Embed Size (px)
DESCRIPTION
Autor: Pau Gimeno Mañé | Tutora: Maria Pilar Ricol | Tema: Tecnologia
Citation preview
Treball de recerca
EL MOTOR A REACCIÓ
Autor: Pau Gimeno Mañé Dirigit per M. Pilar Ricol
2n de Batxillerat 3 IES Montserrat
6/11/2013
2
Taula de continguts
1. Introducció ..................................................................................................................................4
2. Agraïments ..................................................................................................................................4
3. Breu història i evolució del Motor a reacció .........................................................................5
3.1. Inicis ......................................................................................................................................5
3.2. Desenvolupament al llarg dels anys ...............................................................................5
3.3. Ruptura de la velocitat del so...........................................................................................6
3.4. Nous dissenys .....................................................................................................................7
4. Introducció al motor a reacció .................................................................................................8
4.1. Funcionament......................................................................................................................8
4.2. Parts d'un motor a reacció ................................................................................................8
4.2.1. Entrada de l'aire ..........................................................................................................8
4.2.2. Compressor .................................................................................................................9
4.2.3. Cambra de combustió .............................................................................................. 10
4.2.4. Turbina ........................................................................................................................ 11
4.2.5. Tubera d'escapament ............................................................................................... 12
4.3. Reversa ............................................................................................................................... 12
5. Tipus de motors........................................................................................................................ 13
5.1. Termoreactor ..................................................................................................................... 13
5.2. Turboreactor ...................................................................................................................... 14
5.3. Turbofan ............................................................................................................................. 15
5.4. Turbohèlix .......................................................................................................................... 15
5.5. Propfan ............................................................................................................................... 16
6. Comercialitzadors principals ................................................................................................. 16
6.1. Rolls Royce ........................................................................................................................ 16
3
6.2. General Electric................................................................................................................. 16
7. Funcionament avançat ............................................................................................................ 17
7.1. Impuls ................................................................................................................................. 17
7.1.1. Tercera Llei de Newton ............................................................................................ 17
7.1.2. Bernoulli ..................................................................................................................... 17
7.2. Rendiment .......................................................................................................................... 18
7.3. Potència .............................................................................................................................. 19
7.4. N1, N2, Sistema d’oli i EGT ............................................................................................. 19
8. Mecanismes de control d'un motor a reacció..................................................................... 20
8.1. Palanca de Potència ......................................................................................................... 20
8.2. Cowl Flaps ......................................................................................................................... 21
8.3. Postcombustió .................................................................................................................. 22
9. Combustible i el seu sistema ................................................................................................. 23
10. Procediment d’encesa d'un avió comercial .................................................................... 25
11. Experiment pràctic ............................................................................................................... 26
12. Conclusions .......................................................................................................................... 33
13. Documentació ....................................................................................................................... 34
13.1. Bibliografia ..................................................................................................................... 34
13.2. Biografies ....................................................................................................................... 35
13.3. Annex .............................................................................................................................. 36
4
1. Introducció
El fet d’estudiar els motors de reacció en el treball de recerca ha estat motivat en
primer lloc perquè és un tema relacionat amb la carrera que m'agradaria fer en el
futur i, en segon lloc, perquè és un aspecte de l'aviació conegut generalment però
que ningú s'atura a pensar a fons.
L'origen del tema, com he esmentat abans, és el fet que vull fer la carrera d’ATPL
(Pilot de Transport de Línies Aèries); des de fa uns 5 anys que vaig començar amb
un senzill simulador de vol i em vaig anar aficionant a l'aviació fins a tal punt que en
el futur m'agradaria dedicar-m’hi professionalment. L'únic i gran inconvenient de la
carrera és l'elevat cost d'aquesta. A part, en aquests moments de recessió, és molt
difícil trobar feina en aquest àmbit, per aquest motiu estic buscant alternatives.
En aquest treball, he volgut especialitzar-me en aspectes bastant tècnics sobre el
motor a reacció; en primer lloc, hi ha una breu història sobre els inicis dels motors a
reacció, després, són introduïdes algunes lleis físiques necessàries per a entendre
el funcionament del motor, més endavant trobem les parts d'un motor a reacció, els
seus tipus i els comercialitzadors. Finalment, hi ha explicacions més avançades del
motor a reacció i les seves funcions.
