El utilizar el propio carburante como líquido refrigerante tiene algunas ventajas

El utilizar el propio carburante como líquido refrigerante tiene algunas ventajas, como:

En las turbinas de gas de aviación ya está a bordo

Su temperatura es baja y la energía que se le aporta en la refrigeración se aporta en el lugar óptimo para mejorar el rendimiento del ciclo

La cantidad de calor que puede absorber estaría limitada por problemas ligados a su posible descomposición, lo que podría provocar depósitos en los conductos de circulación.

Al encontrarse el carburante muy frío, si el flujo de calor a extraer no es muy grande, es necesario interponer un aislante entre la pared del álabe y el líquido.

La refrigeración del borde de la estela puede llegar a ser un aspecto crítico, así como los problemas derivados de la estanqueidad.

Otra solución consiste en el empleo de un líquido que circula en circuito cerrado por el interior del álabe, constituyendo la base del mismo un intercambiador de calor entre este líquido y otro fluido que podría ser el aire extraído del compresor o el propio carburante; las características que debe reunir este líquido son:

Tensión de vapor no demasiada elevada, para prevenir sobrepresiones excesivas en los canales.
Punto de fusión bastante bajo para evitar la solidificación, lo que implicaría problemas de equilibrado a bajos regímenes
Densidad reducida para que las tensiones debidas a la presión hidrostática sean aceptables.
Baja viscosidad para facilitar las corrientes de convección.
Calor latente de cambio de estado elevado si se utiliza un ciclo con evaporación.

En este sentido metales líquidos como el Na y el K pueden ser aceptables; sin embargo, la mayor dificultad se presenta en la evacuación del calor contenido en el líquido refrigerante a través de la base del álabe, sobre todo en el caso de las coronas móviles, por lo que la aplicación de este sistema sólo se considera en el diseño de plantas de potencia estacionarias.

REFRIGERACIÓN POR LÍQUIDOS

a) Refrigeración indirecta, que consiste en utilizar el líquido como refrigerante del aire que, a su vez, va a circular
por el interior de los álabes y será el refrigerante directo de los mismos.
b) Refrigeración directa, en la que el líquido es el refrigerante que circulará por el interior de los álabes.

REFRIGERACIÓN DE LOS ALABES DE TURBINAS AXIALES

El empleo de altas temperaturas a la entrada de la turbina, (turbinas de gas no aeronáuticas), viene motivado por el hecho de que tanto el rendimiento térmico como la potencia específica de la máquina aumentan al incrementar el parámetro (F = T3/T1) siendo T3 la temperatura máxima del ciclo, temperatura de salida de la cámara de combustión o temperatura de entrada al distribuidor de la turbina y T1 la temperatura mínima, correspondiente a las condiciones ambientales; las relaciones de compresión de máxima potencia son inferiores a las de máximo rendimiento para cualquier valor de F.
En las turbinas de gas de aviación, el incremento de la temperatura de entrada en la turbina y, por lo tanto, el valor de (F = T3/T1) para un valor dado de Tatm (temperatura ambiente a la altura de vuelo) presenta algunas particularidades. En efecto, para una relación de compresión determinada, el aumento de la temperatura de entrada en la turbina conlleva un incremento del empuje (para un empuje determinado el motor resulta más pequeño), y del consumo específico de combustible del turborreactor.
El aumento de la temperatura de admisión en la turbina mejora el rendimiento de la transformación de energía térmica en mecánica, pero la mayor temperatura que se obtiene en la entrada de la tobera propulsiva origina un aumento de la velocidad del chorro y, en consecuencia, una disminución del rendimiento propulsivo (disminución de la relación velocidad del chorro/velocidad de vuelo), de forma que el producto de ambos rendimientos disminuye.
La ganancia de empuje específico obtenido por un aumento de la temperatura es siempre más importante que la penalización del consumo específico de combustible, sobre todo a velocidades de vuelo altas en que es indispensable reducir el tamaño del motor para disminuir tanto el peso como el arrastre aerodinámico.
En turbofanes y turbohélices es posible controlar mejor la penalización del consumo de combustible.
El interés por el empleo de temperaturas cada vez más elevadas a la entrada de la turbina, tanto en aplicaciones industriales como aeronáuticas, ha impulsado el desarrollo de materiales resistentes a las altas temperaturas (materiales cerámicos), así como a la implantación de la refrigeración de los álabes.

