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 del
gas gas
chor chorro ro
a de
la entr entrad ada a gas, gas,
es
de la tobe tobera ra, ,
deci decir r
dism dismin inu ue e
en ener energí gía a la
pres presión ión
ciné cinéti tica ca del del !exp !expan ansi sión ón! !
aumenta la velocidad.
Es por lo expuesto que se le llama órgano propulsor del avión.
"e define como gases de expansión de una tobera # total entrada tobera $e % &&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&& #. estática de descarga 'legando en la actualidad los aviones de propulsión(
"ubsónic a
)&*
"upersón ica
+
II. TIPOS DE TOBERA "eg-n sea la velocidad que se quiere llegar las toberas pueden ser(
. /onvergente o "ubsónico 0. /onvergente, 1ivergente o "upersónico /. 1e área variable
A. Tobera conver convergente gente o subsón subsónica.ica.- "i la tobera esta calculada para para un salto salto subcrí subcrític tico o de presio presiones nes deberá deberá tener una forma convergente.
'a nece necesi sida dad d
de que que
sea sea
conv conver erge gent nte e
en este este caso caso se expl explic ica a
porque en una corriente subsónica el aumento de la velocidad va acompa2ada de una discriminación de la densidad del gas.
#or 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, cua 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.
3ig. 44 Tobera /onverg
B. Tobera convergente Divergente o Supersónico.- l aumentar la rela relaci ción ón de presi presión ón por por ende ende el n-me n-mero ro 5ach 5ach se elev eleve, e, ha ha problemas de pérdidas en la expansión externa 6orden de 7+89 del empu empuje je
brut bruto o
es
por por
ello ello
que que
si
se
quie quiere re
cons conseg egui uir r
una una
expansión interna completa del gas se debe a2adir un conducto divergente que controla la expansión.
velo veloci cida dade des s
de
vuel vuelo o
sufi sufici cien ente teme mente nte
gran grande des, s,
el
salt salto o
de
presiones en la tobera de salida llega a ser tan grandes o la util utili: i:ac ació ión n
de
tobe tobera ras s
conv conver erge gent ntes es
cond conduc uce e
a
una una
pérd pérdid ida a
notable del empuje un aumento del consumo de combustible.
l ser constante el gasto en todas las secciones de tobera, e área
de
la
sección
estr estruc uctur turan ando do
una una
ve: ve:
deberá
aum aumentar,
alca alcan: n:ad ado o
5ach 5ach
pues 7,
si
se
rigiera
estr estran angu gula lari riam amos os
la
corriente con las pérdidas del empuje consiguiente. 'a garganta dond donde e
se
crít crític ica. a.
alca alcan: n:a a
la
altit altitud ud
velo veloci cida dad d
cte, cte,
al
sóni sónica ca
aume aument ntar ar
la
se
diná dinámi mica ca
veloc velocid idad ad
garg gargan anta ta de
vuel vuelo, o,
aumenta la presión en el motor con ello el grado de expansión.
#ara asegurar la expansión completa en la tobera será presiso aumentar la relación(
fs;fg
3g % área de salida fg % área de garganta crítica
#ermitiendo la expansión a velocidad supersónica
3ig. 4< 6Tobera /over & 1iverg9 6'ibro negro9
Tobera Tob era e !re !rea a var variab iab"e. "e.- "eg-n sea el funcionamiento o dise2o de una tobera su trabajo rendimiento optimo variará dentro de un
dete determ rmin inad ado o
rang rango o
opci opcion onal al
es
así así
que que
seri seria a
tota totalm lmen ente te
distinto al volar a .< 5ach a +.= 5ach por ejem.
$eneralmen mente
esta
tobe obera
se
encont ontrará
en
los
motores
supersónicos, pueden ser de ) tipos
7. En la parte posterior de la tobera convencional aparecerá + placas la cual reduce la sección.
3igura
+. >tra forma consiste en retra:ar el cono de salida con lo que disminue la sección
3igura
). 3inalmente el tipo más usado en motores con post&quemadura consiste en una serie de láminas o flaps, montados por mandos neumáticos. Estas láminas abren o sierran su sección con arreglo a los parámetros que reciben.
'a figura 63igura ?&79 diversos tipos de toberas convergentes de área de salida variable.
-
Tobera
tipo
C"a#s$e"".-
El
maor
o
menor
giro
de
las
compuertas sobre las charnelas de sujección.
& Tobera anular.& 'a diferente posición del anillo constituido por sectores articulados entre si.
& Tobera de /ono central.& El despla:amiento axial del vértice del cono.
& Tobera tipo !/ris!.& El cono de salida adopta forma troncónica por por
las las
dife difere rent ntes es
posi posici cion ones es
de
las las
comp compue uert rtas as
situ situad adas as
en
forma cirrcunferencial.
II. DISPOSITI%OS PARA &RENO O E'PU(E IN%ERSO EN )A TOBERA DE ESCAPE 'a
util utili: i:ac ació ión n
del del
empu empuje je
de
los los
turb turbor orre reac acto tore rers rs
en
forr forrma ma
reversible, esto es, hacia adelante en el empuje normal hacia atrás, esto es, en la misma dirección sentido opuesto, como
empuje inverso, permite disminuir considerablemente la carrera de
ater aterri ri:aj :aje e
del del
avió avión, n,
con con
las las
cons consid ider erab able les s
vent ventaj ajas as
de
actuación que esto supone.
'a figura ?&4 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 6a9, girando a la posi posici ción ón
6b9, 6b9,
defl deflec ecta tan n
dire direcc cción ión axia axial. l. cont contin in-an -an
gira girand ndo o
el
part partir ir hast hasta a
chor chorro ro de
apro aproxi xima mada dame ment nte e
este este
obte obtene ner r
mome moment nto, o,
un
chor chorro ro
unos unos de
@A @A
de
su
alab alabes es
guía guía
dire direcc cció ión n
casi casi
totalmente opuesta a la normal, produciendo de esta forma freno efectivo. proximadamente el =8 del empuje correspondiente al despeg despegue ue
puede puede
ser
utili:a utili:ado do
como como
reversi reversible ble. .
El
disposi dispositiv tivo o
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.
'a interferencia del sistema en la corriente de salida de gases cuando
act-a
de
forma
normal,
hace
que
se
produ:ca
una
disminución del empuje respecto del mismo motor sin dispositivo reversible del B<=8 en régimenes de despegue, un aumento del cons consum umo o
espe especí cífi fico co
que que
no
sobr sobrep epas asa a
el
78
en
régi régime mene nes s
de
crucero.
'os sistemas de empuje reversible en los turborreactores flujo pueden adoptar una de las dos variantes siguientes(
& Cn sistema reversible para el flujo primario, otro similar para el flujo secundario.
& Cn sistema de empuje reversible actuando en la corriente de salida com-n cuando ambos flujos se me:clan.
El sistema
de dos
generali:ado,
dispositivos,
especialmente
para
uno
para cada flujo, es más
motores
de
altos
valores
de
empuje.
I%. DISPOSITI%OS PARA REDUCCION DE SONIDO "e hará un estudio detallado en
el capítulo de /ontaminación
mbiental.
%. POST-CO'BUSTION "eg-n
lo
tratado
en
el
capitulo
de
combustión
vimos
que
solamente un +=8 del aire que atraviesa el motor se quema, el porcentaje restante es el que permite la post&combustión la cual consiste en inectar combustible después de la turbina en la tobera de salida, haciendo uso del <=8 en exceso de aire en el gas caliente de escape, portador de oxígeno sin quemar a-n. Esta adición de calor aumenta la velocidad de salida de los gases, 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 D& D, dando como resultado un incremento de la energía obtenida
en el ciclo representado por el área de la :ona raada de la figura.
'a
postcombustión
se
utili:a
durante
peque2os
periodos
de
tiempo, para obtener altos valores de empuje que redu:can 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 ca:as interceptorers en misiones de combate.