Per a fer una petita pràctica he utilitzat un simulador de la N.A.S.A. que m’ha ajudat
a comprendre el funcionament de diferent tipus de motors.
2. Agraïments
Dono gràcies a la meva tutora per haver-me ajudat a realitzar aquest treball, per les
seves recomanacions oportunes per a complementar el mateix. També agraeixo als
meus pares i amics per l’ajuda en alguns aspectes concrets del treball.
5
3. Breu història i evolució del Motor a reacció
3.1. Inicis
A principis del primer segle DC va sorgir la primera màquina
tèrmica relacionada amb un motor a reacció: la eolípila,
inventada per Heró d’Alexandria, un inventor grec. La
eolípila funcionava de la següent manera: s’escalfava aire
dins d’una cambra amb dos tubs curvilinis per on el vapor
era expulsat com podem observar a la imatge. Aquest
enginy s’utilitzava com un joc fins que més endavant es va
estudiar profundament.
Al cap de deu segles el xinesos van aplicar la propulsió a raig
al coet, el qual va ser creat per a fer focs artificials. El problema d’aquests coets era
que tenien un baix rendiment per a ser aplicats a l’aviació.
3.2. Desenvolupament al llarg dels anys
Des de l’aparició de l’aviació i
fins a la dècada dels anys 30, la
gran majoria d’avions eren
propulsats per hèlix.
Fins a la dècada dels anys 30 el
motor de combustió interna va
ser l’únic que s’utilitzava per a
dissenyar avions, i degut a la
manca de coneixements físics,
les pales d’aquests motors no
podien sobrepassar la velocitat
del so. La necessitat de motors que arribessin a velocitats més altes, amb més
rendiment i per tant amb menys consum va ser el motiu per al desenvolupament del
motor a reacció. La clau per a un reactor útil va ser la turbina de gas, que extreia
energia per a impulsar el compressor des del motor.
Fig. 3.2. Un dels primers avions a reacció de la U.S.A.F
Fig. 3.1. Eolípila
6
Hans von Ohain i Frank Whittle són considerats els inventors del motor a reacció, tot
i que els dos treballaven per separat. Ohain va ser el primer en dissenyar un
turboreactor i Whittle el va patentar el 1936. Tot i això, Ohain va dissenyar un motor
amb hidrogen com a combustible, que es va equipar l’He 178, el primer avió a
reacció, que va volar per primera vegada el 27 d’agost del 1939, a l’aeròdrom de
Marienehe, Alemanya.
3.3. Ruptura de la velocitat del so
Inicialment es pensava que la resistència que
oferia l’aire a l’avió creixia exponencialment a
mesura que s’incrementava la velocitat, i per
tant, no es podria aconseguir sobrepassar la
velocitat del so per molt que s’augmentés la
potència del motor. Tanmateix, Ernst Mach va dir
que a partir de cert punt la resistència ja no
augmentava més, de manera que només calia
augmentar en certa manera la potència de l’avió en qüestió i reduir al màxim la seva
resistència paràsita (resistència creada per les parts immòbils com ara el fuselatge).
Contràriament al que es podria pensar, el primer intent per creuar l’oceà Atlàntic fou
un vol des dels E.E.U.U. fins a Portugal, passant per les Azores i posteriorment al
Regne Unit, es va fer amb un avió impulsat per hèlices.
Fig. 3.4. NC-4, primera aeronau en creuar l’Atlàntic
Fig. 3.3. Bell X-1
7
Més endavant es van obrir rutes per a
transport de correus entre Sud-Amèrica,
Àfrica, Nord Amèrica i Europa, però es feien
amb zepelins la qual cosa implicava un
temps de vol de 4 dies o més. Les
aerolínies alemanyes van ser les primeres
en introduir vols comercials amb motors a
reacció per a creuar l’Àtlantic. L’avió que
acostumava a fer aquest tipus de vols i que
va ser retirat del servei era el Concorde (El seu últim vol va ser el 26 de novembre
del 2003).