REFRIGERACIÓN DE LA TURBINA (II)

Como la temperatura en los diversos puntos del disco no es uniforme, se originan tensiones térmicas importantes; el flujo de calor pasa de los álabes al cubo del rotor, por lo que conviene inyectar anularmente, sobre su base, un chorro de aire de refrigeración; también se puede proceder a hacer una estratificación
de las temperaturas en la cámara de combustión, siempre que ésta se encuentre en las proximidades de la turbina, lo que sucede en el caso de los turborreactores.
En algunas turbinas de gas, el conducto de admisión de los gases se bifurca hasta la entrada del primer escalonamiento; el aire de refrigeración pasa a los álabes formando dos películas que protegen los apoyos de los álabes del distribuidor y de la corona.
Los álabes fijos del distribuidor, (los del primer escalonamiento), se pueden refrigerar construyendo aletas de palastro que constituyen los conductos para el flujo de aire, disposición que se utiliza en los turborreactores, donde las temperaturas de admisión son particularmente elevadas; una parte del caudal proveniente del compresor atraviesa primero los álabes distribuidores de la turbina, y después pasa, ya precalentado, a la cámara de combustión, mientras que el resto circula a lo largo del eje y del disco de la turbina, contribuyendo a la refrigeración de estos dos órganos. Los álabes móviles de la corona no se
refrigeran directamente, ya que tanto el pequeño volumen que ocupan, como las aleaciones refractarias conque se construyen hoy en día, hacen inútil esta precaución.

REFRIGERACIÓN DE LA TURBINA (I)

La refrigeración de las partes de la turbina que alcanzan mayores temperaturas se puede hacer mediante extracciones de aire a partir de un determinado escalonamiento del compresor.
Un disco de turbina se puede refrigerar mediante una corriente de aire inyectada en la periferia del eje que, después de haber rozado la superficie del disco, se mezcla con el flujo de gas que atraviesa los álabes móviles.

Materiales utilizados

Los álabes fijos de los distribuidores se construyen por forja y soldadura de palastro o por fundición de precisión a la cera perdida; en este caso no precisan de otro acabado más que un rebarbado y una limpieza superficial mediante técnicas ultrasónicas. Las aleaciones coladas por fundición a la cera perdida tienen en general una estructura metalográfica basta, debido a que las velocidades de enfriamiento son muy lentas.
El procedimiento de fundición en coquilla cerámica, (moldeo en cáscara), atenúa este inconveniente, ya que mientras el molde clásico es macizo y robusto, el molde en cáscara sólo tiene unos milímetros de espesor por lo que se enfría más rápidamente y el grano es más fino.
Durante mucho tiempo los álabes móviles de las coronas se han construido exclusivamente por forja, pero como algunas aleaciones refractarias tienen un intervalo de temperatura de forja reducido, se ha recurrido a la colada a la cera perdida, que es de mayor precisión en el acabado y más fácil de construir.
TG

ALABES DE LA CORONA MÓVIL (II)

Las formas de funcionamiento (acción y reacción) no presentan ninguna ventaja que justifique la utilización exclusiva de una u otra. En las turbinas de acción, (en las que hay que limitar el número de escalonamientos con velocidad de flujo elevada), los rozamientos aumentan, y las temperaturas de las capas límite y de los álabes se elevan por encima de la temperatura media de los gases, lo que es un inconveniente para los álabes del primer escalonamiento, por lo que no se recomienda la rueda Curtis en una turbina de gas debido a este problema y a su bajo rendimiento.