'a
postcombustión
comen:ó
aplicándose
a
los
turboreactores
puros, 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 postcombustión de flujo total, permite incrementar el empuje en mucho maor porcentaje que la postcombustión normal de flujo -nico 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
canali:ación
para
el
flujo
alcan:an
hasta
secundario.
'os
postquemadores
para
actuación
en
vuelo
aumentos del 48 sobre el empuje del motor básico, sin embargo resultan mu pesados, pues aumentan el peso del motor del 7= al +8 la longitud del mismo en un =8. /uando el sistema no act-a,
el
chorro
de
gas
normal,
al
tener
que
atravesar
el
complejo sistema de inectores, trabaja en peores condiciones, aparece un descenso de empuje del ) al *8 del motor básico sin postcombustión.
'os postquemadores para despegue limitan el aumento de empuje sólo hasta el *8, perro incurren en menos problemas que los postquemadores
de
vuelo
postcombustión, esto
cuando
el
motor
es, menos pesados,
funciona
sin
el motor resulta
más
corto, el sistema de control es menos complicado.
AREA DE UNA TUBERIA DE ESCAPE CON POST*UE'ADOR El área de la sección de salida de la tobera motor postquemador, motorr
básico
de escape, en un
es maor que la correspondiente al mismo
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.
"uponiendo que el gasto se mantiene prácticamente constante en la sección D en la sección D, es decir, no teniendo en cuenta
el
aumento
producido
por
el
combustible
postcombustión, resulta(
v. Dv.
v % D . DD .
D
D Dv D &&&&&& % &&&&&& . &&&&&&& D DD D #ara expansión tota en que pD % pD % #o resulta(
de
la
pV PVIII
AVIII AV
=
=
Vv
TVIII
TV VVIII
TV
=
TVIII Es decir(
TV TVIII sí, para valores normales de TD Tv de( TD
≅ 7<A F Tv ≅ <A F, resulta( D % 7B== v
En resumen el área de la sección de salida de la tobera de escale
en
un
motor
con
postquemador,
cuando
este
act-a,
es
aproximadamente un =8 maor que la correspondiente al mismo motor básico sin postcombustión. También puede considerarse el postquemador como un estatorreactor solidario del turborreactor en
la
tobera
de
escapeG
la
velocidad
exigida
para
su
funcionamiento la proporciona la expansión de los gases, después de mover las turbinas.
#ara
que
la
postcombustión
pueda
operar
bajo
diversas
condiciones, la tobera puede adoptar dos posiciones, o diversas, de área de salida variable. 'a tobera están en la posición de mínimo
abierto
durante
las
operaciones
en
que
no
act-a
la
postcombustión, en tanto que, cuando la postcombustión comien:a a actuar aumenta el área de salida, para proporcionar escape a los gases que ahora ocupan un volumen maor. 1e esta forma se impiden sobrepresiones que pueden afectar al funcionamiento del motor,
pudiendo
utili:arse
la
régimenes funcionamiento del motor
postocombustión
a
diversos
INCRE'ENTO RE)ATI%O DE E'PU(E CON POSTOCO'BUSTION./on la nomenclatura que indica la figura ??&+ despreciando el gasto de combustible frente a la gran magnitud del gasto $ de aire, resulta(
Empuje con postcombustión(
E ' =
E ' =
G g
G g
∆ E =
(VVIII − Vo) empuje sin postcombustión(
(VV − Vo) ncremento relativo de empuje
E '− E E
=
E ' E
−1
VVIII ∆ E =
VVIII − Vv Vv − Vo
=
Vv 1−
−1
Vo Vv
#ara los valores de temperatura de TD % 7<AF Tv % <AF, se ha visto que(
DD ; Dv % 7B==
para Do % , resulta(
∆E % ==8 INCRE'ENTO RE)ATI%O DE CONSU'O DE CO'BUSTIB)E CON POSTCOBUSTION Estableciendo la equivalencia entre la energía liberada por la combustión el aumento de energía comunicada al aire, llamando /B al consumo de combustible con post&combustión / al consumo de combustible sin postcombustion, resulta(
/on postcombustión(
'/B
ηq % $ /p 6TD&Tv9
"in postcombustión
'/
ηq % $ /p 6T&T9
ncremento relativo de combustible(
/B & / /B ∆/ % &&&&&& % &&& % 7 / /
TD & Tv ∆/ % &&&&&&&&&&& & 7 T & T
H para los valores normales de temperaturas(
TD % 7<AFG Tv % <AF G
T % IAFG T % ==AF
resulta(
7< & < ∆/ % &&&&&&&&&&& &7 % * & 7 % )
I & ==
∆/ % )B CONSU'O ESPECI&ICO DE CO'BUSTIB)E CON POSTCO'BUSTION El consumo específico de combustible con postcombustión aumenta considerablemente. Este incremento el alto valor de nivel de ruido,
han
contínua
hecho
que
sólo
en
este las
sistema
fases
no
se
críticas
utilice de
vuelo.
de
forma
/on
la
nomenclatura siguiente(
& /onsumo de combustible con postcombustión( /B & Empuje con postcombustión( EB & /onsumo específico de combustible con postcombustión( /Be % /B;EB & /onsumo de combustible sin postcombustión( /. & Empuje sin postcombustión( E, & /onsumo específico de combustible sin postcombustión( /e.
Jesulta(
C ' e =
C ' E '
+ ∆C ) +∆ = Ce 1 C E (1 + ∆ E ) 1 + ∆ E
= C (1
para valores normales de
∆/%)B ∆E% B== resulta para Do%(
Ce = Ce
1 + 3'00 1 + 0'55
= 2'60Ce Der figura ??&*, que refleja la variación del
consumo específico de combustible con la velocidad la altura de vuelo.
SISTE'A &UNCIONA) DE) POST*UE'ADOR El sistema de postcombustión de un turborreactor está formado, principalmente, por el conducto del postquemador, la tobera de sección
variable,
estabili:adores
los
de
inectores
llama,
capaces
de de
combustible, crear
una
los
turbulencia
locali:ada, e impedir aumento de velocidad del gas en la :ona propia de combustión.
demás de estos componentes, locali:ados todos ellos en la :ona de
la
tobera
de
escape,
el
sistema
está
provisto,
por
lo
general, de los siguientes componentes(
& #alanca de control, com-n a la de control de empuje, que hace
actuar
la
postcombustión
en
el
recorrido
final
más
avan:ado.
&
/aja
de
engranajes
de
interconexión
entre
la
palanca
de
control la unidad de control de la postcombustión.
& Cnidad de control de la postcombustión
& Cnidad transmisora de la relación de presiones del motorr.
& ctuador 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
+=
*
m;seg.
velocidades
estas
que
son
demasiado
elevadas para mantener una llama estabili:ada, por lo
que es
necesario obtener por difusión una disminución de velocidad el consiguiente aumento de presión. #ara conseguir esto, se sit-an después
de
los
inectores
de
combustible
unos
dispositivos
estabili:adores de llama que crean una corriente turbulenta de baja
velocidad
local,
contribuendo
de
esta
forma
a
la
estabili:ación de la llama, para mu diversa gama de rique:a aire;combustible.
Estos
estabili:adorers
de
llama
están
formados, normalmente, por una sección anular en forma de !D!.
Cnos
inectores
de
combustible
descargan
éste
en
posición
circunferencial al postquemador, es elevada, a veces no es lo suficiente
para
que
se
necesarias
temperaturas
produ:ca al
menos
el de
autoencendido, IA/,
por
pues
lo
que
son es
menester asegurar una chispa o llama de intensidad suficiente para
que
el
encendido
pueda
producirse,
incluso
a
elevadas
alturas.
Kormalmente 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 me:cla aire;combustible con una placa de platino.
& 5ediante
una
bujía,
situada
en
las
proximidades
de
los
inectores.
&
#or
una
llama
locali:ada en una :ona interior al tubo de
corriente de combustión, desde la cámara de combustión hasta el postquemador.
En
el
sistema
conseguir
de
una
control
estrecha
de
la
postcombustión
interrelación
entre
es
el
menester flujo
de
combustible para la postcombustión 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.
