuirá
el
rendimiento de propulsión. Con objeto de que esto no ocurra, las unidades de regulación atuomática
de
combustible
mantienen
constante
la
relación
aire/combustible para el aire primario que pasa a las cámaras de combustión,
disminuyendo
de
esta
forma
el
incremento
de
la
velocidad de salida. Por lo expuesto se observa que predominan las ventajas sobre los inconvenientes
y,
por
lo
tanto,
el
rendimiento
global
se
mantiene en régimen creciente hasta una determinada altura, a partir
de
la
cual
aumentarán
los
efectos
perjudiciales
al
disminuir el rendimiento de propulsión por descenso de empuje. La altura máxima de operación del avión se obtendrá igualen la
máxima tracción
disponible con
cuando se
la resistencia
al
avance del avión. GASTO DE AIRE Es la cantidad en peso de aire que atraviesa el motor por unidad de
tiempo.
gramos/seg.
Se
expresa
por
lo
general
en
Kgs/seg.
o
en
El gasto de aire depende de la configuración de las secciones del motor, del rendimiento de los componentes fundamentales, de las RPM, y de las condiciones exteriores de altura y velocidad. Cuando la expresión alcanza el valor de la presión atmosférica es decir Ps = Po, y la velocidad de salida de gases por la tobera
es
subsónica,
el
gasto
viene
determinado
por
la
expresión: G = Ae Ve Pe en donde Pe es la densidad del aire a la entrada al compresor, y Ve es la velocidad del aire a través de la sección de isión de área Ae. Por
cada
Kg,
de
empuje
que
produce
un
turborreactor,
se
necesitan aproximadamente de 15 a 25 gramos de aire por segundo atravesando el motor, para las velocidades y alturas normales de crucero. VARIACION DEL GASTO DE AIRE CON LA VELOCIDAD Y LA ALTURA DE VUELO El gasto
en peso
de aire
aumenta con
la velocidad
por dos
efectos; por una parte aumenta el gasto volumétrico (Ve Ae) por efecto del aumento de dicha velocidad. Por otra parte aumenta el gasto másivo (Ve Ae Pe), por efecto del aumento de densidad a la entrada del motor, debido a dicha velocidad. Si se tiene en cuenta la altura, aun cuando el gasto para la misma velocidad es menor que al nivel del mar, el gradiente de
aumento
es
mayor
para
igual
velocidad,
por
efecto
de
la
disminución de temperatura con la altura. IMPULSO Se llama impulso al empuje obtenido por unidad de gasto de aire; esto es:
I
E 1 Vs Vo G g
El valor del impulso en los turborreactores puros, es del orden de 40 a 60 seg. Obsérvese que la unidad segundos se deriva de la ecuación de dimensiones de la expresión del impulso.
E(Kgs) G (Kgs/seg
E I = --G
Kgs E ---------- = --- seg. Kgs/seg G
g(m/seg²) 1 (Vs-Vo)(m/seg) I = --- (Vs - Vo) g
1 -------- m/seg. m/seg²
1 I = --- (Vs - Vo)seg. g VARIACION DEL IMPULSO CON LA VELOCIDAD Y LA ALTURA DE VUELO
El
impulso
disminuye
con
la
velocidad
porque,
si
bien
la
velocidad de salida Vs, aumenta con la velocidad, es mayor la disminución de la diferencia Vs - Vo. Considerando
la
altura
de
vuelo,
el
impulso
para
una
misma
velocidad es mayor, pues la velocidad de salida Vs es también mayor. VARIACION DEL EMPUJE CON LA VELOCIDAD Y LA ALTURA DE VUELO Se deduce de la variación del gasto de aire y de la variación del impulso. En efecto:
G 1 E = ---(Vs - Vo) = G. --- (Vs - Vo) = G.I g g Teniendo en cuenta las representaciones gráficas del gasto de aire y del impulso - El impulso disminuye con la velocidad. - El gasto aumenta con la velocidad. Hasta determinada
velocidad, el
descenso del
impulso es
mas
acusado que el aumento de gasto, ocurriendo una disminución del empuje. En la zona de bajas velocidades, el empuje disminuye al aumentar la velocidad. Esto ocurre en la gama de velocidades en que es mayor la disminución del impulso que el aumento del gasto de aire; no obstante, alcanzando un empuje Em a una determinada
velocidad Vm, del empuje, ocurrido esto hasta una velocidad VM en que se alcanza el máximo de empuje EM. A partir de VM, el empuje disminuye
definitivamente hasta anularse teóricamente,
cuando la velocidad de vuelo Vo es igual a la salida de gases Vs. Con
la
altura
ocurre
los
mismo,
pero
a
valores
de
empuje
menores, pues el empuje disminuye con la altura por la menor densidad del aire itido en el motor, los mínimos y máximos de empuje Em
EM aparecen en altura a más bajas velocidades que al
nivel del mar, llegando incluso a no aparecer el mismo Em a partir de una altura determinada. El descenso de empuje con la altura es del orden de 2'5 al 3% por cada 1.000 pies. VARIACION DEL EMPUJE CON LAS RPM DEL MOTOR Se han analizado hasta aquí, las variaciones del empuje con la velocidad y la altura de vuelo, y se ha expuesto, como estas variaciones se corresponde con las propiedades físicas del aire: presión, densidad y temperatura. En efecto la masa de aire que penetra en el motor es función principal
de
las
RPM
y
estas
a
su
vez,
de
la
cantidad
de
combustible suministrado. La función de la unidad de control de combustible es regular las RPM y el consumo de combustibles, en el sentido de que se obtenga un mayor rempuje cuando mayores sean dichos factores, hasta aquellos valores que no supongan respectivamente sobrevelocidad del rotor ni alta temperatura en las turbinas.
La figura XVI-4 indica el efecto de las RPM en el gasto de aire G en el empuje obtenido E. Puede observarse que, en tanto la variación del gasto de aire es prácticamente lineal con las RPM, no ocurre así con el empuje, pues éste depende además de la aceleración a que se somete al gasto de aire, y que es función de las presiones en el turborreactor, temperatura y flujo de combustible, por lo que la variación del empuje con las RPM resulta de variación más compleja que el gasto de aire. INFLUENCIA DE LA TEMPERATURA AMBIENTE EN EL EMPUJE Los
motores
temperatura
de en
reacción una
mayor
son
afectados
proporción
por que
los lo
cambios
es
el
de
motor
alternativo de explosión, puesto que al variar la masa de aire itido al motor de forma inversa a la temperatura, un cambio en ésta afecta directamente al empuje. Las unidades de control de combustible deberán actuar de forma que
hagan
disminuir
el
flujo
de
combustible
cuando
la
temperatura aumenta, a fin de mantener la temperatura de entrada a la turbina constante que de otra forma, se vería incrementada por un enriquecimiento en la proporción combustible/aire. Esto origina una mayor disminución del empuje. El aumento de temperatura tiene un efecto similar al de una disminución de presión: el avión y el motor reaccionan de forma similar, esto es, como si volarán a una mayor altura. El
empuje
decrece
al
aumentar
la
temperatura,
si
bien
la
distancia específica para una determinada presión de altitud y
número de Mach, aumenta. Esta mejora en el vuelo de crucero es aplicable hasta aquellos valores en que la resistencia al avance se
mantiene
sin
elevarse
brúscamente,
por
la
elevación
del
número de Mach EFECTO DE LA HUMEDAD EN EL EMPUJE Los motores de reacción son afectados por la humedad en menor proporción que los motores alternativos de explosión, pues el cambio producido por la humedad afecta sólo a la densidad de la masa
de
aire
alternativo
itida de
al
explosión
motor, afecta
en
tanto
también
que
en
a
la
el
motor
relación
combustible/aire que para los grandes valores del turborreactor es factor despreciable. No obstante la relación de cantidad de aire seco a saturado, en una amplia gama de temperatura de 15° a 35°C, motiva un descenso en el empuje aproximadamente del 1'5% Puesto que la humedad relativa normal oscila del 50% al 100%, y las actuaciones del despegue, que pudieran ser las más afectadas, se fijan al 80% de la humedad relativa, no se requiere ninguna corrección por este motivo. Se suponen condiciones estándar de humedad, las correspondientes a 15° C y 80% de humedad relativa, equivalente a 100 mm. Hg de tensión de vapor. El empuje del motor no acusa ningún efecto adverso debido a la lluvia, nieve o granizo, si bien en tales casos debe aumentarse el
empuje
previamente
seleccionado,
pues
disminuirá
indirectamente, al derivar parte del aire para el sistema de deshielo en la isión.
de
gas,
es
decir
disminuye
la
presión
"expansión"
y
aumenta la velocidad. Es por lo expuesto que se le llama órgano propulsor del avión. Se define como gases de expansión de una tobera P total entrada tobera Ge = ----------------------P. estática de descarga Llegando en la actualidad los aviones de propulsión: Subsónica
3-4
Supersónica
20
II. TIPOS DE TOBERA Según sea la velocidad que se quiere llegar las toberas pueden ser: A. Convergente o Subsónico B. Convergente, Divergente o Supersónico C. De área variable
A. Tobera convergente o subsónica.- Si la tobera esta calculada para un salto subcrítico de presiones deberá tener una forma convergente. La necesidad de que sea convergente en este caso se explica porque en una corriente subsónica el aumento de la velocidad va acompañada de una discriminación de la densidad del gas. Por tanto este tipo de tobera es el comunmente empleado en todos los reactores que operan en régimen subsónico. En el interiror de la tobera van instalados unos montantes o riostras, cuya misión, además de hacer de soporte a los ejes del motor con la carcasa o cárter exterior, es actuar como guía para orientar los gases de escape en la dirección más axial posible. Fig. 66 Tobera Converg B. Tobera convergente Divergente o Supersónico.- Al aumentar la relación de presión y por ende el número Mach se eleve, hay problemas de pérdidas en la expansión externa (orden de 12%) del empuje bruto
y es
por ello
que si
se quiere
conseguir una
expansión interna completa del gas se debe añadir un conducto divergente que controla la expansión. A velocidades
de vuelo
suficientemente grandes,
el salto
de
presiones en la tobera de salida llega a ser tan grandes o la utilización
de
toberas
convergentes
conduce
a
una
pérdida
notable del empuje y un aumento del consumo de combustible.