ALABES DE LA CORONA MÓVIL (I)

La temperatura de salida de los gases de la cámara de combustión viene limitada por la resistencia mecánica de los álabes de la turbina, que tienen que soportar elevadas temperaturas de trabajo, del orden de 850°C para las turbinas industriales (sin álabes refrigerados), pudiendo llegar a alcanzar los 1000°C, en las turbinas modernas, (álabes refrigerados en los primeros escalonamientos), y 1200°C en las turbinas de gas de aviación.
La distribución de temperaturas a la salida de la cámara de combustión, debe ser lo más uniforme posible, lo que presenta ciertas ventajas, por cuanto se evitan sobrecalentamientos locales de los álabes, pudiendo ser la temperatura media de entrada en la turbina más elevada, con el consiguiente aumento de su potencia específica. Como las tensiones mecánicas en los álabes decrecen con el radio, puede resultar interesante que la distribución de temperaturas aumente con el radio.
La limitación de las tensiones térmicas, (proporcionales a la relación entre el coeficiente de dilatación y el coeficiente de conductividad térmica), durante el régimen transitorio, implica un aumento rápido de las temperaturas, por lo que no siempre permiten utilizar aceros aleados al cromo, molibdeno, vanadio o los aceros inoxidables utilizados en la construcción de las turbinas de vapor, ya que en algunas de sus partes es necesario emplear aleaciones refractarias que tienen un campo de resistencia más amplio, lo que presenta algunos inconvenientes, como:
- El coeficiente de dilatación de las aleaciones austeníticas es superior al de las aleaciones ferríticas, lo que hace más delicado el montaje de las piezas construidas con cada uno de estos materiales
- El coeficiente de conductividad térmica es menor y el coeficiente de dilatación más elevado, por lo que se produce un aumento de las tensiones térmicas, (que son proporcionales a la relación entre el coeficiente de dilatación y el coeficiente de conductividad)
- Las dificultades de forjado y soldadura de las piezas de grandes dimensiones, que imposibilita el poder fabricar rotores macizos análogos a los de las turbinas de vapor
- El precio es extremadamente alto, debido a los elementos constituyentes y a las dificultades de elaboración
- Al disponer de grandes cantidades de aire, los circuitos de refrigeración se establecen de forma que no se utilicen aleaciones de alta calidad más que donde sean estrictamente necesarias, como en las aletas de los primeros escalonamientos, conductos de gases calientes, quemadores de las cámaras de combustión, etc.

EL TURBOCOMPRESOR SUPERSÓNICO (III)

Algunas de las mejoras más significativas que se han conseguido en el diseño de los turbocompresores, es la llamada difusión controlada para la compresión transónica y subsónica, reduciendo a un mínimo la separación de la capa límite y con ello el arrastre. Al poder funcionar a números M más elevados se consigue una mayor relación de compresión por escalonamiento, un menor número de álabes, menor peso y mayor estabilidad. Con ello los bordes de ataque poseen mayor espesor y, por lo tanto, mayor resistencia a la erosión.

Las dificultades mecánicas y aerodinámicas que lleva consigo la construcción de un turbocompresor supersónico son muy elevadas, siendo difícil conseguir un buen rendimiento y un funcionamiento estable. Al mismo tiempo el área frontal del turbocompresor supersónico no es inferior a la del turbocompresor
subsónico.
Los turbocompresores transónicos, en los que las velocidades relativas en la corona móvil o absolutas en la corona fija pueden exceder ligeramente la del sonido, no tienen los inconvenientes y dificultades de los turbocompresores supersónicos; los escalonamientos transónicos han dado resultados
satisfactorios en la primera o dos primeras coronas de un turbocompresor axial, estableciéndose un limite superior de M = 1,2 a 1,3 que no conviene exceder.
Fenómenos análogos con pérdidas de rendimiento y desprendimiento de la capa límite tienen lugar en los turbocompresores subsónicos cuando se alcanzan en algunas partes del mismo velocidades supersónicas, para lo cual basta conque la velocidad de los gases llegue a los 120 m/seg, que puede ser la velocidad del sonido si el gas bombeado está frío.

EL TURBOCOMPRESOR SUPERSÓNICO (II)

En la Fig VI.21 se presenta un esquema de la corona móvil de un turbocompresor supersónico, junto con las coronas fijas anterior y posterior al mismo y los triángulos de velocidades, así como la reducción de velocidad relativa en la corona móvil; este esquema pertenece al primer tipo con corona móvil supersónica y corona fija subsónica
La velocidad c0 puede ser del orden de 0,8 a 0,85 la velocidad del sonido.
En la corona fija el gas se acelera hasta la velocidad del sonido, de manera que, c1= cs.
La velocidad relativa w1 excede mucho la velocidad del sonido.