/uando aumenta
el
área
de
cuando
salida
el
área
aumenta, de
salida
combustible
disminue.
'a
unidad
presiones
través
la
turbina,
presión
a
a
través
funcionamiento
del
de
de
está,
motor
no
el
se
de
disminue,
que
mide
asegura
mantenga
esté
flujo
la que
combustible el
flujo
de
relación
de
la
de
invariable
afectado
por
la
caída
que
el
puesta
en
funcionamiento de la postcombustión, salvo el aumento de consumo de combustible 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. 'a interrelación de los diferentes elementos del sistema de control pueden verse en la 3igura ??&=
/uando se selecciona la actuación de la postcombustión, llega una se2al mecánica a la unidad de control de la postcombustión.
Esta unidad determina la cantidad de combustible a entregar a la bomba controla la distribución de combustible al postquemador.
l
encenderse
el
combustible
en
el
postquemador,
resulta
un
aumento de presión en la tobera de escape por, lo tanto, una disminución de la relación de presiones a través de la turbina. umentará en función de este valor el área de la sección de salida de la tobera de escape, se vuelve a obtener la relación correcta #;#D.
#ara 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.
&UENTES E'ISORAS DE RUIDO El ruido puede definirse como un sonido indeseado se considera de dos formas diferentes.
& Jepresenta una forma de la energía que puede ser medida por equipos especíales de medición ac-stica.
& Es un fenómeno que puede ser detectado por el oído, por lo tanto, sometido a interpretaciones fisiológicas psicológicas.
/onsiderar el ruido bajo estos dos aspectos, conduce a que de las
medidas
por
instrumentos
pueden
estimarse
los
efectos
fisiológicos, su interpretación subjetiva.
#rincipalmente, el aumento del nivel de ruido ha sido debido a una utili:ación maor 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.
'a maor fuente de ruido en un avión son los motores, si bien ha también otras fuentes que generan ruido, aun cuando su magnitud no es realmente grande, no deben ser ignoradas. Es el caso del ruido aerodinámico, el ruido de los componentes de los m-ltiples sistemas funcionales.
El ruido de un motor de reacción, que es principalmente el que se oe en tierra, procede de dos :onas principalesG la :ona de escape, la :ona del compresor.
El ruido del escape es el de maor nivel, 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. 1ada la naturale:a del chorro de gases, normalmente se generan altas frecuencias en las próximidades de la tobera de escape, bajas
frecuencias
en
el
chorro
a
alejado
de
la
tobera.
'a
cantidad de ruido producido, depende principalmente del área de sección recta de la tobera, de la densidad de los gases, de su velocidad relativa.
El ruido producido por el compresor se genera principalmente en los alabes del rotor en los del estator. Es un ruido de alta
frecuencia, que se oe de forma mu acusada delante del motor, aunque este ruido aumenta con las revoluciones del compresor, en general pasa inadvertido por el maor nivel de ruido del escape. Ko obstante, el ruido del compresor predomina en régimenes que requieren poco empuje del motor, como ocurre en las operaciones de aproximación aterri:aje.
El
ruido
aerodinámico
se
oe
principalmente
dentro
del
avió
durante el vuelo de crucero, se genera principalmente en la capa límite alrededor de la superficie del ala 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.
%E)OCIDAD DE PROPA+ACION, &RECUENCIA POTENCIA DE E'ISION, 'a expresión matemática que proporciona la velocidad del sonido, puede obtenerse aplicando las ecuaciones de continuidad del impulso de la 5ecánica de 3luidos a dos :onas de condiciones distintas( una de ellas en la cual se ha producido una s-bita elevación de presión, ocurriendo así una elevación de densidad,
en
la
presión
otra
:ona
densidad.
manteniendo mbas
las
:onas
condiciones
quedan
iniciales
separadas
por
de una
superficie fluida de discontinuidad, producida por la elevación de presión de densidad.
'lamando / a la velocidad con que se propaga la discontinuidad, es decir, la velocidad de propagación del aumento de presión,
el
consiguiente
aumento de
densidad
resulta,
considerando
el
proceso descrito adiabático sin fricción, resulta la conocida expresión de la velocidad del sonido en el aire(
/ %
√rg JT
r % Exponente de las transformaciones adiabáticas g % celeración de la gravedad 6g % @.I m;segL9 J % /onstante de los gases 6J%+@.+<9 T % Temperatura absoluta del aire 6AF9
En la atmósfera estándar, considerando la variación lineal de la temperatura T con la altura de 4.=A / cada 7. metros, resulta el siguiente cuadro de valores.
h6pies9 7. +. ). *. =.
c%+√T6m;seg9
c%6m.;seg9 ))@B+4 )+
'a gama de frecuencia audibles por el oído humano oscila entre los veinte 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 7. ciclos por segundo. #or
convenio
la
gama
audible
se
divide
en
ocho
bandas,
denominadas octavas, cada banda excepto la primera la ultima tienen su límite superior el doble que el interiorG así(
>ctavas
3recuencia
>ctavas
3recuencia
D D D D
6c.p.s.9 4 7.+ 7.+ +.* +.* *.I *.I 7.
6c.p.s9 D 'os
+ <= 7= )
sonidos
de
<= 7= ) 4 las
diferentes
frecuencias
no
son
detectados
igualmente por el oido humano. sí, las frecuencias entre 7. *. ciclos por segundo resultan casi tres veces más ruidosas que las de frecuencias superiores o inferiores a estas.
'a
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 Matio para una vo: suave o de murmullo, hasta +. Matios para cohetes del tipo "aturno D que lan:aron las astronaves del proecto polo.
un cuando la energía total radiada por una fuente sonora puede ser de interés en ngeniería c-stica, 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 peque2a área en las
proximidades
del
oido
humano.
El
valor
medio
de
energía
suficiente para producir sensación en el oído es del orden de 7&74 Matios por cmL, siendo el umbral superior, para el cual comien:a el dolor, de 7&+ Matios por cmL.
Esta amplia gama entre el umbral del dolor físico el umbral audible, requiere una propia escala de medida.
'EDIDA DE )OS NI%E)ES DE RUIDO 'a
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, 7&74 Matios por cmL. 'a unidad resultante se conoce con el nombre de !bell! en honor de su inventor, el americano lexander $raham 0ell. sí, el !bell! viene dado por el logaritmo de la relación
entre
intensidad
del
principio para
la
intensidad,
mínimo
cuo
audible.
nivel
Esta
se
unidad
considera, fue
la
definida
en
utili:ación en el campo de las comunicaciones
eléctricas, ha sido aceptada ahora por diversas ramas de la /iencia
como
relación
entre
una
energía
determinada
una
energía de referencia.
efectos prácticos, se usa como unidad de medida del nivel de ruido un subm-ltiplo del !bell!, el decibelio 6d09 que es la décima parte del !bell!, expresado por(
d0 % 7 'og7 ;r
1ado que el oido humano la maor parte de los micrófonos son sensibles a la presión, es más usual obtener la medida del nivel de ruido por mediciones de presión. 'a 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 + veces el logaritmo de la relación entre la presión
particular
la
presión
de
referencia,
siendo
normalmente esta presión de referencia de B+ dinas;cmL.
$rafica
un cuando el decibelio ha sido aceptado como unidad base para medidas físicas del sonido, no es adecuada desde el punto de vista subjetivo. #ara 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 ???&7
3igura
Jecientemente el 1octor Farl 1. Frter, ha definido una escala subjetiva denominada nivel de ruido percibido también expresada en
decibelios,
que
considera
como
unidad
de
referencia
la
presión sonora producida por una frecuencia de 7. ciclos por segundo.