Al ser constante el gasto en todas las secciones de tobera, e área
de
la
sección
estructurando
una
vez
deberá
aumentar,
alcanzado
Mach
pues 1,
si
se
rigiera
estrangulariamos
la
corriente con las pérdidas del empuje consiguiente. La garganta donde
se
crítica.
alcanza A
la
altitud
velocidad
cte,
al
sónica
aumentar
la
se
dinámica
velocidad
garganta de
vuelo,
aumenta la presión en el motor y con ello el grado de expansión. Para asegurar la expansión completa en la tobera será presiso aumentar la relación: fs/fg
Fg = área de salida fg = área de garganta crítica
Permitiendo la expansión a velocidad supersónica Fig. 67 (Tobera Cover - Diverg) (Libro negro) Tobera de área variable.- Según sea el funcionamiento o diseño de una tobera su trabajo y rendimiento optimo variará dentro de un determinado rango opcional y es así que seria totalmente distinto al volar a 0.7 Mach a 2.5 Mach por ejem. Generalmente
esta
tobera
se
encontrará
en
los
motores
supersónicos, pueden ser de 3 tipos 1. En la parte posterior de la tobera convencional aparecerá 2 placas la cual reduce la sección. Figura
2. Otra forma consiste en retrazar el cono de salida con lo que disminuye la sección Figura 3. Finalmente el tipo más usado en motores con post-quemadura consiste en una serie de láminas o flaps, montados por mandos neumáticos. Estas láminas abren o sierran su sección con arreglo a los parámetros que reciben. La figura (Figura X-1) diversos tipos de toberas convergentes de área de salida variable. -
Tobera
tipo
Clamshell.-
El
mayor
o
menor
giro
de
las
compuertas sobre las charnelas de sujección. - Tobera anular.- La diferente posición del anillo constituido por sectores articulados entre si. - Tobera de Cono central.- El desplazamiento axial del vértice del cono. - Tobera tipo "Cris".- El cono de salida adopta forma troncónica por las
diferentes posiciones
de las
compuertas situadas
en
forma cirrcunferencial. II. DISPOSITIVOS PARA FRENO O EMPUJE INVERSO EN LA TOBERA DE ESCAPE La utilización
del empuje
de los
turborreactorers en
forrma
reversible, esto es, hacia adelante en el empuje normal y hacia atrás, esto es, en la misma dirección y sentido opuesto, como
empuje inverso, permite disminuir considerablemente la carrera de
aterrizaje
del
avión,
con
las
considerables
ventajas
de
actuación que esto supone. La figura X-6 representa de forma esquemática una forma típica general de estos dispositivos. En vuelo normal, estos dispositivos deflectores están adosados a la tobera de escape, como indica la posición (a), y girando a la posición (b),
deflectan el
chorro aproximadamente
90° de
su
dirección axial. A partir de este momento, unos alabes guía continúan girando
hasta obtener
un chorro
de dirección
casi
totalmente opuesta a la normal, produciendo de esta forma freno efectivo. Aproximadamente el 50% del empuje correspondiente al despegue puede ser utilizado como reversible. El dispositivo debe dejar de operarse a una determinada velocidad específica para cada motor, pues a baja velocidad afecta al funcionamiento normal de la corriente de gases. La interferencia del sistema en la corriente de salida de gases cuando
actúa
de
forma
normal,
hace
que
se
produzca
una
disminución del empuje respecto del mismo motor sin dispositivo reversible del 0'75% en régimenes de despegue, y un aumento del consumo
específico
que
no
sobrepasa
el
1%
en
régimenes
de
crucero. Los sistemas de empuje reversible en los turborreactores flujo pueden adoptar una de las dos variantes siguientes:
- Un sistema reversible para el flujo primario, y otro similar para el flujo secundario. - Un sistema de empuje reversible actuando en la corriente de salida común cuando ambos flujos se mezclan. El sistema de dos dispositivos, uno para cada flujo, es más generalizado, especialmente para motores de altos valores de empuje. IV. DISPOSITIVOS PARA REDUCCION DE SONIDO Se hará un estudio detallado en el capítulo de Contaminación Ambiental. V. POST-COMBUSTION Según
lo
tratado
en
el
capitulo
de
combustión
vimos
que
solamente un 25% del aire que atraviesa el motor se quema, el porcentaje restante es el que permite la post-combustión la cual consiste en inyectar combustible después de la turbina en la tobera de salida, haciendo uso del 75% en exceso de aire en el gas caliente de escape, portador de oxígeno sin quemar aún. Esta adición de calor aumenta la velocidad de salida de los gases, y por tanto, el empuje. El
efecto
diagrama
en
el
ciclo
presión/volumen,
terrmodinámico, es
el
de
una
representado fase
en
el
adicional
de
combustión a presión constante representada por la línea VIIVIII, dando como resultado un incremento de la energía obtenida
en el ciclo representado por el área de la zona rayada de la figura. La
postcombustión
se
utiliza
durante
pequeños
periodos
de
tiempo, para obtener altos valores de empuje que reduzcan la carrera
de
proporcione,
despegue, en
los
aumente
aviones
el
régimen
militares,
de
un
subida,
empuje
o
adicional
requerido para incremento de velocidad del avión, en el caso de los cazas interceptorers en misiones de combate. La
postcombustión
comenzó
aplicándose
a
los
turboreactores
puros, y posteriormente, con la aparición de los turboreactores de doble flujo se está aplicando también a estos, especialmente a los del tipo serie con turbocomprensor frontal para el doble flujo. En este caso la combustión de flujo secundario, o la combinación de combustión de flujo secundario y postcombustión de flujo total, permite incrementar el empuje en mucho mayor porcentaje que la postcombustión normal de flujo único de un turborreactor puro. El empuje obtenido por combustión de flujo secundario es similar al obtenido en un estatorreactor, en tanto que la combustión es continua en el tubo de llama de sección corona
circular,
que
forma
la
canalización
para
el
flujo
alcanzan
hasta
secundario. Los
postquemadores
para
actuación
en
vuelo
aumentos del 60% sobre el empuje del motor básico, sin embargo resultan muy pesados, pues aumentan el peso del motor del 15 al 20% y la longitud del mismo en un 50%. Cuando el sistema no actúa,
el
chorro
de
gas
normal,
al
tener
que
atravesar
el
complejo sistema de inyectores, trabaja en peores condiciones, y aparece un descenso de empuje del 3 al 4% del motor básico sin postcombustión. Los postquemadores para despegue limitan el aumento de empuje sólo hasta el 40%, perro incurren en menos problemas que los postquemadores
de
vuelo
cuando
el
motor
funciona
sin
postcombustión, esto es, menos pesados, el motor resulta más corto, y el sistema de control es menos complicado. AREA DE UNA TUBERIA DE ESCAPE CON POSTQUEMADOR El área de la sección de salida de la tobera
de escape, en un
motor postquemador, es mayor que la correspondiente al mismo motorr
básico
sin
postcombustión.
En
este
sentido,
el
postquemador se comporta como una gran cámara de combustión a la que es necesario dar forma divergente para adaptar el gasto másico, con una menor densidad del fluido debido a las altas temperaturas. Suponiendo que el gasto se mantiene prácticamente constante en la sección V y en la sección VIII, es decir, no teniendo en cuenta
el
aumento
producido
por
el
combustible
postcombustión, resulta: Av. Vv.
v = AVIII . VVIII .
VIII
AVIII Vv V ------ = ------ . ------AV VVIII VIII Para expansión tota en que pV = pVIII = Po resulta:
de
la
TV pV TVIII Vv TVIII Es decir: PVIII TV VVIII AVIII TV AV TVIII Así, para valores normales de TVIII y Tv de: TVIII 1700° K y Tv 700° K, resulta: AVIII = 1'55 Av En resumen el área de la sección de salida de la tobera de escale
en
un
motor
con
postquemador,
cuando
este
actúa,
es
aproximadamente un 50% mayor que la correspondiente al mismo motor básico sin postcombustión. También puede considerarse el postquemador como un estatorreactor solidario del turborreactor en
la
tobera
de
escape;
la
velocidad
exigida
para
su
funcionamiento la proporciona la expansión de los gases, después de mover las turbinas. Para
que
la
postcombustión
pueda
operar
bajo
diversas
condiciones, la tobera puede adoptar dos posiciones, o diversas, de área de salida variable. La tobera están en la posición de mínimo
abierto
durante
las
operaciones
en
que
no
actúa
la
postcombustión, en tanto que, cuando la postcombustión comienza a actuar aumenta el área de salida, para proporcionar escape a los gases que ahora ocupan un volumen mayor. De esta forma se impiden sobrepresiones que pueden afectar al funcionamiento del motor,
pudiendo
utilizarse
la
régimenes funcionamiento del motor
postocombustión
a
diversos
INCREMENTO RELATIVO DE EMPUJE CON POSTOCOMBUSTION.Con la nomenclatura que indica la figura XX-2 y despreciando el gasto de combustible frente a la gran magnitud del gasto G de aire, resulta: Empuje con postcombustión:
E'
G VVIII Vo g empuje sin postcombustión:
E'
G VV Vo g Incremento relativo de empuje
E
E ' E E ' 1 E E
VVIII 1 VVIII Vv Vv E Vo Vv Vo 1 Vv Para los valores de temperatura de TVIII = 1700°K y Tv = 700°K, se ha visto que: VVIII / Vv = 1'55 y para Vo = 0, resulta:
E = 55% INCREMENTO RELATIVO DE CONSUMO DE COMBUSTIBLE CON POSTCOBUSTION Estableciendo la equivalencia entre la energía liberada por la combustión y el aumento de energía comunicada al aire, llamando C' al consumo de combustible con post-combustión y C al consumo de combustible sin postcombustion, resulta: Con postcombustión: LC' q = G (TVIII-Tv) Sin postcombustión LC q = G (TIII-TII) Incremento relativo de combustible: C' - C C' C = ------ = --- = 1 C C
TVIII - Tv C = ----------- - 1 TIII - TII Y para los valores normales de temperaturas: TVIII = 1700°K; Tv = 700°K ;
TIII = 800°K; TII = 550°K
resulta: 1700 - 700 C = ----------- -1 = 4 - 1 = 3
800 - 550 C = 3'00 CONSUMO ESPECIFICO DE COMBUSTIBLE CON POSTCOMBUSTION El consumo específico de combustible con postcombustión aumenta considerablemente. Este incremento y el alto valor de nivel de ruido,
han
contínua
y
hecho
que
sólo
en
este las
sistema
fases
no
se
críticas
utilice de
vuelo.