El diseño se hace de forma que a la entrada del rodete tenga lugar un choque oblicuo AB seguido de un choque normal BC; de esta manera el reparto en dos choques hace disminuir las pérdidas. El rodete funciona como difusor, de forma que la velocidad w2 es menor que la velocidad del sonido. En estos turbocompresores se ha conseguido, con buen rendimiento, una relación de presiones superior a 4 en un solo escalonamiento; pero el rendimiento desciende rápidamente al funcionar el compresor fuera del punto de diseño.
Aún se pueden conseguir mayores relaciones de compresión por escalonamiento con el tercer tipo mencionado, con corona móvil y fija supersónicas. Técnicamente se puede llegar en un solo escalonamiento a una relación de compresión 6.
En la Fig VI.22 se presentan los triángulos de velocidades correspondientes, indicándose los números de Mach absolutos y relativos para un caso particular que incorpora este diseño. A veces se dispone de un único escalonamiento supersónico seguido de varios escalonamientos subsónicos, pudiéndose obtener relaciones totales de compresión muy elevadas, hasta 20 y aún mayores.

EL TURBOCOMPRESOR SUPERSÓNICO (I)

A los turbocompresores modernos se les pide óptimo rendimiento, óptima utilización de los materiales y óptima capacidad de adaptación en amplias zonas de funcionamiento, todo lo cual exige entre otras cosas investigación del comportamiento del turbocompresor en la zona próxima o superior a la velocidad del sonido. Se ha progresado mucho en la investigación teórica del flujo a través de un compresor en la hipótesis de fluido ideal y en la investigación experimental del flujo a través de los turbocompresores axiales en perfiles aislados, en enrejados, capa límite, corrientes secundarias y comportamiento a cargas parciales. Para ampliar la zona de funcionamiento estable de los turbocompresores se utilizan hoy día no sólo directrices orientables, sino también álabes móviles orientables.
Con el turbocompresor supersónico se consigue reducir el peso y volumen del compresor a un mínimo, utilizando velocidades circunferenciales del orden de los 420 m/seg. Si entonces la velocidad relativa del fluido en el rodete es supersónica se denomina dicho escalonamiento supersónico, o también si la velocidad absoluta en la corona fija excede la velocidad del sonido. También se han conseguido relaciones de compresión muy elevadas, disminuyendo así la dimensión axial de la máquina al reducirse el número de escalonamientos; con él se pueden obtener grandes caudales, pero con rendimientos bajos, a causa de la pérdida de presión total, que tiene lugar a través de la onda de choque. El diseño de un turbocompresor supersónico es delicado por las pérdidas y desprendimientos de la
corriente asociadas con la onda de choque.
Hay tres formas de diseñar un escalonamiento supersónico de turbocompresor:
a) Corona móvil supersónica y corona fija subsónica
b) Corona móvil subsónica y corona fija supersónica
c) Corona móvil y fija supersónicas.

MOTORES DE DOBLE FLUJO, TURBOFAN.-

En las turbinas de aviación denominadas turbofan (criterio americano), o by-pass (criterio inglés), el flujo de aire que entra en las mismas se divide en
dos; por el interior del motor entra el flujo primario y por el exterior el flujo secundario.
El fan (ventilador) tiene una o varias etapas del motor sobredimensionadas, (de mayor diámetro que el resto);
su misión es obtener empuje aumentando la cantidad de movimiento de la masa de aire, sin participar en la combustión
en ningún momento.
Las principales ventajas de un turbofan son:
* Bajo consumo especifico.
* Mantenimiento de un empuje aceptable a baja velocidad.
* Mantenimiento de un bajo nivel de ruido.
* Mayor empuje.
* Mejor aceleración y deceleración.
* Buenas características de puesta en marcha.
El índice de derivación de un turbofan, también denominado by-pass-ratio, es la relación entre el
flujo secundario y el primario.

COMPRESORES AXIALES EN TURBORREACTORES (II)

El compresor axial, presenta una gran dificultad en el acoplamiento compresor-turbina para que su funcionamiento sea estable en toda la gama operativa, experimentando asimismo mayores problemas de suciedad, erosión y vibraciones.
El consumo de combustible y el empuje están muy ligados con la relación de compresión D y la temperatura de entrada en turbina T3, parámetro que es el más limitativo del motor.
Los compresores axiales pueden ser simples, dobles e incluso triples. Un compresor simple lleva una sola turbina, independientemente del número de escalones que ésta tenga.
El compresor doble está formado por dos compresores, uno de BP y otro de AP, estando alimentado cada compresor por su propia turbina. Entre ambos ejes compresor-turbina no hay ningún tipo de contacto mecánico y ambos giran libremente apoyándose en los respectivos cojinetes.