Esta nueva unidad, está ganando aceptación porque representa no solamente la intensidad del ruido, sino también la influencia fisiológica psicológica del espectro de frecuencia.
sí
por
propulsado
ejemplo, por
características
un
motor
avión
grande
alternativo
similares
propulsado
de de por
transporte pistón, motor
de
comercial otro
de
reacción,
ambos pueden producir 7 decibelios en un medidor del nivel de ruido, sin embargo el propulsado por turborreactores aparenta ser más ruidoso, por radiar una maor cantidad de ruido en alta frecuencia. sí, en la escala del nivel de ruido percibido, el
turborreactor puede dar un valor de 7+ decibelios, en tanto que el motor de pistón puede indicar solamente @I decibelios.
En el interior de los aviones, el criterio para limitación de los
niveles
de
conversación, aritmético
de
ruido es
los
es
un
el
del
valor
niveles
que
de
nivel
de
interferencia
corresponde
presión
sonora
al
valor
medidos
de
medio
en
tres
bandas de octava( de 4 a 7.+ ciclos por segundo, de 7.+ a +.* de +.* a *.I, que es en donde está concentrada la maor parte de la energía procedente de una conversación.
"e
ha
observado
decibelios
o
que
menos,
conversaciones
se
cuando por
este
encima
oen
nivel
del
es
valor
del
orden
de
medio
global,
Este
nivel
correctamente.
4
las de
interferencia de conversación oscila entre 4= < decibelios en el
interior
de
un
avión
que
cuando
de
transporte
propulsado
por
turborreactores.
"e
ha
observado
decibelios
o
menos,
conversaciones
se
por
este
encima
oen
nivel
del
es
valor
del
orden
de
medio
global,
Este
nivel
correctamente.
4
las de
interferencia de conversación oscila entre 4= < decibelios en el
interior
de
un
avión
de
transporte
propulsado
por
turrborreactores.
'a
unidad
de
medida
ha
de
hacerse
en
decibelios
del
nivel
efectivo de ruido percibido 6KEJ#9, cuo proceso de cálculo es el
que
se
inserta
a
escalones que se citan(
continuación,
a
través
de
los
siete
#rimer escalón(
5edición de los niveles instantáneos de presión ac-stica K#" de cada banda de tercio de octava, es decir, K#" 6i,N9 a intervalos de medio segundo.
$rafica
"egundo escalón(
/onversión de los valores de K#" 6i,N9 en unidades de ruidosidad percibida n 6i,N9 seg-n tabulación incluida en el anexo 74 de >/.
Tercer escalón(
/onversión
de
los
valores
de
ruidosidad
percibida
n6i,N9
hallados en el escalón anterior, para determinar la ruidosidad percibida
total
K
6N9.
1eberá
hacerse
con
la
siguiente
formulación(
24
N ( k ) = 0'85n(k ) + 0'15∑ n(i, k ) i =1
en donde n6N9 es el maor de los +* valores de n6i,N9
/uarto escalón(
/onvertir la ruidosidad percibida total K6N9 en nivel de ruido percibido KJ# 6N9 mediante la expresión(
KJ#6N9 % *
O ))B) log. K6N9
Puinto escalón(
/onversión por irregularidades espectrales acusadas 6corrección por tono9 de acuerdo con la expresión(
KJ#T6N9 % KJ#6N9O/6N9
en donde /6N9 es una constante que puede determinarse conociendo previamente la
diferencia
de
nivel
3
de
presión
ac-stica
de
fondo, como índica el gráfico que inserta en la figura ???&+.
"exto escalón(
/álculo del máximo nivel de ruido percibido corregido por tono KJ#T56N9. Es el valor máximo de los valores a calculados de KJ#T6N9 se calcularán a intervalos de medio segundo.
"éptimo escalón(
#or
-ltimo,
obtendrá
el
sumando
nivel al
efectivo valor
de
KJ#T5,
ruido
percibido
obtenido
en
el
KEJ#
se
escalón
anterior, un factor de corrección por duración, determinado por la siguiente expresión(
D
1 t ( 2) PNLT dt − NRPTM = Log 10 ∫ t (1) Anti log 10 T
1onde T % 7 segundos, el intervalo comprendido entre T7 T+ es aquel al que corresponde una duración definida por los puntos correspondientes a KJ#T5 &7 d0 @ d0.
)AS RE)ACIONES SOBRE E) RUIDO DE A%IONES, OACI &AA En 7@4I, la >rgani:ación de viación /ivil nternacional 6>/9, aprobaba
la
necesidad
de
regular
los
niveles
de
ruido
para
asignar a los aviones una determinada calificación ac-stica.
En
7@<7,
la
>/
adoptaba
una
serie
de
recomendaciones
que
fijaban la limitación de los máximos niveles de ruido permitido las pruebas a reali:ar a los aviones para la obtención de la certificación ac-stica. 'as recomendaciones de >/ de ese a2o constitueron el
nexo
74
a
los
acuerdos
de
la /onversación
nternacional de viación /ivil, celebrada en /hicago en 7@**.
'a 3 de Estados Cnidos, publicaba en 7@4@ la Jegulación 3J )4 sobre la problemática del ruido de aviones, que comen:ó a ser de obligado cumplimiento en C".
Qa
una
gran
regulaciones
similitud 3J.
'a
entre >/
las
recomendaciones
considera
ahora
dos
>/
las
categorías
ac-sticas que más adelante especificaremos, englobándolas en el capítulo + capítulo ), en tanto que la 3 considera también dos
categorías
generales,
puede
denominadas
"tage
decirse que
un
+
avión
"tage
).
capítulo
En )
es
términos también
stage ) viceversa, en tanto que un avión /apítulo + no tiene porqué ser "tage +, aun cuando un "tage + sea siempre /apítulo
+. efectos prácticos puede considerarse al nexo 74 la 3J )4 equivalentes.
Tanto la >/ como la 3 establecieron como fecha límite para la operación de aquellos aviones que no cumplieran el capítulo +;stage +, el 7 de enero de 7@II, se prohibían las operaciones con aviones inclídos en el "tage 7 de la 3.
'a /omunidad Europea la / británica, fueron más exigentes en cuanto a la fecha de cumplimiento del capítulo + de >/, que fue fijada en el 7 de enero de 7@I4.
'a >/, en su samblea $eneral celebrada en octubre de 7@@7, acordó que ning-n avión que no cumpla el capítulo pueda operar a partir del 7 de abril del a2o ++, recomendaba que ning-n país
prohiba
antes
del
7
de
abril
de
7@@=
la
operación
de
aeronaves que no lo cumplan.
'a exigencia del /apítulo ) habrá que, al iniciarse los a2os +,
las
comunidades
próximas
a
los
aeropuertos
se
vean
notablemente favorecidas por la aplicación de dicha regulación.
'a situación es complicada desde el punto de vista económico, pues la devaluación de aviones que no cumplen el capítulo ) ha sido mu considerable el reacondicionamiento de aviones para que lo cumplan es mu costosa, además, son aviones con muchas horras de vuelo.
RUIDO DE TURBORREACTORES.
En la
figura ???&)
'ightill
que
pone
se muestra de
la formulación de
manifiesto
que
la
la 'e
de
sonora
es
energía
proporcional a la octava potencia de la velocidad de salida de los gases de escape al cuadrado del diámetro de la sección de salida de la tobera.
En la figura ???&* se muestra la comparación del nivel de ruido emitido por los componentes principales de los turborreactores.
'os
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, conseguir así un maor rendimiento global, por lo tanto, un menor consumo específico de combustible.
En
la
figura
derivación
???&=
de
los
se
muestra la
turborreactores,
incidencia de
del
doble
índice
flujo
en
de la
disminución del ruidoG soluciones que son las que han marcado la evolución de los !turbofans! en los -ltimos ) a2os, como se indica en la figura ???&4.
las
regulaciones,
cada
ve:
más
rigurosas,
que
limitan
los
niveles de ruido de las aeronaves ha respondido la ngeniería eronáutica,
con
soluciones
tecnológicas
que
han
frenado,
primero reducido después, los altos niveles de ruido que de forma progresiva se habían alcan:ado tras un incremento gradual, que
casi
habían
pasado
llegado a tal situación.
inadvertida
la
forma en
qu
se
había
Exponemos un ejemplo revelador, un sólo avión grande de cuatro motores de comien:os de la década de los 4 generaba un nivel de ruido
de
74
d0.
ahora
serían
necesarios
7+=
aviones
concentrados para generar aquel mismo nivel, dado que bimotores comerciales de gran radio de acción, como aquellos, solamente generan I= d0. En efecto 6I=O7 log 7+=9d0 % 74 d0.