de
forma
Con
la
nomenclatura siguiente: - Consumo de combustible con postcombustión: C' - Empuje con postcombustión: E' - Consumo específico de combustible con postcombustión: C'e = C'/E' - Consumo de combustible sin postcombustión: C. - Empuje sin postcombustión: E, - Consumo específico de combustible sin postcombustión: Ce. Resulta:
C'e
C ' C (1 C ) 1 C Ce E ' E (1 E ) 1 E
y para valores normales de C=3'00 y E= 0'55 resulta para Vo=0:
Ce Ce
1 3'00 2'60Ce 1 0'55 Ver figura XX-4, que refleja la variación del
consumo específico de combustible con la velocidad y la altura de vuelo. SISTEMA FUNCIONAL DEL POSTQUEMADOR El sistema de postcombustión de un turborreactor está formado, principalmente, por el conducto del postquemador, la tobera de sección
variable,
estabilizadores
los
de
inyectores
llama,
capaces
de de
combustible, crear
una
y
los
turbulencia
localizada, e impedir aumento de velocidad del gas en la zona propia de combustión. Además de estos componentes, localizados todos ellos en la zona de
la
tobera
de
escape,
el
sistema
está
provisto,
por
lo
general, de los siguientes componentes: - Palanca de control, común a la de control de empuje, y que hace
actuar
la
postcombustión
en
el
recorrido
final
más
avanzado. -
Caja
de
engranajes
de
interconexión
entre
la
palanca
de
control y la unidad de control de la postcombustión. - Unidad de control de la postcombustión - Unidad transmisora de la relación de presiones del motorr. - Actuador hidráulico de regulación del área de salida de la tobera.
El sistema funciona de la forma siguiente: El gas, que proviene de las turbinas del motor, entra en el conducto del postquemador a velocidades que pueden variar entre los
250
y
400
m/seg.
velocidades
estas
que
son
demasiado
elevadas para mantener una llama estabilizada, por lo que es necesario obtener por difusión una disminución de velocidad y el consiguiente aumento de presión. Para conseguir esto, se sitúan después
de
los
inyectores
de
combustible
unos
dispositivos
estabilizadores de llama que crean una corriente turbulenta de baja
velocidad
local,
contribuyendo
de
esta
forma
a
la
estabilización de la llama, para muy diversa gama de riqueza aire/combustible.
Estos
estabilizadorers
de
llama
están
formados, normalmente, por una sección anular en forma de "V". Unos
inyectores
de
combustible
descargan
éste
en
posición
circunferencial al postquemador, es elevada, a veces no es lo suficiente
para
que
se
necesarias
temperaturas
produzca al
menos
el de
autoencendido, 800°C,
por
lo
pues que
son es
menester asegurar una chispa o llama de intensidad suficiente para
que
el
encendido
pueda
producirse,
incluso
a
elevadas
alturas. Normalmente son tres los sistemas de iniciación de la llama para la postcombustión: - Encendedor catálico que crea una llama como consecuencia de la reacción química de la mezcla aire/combustible con una placa de platino.
- Mediante
una
bujía,
situada
en
las
proximidades
de
los
inyectores. - Por una llama localizada en una zona interior al tubo de corriente de combustión, desde la cámara de combustión hasta el postquemador. En
el
sistema
conseguir
una
de
control
estrecha
de
la
postcombustión
interrelación
entre
es
el
menester flujo
de
combustible para la postcombustión y el área de salida de la tobera, variables estas que están íntimamente ligadas con la relación de caída de presiones a través de la turbina. Cuando
el
aumenta
y
área
de
cuando
salida
el
área
aumenta, de
salida
combustible
disminuye.
La
unidad
presiones
través
la
turbina,
presión
a
a
través
funcionamiento
del
de
de
está,
motor
no
el
se
de
disminuye,
que
mide
asegura
mantenga
esté
flujo
la que
combustible el
flujo
de
relación
de
la
de
invariable
afectado
por
la
caída y
que
el
puesta
en
funcionamiento de la postcombustión, salvo el aumento de consumo de combustible y el aumento del área de salida de gases. El sistema es completamente automático, después de la selección por el piloto en la palanca de control. La interrelación de los diferentes elementos del sistema de control pueden verse en la Figura XX-5 Cuando se selecciona la actuación de la postcombustión, llega una señal mecánica a la unidad de control de la postcombustión.
Esta unidad determina la cantidad de combustible a entregar a la bomba y controla la distribución de combustible al postquemador. Al encenderse
el combustible
en el
postquemador, resulta
un
aumento de presión en la tobera de escape y por, lo tanto, una disminución de la relación de presiones a través de la turbina. Aumentará en función de este valor el área de la sección de salida de la tobera de escape, y se vuelve a obtener la relación correcta PIII/PVII. Para actuar la apertura de la tobera es necesario un actuador hidráulico o neumático de gran energía, para vencer la elevada resistencia impuesta por la corriente de gases de escape. FUENTES EMISORAS DE RUIDO El ruido puede definirse como un sonido indeseado y se considera de dos formas diferentes. - Representa una forma de la energía que puede ser medida por equipos especíales de medición acústica. - Es un fenómeno que puede ser detectado por el oído, y por lo tanto, sometido a interpretaciones fisiológicas y psicológicas. Considerar el ruido bajo estos dos aspectos, conduce a que de las
medidas
por
instrumentos
pueden
estimarse
los
efectos
fisiológicos, y su interpretación subjetiva. Principalmente, el aumento del nivel de ruido ha sido debido a una utilización mayor de la energía, de la cual, en el caso de
los motores
de combustión
interna, un
elevado porcentaje
se
libera por los sistemas de escape. En aviación, al pasar de los aviones propulsados por motores alternativos con hélice, a los propulsados por turborreactores, subió el nivel de ruido, particularmente en las proximidades de los aeropuestos bajo las rutas de aproximación do despegue. La mayor fuente de ruido en un avión son los motores, si bien hay también otras fuentes que generan ruido, y aun cuando su magnitud no es realmente grande, no deben ser ignoradas. Es el caso del ruido aerodinámico, y el ruido de los componentes de los múltiples sistemas funcionales. El ruido de un motor de reacción, que es principalmente el que se oye en tierra, procede de dos zonas principales; la zona de escape, y la zona del compresor. El ruido del escape es el de mayor nivel, y es motivado, por las fluctuaciones de presión de la corriente turbulenta de salida de gases a alta velocidad, cuando choca con la atmósfera en calma. Dada la naturaleza del chorro de gases, normalmente se generan altas frecuencias en las próximidades de la tobera de escape, y bajas frecuencias en el chorro ya alejado de la tobera. La cantidad de ruido producido, depende principalmente del área de sección recta de la tobera, de la densidad de los gases, y de su velocidad relativa. El ruido producido por el compresor se genera principalmente en los alabes del rotor y en los del estator. Es un ruido de alta
frecuencia, que se oye de forma muy acusada delante del motor, y aunque este ruido aumenta con las revoluciones del compresor, en general pasa inadvertido por el mayor nivel de ruido del escape. No obstante, el ruido del compresor predomina en régimenes que requieren poco empuje del motor, como ocurre en las operaciones de aproximación y aterrizaje. El ruido
aerodinámico se
oye principalmente
dentro del
avió
durante el vuelo de crucero, y se genera principalmente en la capa límite alrededor de la superficie del ala y fuselaje del avión, por efecto de la viscosidad del aire. El efecto de los componentes de los sistemas funcionales es el de menos nivel de todos los ruidos, pero puede ir en aumento a medida que el avión va envejeciendo. VELOCIDAD DE PROPAGACION: FRECUENCIA Y POTENCIA DE EMISION: La expresión matemática que proporciona la velocidad del sonido, puede obtenerse aplicando las ecuaciones de continuidad y del impulso de la Mecánica de Fluidos a dos zonas de condiciones distintas: una de ellas en la cual se ha producido una súbita elevación de presión, ocurriendo así una elevación de densidad, y
en
la
presión
otra y
zona
densidad.
manteniendo Ambas
las
zonas
condiciones
quedan
iniciales
separadas
por
de una
superficie fluida de discontinuidad, producida por la elevación de presión y de densidad. Llamando C a la velocidad con que se propaga la discontinuidad, es decir, la velocidad de propagación del aumento de presión, y
el consiguiente aumento de densidad resulta, considerando el proceso descrito adiabático y sin fricción, resulta la conocida expresión de la velocidad del sonido en el aire: C = rg RT r = Exponente de las transformaciones adiabáticas g = Aceleración de la gravedad (g = 9.8 m/seg²) R = Constante de los gases (R=29.27) T = Temperatura absoluta del aire (°K) En la atmósfera estándar, considerando la variación lineal de la temperatura T con la altura de 6.5° C cada 1.000 metros, resulta el siguiente cuadro de valores.