COMPRESORES AXIALES EN TURBORREACTORES (I)

Los motores de bajo índice de derivación llevan a la entrada del compresor una etapa de álabes estáticos guía, fijos al soporte del eje y a la carcasa exterior. Su misión es la de dirigir convenientemente el aire al primer escalón del rotor, así como el permitir pasar aire caliente extraído de las últimas
etapas del compresor cuando se crea hielo.
Cualquier disminución en las pérdidas lleva consigo un aumento del rendimiento del compresor. El conjunto compresor-turbina se diseña de forma que se alcance el máximo rendimiento en crucero, manteniendo unas características aceptables en cualquier operación del avión.

DIFUSOR SUPERSÓNICO (IV)

Las Fig VI.17 representan respectivamente difusores de compresión interior y exterior, en los cuales la forma del difusor es tal que el número de saltos se multiplica de tal manera que teóricamente se obtiene una compresión continua (isentrópica); de ahí el nombre que reciben este tipo de difusores. Su
rendimiento es muy elevado.
Los álabes fijos y móviles de un turbocompresor y, en general los de las turbinas de gas, actúan como difusores, en contraposición a los de las turbinas de vapor que actúan como toberas. La utilización de coronas supersónicas en los turbocompresores permite obtener grandes elevaciones de presión por escalonamiento, con la ventaja muy estimable en aeronáutica de reducir el peso de la máquina.
Para comprender la importancia y significado del compresor supersónico basta ver que con un número M = 2, y difusión completa (estancamiento) se consigue una relación de compresión isentrópica de 7,72, mientras que con M = 0,85 sólo se llega a 1,62.

DIFUSOR SUPERSÓNICO (III)

En los turborreactores, pulsorreactores y estatorreactores la eficiencia del difusor de entrada se puede valorar mediante el llamado coeficiente de caída de presión total stot del difusor; cuanto mayor sea stot tanto mayor será la presión lograda a la salida del difusor.
Si designamos con el subíndice 1 la salida del difusor, con el subíndice 0 la presión en la corriente no perturbada, y con el subíndice “tot” los parámetros de estancamiento, el coeficiente stot se define en la forma:

DIFUSOR SUPERSÓNICO (II)

Si el motor está destinado a velocidades de vuelo supersónicas conviene emplear difusor supersónico.
Este se configura de forma que se provoca en la admisión un sistema de ondas oblicuas, en las cuales los parámetro del aire experimentan menor discontinuidad, y las pérdidas son menores. Con el número de ondas de choque oblicuas disminuyen las pérdidas, por lo que provocando dichas ondas de choque, el tránsito a corriente supersónica se realiza con menos pérdidas.

DIFUSOR SUPERSÓNICO (I)