'as soluciones tecnológicas, aun cuando difíciles costosas, son por ahorra posibles.
PUNTOS DE 'EDICION DE) RUIDO NI%E)ES PER'ISIB)ES TO)ERANCIA SE+UN E) ANE/O 01 DE OACI. 'os
puntos
función
del
de
medición
peso
del
de
ruido
avión,
son
los
los
niveles
que
se
permisibles,
indican
en
las
figuras ???&< a ???&7).
a9 #unto de medición del ruido al paso del avión por la vertical en el despegue. b9 #unto de medición del ruido al paso del avión por la vertical en la aproximación al aterri:aje. c9 #untos de medición de ruido lateral.
Esta norma de los puntos de medición a, b, c, es general, con las
excepciones
propulsados
por
de
los
aviones
turbohélicesG
de
los
peso
inferior
aviones
de
a
@
Fg.
características
"T>' de peso máximo al despegue menor de =< Fg, no más de 4
metros
de
carrera
de
tienen una norma diferente.
despegueG
los
helicópteros,
que
/ompensaciones( si se excede los niveles máximos de ruido en uno o dos puntos de medición.
& 'a suma de cualquier exceso no excederá de ) d0.
& /ualquier exceso no será superior a ) d0.
&
"e
compensará
cualquier
exceso
con
la
disminución
correspondiente en los otros puntos de medición.
E*UIPOS DE 'EDICION CONDICIONES 'ETERO)O+ICAS ESTANDAR PARA CO'PUTACION DE )OS NI%E)ES DE RUIDO. El sistema de medición ac-stica consta de un equipo formado por un sistema
microfónico que tenga una respuesta de frecuencia
compatible con
la precisión específica
trípodes o
soportes
para los micrófonos, que redu:can al mínimo la interferencia con el sonido que se esté midiendo.
"e 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 = Q:, el -ltimo en una frecuencia media geométrica de 7 FQ:.
'as pruebas deben llevarse a cabo en las siguientes condiciones meteorológicas(
& usencia de precipitación.
& Qumedad relativa no maor del @8 ni menor del )8
& Temperatura ambiente no superior a )A/ no inferior a +A/, a 7 metros del suelo.
& Diento no superior a 7 nudos, componente transversal no maor de = nudos, a 7 metros del suelo.
& usencia
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.
/uando se hagan mediciones de ruido con velocidades de viento superiores
a
4
nudos,
se
protegerá
el
micrófono
con
una
pantalla, las medidas se corregirán para compensar el efecto de la pantalla.
"e 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. 'os micrófonos se colocarán
de
modo
que
se
encuentren
aproximadamente
a
7B+
metros del suelo.
DIS'INUCION DE) NI%E) DE RUIDO POR REDUCCION DE E'PU(E POR AU'ENTO DE )A PENDIENTE ASCENSIONA) los niveles de ruido están expresados en d0 de ruido efectivo perfectivo,
que
corresponde
a
los
niveles
de
presión
sonora
corregidos por el espectro de frecuencia por la duración del ruido.
'a proporcionalidad del empuje con el cuadro de la velocidad de salida de los gases de escape, 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 ???&7*.
'os requisitos para certificación de aviones /apítulo + eran que en el despegue la reducción de empuje para aviones de + ó ) motores
se
hiciera
a
7
pies
de
altura
de
vuelo,
para
aviones de * motores de < pies, esa reducción fuera el maor de
los
valores
siguientes(
la
correspondiente
a
un
motor
inoperativo o la que permitirá mantener un gradiente de subida del *8.
#ara el capítulo ), en el despegue, esa reducción de empuje está fijada a @I* pies de altura para aviones de dos motores, a I=) pies para aviones de tres motores, a 4I@ pies para aviones de cuatro motores.
/omo puede observarse en las figuras ???&@ a ???&77 el paso de aviones del /apítulo + al capítulo ) exige en el despegue, para aviones
de
sensiblemente motoresG
dado
dos
motores
maor que
que en
el
para
pesos los
mundo
el
grandes, aviones n-mero
de de
una
reducción
tres
aviones
cuatro de
dos
motores es sensiblemente maor que con tres o cuatro motores, el problema se agudi:a a nivel global.
En la figura ???&7= se pone de manifiesto la incidencia del aumento de la pendiente ascensional la reducción de empuje en
la disminución del área abarcada por las huellas de igual nivel de ruido.
&OR'AS DE REDUCCION DE RUIDO POR %ARIACIONES DE CON&I+URACION DE )OS 'OTORES 1ado
que
las
principales
fuentes
productoras
de
ruido
en
un
motor están locali:adas en la tobera de escape en compresores turbinas, se resumen a continuación las dos formas principales de reducción de ruido.
& 5odificaciones 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,
dise2adas
principalmente
para
me:clar
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 por lo tanto, el ruido emitido.
& Jeducción de la amplia gama de frecuencias del espectro del ruido, fundamentalmente constitue un nuevo redise2o del motor por
aumento
de
la
relación
de
doble
flujo.
unque
también
incorpora tratamiento de paneles, principalmente afecta a los turbocompresores
de
flujo
secundario,
los
análisis
preliminares indican que puede obtenerse un aumento del empuje una reducción del consumo
específico
de combustible con esta
modificación.
Es de reconocer que, a-n siendo más efectiva esta -ltima forma, no
puede
aplicarse
a
todos
los tipos
de
motores,
pues
ello
implica
cambios
en
la
configuración
geométrica
en
las
características termodinámicas mecánicas del dise2o original.
En
la
figura
???&74
se
muestra
la
disminución
de
las
dimensiones de la huella de @= d0 por las nuevas tecnologías del motor. proximadamente puede admitirse que d0 !! % d0 6E#K9 & 7).
PROTECCION CONTRA E) RUIDO EN )AS PRO/I'IDADES DE )AS 2ONAS DE &UNCIONA'IENTO DE 'OTORES. 'os trastornos producidos en orden a la intensidad del ruido, al tiempo de exposición, pueden ser(
& rritabilidad & 1isminución del rendimiento & 3alta de atención 6distracción9 & "ordera temporal 6durante horas o días9 & "ordera permanente
'a figura ???&7< indica los niveles de ruido emitido porr un motor, que corrobora cuanto se ha dicho anteriormente, relativo al maor nivel de ruido en la :ona de escape.
'a
figura
???&7I
turborreactores
de
muestra doble
el
flujo,
comportamiento como
de
consecuencia
los
de
la
disminución de velocidad de los gases de escape.
'a
figura
???&7@
muestra
la
reducción
aproximada
del
ruido
cuando las ventanas puertas de los edificios están cerradas o parcialmente
abiertas,
la
figura
???&+
muestra
la
disminución aproximada del nivel de ruido con la distancia a la fuente sonora, para diversas gamas del espectro de frecuencia.
1ado que la intolerancia da2os 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 mu rigurosas, especialmente para aquellas personas que trabajan próximos a las :onas de funcionamiento de motores, que afecta normalmente al personal de mantenimiento de aviones.
'as precauciones contra el ruido emitido por diversos tipos de aviones comerciales, son los que se indican en la figura ???& ++, cua fórmula de aplicación de cascos, protector de oídos tapones, es de tipo empírico, pero que responde sensiblemente a las medidas de seguridad dictadas por los "ervicios 5édicos de las compa2ías de transporte aéreo.
)A OPERACION DE %UE)O )A DIS'INUCION DE) RUIDO PERCIBIDO EN TIERRA. l avión en su traectoria le acompa2a una envolante esférica fluída, en cua superficie ha un nivel de ruido tanto maor 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
que,
haciendo
abstracción
de
las
irregularidades del terreno, se manifiesta en el suelo con una tra:a o huella elíptica.