h(pies) 0 10.000 20.000 30.000 40.000 50.00
c=20T(m/seg)
c=(m./seg) 339'26 327'40 314'94 302'29 297'00 297'00
La gama de frecuencia audibles por el oído humano oscila entre los veinte y los veinte mil ciclos por segundo, si bien en la práctica,
a
efectos
de
medida
del
ruido,
la
gama
superior
audible se limita aproximadamente a 10.000 ciclos por segundo. Por
convenio
la
gama
audible
se
divide
en
ocho
bandas,
denominadas octavas, y cada banda excepto la primera y la ultima tienen su límite superior el doble que el interior; así:
Octavas
Frecuencia
Octavas
Frecuencia
I II III IV
(c.p.s) 20 75 75 150 150 300 300 600
V VI VII VIII
(c.p.s.) 600 1.200 1.200 2.400 2.400 4.800 4.800 10.000
Los sonidos
de las
diferentes frecuencias
no son
detectados
igualmente por el oido humano. Así, las frecuencias entre 1.000 y 4.000 ciclos por segundo resultan casi tres veces más ruidosas que las de frecuencias superiores o inferiores a estas. La
potencia
generalmente
emisora en
de
términos
la de
fuente energía
de
ruido
radiada
se
por
expresa
unidad
de
tiempo, siendo esta gama de energía amplísima, pues varia en la práctica desde una milmillonésima de watio para una voz suave o de murmullo, hasta 200.000 watios para cohetes del tipo Saturno V que lanzaron las astronaves del proyecto Apolo. Aun cuando la energía total radiada por una fuente sonora puede ser de interés en Ingeniería Acústica, es más significativo la medición
de
su
intensidad,
definida
como
el
valor
medio
de
energía transmitida a través de una determinada superficie, pues la captación del sonido afecta solamente a una pequeña área en las proximidades del oido humano. El valor medio de energía suficiente para producir sensación en el oído es del orden de 10-16 watios por cm², siendo el umbral superior, para el cual comienza el dolor, de 10-2 watios por cm². Esta amplia gama entre el umbral del dolor físico y el umbral audible, requiere una propia escala de medida.
MEDIDA DE LOS NIVELES DE RUIDO La medición de los niveles de ruido se expresa en unidades logarítmicas, respecto de una unidad de referencia. Esta unidad de referencia, es normalmente la energía mínima audible, esto es, 10-16 watios por cm². La unidad resultante se conoce con el nombre de "bell" en honor de su inventor, el americano Alexander Graham Bell. Así, el "bell" viene dado por el logaritmo de la relación entre la intensidad, cuyo nivel se considera, y la intensidad
del
mínimo
audible.
Esta
unidad
fue
definida
en
principio para utilización en el campo de las comunicaciones eléctricas, y ha sido aceptada ahora por diversas ramas de la Ciencia
como
relación
entre
una
energía
determinada
y
una
energía de referencia. A efectos prácticos, se usa como unidad de medida del nivel de ruido un submúltiplo del "bell", el decibelio (dB) que es la décima parte del "bell", expresado por: dB = 10 Log10 I/Ir Dado que el oido humano y la mayor parte de los micrófonos son sensibles a la presión, es más usual obtener la medida del nivel de ruido por mediciones de presión. La fórmula básica del nivel de intensidad sonora se modifica ligeramente para medir el nivel de presión sonora también expresado en decibelios, formulación que viene dada por 20 veces el logaritmo de la relación entre la presión
particular
y
la
presión
de
referencia,
siendo
normalmente esta presión de referencia de 0'0002 dinas/cm².
Grafica Aun cuando el decibelio ha sido aceptado como unidad base para medidas físicas del sonido, no es adecuada desde el punto de vista subjetivo. Para aproximar más los niveles del sonido a las respuestas del oído humano, es menester ligar este nivel de ruido con la frecuencia de emisión, pues una disminución del nivel de presión sonora puede compensarse con un aumento de frecuencia, como índica la figura XXIX-1 Figura Recientemente el Doctor Karl D. Kryter, ha definido una escala subjetiva denominada nivel de ruido percibido también expresada en decibelios, y que considera como unidad de referencia la presión sonora producida por una frecuencia de 1.000 ciclos por segundo. Esta nueva unidad, está ganando aceptación porque representa no solamente la intensidad del ruido, sino también la influencia fisiológica y psicológica del espectro de frecuencia. Así
por
propulsado
ejemplo, por
características
un
motor
avión
grande
alternativo
similares
propulsado
de de por
transporte pistón, motor
y de
comercial otro
de
reacción,
ambos pueden producir 100 decibelios en un medidor del nivel de ruido, sin embargo el propulsado por turborreactores aparenta ser más ruidoso, por radiar una mayor cantidad de ruido en alta frecuencia. Así, en la escala del nivel de ruido percibido, el
turborreactor puede dar un valor de 102 decibelios, en tanto que el motor de pistón puede indicar solamente 98 decibelios. En el interior de los aviones, el criterio para limitación de los
niveles
de
conversación,
y
ruido
es
el
del
es
valor
que
un
nivel
de
interferencia
corresponde
al
valor
de
medio
aritmético de los niveles de presión sonora medidos en tres bandas de octava: de 600 a 1.200 ciclos por segundo, de 1.200 a 2.400 y de 2.400 a 4.800, que es en donde está concentrada la mayor parte de la energía procedente de una conversación. Se
ha
observado
decibelios
o
que
menos,
conversaciones
se
cuando por
este
encima
oyen
nivel
del
es
valor
del
orden
de
medio
global,
Este
nivel
correctamente.
6
las de
interferencia de conversación oscila entre 65 y 70 decibelios en el
interior
de
un
avión
que
cuando
de
transporte
propulsado
por
turborreactores. Se
ha
observado
decibelios
o
menos,
conversaciones
se
por
este
encima
oyen
nivel
del
es
valor
del
orden
de
medio
global,
Este
nivel
correctamente.
6
las de
interferencia de conversación oscila entre 65 y 70 decibelios en el
interior
de
un
avión
de
transporte
propulsado
por
turrborreactores. La
unidad
de
medida
ha
de
hacerse
en
decibelios
del
nivel
efectivo de ruido percibido (NERP), cuyo proceso de cálculo es el
que
se
inserta
a
escalones que se citan:
continuación,
a
través
de
los
siete
Primer escalón: Medición de los niveles instantáneos de presión acústica NPS de cada banda de tercio de octava, es decir, NPS (i,k) a intervalos de medio segundo. Grafica Segundo escalón: Conversión de los valores de NPS (i,k) en unidades de ruidosidad percibida n (i,k) según tabulación incluida en el anexo 16 de OACI. Tercer escalón: Conversión
de
los
valores
de
ruidosidad
percibida
n(i,k)
hallados en el escalón anterior, para determinar la ruidosidad percibida
total
N
(k).
Deberá
hacerse
con
la
siguiente
formulación:
24
N (k ) 0'85n(k ) 0'15 n(i, k ) i 1
en donde n(k) es el mayor de los 24 valores de n(i,k) Cuarto escalón: Convertir la ruidosidad percibida total N(k) en nivel de ruido percibido NRP (k) mediante la expresión:
NRP(k) = 40
+ 33'3 log. N(k)
Quinto escalón: Conversión por irregularidades espectrales acusadas (corrección por tono) de acuerdo con la expresión: NRPT(k) = NRP(k)+C(k) en donde C(k) es una constante que puede determinarse conociendo previamente la diferencia de nivel F de presión acústica de fondo, como índica el gráfico que inserta en la figura XXIX-2. Sexto escalón: Cálculo del máximo nivel de ruido percibido corregido por tono NRPTM(k). Es el valor máximo de los valores ya calculados de NRPT(k) y se calcularán a intervalos de medio segundo. Séptimo escalón: Por
último,
obtendrá
el
sumando
nivel al
efectivo valor
de
NRPTM,
ruido
percibido
obtenido
en
el
NERP
se
escalón
anterior, un factor de corrección por duración, determinado por la siguiente expresión:
1 D Log10 T
t ( 2)
t (1)
PNLT dt NRPTM 10
Anti log
Donde T = 10 segundos, y el intervalo comprendido entre T1 y T2 es aquel al que corresponde una duración definida por los puntos correspondientes a NRPTM -10 dB y 90 dB. LAS RELACIONES SOBRE EL RUIDO DE AVIONES: OACI Y FAA En 1968, la Organización de Aviación Civil Internacional (OACI), aprobaba
la
necesidad
de
regular
los
niveles
de
ruido
para
asignar a los aviones una determinada calificación acústica. En
1971,
la
OACI
adoptaba
una
serie
de
recomendaciones
que
fijaban la limitación de los máximos niveles de ruido permitido y las pruebas a realizar a los aviones para la obtención de la certificación acústica. Las recomendaciones de OACI de ese año constituyeron el Anexo 16 a los acuerdos de la Conversación Internacional de Aviación Civil, celebrada en Chicago en 1944. La FAA de Estados Unidos, publicaba en 1969 la Regulación FAR 36 sobre la problemática del ruido de aviones, que comenzó a ser de obligado cumplimiento en USA. Hay una gran similitud entre las recomendaciones OACI y las regulaciones
FAR.
La
OACI
considera
ahora
dos
categorías
acústicas que más adelante especificaremos, englobándolas en el capítulo 2 y capítulo 3, en tanto que la FAA considera también dos
categorías
denominadas
Stage
2
y
Stage
3.