El paso de una corriente subsónica a una supersónica, como el que tiene lugar en una tobera, se realiza suavemente, variando las propiedades del fluido de una manera continua. El paso de una corriente supersónica o subsónica, como el que tiene lugar en un difusor, es siempre brusco. Si por la forma del conducto la corriente no cambia sensiblemente de dirección, tubo cilíndrico, se produce un choque normal; la corriente supersónica se va decelerando, produciéndose un
choque en el paso brusco del número, M > 1 a M < 1, actuando el cilindro como difusor.
En un difusor supersónico-subsónico, formado por un conducto convergente-divergente, si la presión final es superior a la presión crítica se produce una onda de choque en la garganta; a través de la onda hay una discontinuidad en la presión y en la velocidad, pero no en la temperatura de estancamiento, que permanece constante antes y después de la onda. La onda de choque va acompañada de grandes pérdidas de presión, por lo que el proyecto de un difusor supersónico exige el conocimiento de estas pérdidas para reducirlas a un mínimo.
El choque normal se puede dar a la entrada o en el interior de un difusor en vuelo supersónico y puede ocurrir también en compresores de gran velocidad.
Existe formulación que permite calcular la velocidad después del choque normal cj en función de la velocidad antes del choque ci como el producto de la velocidad antes y después del choque igual al cuadrado de la velocidad del sonido, es decir:
ci cj = cs 2
apareciendo una discontinuidad en las propiedades del fluido, por lo que existirá una relación entre las presiones, temperaturas y densidades antes y después del choque.
Aunque teóricamente el choque normal se podría dar en un conducto de sección constante, en la práctica, y a causa de los efectos de la capa límite, que no se han tenido en cuenta, el choque oscila axialmente en el conducto. Para que el choque sea estable es necesario que exista una discontinuidad o cambio de sección en el conducto. El difusor supersónico se tiene que diseñar teniendo en cuenta el aumento considerable de las pérdidas y disminución del rendimiento, que se origina al producirse las ondas de choque. Si el difusor se diseña sin tener ésto en cuenta, es decir, si se diseña como difusor subsónico, pero se utiliza como difusor supersónico, a la entrada se origina una onda de choque.
En la Fig VI.15a se representa un difusor de entrada subsónico en la admisión de aire del compresor de un turborreactor con las curvas de variación de, p, ptot, T, Ttot y c, desde la admisión hasta la entrada de la primera corona móvil; y en la Fig VI.15b, se representa esto mismo para una corriente supersónica. Si el número M es pequeño, de 1 a 1,5 aproximadamente, las pérdidas por choque son pequeñas, y todavía se pueden utilizar difusores subsónicos. A mayores velocidades de vuelo estas pérdidas aumentan rápidamente con perjuicio de la economía del motor.

CONDUCTOS DE ENTRADA SUPERSÓNICOS

A velocidades de vuelo supersónicas, las pérdidas asociadas a la generación de ondas de choque adquieren un valor considerable. Detrás de la onda, la velocidad disminuye y la presión aumenta, dando lugar a una disminución del grado de compresión y un aumento de la resistencia exterior.
La compresión supersónica se consigue reduciendo la velocidad del aire a través de una onda de choque hasta que la corriente de aire se haga subsónica. Una vez que el número Mach se ha reducido a un valor menor que la unidad, el aire se decelera aun más en un difusor subsónico para adecuar su entrada al motor, ya que la velocidad de entrada del aire en el compresor debe ser subsónica.

El ejemplo más simple de conducto de entrada supersónico es el de tipo Pitot, Fig VI.14, en el que la compresión supersónica se consigue a través de una única onda de choque normal, prolongándose la compresión en un difusor subsónico simple. Si se coloca una superficie inclinada por delante de la onda de choque, se genera otra onda de choque oblicua que reduce la intensidad de la primera, disminuyendo así las pérdidas totales.
El área de entrada se puede variar automáticamente por medios mecánicos (geometría variable), manteniendo así una sección idónea, de acuerdo con la velocidad del avión.
Como el motor sólo puede aceptar una determinada cantidad de aire, el exceso que exista durante la fase transónica se desvía a la corriente de aire libre, lo cual se consigue variando el área de entrada o mediante tubos de vertido al exterior.

El conducto de entrada dividido

El conducto de entrada dividido se suele emplear en aviones militares de alta velocidad en los que se ha bajado y adelantado la posición del piloto para permitirle una mayor visibilidad, además de ocupar la zona frontal equipos de radar, tiro, etc.; esté conducto dividido plantea siempre más problemas que el simple, debido a la admisión de aire y a las pérdidas de presión que ocasiona.
Para disminuir las pérdidas en el proceso de compresión, el difusor se diseña de forma que la disminución de la velocidad de la corriente de aire se realice antes de la entrada en el motor, lo que implica un aumento de presión. La longitud del difusor y el ángulo que forman sus paredes con el eje del motor deben cumplir determinados requisitos; la longitud debe ser adecuada para mantener el flujo de aire sin excesiva resistencia y así disminuir las pérdidas de presión. En cuanto al ángulo de divergencia del difusor, no suele pasar los 8º para evitar que se produzcan zonas turbulentas.
Ambos requisitos condicionan una admisión insensible a los diversos valores operativos del ángulo de ataque. Como las velocidades del motor varían independientemente da la velocidad de la aeronave, el diseño del conducto de entrada resulta muy complejo, por lo que es de suma importancia mantener una distribución uniforme de velocidad y presión en la corriente de entrada, ya que variaciones sensibles en esos parámetros causarían altos consumos y la inestabilidad o entrada en pérdida del compresor.