>bviamente,
las
formas
de
las
huellas
elípticas
tendrán
configuración invertida respecto de la pista de operación en la aproximación que en el despegueG en este caso del despegue serán de
área
abarcada
tanto
menor
cuanto
maor
sea
la
pendiente
ascensional, en tanto que en la aproximación al aterri:aje, al seguir los aviones la senda de planeo del '", las huellas serán de igual excentricidad.
'as
operaciones
inmediata
al
de
aeronaves
despegue,
en
baja
cotaG
aproximación
al
despegue,
subida
aterri:aje,
son
lógicamente las que más afectan a los niveles de ruido en el entorno
de
los
aeropuertos
:onas
de
sobrevuelo
próximas
a
ellos adacentes.
"i no se hiciese uso del método de la temperatura equivalente, la 3 admite la operación de despegue con un peso en =8 maor 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 empujesG efecto que, combinado con la reducción de empuje, se pone de manifiesto en la figura ??&7=.
2ONI&ICACION DE) TERRENO EN E) ENTORNO DE )OS AEROPUERTOS, E) INDICE NE&.
"i
bien
ha
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 KE3 desarrollado en Estados Cnidos, que tiene en cuenta diversos factores entre los que destacan la corrección del nivel de presión sonora por tono duración de ruido, que hace necesario la utili:ación del E#K' definido por la >/, sobre todo considera la distribución de operaciones las +* horas del día así( periodo diurno de <. a ++. horas periodo nocturno maxime si
de
++.
es de
a
<.
horas,
noche, tiene
más
pues
el
efecto
importancia
repetitivo,
que
el de una
operación aislada, aunque esta sea ruidosa.
'a
constante
+
ha
sido
elegida
de
tal
forma
que
para
+
operaciones durante el periodo diurno el ajuste por n-mero de operaciones sea cero 67 log +;+ % 9
'a constante <= fue fijada para no confundir el índice KE3 con otro índice, utili:ando también en C", de concepción similar, para
que
los
valores
KE3
separadores
de
las
distintas
:onas
resultaran sencillos, especialmente para los KE3 *, ) +.
EK la figura
???&+* se muestra las equivalentes del índice KE3
con otros índices también en uso en diferentes paísesG si bien, como decimos, consideramos el KE3 como el menor definido.
En la figura ???&+= se muestran unos contornos KE3 hipotéticos en un aeropuerto de dos pistas cru:adas, en la 3igura ???&+4 queda reflejada la utili:ación que puede hacerse
del terreno
seg-n la :ona abarcada por los índices KE3 *, ) +, que son los más normales.
'a medición de niveles de ruido de d0 !! definidos seg-n el merican Kational "tandar nstitute en 7@<7, está universalmente aceptada en tanto que corrige el nivel de ruido en función de la frecuencia de emisión, es mu adecuado para medir niveles de presión
sonora
tanto
en
interiores
como
en
exteriores,
como
miras a la protección del oído.
SEIS
&OR'AS
PRACTICAS
PARA
DIS'INUIR
E)
RUIDO
DURANTE
)AS
OPERACIONES EN TIERRA. "on las que se exponen en la figura ???&+< tienen una probada efectividad cua justificación resumimos así(
& El
alejamiento
práctica
más
del
avión,
efectiva
cuando
sea
obviamente
posible,
la
más
es
la
forma
económica.
'a
intensidad sonora disminue con el cuadro de la distancia a la fuente sonora 6el avión9.
TOBERAS TURBOREACTORES DE &UER2A DE REACCI3N ORIENTAB)E "on motores provistos de toberas especiales los cuales permiten dirigir el chorro de escape del gas en diversas direcciones 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 dise2adas estas toberas para aviones tipo "T>' 6"hart TaNe >ff an 'anding9 o aviones de carrera de despegue aterri:aje costos, DT>' 6Dertica "hart TaNe >ff an 'anding9 o aviones de despegue vertical
Cn motor característico para utili:ación en aviones DT>' es el 0ristol "iddele #egasus, que ha sido aplicado al avión QaMNe "iddele
Qarris.
Este
motor
#egasus,
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 utili:an los régimenes ascensionales verticales.
'as dos toberas, orientan el flujo secundario del turborreactor de doble flujo, las dos posteriores, el flujo primario. 'as toberas delanteras, reciben el nombre de toberas frías, las posteriores el de toberas calientes. 'as cuatro toberas están conectadas mecánicamente, giran a simultáneo.
CONTA'INACION A'BIENTA) Supresores De Ruio En )a 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 un aumento específico del combustible como consecuencia del descenso de empuje para el mismo gasto de combustible.
lgunos 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 acelerada el aire en calma exterior.
Cna reducción de ruido de 7+ db aproximadamente puede incurrir en 7,=8 de pérdida de empuje en régimen de despegue, obteniendo una mejora del .)8 en crucero si la tobera es convergente de sección variable.
El efecto del aumento del consumo específico de combustible es aproximadamente
del
78
en
todas
las
gamas
de
la
operación,
debido a las pérdidas por instalaciones fijas.
CAPITU)O I% TURBO (ET, >
también
llamado
turboreactor de flujo -nico o
turboreactor
purro.
El aire que penetra en el motor se le somete a una compresión después turbinas compresor
a
una
para
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
utili:ados
en
forma
exclusiva por la aviación militar pues en I=8 es utili:ada por esta,
un =8 compartido por
la aviación
comercial
que
sólo
utili:a en un 78 de los 4 tipos existentes.
Este motor nos permite la utili:ación de empujes peque2os, no superiores a los += 'b, que comprende el *8 de la familia de turrbojets.
Distintos tipos e turborreactores e 4"u5o 6nico 1e acuerdo con el n-mero de compresores de que van provistos, se clasifican en( turborreactores puros de compresor simple, cuando van dotados de un sólo compresor , en turborreactores puros de compresor
doble,
cuando
van
dotados
de
dos
compresores,
el
segundo en serie con el primero.
Ha sean uno o dos compresores, pueden ser del tipo centrífugo o del tipo axial, habiéndose desarrollado mucho más estos -ltimos , concretamente, los de doble compresor axial, especialmente cuando se desean altos valores de empuje.
'as
configuraciones
de
centrífugos,
fueron
pero
quedaron
pronto
las
turborreactores
inicialmente
relegadas
a
un
de
compresores
utili:adas
en
aviación,
segundo
plano
con
el
desarrollo de los compresores axiales. "in embargo, en el caso de
los
turbohélices,
se
ha
mantenido
durante
configuración del doble compresor centrífugo.
Co#paración turbo (et turrbo &an
tiempo
la
Es
dificil
comparar
dos
motores,
aun
con
la
semejan:a
de
funcionamiento que existe entre los dos tipos que se consideran. #or
lo
general,
dificultades
se
mecánicas,
anali:an del
dos
mismo
motores
dise2o
de
las
mismas
aerodinámico,
con
rendimiento de sus componentes iguales.
Pui:á un método de comparar ambos dise2os para un mismo peso de motor,
de
?D&7 despegue
configuración similar
sea
la
de
considerar
a
la
misma
a
el
temperatura
la
que
mismo de
presenta
empuje
en
combustión,
la
figura
régimen
de
después
reali:ar el cómputo del comportamiento en altura de la siguiente forma(
7. #ara la misma temperatura de combustión. +. #ara el mismo empuje e igual temperatura de combustión ).
#ara
el
mismo
consumo
específico
de
combustible
e
igual
temperatura de combustión.
7. #ara la misma temperatura de combustión resulta.
& Empuje( I8 menor el turborreactor de doble flujo. & /onsumo específico( <8 menor el turborreactor de doble flujo & Jadio de acción( =8 maor el turborreactor de doble flujo.
+A #ara el mismo empuje e igual temperatura de combustión
& /onsumo específico( +8 maor el turborreactor de doble flujo & Jadio de acción( *B=8 maor el turborreactor de doble flujo.