En
términos
generales, puede decirse que un avión capítulo 3 es también stage 3 y viceversa, en tanto que un avión Capítulo 2 no tiene porqué ser Stage 2, aun cuando un Stage 2 sea siempre Capítulo
2. A efectos prácticos puede considerarse al Anexo 16 y la FAR 36 equivalentes. Tanto la OACI como la FAA establecieron como fecha límite para la operación de aquellos aviones que no cumplieran el capítulo 2/stage 2, el 1 de enero de 1988, se prohibían las operaciones con aviones inclídos en el Stage 1 de la FAA. La Comunidad Europea y la CAA británica, fueron más exigentes en cuanto a la fecha de cumplimiento del capítulo 2 de OACI, que fue fijada en el 1 de enero de 1986. La OACI, en su Asamblea General celebrada en octubre de 1991, acordó que ningún avión que no cumpla el capítulo pueda operar a partir del 1 de abril del año 2002, y recomendaba que ningún país prohiba
antes del
1 de
abril de
1995 la
operación de
aeronaves que no lo cumplan. La exigencia del Capítulo 3 habrá que, al iniciarse los años 2000,
las
comunidades
próximas
a
los
aeropuertos
se
vean
notablemente favorecidas por la aplicación de dicha regulación. La situación es complicada desde el punto de vista económico, pues la devaluación de aviones que no cumplen el capítulo 3 ha sido muy considerable y el reacondicionamiento de aviones para que lo cumplan es muy costosa, y además, son aviones con muchas horras de vuelo. RUIDO DE TURBORREACTORES.
En la figura XXIX-3 se muestra la formulación de la Ley de Lightill
que
pone
de
manifiesto
que
la
energía
sonora
es
proporcional a la octava potencia de la velocidad de salida de los gases de escape y al cuadrado del diámetro de la sección de salida de la tobera. En la figura XXIX-4 se muestra la comparación del nivel de ruido emitido por los componentes principales de los turborreactores. Los
turborreactores
de
doble
flujo
han
sido
la
solución
tecnológica para disminuir los niveles de ruido. En realidad la solución ha sido consecuencia del principio de funcionamiento de estos motores: aceleración de una gran masa de aire a baja velocidad, y conseguir así un mayor rendimiento global, y por lo tanto, un menor consumo específico de combustible. En la figura XXIX-5 se muestra la incidencia del índice de derivación
de
los
turborreactores,
de
doble
flujo
en
la
disminución del ruido; soluciones que son las que han marcado la evolución de los "turbofans" en los últimos 30 años, como se indica en la figura XXIX-6. A las regulaciones, cada vez más rigurosas, que limitan los niveles de ruido de las aeronaves ha respondido la Ingeniería Aeronáutica,
con
soluciones
tecnológicas
que
han
frenado,
primero y reducido después, los altos niveles de ruido que de forma progresiva se habían alcanzado tras un incremento gradual, que casi habían pasado inadvertida la forma en qu se había llegado a tal situación.
Exponemos un ejemplo revelador, un sólo avión grande de cuatro motores de comienzos de la década de los 60 generaba un nivel de ruido
de
106
dB.
ahora
serían
necesarios
125
aviones
concentrados para generar aquel mismo nivel, dado que bimotores comerciales de gran radio de acción, como aquellos, solamente generan 85 dB. En efecto (85+10 log 125)dB = 106 dB. Las soluciones tecnológicas, aun cuando difíciles y costosas, son por ahorra posibles. PUNTOS DE MEDICION DEL RUIDO; NIVELES PERMISIBLES Y TOLERANCIA; SEGUN EL ANEXO 16 DE OACI. Los
puntos
función del
de
medición
peso del
de
ruido
avión, son
y
los
niveles
los que
permisibles,
se indican
en las
figuras XXIX-7 a XXIX-13. a) Punto de medición del ruido al paso del avión por la vertical en el despegue. b) Punto de medición del ruido al paso del avión por la vertical en la aproximación al aterrizaje. c) Puntos de medición de ruido lateral. Esta norma de los puntos de medición a, b, c, es general, con las excepciones de los aviones de peso inferior a 9000 Kg. propulsados
por
turbohélices;
los
aviones
de
características
STOL de peso máximo al despegue menor de 5700 Kg, y no más de 600
metros
de
carrera
de
tienen una norma diferente.
despegue;
y
los
helicópteros,
que
Compensaciones: si se excede los niveles máximos de ruido en uno o dos puntos de medición. - La suma de cualquier exceso no excederá de 3 dB. - Cualquier exceso no será superior a 3 dB. -
Se
compensará
cualquier
exceso
con
la
disminución
correspondiente en los otros puntos de medición. EQUIPOS DE MEDICION Y CONDICIONES METEROLOGICAS ESTANDAR PARA COMPUTACION DE LOS NIVELES DE RUIDO. El sistema de medición acústica consta de un equipo formado por un sistema microfónico que tenga una respuesta de frecuencia compatible con la precisión específica y trípodes o soportes para los micrófonos, que reduzcan al mínimo la interferencia con el sonido que se esté midiendo. Se usa normalmente un juego de veiticuatro filtros consecutivos de tercio de octava o su equivalente. El primer filtro se centra en una frecuencia media geométrica de 50 Hz, y el último en una frecuencia media geométrica de 10 KHz. Las pruebas deben llevarse a cabo en las siguientes condiciones meteorológicas: - Ausencia de precipitación. - Humedad relativa no mayor del 90% ni menor del 30%
- Temperatura ambiente no superior a 30°C y no inferior a 2°C, a 10 metros del suelo. - Viento no superior a 10 nudos, y componente transversal no mayor de 5 nudos, a 10 metros del suelo. - Ausencia
de
inversión
de
temperatura
o
de
condiciones
de
viento anormales que puedan afectar de una manera significativa al nivel de ruido del avión, cuando se registre el ruido en los puntos de medición. Cuando se hagan mediciones de ruido con velocidades de viento superiores
a
6
nudos,
se
protegerá
el
micrófono
con
una
pantalla, y las medidas se corregirán para compensar el efecto de la pantalla. Se orientarán los micrófonos en una dirección conocida, de modo que el sonido máximo recibido llegue lo más exactamente posible de la dirección para la cual están calibrados. Los micrófonos se colocarán
de
modo
que
se
encuentren
aproximadamente
a
1'20
metros del suelo. DISMINUCION DEL NIVEL DE RUIDO POR REDUCCION DE EMPUJE Y POR AUMENTO DE LA PENDIENTE ASCENSIONAL los niveles de ruido están expresados en dB de ruido efectivo perfectivo, que
corresponde a
los niveles
de presión
sonora
corregidos por el espectro de frecuencia y por la duración del ruido.
La proporcionalidad del empuje con el cuadro de la velocidad de salida de los gases de escape, y de la energía sonora con la octava potencia de dicha velocidad, proporcionan una forma de disminuir el nivel de ruido como se indica en la figura XXIX-14. Los requisitos para certificación de aviones Capítulo 2 eran que en el despegue la reducción de empuje para aviones de 2 ó 3 motores se
hiciera a
1000 pies
de altura
de vuelo,
y para
aviones de 4 motores de 700 pies, y esa reducción fuera el mayor de
los
valores
siguientes:
la
correspondiente
a
un
motor
inoperativo o la que permitirá mantener un gradiente de subida del 4%. Para el capítulo 3, en el despegue, esa reducción de empuje está fijada a 984 pies de altura para aviones de dos motores, a 853 pies para aviones de tres motores, y a 689 pies para aviones de cuatro motores. Como puede observarse en las figuras XXIX-9 a XXIX-11 el paso de aviones del Capítulo 2 al capítulo 3 exige en el despegue, para aviones
de
sensiblemente motores; dado
dos
motores
mayor
que
que en
y para
pesos los
el mundo
grandes, aviones
el número
de
una
reducción
tres
y
de aviones
cuatro de dos
motores es sensiblemente mayor que con tres o cuatro motores, el problema se agudiza a nivel global. En la figura XXIX-15 se pone de manifiesto la incidencia del aumento de la pendiente ascensional y la reducción de empuje en
la disminución del área abarcada por las huellas de igual nivel de ruido. FORMAS DE REDUCCION DE RUIDO POR VARIACIONES DE CONFIGURACION DE LOS MOTORES Dado que las principales fuentes productoras de ruido en un motor están localizadas en la tobera de escape y en compresores y turbinas, se resumen a continuación las dos formas principales de reducción de ruido. - Modificaciones en el motor por tratamiento de los es de recubrimiento, e incorporado colectores de división de aire en la isión, pudiendo combinarse con diversos tipos de toberas de
escape,
diseñadas
principalmente
para
mezclar
el
aire
caliente de la tobera con el aire del flujo secundario en los turborreactores de
doble flujo,
reduciendo de
esta forma
la
velocidad de salida de gases y por lo tanto, el ruido emitido. - Reducción de la amplia gama de frecuencias del espectro del ruido, y fundamentalmente constituye un nuevo rediseño del motor por
aumento
de
la
relación
de
doble
flujo.