3.4. Nous dissenys
Actualment, l’Scramjet i el
Motor de detonació per
impulsos són els més
avançats i els que donen el
màxim rendiment. Amb
aquests motors es pot
aconseguir sense cap
problema velocitats de 8 a
15 vegades més grans que la velocitat del so, tot i això, a velocitats tant altes el
consum de combustible és molt elevat. L’objectiu dels enginyers d’avui dia és crear
motors per a l’aviació comercial que tinguin molt rendiment, poc consum i que pesin
poc (cosa que afecta en el consum). A part d’aquest factors, la reducció del soroll
ambiental és un altre factor que ja s’ha millorat. Els nous avions que han sortit al
mercat fan molt menys soroll gràcies a nous materials utilitzats i noves tècniques de
construcció.
Fig. 3.5. El Concorde
Fig. 3.6. Concepte de motor Scramjet
8
4. Introducció al motor a reacció
4.1. Funcionament
Un motor a reacció funciona de tal manera que al produir-se una combustió de una
mescla de combustible i aire, els gasos resultants empenyin l’avió a causa de la 3a
llei de Newton, explicada amb detall més endavant (veure 7.1.1, pàgina 17).
4.2. Parts d'un motor a reacció
En aquest apartat veurem totes les
parts importants d’una turbina;
començarem per l’entrada d’aire, a la
part més davantera del motor, i
acabarem amb la tubera
d’escapament al final d’aquest:
4.2.1. Entrada de l'aire
És la primera gran hèlix que trobem a
l’entrada. La seva funció és la
d’introduir l’aire de l’exterior i passar-
lo al compressor. La quantitat d’aire
que entri al motor dependrà de factors
com la velocitat, l’altitud, i la pressió
atmosfèrica.
Fig. 4.2. Entrada d’aire
Fig. 4.1. Parts bàsiques d’un
motor a reacció
9
Per obtenir un motor més eficient aquesta hèlix ha de ser el més gran i lleugera
possible, tot i això també ha de ser capaç de resistir tot tipus d’inconvenients com
pluja, vent, impactes de petites pedres, ocells, etc; de manera que s’utilitzen àleps
de titani per aconseguir aquestes qualitats.
Informació sobre els àleps que utilitza Rolls- Royce
(per a més informació veure 6.2, pàgina 16):
Aquests àleps de titani han d’aguantar des de
temperatures que trobaríem en un desert fins a -50ºC.
Giren a una velocitat de 3300 revolucions per minut.
S’utilitza un aliatge de Titani anomenat Tiatni 6/4, ja
que conté gran part de titani però també algunes part
d’alumini, oxigen, vanadi i ferro. Altres materials
s’estan investigant per a fer els materials menys pesants.
4.2.2. Compressor
El compressor és un seguit de discos amb àleps petits i junts que s’encarreguen de
comprimir l’aire fins a 50 vegades el seu volum original i introduir-lo a la cambra de
combustió.
Està compost per alguns àleps
fixos i d’altres de mòbils. Els mòbils
ajuden a moure l’aire en un flux cap
a la part posterior del motor, per
altra banda, els fixos divideixen els
fluxos d’aire i els orienten perquè
passin al següents àleps mòbils
amb l’angle correcte. L’aire en
aquesta zona del motor pot arribar
als 700ºC només pel simple fet de
comprimir-lo i hem de pensar que
després, part d’aquest aire, servirà per refrigerar algunes parts del motor. Així que
no cal tenir gaire imaginació per a constatar que les temperatures a les quals
Fig. 4.4. Compressor
Fig. 4.3. Àlep de titani 6/4
10
arribarà el motor en ple funcionament seran molt altes si l’aire que refrigera ho fa a
uns 700ºC.
Material utilitzat per Rolls-Royce en la seva fabricació:
Els àleps d’un compressor necessiten ser molt resistents
per suportar l’estrés que comporta comprimir aire a
10.000 rpm. Un aliatge de Níquel ens dóna les
característiques perfectes ja que no es corromp amb el temps.
4.2.3. Cambra de combustió
Un cop comprimit part de l’aire, passa a un lloc
relativament petit que permet cremar el
combustible aïlladament envoltat per petites
entrades d’aire als voltants de la cambra.