).
#ara
el
mismo
consumo
temperatura de combustión.
específico
de
combustible
e
igual
& Empuje( ))8 mao el turborreactor de doble flujo & Jadio de acción( 48 maor el turborreactor de doble flujo.
demás 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
contraincendios,
que
se
verán
reducidos de peso aproximadamente en un )8 del peso total del motor.
'as
instalaciones
de
refrigeración,
utili:ando
aproximadamente un )B=8 de flujo de aire, también suponen un ahorro del +8 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.
E'PU(E />K/E#T>"
Cn motor de reacción es un sistema propulsivo cuo principio de funcionamiento
está
basado
en
la
aplicación
de
la
"egunda
Tercera 'e de KeMton.
7A 'e de KeMton.& Todo cuerpo permanece en estado de reposo o velocidad
constante
cuando
ninguna fuer:a sobre él.
se
le
deja
libre
sin
que
act-e
+A 'e de KeMton.& El incremento de la cantidad de movimiento es igual a la impulsión de la fuer:a aplicada tiene la misma dirección que aquella.
#uede expresarse también diciendo que la fuer:a total ejercida sobre
un
cuerpo
es
igual
al
producto
de
su
masa
por
la
aceleración.
)A 'e de KeMton.& toda acción de una fuer:a, ha una reacción igual actuando en la misma dirección sentido contrario.
"upongamos
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
admitamos en principio que
a
la
salida,
por
considerar despreciable la cantidad de combustible introducido en relación con la gran cantidad de aire admitido.
"iendo(
De % Delocidad del aire a la entrada Ds % Delocidad del gas a la salida
Jesulta(
/antidad de movimiento a la entrada( m De.
/antidad de movimiento a la salida( mDs
ncremento de la cantidad de movimiento( m6Ds&De9
'a
aplicación
de
la
+da
'e
de
KeMton
nos
proporciona
lo
siguiente( mpulsión de la fuer:a 3 aplicada durante un tiempo t.
3t % m6Ds & De9
Ds&De;t % r 6aceleración9
Ds & De 3 % m &&&&&&&&& % m r t 'a aplicación de la )ra 'e de KeMton nos proporciona( Jeacción o empuje obtenido(
E % & 3
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 de la variación de velocidades entre la entrada salida al motor.
si llamando m al gasto másico de aire por unidad de tiempo, $ al gasto en peso de aire también por unidad del tiempo, el valor absoluto del empuje resulta(
E =
Vs − Ve t
gravedad.
= m( Vs − Ve) =
G g
( Vs − Ve) siendo
g
la
aceleración
de
la
E =
G g
(Vs − Ve )
E'PU(E7 RESISTENCIA TRACCION DE UN 'OTOR DE REACCION 'as
figuras
?D&7
?D&+
representan
en
forma
vectorial
la
división del empuje en empuje de admisión empuje internoG la resistencia en resistencia de admisión resistencia de motor, así como la tracción o propulsión obtenida, resultante de las fuer:as de empuje resistencia.
Ea.
Empuje
de
admisión.
Es
la
resultante
de
las
fuer:as
de
presión fricción en el interior del tubo de corriente entre las secciones 69 de entrada 6e9, que aparece como reacción a
la
fuer:a
resultante
de
la
variación
de
la
cantidad
de
movimiento entre dichas secciones.
Ei.& Empuje interno.& Es la resultante de las fuer:as de presión
fricción en el interior del
motor, entre
las secciones de
entrada 6e9 de salida 6s9, que aparece como reacción a la fuer:a 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.
Ja.& Jesistencia de admisión.& Es la resultante de las fuer:as de presión
fricción en el exterior del
entre la secciones 6o9 de entrada 6e9.
tubo de corriente,
Jm Jesistencia de motor.& Es la resultante de las fuer:as de presión fricción en el exterior del motor.
J Jesistencia total. Es la resistencia suma de las resistencias de admisión motor.
T. Tracción o propulsión. es la resultante del empuje 6fuer:a de reacción
internas9
resistencia
total
6fuer:as
de
acción
externas9
El empuje de un motor de reacción no puede ser locali:ado en ning-n punto particular del mismo. #or lo general, solamente una peque2a 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.
'as 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.
ENER+IA DE )A PROPU)SION POR REACCION En la propulsión por reacción, la distribución de energía se valora considerando ésta la forma siguiente(
& Energía
aplicada
al
motor
6Rc9.
Diene
determinada
por
el
producto del poder calorífico del combustible, la cantidad de combustible suministrada al motor en la unidad de tiempo(
Rc % '. /
&
Empuje
obtenido
6E9.
/onsiderando
expansión
hasta
las
condiciones atmosféricas, hemos visto que tiene por expresión(
$ E % &&& 6Ds & Do9 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
ser
normalmente
mu
peque2a
inferior
a
7;4
respecto
del
prácticamente
aire,
a
que
es
no
incurre
en
se
error, pues en muchos casos parte del aire a comprimido no pasa al proceso de combustión, es utili:ada su energía de forma diversa
,
esta
disminución
en
la
masa
de
aire,
es
contrarrestada por la masa de combustible que se suministra al motor.
& Energía de propulsión 6Rp9. Es la correspondiente al empuje 6E9 a la velocidad de prropulsión Do(
$ Rp % EDo % &&& 6Ds & Do9 Do g &
Energía
mecánica
comunicada
a
la
vena
fluída
6Rv9.
es
la
energía cinética debida al incremento de velocidad de la masa que evoluciona(
7 $ Rv % &&& &&& 6Ds & Do9L
+
g
& Energía mecánica total 6R59. Es la suma de la correspondiente a la propulsión 6Rp9 la que se comunica a la vena fluída 6Rv9 7 $ R5 % Rp O Rv % &&& &&& 6DsL & DoL9 + g 'as 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 de la energía mecánica total obtenida en el motor.
En las expresiones que resultan, se ha incluido la relación $;c representada por r.
RENDI'IENTO DE) 'OTOR Es la relación entre la energía mecánica total obtenida en el motor 6R59 la energía del combustible 6Rc9.
η p =
η p =
Wp WM α
=
G (Vs − Vo)Vo / g G (Vs ² − Vo²) / 2 g
2 Vs 1+ Vo
RENDI'IENTO +)OBA) O 'OTOPROPU)SOR Diene determinado por la relación entre la energía invertida en la
propulsión
6Rp9
combustible 6Rc9.
la
energía
comunicada
cada
c
Fgs,
de
η G =
η G =
Wp Wc
=
G (Vs − Vo)Vo / g LC
(Vs − Vo)Vo / g L / r
RE)ACION ENTRE )OS RENDI'IENTOS E/PRESION SI'P)I&ICADA, 1e
las
expresiones
rendimiento por
el
de
los
global viene
producto
de
rendimientos
determinado
los
resulta
que
el
global viene determinado
rendimientos
del
motor
de
la
propulsión(
η$ % η5 ηp 'a figura ?D&) representa la variación de estos rendimientos con la
velocidad,
propulsión
en
por
donde
puede
turborreactor
observarse puro
puede
que
teóricamente
alcan:ar
la
velocidades
hasta +B= 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.
E&ECTO
DE
)A
A)TURA
DE
%UE)O
EN
)AS
ACTUACIONES
DE
)OS
TURBORREACTORES. /omo se ha visto el rendimiento global depende de dos valores el rendimiento de
la
propulsión
el
rendimiento
motor.
η$ %
ηp . ηm
térmico
o
del
'a altura motiva unos efectos contradictorios en el rendimiento global,
si
bien,
predominan
las
ventajas
sobre
los
inconvenientes.