Aunque
también
incorpora tratamiento de es, principalmente afecta a los turbocompresores
de
flujo
secundario,
y
los
análisis
preliminares indican que puede obtenerse un aumento del empuje y una reducción del consumo específico de combustible con esta modificación. Es de reconocer que, aún siendo más efectiva esta última forma, no puede aplicarse a todos los tipos de motores, pues ello
implica
cambios
en
la
configuración
geométrica
y
en
las
características termodinámicas y mecánicas del diseño original. En
la
figura
XXIX-16
se
muestra
la
disminución
de
las
dimensiones de la huella de 95 dB por las nuevas tecnologías del motor. Aproximadamente puede itirse que dB "A" = dB (EPN) 13. PROTECCION CONTRA EL RUIDO EN LAS PROXIMIDADES DE LAS ZONAS DE FUNCIONAMIENTO DE MOTORES. Los trastornos producidos en orden a la intensidad del ruido, y al tiempo de exposición, pueden ser: - Irritabilidad - Disminución del rendimiento - Falta de atención (distracción) - Sordera temporal (durante horas o días) - Sordera permanente La figura XXIX-17 indica los niveles de ruido emitido porr un motor, que corrobora cuanto se ha dicho anteriormente, relativo al mayor nivel de ruido en la zona de escape. La
figura
XXIX-18
turborreactores
de
muestra doble
el
flujo,
comportamiento como
de
consecuencia
los
de
la
disminución de velocidad de los gases de escape. La figura
XXIX-19 muestra
la reducción
aproximada del
ruido
cuando las ventanas y puertas de los edificios están cerradas o parcialmente
abiertas,
y
la
figura
XXIX-20
muestra
la
disminución aproximada del nivel de ruido con la distancia a la fuente sonora, para diversas gamas del espectro de frecuencia. Dado que la intolerancia y daños físicos que pudieran, aparecer en las personas expuestas a elevados nivele de ruido son en función de la intensidad de está, es menester tomar precauciones muy rigurosas, especialmente para aquellas personas que trabajan próximos a las zonas de funcionamiento de motores, y que afecta normalmente al personal de mantenimiento de aviones. Las precauciones contra el ruido emitido por diversos tipos de aviones comerciales, son los que se indican en la figura XXIX22, cuya fórmula de aplicación de cascos, protector de oídos y tapones, es de tipo empírico, pero que responde sensiblemente a las medidas de seguridad dictadas por los Servicios Médicos de las compañías de transporte aéreo. LA OPERACION DE VUELO Y LA DISMINUCION DEL RUIDO PERCIBIDO EN TIERRA. Al avión en su trayectoria le acompaña una envolante esférica fluída, en cuya superficie hay un nivel de ruido tanto mayor cuanto menor es el radio de la esfera considerada, por hacerse patente el efecto de la dispersión. Esta envolvente esférica deja tras de si una estela cilíndrica de diámetro igual al de aquella
esfera
y
que,
haciendo
abstracción
de
las
irregularidades del terreno, se manifiesta en el suelo con una traza o huella elíptica.
Obviamente,
las
formas
de
las
huellas
elípticas
tendrán
configuración invertida respecto de la pista de operación en la aproximación que en el despegue; en este caso del despegue serán de
área
abarcada
tanto
menor
cuanto
mayor
sea
la
pendiente
ascensional, en tanto que en la aproximación al aterrizaje, al seguir los aviones la senda de planeo del ILS, las huellas serán de igual excentricidad. Las operaciones inmediata
al
de aeronaves
despegue,
y
en baja
cota; despegue,
aproximación
al
subida
aterrizaje,
son
lógicamente las que más afectan a los niveles de ruido en el entorno de los aeropuertos y zonas de sobrevuelo próximas a ellos y adyacentes. Si no se hiciese uso del método de la temperatura equivalente, la FAA ite la operación de despegue con un peso en 5% mayor que el correspondiente a las condiciones reales, pero obviamente no es una solución para disminuir el nivel de ruido. En la subida inmediata al despegue, también los altos valores de la relación
empuje/peso, unido a los relativos bajos valorres de
la relación resistencia aerodinámica/peso, permite que el avión pueda volar con un elevado ángulo de subida, reduciéndose con ello el área abarcada por los altos niveles de ruido generados con altos empujes; efecto que, combinado con la reducción de empuje, se pone de manifiesto en la figura XIX-15. ZONIFICACION DEL TERRENO EN EL ENTORNO DE LOS AEROPUERTOS: EL INDICE NEF.
Si
bien
hay
diferentes
en
para
el
mundo
evaluar
más
el
de
nivel
una de
veintena
ruido
de
de
índices
aviones,
nos
permitimos afirmar que prácticamente todos ellos convergen en uno que es el NEF desarrollado en Estados Unidos, que tiene en cuenta diversos factores entre los que destacan la corrección del nivel de presión sonora por tono y duración de ruido, que hace necesario la utilización del EPNL definido por la OACI, y sobre todo considera la distribución de operaciones las 24 horas del día así: periodo diurno de 7.00 a 22.00 horas y periodo nocturno
de
22.00
a
7.00
horas,
pues
el
efecto
repetitivo,
maxime si es de noche, tiene más importancia que el de una operación aislada, aunque esta sea ruidosa. La
constante
20
ha
sido
elegida
de
tal
forma
que
para
20
operaciones durante el periodo diurno el ajuste por número de operaciones sea cero (10 log 20/20 = 0) La constante 75 fue fijada para no confundir el índice NEF con otro índice, utilizando también en USA, de concepción similar, y para que los valores NEF separadores de las distintas zonas resultaran sencillos, especialmente para los NEF 40, 30 y 20. EN la figura
XXIX-24 se muestra las equivalentes del índice NEF
con otros índices también en uso en diferentes países; si bien, como decimos, consideramos el NEF como el menor definido. En la figura XXIX-25 se muestran unos contornos NEF hipotéticos en un aeropuerto de dos pistas cruzadas, y en la Figura XXIX-26 queda reflejada la utilización que puede hacerse del terreno
según la zona abarcada por los índices NEF 40, 30 y 20, que son los más normales. La medición de niveles de ruido de dB "A" definidos según el American National Standar Institute en 1971, está universalmente aceptada en tanto que corrige el nivel de ruido en función de la frecuencia de emisión, es muy adecuado para medir niveles de presión sonora
tanto en
interiores como
en exteriores,
como
miras a la protección del oído. SEIS
FORMAS
PRACTICAS
PARA
DISMINUIR
EL
RUIDO
DURANTE
LAS
OPERACIONES EN TIERRA. Son las que se exponen en la figura XXIX-27 y tienen una probada efectividad cuya justificación resumimos así: - El alejamiento del avión, cuando sea posible, es la forma práctica
más
efectiva
y
obviamente
la
más
económica.
La
intensidad sonora disminuye con el cuadro de la distancia a la fuente sonora (el avión). TOBERAS TURBOREACTORES DE FUERZA DE REACCIÓN ORIENTABLE Son motores provistos de toberas especiales los cuales permiten dirigir el chorro de escape del gas en diversas direcciones y de esta
forma
el
piloto
puede
seleccionar
la
tracción
dirección requerida para cada vuelo en particular.
en
la
Esta clase de toberas de escape especial son del tipo cascada giratoria en forma rectangular, permitiendo así la orientación del flujo de salida de gases en la dirección requerida para el vuelo. Estan diseñadas estas toberas para aviones tipo STOL (Shart Take Off an Landing) o aviones de carrera de despegue y aterrizaje costos, y VTOL (Vertica Shart Take Off an Landing) o aviones de despegue vertical Un motor característico para utilización en aviones VTOL es el Bristol Siddeley Pegasus, que ha sido aplicado al avión Hawkey Siddeley Harris. Este motor Pegasus, es un moderno motor de doble flujo de tipo turrbofan, con cuatro toberas que pueden girar de forma que el escape tenga una dirección paralela con el eje axial, del motor, o normal con él, cuando se utilizan los régimenes ascensionales y verticales. Las dos toberas, orientan el flujo secundario del turborreactor de doble flujo, y las dos posteriores, el flujo primario. Las toberas delanteras, reciben el nombre de toberas frías, y las posteriores el de toberas calientes. Las cuatro toberas están conectadas mecánicamente, y giran a simultáneo. CONTAMINACION AMBIENTAL Supresores De Ruido En La Tobera El efecto de los amortiguadores de ruido en la tobera de escape ocasiona una disminución del empuje, debido a la menor velocidad
de salida de los gases y un aumento específico del combustible como consecuencia del descenso de empuje para el mismo gasto de combustible. Algunos llevan una serie de orificios alrededor de las toberas son los que entra el aire que pasa por la periferie del motor, formando una especie de envoltura entre la corriente de salida intensamente calentada y acelerada y el aire en calma exterior. Una reducción de ruido de 12 db aproximadamente puede incurrir en 1,5% de pérdida de empuje en régimen de despegue, obteniendo una mejora del 0.30% en crucero si la tobera es convergente de sección variable. El efecto del aumento del consumo específico de combustible es aproximadamente
del
1%
en
todas
las
gamas
de
la
operación,
debido a las pérdidas por instalaciones fijas. CAPITULO IV TURBO JET: O también llamado turboreactor de flujo único o turboreactor purro. El aire que penetra en el motor se le somete a una compresión y después turbinas compresor
a
una
para y
en
combustión captar la
la
tobera
parcial, energía de
expansionándose necesaria
salida,
para
en
para
mover
obtener
un
las el gran
incremento de velocidad de la masa de aire que penetró en el motor.
Estos
motores
son
prácticamente
los
utilizados
en
forma
exclusiva por la aviación militar pues en 85% es utilizada por esta, y un 5% compartido por la aviación comercial que sólo utiliza en un 10% de los 60 tipos existentes. Este motor nos permite la utilización de empujes pequeños, no superiores a los 2500 Lb, que comprende el 40% de la familia de turrbojets. Distintos tipos de turborreactores de flujo único De acuerdo con el número de compresores de que van provistos, se clasifican en: turborreactores puros de compresor simple, cuando van dotados de un sólo compresor y, en turborreactores puros de compresor
doble,
cuando
van
dotados
de
dos
compresores,
el
segundo en serie con el primero. Ya sean uno o dos compresores, pueden ser del tipo centrífugo o del tipo axial, habiéndose desarrollado mucho más estos últimos y, concretamente, los de doble compresor axial, especialmente cuando se desean altos valores de empuje. Las
configuraciones
de
centrífugos,
fueron
pero
quedaron
pronto
las
turborreactores
inicialmente
relegadas
a
un
de
compresores
utilizadas
en
aviación,
segundo
plano
con
el
desarrollo de los compresores axiales. Sin embargo, en el caso de
los
turbohélices,
se
ha
mantenido
durante
configuración del doble compresor centrífugo. Comparación turbo Jet turrbo Fan
tiempo
la
Es
dificil
comparar
dos
motores,
aun
con
la
semejanza
de
funcionamiento que existe entre los dos tipos que se consideran. Por
lo
general,
se
analizan
dos
motores
de
las
mismas
dificultades mecánicas, del mismo diseño aerodinámico, y con rendimiento de sus componentes iguales. Quizá un método de comparar ambos diseños para un mismo peso de motor, de configuración similar a la que presenta la figura XVII-10 sea la de considerar el mismo empuje en régimen de despegue
a
la
misma
temperatura
de
combustión,
y
después
realizar el cómputo del comportamiento en altura de la siguiente forma: 1. Para la misma temperatura de combustión. 2. Para el mismo empuje e igual temperatura de combustión 3.
Para
el
mismo
consumo
específico
de
combustible
e
igual
temperatura de combustión. 1. Para la misma temperatura de combustión resulta. - Empuje: 8% menor el turborreactor de doble flujo. - Consumo específico: 7% menor el turborreactor de doble flujo - Radio de acción: 5% mayor el turborreactor de doble flujo. 2° Para el mismo empuje e igual temperatura de combustión - Consumo específico: 2% mayor el turborreactor de doble flujo - Radio de acción: 4'5% mayor el turborreactor de doble flujo. 3.
Para
el
mismo
consumo
temperatura de combustión.
específico
de
combustible
e
igual
- Empuje: 33% mayo el turborreactor de doble flujo - Radio de acción: 6% mayor el turborreactor de doble flujo. Además de las ventajas enumeradas a favor de los motores de doble flujo, existe una reducción de la temperatura en la parte externa del motor, con lo consiguiente simplificación en los sistemas
de
ventilación
y
contraincendios,
que
se
verán
reducidos de peso aproximadamente en un 3% del peso total del motor.
Las
instalaciones
de
refrigeración,
utilizando
aproximadamente un 3'5% de flujo de aire, también suponen un ahorro del 2% en el peso del motor. El
motor
de
doble
flujo
presenta
considerables
ventajas
en
régimen de vuelo subsónico, cuando la economía de combustible para obtener gran radio de acción es mandatario sobre la alta velocidad. EMPUJE CONCEPTOS Un motor de reacción es un sistema propulsivo cuyo principio de funcionamiento está basado en la aplicación de la Segunda y Tercera Ley de Newton. 1° Ley de Newton.- Todo cuerpo permanece en estado de reposo o velocidad
constante
cuando
ninguna fuerza sobre él.
se
le
deja
libre
sin
que
actúe
2° Ley de Newton.- El incremento de la cantidad de movimiento es igual a la impulsión de la fuerza aplicada y tiene la misma dirección que aquella. Puede expresarse también diciendo que la fuerza total ejercida sobre
un
cuerpo
es
igual
al
producto
de
su
masa
por
la
aceleración. 3° Ley de Newton.- A toda acción de una fuerza, hay una reacción igual y actuando en la misma dirección y sentido contrario. Supongamos
un
motor
hipotético
que
durante
atravesado por una masa de aire-gas m que
esta
masa
es
igual
a
la
entrada
un
tiempo
t
es
y itamos en principio que
a
la
salida,
por
considerar despreciable la cantidad de combustible introducido en relación con la gran cantidad de aire itido. Siendo: Ve = Velocidad del aire a la entrada Vs = Velocidad del gas a la salida Resulta: Cantidad de movimiento a la entrada: m Ve. Cantidad de movimiento a la salida: mVs Incremento de la cantidad de movimiento: m(Vs-Ve)
La
aplicación
de
la
2da
Ley
de
Newton
nos
proporciona
lo
siguiente: Impulsión de la fuerza F aplicada durante un tiempo t. Ft = m(Vs - Ve) Vs-Ve/t = r (aceleración)
Vs - Ve F = m --------- = m r t La aplicación de la 3ra Ley de Newton nos proporciona: Reacción o empuje obtenido: E = - F Este valor del empuje puede escribirse de una forma más práctica en función del gasto de aire que atraviesa el motor por unidad de tiempo y de la variación de velocidades entre la entrada y salida al motor. Asi llamando m al gasto másico de aire por unidad de tiempo, y G al gasto en peso de aire también por unidad del tiempo, el valor absoluto del empuje resulta:
E
Vs Ve G m Vs Ve Vs Ve t g siendo
gravedad.
g
la
aceleración
de
la
E
G Vs Ve g
EMPUJE, RESISTENCIA Y TRACCION DE UN MOTOR DE REACCION Las
figuras
XV-1
y
XV-2
representan
en
forma
vectorial
la
división del empuje en empuje de isión y empuje interno; la resistencia en resistencia de isión y resistencia de motor, así como la tracción o propulsión obtenida, resultante de las fuerzas de empuje y resistencia. Ea. Empuje de isión. Es la resultante de las fuerzas de presión y fricción en el interior del tubo de corriente entre las secciones (0) y de entrada (e), y que aparece como reacción a
la
fuerza
resultante
de
la
variación
de
la
cantidad
de
movimiento entre dichas secciones. Ei.- Empuje interno.- Es la resultante de las fuerzas de presión y fricción en el interior del motor, entre las secciones de entrada (e) y de salida (s), y que aparece como reacción a la fuerza resultante de la variación de la cantidad de movimiento entre dichas secciones. E. Empuje total.- Es el empuje suma de los empujes de isión e interno. Ra.- Resistencia de isión.- Es la resultante de las fuerzas de presión y fricción en el exterior del tubo de corriente, entre la secciones (o) y de entrada (e).
Rm Resistencia de motor.- Es la resultante de las fuerzas de presión y fricción en el exterior del motor. R Resistencia total. Es la resistencia suma de las resistencias de isión y motor. T. Tracción o propulsión. es la resultante del empuje (fuerza de reacción
internas)
y
resistencia
total
(fuerzas
de
acción
externas) El empuje de un motor de reacción no puede ser localizado en ningún punto particular del mismo. Por lo general, solamente una pequeña parte o fracción del empuje es transmitida a través de los
cojinetes
del
rotor,
especialmente
en
los
motores
de
reacción provistos de turbinas axiales del tipo de reacción. Las actuaciones de un motor de reacción se refieren siempre al empuje que desarrolla en los distintos regímenes operativos, si bien puede evaluarse la potencia equivalente de la forma que se describe al final de este mismo capítulo. ENERGIA DE LA PROPULSION POR REACCION En la propulsión por reacción, la distribución de energía se valora considerando ésta la forma siguiente: - Energía
aplicada
al
motor
(Wc).
Viene
determinada
por
el
producto del poder calorífico del combustible, y la cantidad de combustible suministrada al motor en la unidad de tiempo: Wc = L. C
-
Empuje
obtenido
(E).
Considerando
expansión
hasta
las
condiciones atmosféricas, hemos visto que tiene por expresión:
G E = --- (Vs - Vo) g en donde se ha supuesto que la masa que evoluciona es constante e igual a la correspondiente al aire, despreciando el valor de la masa de combustible a efectos de cálculo de empuje, pues, además
de
normalmente
ser
muy
inferior
pequeña
respecto
a
prácticamente
1/60
del
aire,
ya
que
es
no
incurre
en
se
error, pues en muchos casos parte del aire ya comprimido no pasa al proceso de combustión, y es utilizada su energía de forma diversa
y,
esta
disminución
en
la
masa
de
aire,
es
contrarrestada por la masa de combustible que se suministra al motor. - Energía de propulsión (Wp). Es la correspondiente al empuje (E) a la velocidad de prropulsión Vo:
G Wp = EVo = --- (Vs - Vo) Vo g - Energía mecánica comunicada a la vena fluída (Wv). es la energía cinética debida al incremento de velocidad de la masa que evoluciona:
1 G Wv = --- --- (Vs - Vo)²
2
g
- Energía mecánica total (WM). Es la suma de la correspondiente a la propulsión (Wp) y la que se comunica a la vena fluída (Wv) 1 G WM = Wp + Wv = --- --- (Vs² - Vo²) 2 g Las relaciones entre los valores de la energía antes enunciados, nos lleva a la consideración de los siguientes rendimientos como índices
significativos
de
aprovechamiento
de
la
energía
del
combustible y de la energía mecánica total obtenida en el motor. En las expresiones que resultan, se ha incluido la relación G/c representada por r. RENDIMIENTO DEL MOTOR Es la relación entre la energía mecánica total obtenida en el motor (WM) y la energía del combustible (Wc).
p
p
Wp G (Vs Vo )Vo / g WM G (Vs ² Vo ²) / 2 g 2 Vs 1 Vo
RENDIMIENTO GLOBAL O MOTOPROPULSOR Viene determinado por la relación entre la energía invertida en la
propulsión
(Wp)
combustible (Wc).