Aquest disseny permet mantenir la “flama”
encesa en tot moment malgrat el gran corrent
d’aire i fins i tot en tempestes on hi pot haver
aigua dins del motor.
Per altra banda, a l’entrada de la cambra l’aire
es divideix per dos cavitats.
wEl flux primari s’introdueix en uns tubs on s’injecta el combustible amb un
vaporitzador a través d’una
bugia on s’inflama la mescla i
arriba a temperatures de fins a
2100ºC. Amb aquesta
temperatura els materials dels
que estan fets els àleps de la
turbina es fondrien, per això, el
flux secundari va per entre mig
dels tubs on s’injecta el
combustible i refrigera el seu
material.
Fig. 4.7. Esquema de la cambra de combustió
Fig. 4.6. Cambra de combustió
Fig. 4.5. Àlep del compressor
11
La mescla d’aire-combustible és regulada en tot moment per a reduir les emissions i
mantenir el màxim rendiment del motor.
Al final de la cambra els dos fluxos es troben i el secundari refrigera el primari fins
als 1000ºC.
Les temperatures són molt importants: si són molt baixes es pot produir fum, però si
són molt altes es pot produir òxids de nitrogen, contaminants per a l’atmosfera per
això aquesta és la part més important i difícil de dissenyar.
4.2.4. Turbina
Quan la mescla cremada
d’aire-combustible surt de la
cambra de combustió a alta
temperatura, passa a través
de la turbina i la fa girar.
Una turbina és un element
rotatiu al que fa girar un
agent exterior (en aquest cas
l’aire al passar pel seu
interior) produeix un treball.
Els àleps de la turbina estan
posats en un disc que va
connectat al compressor i a un generador elèctric mitjançant un eix solidari. Aquest
generador elèctric subministra energia a qualsevol sistema de l’avió.
Actualment es fan avions amb fins a tres turbines diferents, i per tant eixos i
velocitats de rotació diferents. Aquest mètode n’augmenta el rendiment i per tant es
poden fer motors més reduïts.
En definitiva, la turbina és el compressor l’inrevés. L’aire, ja amb pressió, passa a
través d’aquesta i la fa girar de tal manera que pot fins i tot fer funcionar un hèlix.
Fig. 4.8. Turbina solidaria a un eix
12
4.2.5. Tubera d'escapament
Després de passar per la turbina els gasos són
expulsats per la tubera. Tot i haver perdut molta
energia al fer girar la turbina, aquests gasos surten
amb suficient velocitat com per crear la força de
reacció que mourà l’avió. Dita tubera acostuma a
tenir una forma cònica de manera que a mesura
que la part posterior té un diàmetre menor per
augmentar la velocitat de l’aire de sortida (veure
efecte Venturi, apartat 7.1.2, pàgina 17).
4.3. Reversa
Els frens dels avions moderns són poderosos i eficients, però en una pista amb
males condicions, com per exemple amb gel o aigua, la seva efectivitat es pot veure
reduïda per causa de la pèrdua d’adherència entre la goma del tren d’aterratge i els
pneumàtics.
En un avió a reacció el mètode més utilitzat actualment és revertir la direcció del flux
de gasos del motor (no es reverteix completament així que podríem dir que es
desvia; es pot desviar fins a un màxim de 135º) mitjançant uns alerons o flaps.
Depenent del tipus de motor trobarem un sistema o un altre:
En un motor d’un únic flux podem trobar dos maneres d’aplicar la reversa:
o Mitjançant unes comportes que desviïn el flux de gasos abans de sortir
del motor
Fig. 4.9. Tubera
d’escapament
Fig. 4.10. Reversa interior
13
o Mitjançant unes comportes que desviïn el flux de gasos un cop ja fora del
motor
En un motor de doble flux es desvia la direcció del flux secundari (veure 4.2.3,
pàgina 10)
5. Tipus de motors
5.1. Termoreactor
El Termoreactor va ser l’intent al que s’assembla més a un motor a reacció. Es
tracta d’un motor de combustió interna, té dues funcions (en alguns només la de fer
funcionar el termoreactor): en primer lloc, i com en qualsevol altre avió que té per
propulsió una hèlix, aquest motor crea una energia cinètica circular capaç de fer
moure l’hèlix que propulsarà l’avió. En segon lloc, gràcies al mateix eix que mou
Fig. 4.11. Reversa exterior
Fig. 4.12. Reversa del flux secundari
14
l’hèlix, un compressor connectat augmenta la pressió d’aire que entra per la part
davantera de l’aeronau amb el qual posteriorment es farà la combustió.
Gràcies a això, va representar una millora als avions impulsats únicament per hèlix.
5.2. Turboreactor
El Turboreactor és el primer que és considerat un motor a reacció. El concepte va
ser desenvolupat de manera independent per dos enginyers, Frank Whittle al Regne
Unit i Hans von Ohain a Alemanya. El podem dividir en dos seccions: la part freda
on tenim l’entrada d’aire i el compressor, format per compressors axials i centrífugs
que comprimeixen l’aire a entre 4 i 32 atmosferes de pressió. Posteriorment, tenim
la cambra de combustió on la mescla aire-combustible és cremat i s’expandeix a la
turbina.
Fig. 5.1. Esquema del termoreactor
Fig. 5.2. Esquema del turboreactor
15
5.3. Turbofan
El Turbofan és el motor a reacció que
va succeir al Turboreactor i el més
utilitzat en l’aviació actualment.
També se’l coneix com a turboreactor
de doble flux, ja que, el seu
funcionament és semblant al
Turboreactor, tot i que el flux d’aire
es divideix en dos camins; ambdós
fluxos comencen en un ventilador
gran i característic dels avions que
volen avui en dia.
Una petita part de l’aire entra i passa pels mateixos components que el turboreactor.
El flux secundari és parcialment comprimit i passa concèntricament al voltant del
primari.
Aquest mètode redueix el soroll ambiental i fa el motor més econòmic ja que és
aerodinàmicament més eficient tenir molt aire movent-se relativament lent que tenir
poc aire movent-se relativament ràpid.
A altes velocitats és necessari tenir una petita quantitat d’aire movent-se
ràpidament, per això el turboreactor es fa servir per a vols supersònics mentre que
el turbofan es fa servir per a vols subsònics.
5.4. Turbohèlix
Tot i que el Turbohèlix no
l’identificaríem visualment com a un
motor a reacció, per dins si que ho
és. Encara que l’experiència sigui
d’una hèlix normal i corrent un
sistema basat normalment en el
turboreactor, aprofita l’energia dels
gasos expandits i una turbina extra per a moure l’hèlix i produir empenta. S’ha
comprovat que un hèlix és bastant eficient i no produeix molt soroll ambiental.
Fig. 5.3. Esquema del turbofan
Fig. 5.4. Esquema del turbohèlix
16
5.5. Propfan
Tot i ser molt semblant al Turbohèlix i al
Turbofan, el Propfan n’és lleugerament
diferent.
Col·locats fora de la carcassa del motor hi
ha uns àleps que giren en el mateix eix que
el compressor.
Està dissenyat per a tenir el consum d’un
Turbohèlix però per donar la potència d’un
Turbofan. Tot i això té altres problemes com la resistència a l’aire o la creació de
glaç.
6. Comercialitzadors principals
6.1. Rolls Royce
Rolls-Royce és un grup de companyies totes derivades de la companyia britànica
(actualment alemana) fundada per Charles Stewart Rolls i Henry Royce el 1906. Es
divideixen en tres subcompanyies que fabriquen automòbils i turbines per a l’aviació.
La passada dècada Rolls-Royce va transformar els seus negocis i actualment està
venent a escala global. Compten amb més de 13.500 enginyers arreu del món.
Les seves inversions en recerca i tecnologia han aconseguit incrementar el
rendiment respecte les emissions contaminants dels seus productes.
6.2. General Electric
General Electric (GE) és una de les altres companyies molt conegudes en l’àmbit
dels motors a reacció. Va ser fundada el 1892 a Nova York i actualment té la seu a
Fairfiel, Connectius, Estats Units.
Algunes de les seves tecnologies més avançades han estat implantades en els
avions més recents, amb la qual cosa s’ha reduït el soroll dels motors i el consum de
combustible.
Fig. 5.5. Avió equipat amb propfan
17
7. Funcionament avançat
7.1. Impuls
L’impuls és una magnitud vectorial, producte de la força per l’interval de temps en
què aquesta força actúa.
En aquest treball, com és lògic, parlaré sobre l’impuls generat per un motor a
reacció.
L’impuls en un motor de reacció es calcula efectuant el producte de la massa d’aire
per la velocitat d’expulsió de dita massa. Tot i això, la massa d’aire crea una
resistència a l’entrada del motor, la qual cosa disminueix el seu rendiment.
A part d’aquesta teoria, hi ha fórmules complexes les quals no entren en aquest
apartat ja que relacionen altres magnituds físiques com ara el cabal màssic de l’aire
o la velocitat d’avançament de l’aeronau.
7.1.1. Tercera Llei de Newton
La tercera llei de Newton o “Principi d’acció i
reacció” estipula que sempre que un cos
exerceix una força sobre un altre, el segon
exerceix sobre el primer una altra força del
mateix mòdul i direcció però de sentit
contrari.
Quan un motor a reacció expulsa els gasos ho
fa en direcció contrària al moviment, ja que segons aquesta llei la reacció de la
expansió d’aquests gasos impulsarà l’avió cap endavant amb el mateix mòdul de
força.
7.1.2. Bernoulli
Tot i que la teoria més coneguda de Bernoulli és el seu principi sobre la mecànica
de fluids en aquest treball no parlarem de la sustentació sinó de “l’Efecte Venturi”
que també va postular Bernoulli i diu així: “Quan les partícules d’un fluid passen per
un estrenyiment augmenten la seva velocitat.
Fig. 7.1. 3a Llei de Newton
18
Aquest efecte s’ha aplicat, bàsicament, a la zona d’expulsió de gasos, on,
lògicament, interessa augmentar la velocitat. Una altra aplicació més coneguda
s’aplica en la creació de perfils alars, fet que produeix la sustentació en les ales de
l’avió.
7.2. Rendiment
Per començar, el rendiment d’un motor a reacció és reduït per la fricció amb l’aire
del mateix. Després, cada component de dins del motor també crea resistència al
pas de l’aire. Per exemple en un coet no hi ha entrada d’aire, el combustible i
l’oxidant són a l’interior de l’estructura, de manera que el rendiment és més elevat ja
que no hi ha la resistència, comentada al principi de l’apartat.
La fórmula per calcular el rendiment (propulsiu) és la següent:
On Pp és la potència propulsiva (explicada a l’apartat 7.3, pàgina 19) i ∆Ec és
l’increment d’energia cinètica que el motor transmet a l’atmosfera.
Fig. 7.2. Principi de Venturi
19
7.3. Potència
La potència propulsiva que genera un motor a reacció es pot calcular amb llargues
fórmules compostes per moltes variables, tot i això es pot reduïr a aquesta simple
explicació:
On T és l’impuls i Ve la velocitat inicial de l’aeronau.
7.4. N1, N2, Sistema d’oli i EGT
De N1 i N2 se’n parla normalment en
els tipus de motor Turbofan ja que
tenen dos eixos independents (blau és
l’eix de baixa pressió i groc el d’alta
pressió) en el seu interior.
Com podem observar en la següent
imatge, N1 és la velocitat de l’eix que
porta el ventilador del davant, el
compressor de baixa pressió i la turbina
de baixa pressió. En canvi l’N2 és la velocitat de l’eix que porta el compressor d’alta
pressió (abans de la cambra de combustió) i la turbina d’alta pressió.
Aquestes dues velocitats són importants durant el vol ja que l’N1 ens dóna
informació sobre la potència que ens donarà el motor i l’N2 ens serveix durant el
procediment d’encesa per a determinar la velocitat de la turbina on s’injecta aire
(explicat detalladament a l’apartat 10, pàgina 25) i s’expressen en tant per cent,
normalment:
Fig. 7.3. Esquema d’eixos
Fig. 7.4.
Paràmetres en la
cabina
20
Els sistemes d’oli dels motors a reacció actuals estan compostos per: un tanc d’oli,
una bomba a pressió, filtres, refrigeradors i bombes de succió. Aquest sistema té la
funció de lubricar i refrigerar algunes parts mòbils del motor, dóna energia hidràulica
a alguns sistemes auxiliars i neteja el motor de partícules contaminants que podrien
malmetre algunes parts del mateix.
EGT és l’abreviació de Exhaust gas temperature, o Temperatura dels gasos de
sortida.
8. Mecanismes de control d'un motor a reacció
8.1. Palanca de Potència
Com diu el nom, és una palanca situada entre els dos pilots dins la cabina de l’avió
que permet ajustar la potència dels motors desitjada pel pilot.
Cada fabricant d’avió en té un disseny diferent, aquí mostrem els més coneguts:
Boeing 737-800 NG
Boeing 747-400
Fig. 8.1. Palanca d’un Boeing 737-800
Fig. 8.2. Palanca d’un Boeing 747-400
21
Airbus 380-800
El mecanisme de la reversa (veure 4.3, pàgina 12) també té unes palanques
especials situades en un lloc fàcil d’utilitzar un cop l’avió acaba de tocar terra durant
la fase d’aterratge:
8.2. Cowl Flaps
Cowl Flaps són unes obertures situades a llocs
estratègics (depèn del fabricant) del motor que
s’utilitzen per a controlar el flux d’aire que té
com objectiu refrigerar el motor. Aquest flux
s’ha d’ajustar depenent de l’altura, la pressió, la
densitat d’altitud i recordant sempre que és una
Fig. 8.3. Palanca d’un Airbus A380-800
Fig. 8.4. Palanca de reverses
Fig. 8.5. Obertures de refrigeració
22
superfície que s’obrirà i per tant crearà resistència. Aquí en podem veure un
exemple d’un model antic, per veure el concepte:
8.3. Postcombustió
La postcombustió és un procés utilitzat per a incrementar notablement la potència
d’un motor a reacció. Es basa en el disseny d’un turboreactor, o turbofan però
afegint-li, després de la tovera (de manera que deixa de ser tovera), una zona
d’injecció on s’injecta combustible. Per tant, tenim una segona combustió que ens
proporciona un impuls major.
Ja que el consum de combustible és considerable durant la postcombustió, només
s’utilitza en algunes fases d’un vol (cal destacar que normalment s’aplica en avions
militars per a poder efectuar algunes maniobres que requereixen més potència que
la que pot donar un turboreactor normal) com en l’enlairament o en un ascens quasi
vertical, on necessitarem molta potència.
Fig. 8.6. F18 en un enlairament amb postcombustió
23
9. Combustible i el seu sistema
Per l’estudi dels combustibles aplicats a una turbina de gas en la indústria aèria
s’han de tenir en compte els tipus de propietats químiques i físiques. Las físiques
són: la volatilitat, el grau d’atomització i la viscositat. Les químiques són: l’estabilitat,
l’acció corrosiva i la formació de residus.
En un principi els constructors de motors a reacció creien que podien utilitzar
qualsevol classe de combustible. Els britànics van començar amb un querosè
clàssic amb una temperatura de congelació de -40ºC. La marina nord-americana va
començar utilitzant gasolina la qual creava grans problemes de corrosió i volatilitat
degut al seu plom.
La primera especificació nord-americana va ser la JP-1 (1944). Posteriorment es va
desenvolupar el JP-3 i el JP-4 fins a arribar al querosè més utilitzat avui en dia: el
JET-A-1 ( punt de congelació: -50ºC, punt d’inflamació 38ºC, poder calorífic: 10200
kCal/kg).
Els combustibles més innovadors i recents són el JP-5, 6 i 7 amb unes condicions
de volatilitat més bones per a vols a grans velocitats com a Mach 2 (dues vegades la
velocitat del so).
El sistema de combustible és el més complicat després de l’hidràulic. Degut a la
seva complexitat, serà explicat en aquest treball de forma esquemàtica per a
millorar-ne la seva comprensió:
Aquest és l’esquema bàsic d’un sistema de combustible d’un Boeing B737-300/400
(situat a la pàgina següent). A la part de dalt de l’esquema tenim el panell de
combustible que trobaríem a la cabina de l’avió. Aquest panell està directament
relacionat amb el diagrama de baix en el qual podem identificar sis bombes de
combustible (les rodones amb els punts negres al mig; dos a cada ala i dos al tanc
central).