Dentajas de la altura.
a9
maor
aumentado
altura
pues
la
existiría velocidad
menor del
resistencia
avión,
al
como
avance,
resultado,
aumentará el rendimiento de la propulsión, por consiguiente el rendimiento global.
b9 El incremento de velocidad con la altura hace aumentar la presión dinámica, aumentando la compresión adiabática por lo tanto la energía mecánica total obtenida en el motor, aumentando por lo tanto el rendimiento global.
c9 Ko 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,
con
ello
el
rendimiento de la turbina, obteniéndose un rendimiento global maor.
d9
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 maor rendimiento global.
nconvenientes de la altura
a9 l disminuir la densidad del aire, disminuirá la masa del fluído a través del motor, disminuendo el empuje la energía comunicada al compresor por la turbina.
b9 "i se mantiene el consumo de combustible, al disminuir la densidad del aire aumentará la temperatura de entrada del gas a la turbina, con ello el rendimiento térmico, pero al verse incrementada
la
velocidad
de
salida
de
gases,
disminuirá
el
rendimiento de propulsión.
/on 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,
disminuendo
de
esta
forma
el
incremento
de
la
velocidad de salida.
#or lo expuesto se observa que predominan las ventajas sobre los inconvenientes
,
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. 'a altura máxima de operación del avión se obtendrá igualen
la
máxima
tracción
disponible
con
la
cuando se
resistencia
al
avance del avión.
+ASTO DE AIRE Es la cantidad en peso de aire que atraviesa el motor por unidad de
tiempo.
gramos;seg.
"e
expresa
por
lo
general
en
Fgs;seg.
o
en
El gasto de aire depende de la configuración de las secciones del motor, del rendimiento de los componentes fundamentales, de las J#5, de las condiciones exteriores de altura velocidad.
/uando la expresión alcan:a el valor de la presión atmosférica es decir #s % #o, la velocidad de salida de gases por la tobera
es
subsónica,
el
gasto
viene
determinado
por
la
expresión(
$ % e De #e
en donde #e es la densidad del aire a la entrada al compresor, De es la velocidad del aire a través de la sección de admisión de área e.
#or
cada
Fg,
de
empuje
que
produce
un
turborreactor,
se
necesitan aproximadamente de 7= a += gramos de aire por segundo atravesando el motor, para las velocidades alturas normales de crucero.
%ARIACION DE) +ASTO DE AIRE CON )A %E)OCIDAD )A A)TURA DE %UE)O El
gasto
en
peso
de
aire
aumenta
con
la
velocidad
por
dos
efectosG por una parte aumenta el gasto volumétrico 6De e9 por efecto del aumento de dicha velocidad. #or otra parte aumenta el gasto másivo 6De e #e9, por efecto del aumento de densidad a la entrada del motor, debido a dicha velocidad.
"i 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
maor
para
igual
velocidad,
por
efecto
de
la
disminución de temperatura con la altura.
I'PU)SO "e llama impulso al empuje obtenido por unidad de gasto de aireG esto es(
I =
E G
=
1 g
( Vs − Vo )
El valor del impulso en los turborreactores puros, es del orden de * a 4 seg. >bsérvese que la unidad segundos se deriva de la ecuación de dimensiones de la expresión del impulso.
E6Fgs9 $ 6Fgs;seg
E % &&& $
Fgs E &&&&&&&&&& % &&& seg. Fgs;seg $
g6m;segL9 7 6Ds&Do96m;seg9 % &&& 6Ds & Do9 g
7 &&&&&&&& m;seg. m;segL
7 % &&& 6Ds & Do9seg. g
%ARIACION DE) I'PU)SO CON )A %E)OCIDAD )A A)TURA DE %UE)O
El
impulso
disminue
con
la
velocidad
porque,
si
bien
la
velocidad de salida Ds, aumenta con la velocidad, es maor la disminución de la diferencia Ds & Do.
/onsiderando
la
altura
de
vuelo,
el
impulso
para
una
misma
velocidad es maor, pues la velocidad de salida Ds es también maor.
%ARIACION DE) E'PU(E CON )A %E)OCIDAD )A A)TURA DE %UE)O "e deduce de la variación del gasto de aire de la variación del impulso. En efecto(
$ 7 E % &&&6Ds & Do9 % $. &&& 6Ds & Do9 % $. g g Teniendo en cuenta las representaciones gráficas del gasto de aire del impulso
& El impulso disminue con la velocidad.
& El gasto aumenta con la velocidad.
Qasta
determinada
velocidad,
el
descenso
del
impulso
es
mas
acusado que el aumento de gasto, ocurriendo una disminución del empuje.
En la :ona de bajas velocidades, el empuje disminue al aumentar la velocidad. Esto ocurre en la gama de velocidades en que es maor la disminución del impulso que el aumento del gasto de aireG no obstante, alcan:ando un empuje Em a una determinada
velocidad Dm, del empuje, ocurrido esto hasta una velocidad D5 en que se alcan:a el máximo de empuje E5. partir de D5, el empuje disminue
definitivamente hasta anularse teóricamente,
cuando la velocidad de vuelo Do es igual a la salida de gases Ds.
/on
la
altura
ocurre
los
mismo,
pero
a
valores
de
empuje
menores, pues el empuje disminue con la altura por la menor densidad del aire admitido en el motor, los mínimos máximos de empuje Em
E5 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 +B= al )8 por cada 7. pies.
%ARIACION DE) E'PU(E CON )AS RP' DE) 'OTOR "e han anali:ado hasta aquí, las variaciones del empuje con la velocidad la altura de vuelo, se ha expuesto, como estas variaciones se corresponde con las propiedades físicas del aire( presión, densidad temperatura.
En efecto la masa de aire que penetra en el motor es función principal
de
las
J#5
estas
a
su
ve:,
de
la
cantidad
de
combustible suministrado. 'a función de la unidad de control de combustible es regular las J#5 el consumo de combustibles, en el sentido de que se obtenga un maor rempuje cuando maores sean
dichos factores, hasta aquellos valores
que no supongan
respectivamente sobrevelocidad del rotor ni alta temperatura en las turbinas.
'a figura ?D&* indica el efecto de las J#5 en el gasto de aire $ en el empuje obtenido E. #uede observarse que, en tanto la variación del gasto de aire es prácticamente lineal con las J#5, no ocurre así con el empuje, pues éste depende además de la aceleración a que se somete al gasto de aire, que es función de las presiones en el turborreactor, temperatura flujo de combustible, por
lo que
la variación
del
empuje con
las
J#5
resulta de variación más compleja que el gasto de aire.
IN&)UENCIA DE )A TE'PERATURA A'BIENTE EN E) E'PU(E 'os
motores
temperatura
de en
reacción una
maor
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.
'as 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 maor disminución del empuje.
El aumento
de temperatura
tiene
un efecto similar
al de una
disminución de presión( el avión el motor reaccionan de forma similar, esto es, como si volarán a una maor altura.
El
empuje
decrece
al
aumentar
la
temperatura,
si
bien
la
distancia específica para una determinada presión de altitud
n-mero de 5ach, aumenta. Esta mejora en el vuelo de crucero es aplicable hasta aquellos valores en que la resistencia al avance se
mantiene
sin
elevarse
br-scamente,
por
la
elevación
del
n-mero de 5ach
E&ECTO DE )A 8U'EDAD EN E) E'PU(E 'os 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
motor,
explosión
afecta
en
tanto
que
en
a
la
también
el
motor
relación
combustible;aire que para los grandes valores del turborreactor es factor despreciable.
Ko obstante la relación de cantidad de aire seco a saturado, en una amplia gama de temperatura de 7=A a )=A/, motiva un descenso en
el
empuje
aproximadamente
del
7B=8
#uesto
que
la
humedad
relativa normal oscila del =8 al 78, las actuaciones del despegue, que pudieran ser las más afectadas, se fijan al I8 de la humedad relativa, no se requiere ninguna corrección por este motivo.
"e suponen condiciones estándar de humedad, las correspondientes a 7=A / I8 de humedad relativa, equivalente a 7 mm. Qg de tensión de vapor.
El empuje del motor no acusa ning-n efecto adverso debido a la lluvia, nieve o grani:o, si bien en tales casos debe aumentarse el
empuje
previamente
seleccionado,
pues
disminuirá