y
la
energía
comunicada
cada
c
Kgs,
de
G
Wp G (Vs Vo )Vo / g Wc LC
G
(Vs Vo )Vo / g L/r
RELACION ENTRE LOS RENDIMIENTOS EXPRESION SIMPLIFICADA: De
las
expresiones
de
los
rendimientos
resulta
que
el
rendimiento global viene determinado global viene determinado por
el
producto
de
los
rendimientos
del
motor
y
de
la
propulsión: G = M p La figura XV-3 representa la variación de estos rendimientos con la velocidad, propulsión
en donde
por
puede observarse
turborreactor
puro
puede
que teóricamente alcanzar
la
velocidades
hasta 2'5 veces la del sonido, valor éste al cual, para los valores normales de velocidad de salida de gases, está se iguala a la velocidad del avión que propulsa. EFECTO
DE
LA
ALTURA
DE
VUELO
EN
LAS
ACTUACIONES
DE
LOS
TURBORREACTORES. Como se ha visto el rendimiento global depende de dos valores el rendimiento de la propulsión y el rendimiento térmico o del motor. G =
p . m
La altura motiva unos efectos contradictorios en el rendimiento global,
si
bien,
predominan
las
ventajas
sobre
los
inconvenientes. Ventajas de la altura. a)
A
mayor
aumentado
altura
pues
la
existiría velocidad
menor del
resistencia
avión,
y
al
como
avance,
resultado,
aumentará el rendimiento de la propulsión, y por consiguiente el rendimiento global. b) El incremento de velocidad con la altura hace aumentar la presión dinámica, aumentando la compresión adiabática y por lo tanto la energía mecánica total obtenida en el motor, aumentando por lo tanto el rendimiento global. c) No obstante la desventaja de disminución de aire por menor densidad,
como
dicha
disminución
de
densidad
del
aire
se
manifiesta por igual delante del compresor como detrás de la tobera,
mejorará
la
expansión
de
los
gases,
y
con
ello
el
rendimiento de la turbina, obteniéndose un rendimiento global mayor. d)
El
aire,
aun
siendo
menos
denso,
al
estar
a
más
baja
temperatura necesita menos energía para la compresión, que se manifiesta de forma indirecta también en un mayor rendimiento global. Inconvenientes de la altura
a) Al disminuir la densidad del aire, disminuirá la masa del fluído a través del motor, disminuyendo el empuje y la energía comunicada al compresor por la turbina. b) Si se mantiene el consumo de combustible, al disminuir la densidad del aire aumentará la temperatura de entrada del gas a la turbina, y con ello el rendimiento térmico, pero al verse incrementada la
velocidad de
salida de
gases, disminuirá
el
rendimiento de propulsión. Con objeto de que esto no ocurra, las unidades de regulación atuomática
de
combustible
mantienen
constante
la
relación
aire/combustible para el aire primario que pasa a las cámaras de combustión,
disminuyendo
de
esta
forma
el
incremento
de
la
velocidad de salida. Por lo expuesto se observa que predominan las ventajas sobre los inconvenientes
y,
por
lo
tanto,
el
rendimiento
global
se
mantiene en régimen creciente hasta una determinada altura, a partir
de
la
cual
aumentarán
los
efectos
perjudiciales
al
disminuir el rendimiento de propulsión por descenso de empuje. La altura máxima de operación del avión se obtendrá igualen la
máxima tracción
disponible con
cuando se
la resistencia
al
avance del avión. GASTO DE AIRE Es la cantidad en peso de aire que atraviesa el motor por unidad de
tiempo.
gramos/seg.
Se
expresa
por
lo
general
en
Kgs/seg.
o
en
El gasto de aire depende de la configuración de las secciones del motor, del rendimiento de los componentes fundamentales, de las RPM, y de las condiciones exteriores de altura y velocidad. Cuando la expresión alcanza el valor de la presión atmosférica es decir Ps = Po, y la velocidad de salida de gases por la tobera
es
subsónica,
el
gasto
viene
determinado
por
la
expresión: G = Ae Ve Pe en donde Pe es la densidad del aire a la entrada al compresor, y Ve es la velocidad del aire a través de la sección de isión de área Ae. Por
cada
Kg,
de
empuje
que
produce
un
turborreactor,
se
necesitan aproximadamente de 15 a 25 gramos de aire por segundo atravesando el motor, para las velocidades y alturas normales de crucero. VARIACION DEL GASTO DE AIRE CON LA VELOCIDAD Y LA ALTURA DE VUELO El gasto
en peso
de aire
aumenta con
la velocidad
por dos
efectos; por una parte aumenta el gasto volumétrico (Ve Ae) por efecto del aumento de dicha velocidad. Por otra parte aumenta el gasto másivo (Ve Ae Pe), por efecto del aumento de densidad a la entrada del motor, debido a dicha velocidad. Si se tiene en cuenta la altura, aun cuando el gasto para la misma velocidad es menor que al nivel del mar, el gradiente de
aumento
es
mayor
para
igual
velocidad,
por
efecto
de
la
disminución de temperatura con la altura. IMPULSO Se llama impulso al empuje obtenido por unidad de gasto de aire; esto es:
I
E 1 Vs Vo G g
El valor del impulso en los turborreactores puros, es del orden de 40 a 60 seg. Obsérvese que la unidad segundos se deriva de la ecuación de dimensiones de la expresión del impulso.
E(Kgs) G (Kgs/seg
E I = --G
Kgs E ---------- = --- seg. Kgs/seg G
g(m/seg²) 1 (Vs-Vo)(m/seg) I = --- (Vs - Vo) g
1 -------- m/seg. m/seg²
1 I = --- (Vs - Vo)seg. g VARIACION DEL IMPULSO CON LA VELOCIDAD Y LA ALTURA DE VUELO
El
impulso
disminuye
con
la
velocidad
porque,
si
bien
la
velocidad de salida Vs, aumenta con la velocidad, es mayor la disminución de la diferencia Vs - Vo. Considerando
la
altura
de
vuelo,
el
impulso
para
una
misma
velocidad es mayor, pues la velocidad de salida Vs es también mayor. VARIACION DEL EMPUJE CON LA VELOCIDAD Y LA ALTURA DE VUELO Se deduce de la variación del gasto de aire y de la variación del impulso. En efecto:
G 1 E = ---(Vs - Vo) = G. --- (Vs - Vo) = G.I g g Teniendo en cuenta las representaciones gráficas del gasto de aire y del impulso - El impulso disminuye con la velocidad. - El gasto aumenta con la velocidad. Hasta determinada
velocidad, el
descenso del
impulso es
mas
acusado que el aumento de gasto, ocurriendo una disminución del empuje. En la zona de bajas velocidades, el empuje disminuye al aumentar la velocidad. Esto ocurre en la gama de velocidades en que es mayor la disminución del impulso que el aumento del gasto de aire; no obstante, alcanzando un empuje Em a una determinada
velocidad Vm, del empuje, ocurrido esto hasta una velocidad VM en que se alcanza el máximo de empuje EM. A partir de VM, el empuje disminuye
definitivamente hasta anularse teóricamente,
cuando la velocidad de vuelo Vo es igual a la salida de gases Vs. Con
la
altura
ocurre
los
mismo,
pero
a
valores
de
empuje
menores, pues el empuje disminuye con la altura por la menor densidad del aire itido en el motor, los mínimos y máximos de empuje Em
EM aparecen en altura a más bajas velocidades que al
nivel del mar, llegando incluso a no aparecer el mismo Em a partir de una altura determinada. El descenso de empuje con la altura es del orden de 2'5 al 3% por cada 1.000 pies. VARIACION DEL EMPUJE CON LAS RPM DEL MOTOR Se han analizado hasta aquí, las variaciones del empuje con la velocidad y la altura de vuelo, y se ha expuesto, como estas variaciones se corresponde con las propiedades físicas del aire: presión, densidad y temperatura. En efecto la masa de aire que penetra en el motor es función principal
de
las
RPM
y
estas
a
su
vez,
de
la
cantidad
de
combustible suministrado. La función de la unidad de control de combustible es regular las RPM y el consumo de combustibles, en el sentido de que se obtenga un mayor rempuje cuando mayores sean dichos factores, hasta aquellos valores que no supongan respectivamente sobrevelocidad del rotor ni alta temperatura en las turbinas.
La figura XVI-4 indica el efecto de las RPM en el gasto de aire G en el empuje obtenido E. Puede observarse que, en tanto la variación del gasto de aire es prácticamente lineal con las RPM, no ocurre así con el empuje, pues éste depende además de la aceleración a que se somete al gasto de aire, y que es función de las presiones en el turborreactor, temperatura y flujo de combustible, por lo que la variación del empuje con las RPM resulta de variación más compleja que el gasto de aire. INFLUENCIA DE LA TEMPERATURA AMBIENTE EN EL EMPUJE Los
motores
temperatura
de en
reacción una
mayor
son
afectados
proporción
por que
los lo
cambios
es
el
de
motor
alternativo de explosión, puesto que al variar la masa de aire itido al motor de forma inversa a la temperatura, un cambio en ésta afecta directamente al empuje. Las unidades de control de combustible deberán actuar de forma que
hagan
disminuir
el
flujo
de
combustible
cuando
la
temperatura aumenta, a fin de mantener la temperatura de entrada a la turbina constante que de otra forma, se vería incrementada por un enriquecimiento en la proporción combustible/aire. Esto origina una mayor disminución del empuje. El aumento de temperatura tiene un efecto similar al de una disminución de presión: el avión y el motor reaccionan de forma similar, esto es, como si volarán a una mayor altura. El
empuje
decrece
al
aumentar
la
temperatura,
si
bien
la
distancia específica para una determinada presión de altitud y
número de Mach, aumenta. Esta mejora en el vuelo de crucero es aplicable hasta aquellos valores en que la resistencia al avance se
mantiene
sin
elevarse
brúscamente,
por
la
elevación
del
número de Mach EFECTO DE LA HUMEDAD EN EL EMPUJE Los motores de reacción son afectados por la humedad en menor proporción que los motores alternativos de explosión, pues el cambio producido por la humedad afecta sólo a la densidad de la masa
de
aire
alternativo
itida de
al
explosión
motor, afecta
en
tanto
también
que
en
a
la
el
motor
relación
combustible/aire que para los grandes valores del turborreactor es factor despreciable. No obstante la relación de cantidad de aire seco a saturado, en una amplia gama de temperatura de 15° a 35°C, motiva un descenso en el empuje aproximadamente del 1'5% Puesto que la humedad relativa normal oscila del 50% al 100%, y las actuaciones del despegue, que pudieran ser las más afectadas, se fijan al 80% de la humedad relativa, no se requiere ninguna corrección por este motivo. Se suponen condiciones estándar de humedad, las correspondientes a 15° C y 80% de humedad relativa, equivalente a 100 mm. Hg de tensión de vapor. El empuje del motor no acusa ningún efecto adverso debido a la lluvia, nieve o granizo, si bien en tales casos debe aumentarse el
empuje
previamente
seleccionado,
pues
disminuirá
indirectamente, al derivar parte del aire para el sistema de deshielo en la isión.
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