El conducto simple

El conducto simple es el más sencillo y eficaz al estar situado en la parte delantera del motor del avión, disposición que permite la aspiración de aire sin turbulencia y además se puede diseñar totalmente recto o con una pequeña curvatura. Cuando el motor se aloja en el interior de la estructura, el conducto de admisión suele ser más largo que en los motores de aviones polimotores, en los que al ir los motores en el exterior, el difusor de entrada de aire es sensiblemente más corto.

CONDUCTOS DE ENTRADA SUBSÓNICOS

Los conductos de entrada subsónicos en aviones tienen, en general, forma divergente, transformando la energía de velocidad en energía de presión. Las pérdidas de presión a lo largo de los conductos son tanto mayores cuanto más largo sean éstos y mayor su curvatura a igualdad de velocidad, densidad, forma del perfil, etc.
Los conductos subsónicos pueden ser simples o divididos Fig VI.13.

CONDUCTOS DE ENTRADA A LOS COMPRESORES

La misión fundamental de los conductos de entrada consiste en recuperar al máximo la presión total del aire y enviarla al compresor con un mínimo de pérdidas a lo largo del mismo, que se conoce como efecto de recuperación de la presión; el conducto de entrada no debe presentar fenómenos de turbulencia y su resistencia aerodinámica debe ser mínima para no restar características y rendimientos al avión. Para su estudio los dividiremos en dos grandes grupos dependiendo del número Mach para el que se diseñan, subsónicos y supersónicos.

DISEÑO REFRIGERADO DE UN TURBOCOMPRESOR AXIAL (IV)

* Determinación del paso relativo, t/L en todas las secciones, que suele oscilar entre 0,9 y 1, pudiéndose extender la gama por un lado y por otro de 0,5 a 1,5.

* Comprobación del número de Mach en cada sección del álabe
* Determinación del rendimiento del escalonamiento, del estado del gas y de la longitud del álabe a la salida del
escalonamiento.
Se repite el proceso de cálculo para los demás escalonamientos y finalmente se determina el rendimiento interno del turbocompresor.

DISEÑO REFRIGERADO DE UN TURBOCOMPRESOR AXIAL (III)

Construcción de los triángulos de velocidades, tanto a la entrada como a la salida, al menos en la base, álabe medio, y punta del álabe (aunque conviene hacerlo en 5 o más secciones del álabe). A continuación se comprueba el ángulo de desviación (q = b2 - b1) que ha de tener un valor conveniente. Es muy difícil que los ángulos de la corriente a la entrada y la salida b1 y b2 coincidan con los ángulos que forman las tangentes a la línea media del álabe, por lo que en general, aun en el punto de diseño, la desviación de la corriente q no coincidirá con la desviación que marca la línea media del perfil, como se observa en la Fig VI.12.

DISEÑO REFRIGERADO DE UN TURBOCOMPRESOR AXIAL (II)

En este esquema se prescinde de la refrigeración, que podrá hacerse después de cada cuerpo del turbocompresor, o incluso después de cada escalonamiento en los turbocompresores más eficientes, y consideramos cada cuerpo o cada escalonamiento, idealmente adiabáticos.

en la que se escoge, por ejemplo 0,5 en el primer escalonamiento y 0,85 en el último.
* Determinación del diámetro medio del último escalonamiento, utilizando el coeficiente de caudal a último y vF.
* Selección de la forma del corte meridional.

DISEÑO REFRIGERADO DE UN TURBOCOMPRESOR AXIAL

Con los datos iniciales del proyecto y el diagrama (i - s) se conocen:
* Presión y temperatura del gas a la entrada del turbocompresor, pE ,TE
* Relación total de compresión, pF/pE
* Salto adiabático isentálpico total o salto energético en la máquina i
* Presión y temperatura real del gas al final de la compresión pF,TF, calculada esta última mediante la estimación
de un rendimiento interno medio del escalonamiento ie y del factor de recalentamiento.
* El caudal másico G constante en toda la máquina o el caudal volumétrico a la entrada, estando
ambos relacionados por la ecuación: