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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 Cp (TVIII-Tv) Sin postcombustión LC q = G Cp (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=20T(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 paneles de recubrimiento, e incorporado colectores de división de aire en la admisión, 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 paneles, 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 admitirse 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 admite 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 admitamos en principio que

a

la

salida,

por

considerar despreciable la cantidad de combustible introducido en relación con la gran cantidad de aire admitido. 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 admisión y empuje interno; la resistencia en resistencia de admisión y resistencia de motor, así como la tracción o propulsión obtenida, resultante de las fuerzas de empuje y resistencia. Ea. Empuje de admisión. 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 admisión e interno. Ra.- Resistencia de admisión.- 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 admisión 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 admisión 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 admitido 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 admitido 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

admitida 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 admisión.