24
Des de el panell de la cabina podem observar la temperatura del combustible
(mesurada per un sensor a la part posterior de l’ala), podem seleccionar la posició
de cadascuna de les sis bombes i podem comprovar si hi ha pressió o no (indicador
de sobre de cada interruptor on hi diu “low pressure”). A més a més, hi ha un últim
interruptor circular (fletxa lila) que permet transferir combustible d’un tanc a un altre
per dins del sistema; disposa d’una vàlvula per a notificar la seva obertura (fletxa
verda).
Fig. 9.1. Esquema d’un sistema de combustible
25
10. Procediment d’encesa d'un avió comercial
Mentrestant un motor està encès l’aire que
passa per la turbina, quasi a la sortida del
motor, fa girar un eix solidari que manté el
compressor girant en tot moment.
Però quan un motor està aturat, com ho
fem perquè tots els components comencin
a girar per produir la primera explosió i
començar el cicle?
El sistema més utilitzat en els avions comercials d’avui en dia es basa en
l’introducció d’aire a la turbina a través d’una unitat auxiliar ja sigui “portàtil” (APU) o
situada al terra.
APU son les inicials de Auxiliary Power Unit, situada a la part posterior de la cua de
l’avió. És una petita turbina, encesa elèctricament, que comprimeix aire per
posteriorment portar-lo al motor. Aquesta turbina pesa un 75% menys que un
sistema d’encesa elèctric complet.
Un cop s’ha introduït suficient aire
comprimit i el compressor ja està quasi en
funcionament, des de la cabina, s’injecta
el combustible, el qual crema i comença el
procés.
Cal remarcar que l’APU necessita una
bomba de combustible encesa, tot i que ja
en posseeix una pròpia.
Després, també es pot realitzar el mateix
procediment citat amb l’APU però amb una
unitat de terra que subministri aire comprimit a través d’un conducte dins al sistema
d’aire i refrigeració de l’avió; o en cas de que l’avió tingui més d’un motor, l’aire es
pot desviar, d’un motor en funcionament a l’altre que volem posar en marxa.
Fig. 10.1. Motor en procés d’encesa
Fig. 10.2. APU
26
11. Experiment pràctic
Per a fer una petita pràctica he utilitzat un simulador virtual de la N.A.S.A. penjat a
Internet. En aquest simulador se li poden introduir diferents variables que explicaré a
continuació:
Velocitat (“Speed-mph”): està indicada en mph (milles per hora).
Altitud (“Altitude-ft”): l’altitud a la qual es troba el motor expressada en peus.
Potència (“Throttle”): la potència del motor en el moment de la simulació.
Per a experimentar amb el simulador, observarem dos gràfics diferents, amb dos
motors diferents i a dos ajustos d’altura i velocitat convenients per a dos vols
diferents.
El primer motor serà un turboreactor (en anglès turbojet) amb el qual volarem a
15.000 peus (uns 4.500 metres) d’altura, a la que volaríem aproximadament en un
vol de Barcelona a Palma de Mallorca i després a 30.000 peus, un vol de Barcelona
a Roma.
Comencem amb el primer vol a Palma i tenim la palanca de potència al màxim.
Obtenim aquesta taula amb molts paràmetres:
D’aquí només cal comentar els dos primers
paràmetres que són la potència del motor
neta ( 20,248N) i el consum de combustible
(2045 kg/hr); tenint en compte que
posaríem uns 4500 kg de combustible per
al vol i el vol dura aproximadament una
hora, els resultats són creïbles.
El pes del motor és invariable: 2197N
Fig. 11.1.
27
Si ara mirem la primera gràfica de pressió obtindrem això:
Els números de l’eix de les abscisses estan relacionats amb el dibuix del
turboreactor de la dreta del gràfic. A l’eix de les ordenades disposem de la pressió
en quilo Pascals.
Podem observar que l’aire comença a augmentar la seva pressió progressivament al
compressor (entre el 2 i el 3) i arriba al seu límit quan passa a la cambra de
combustió (entre 3 i 4). La turbina treu quasi la meitat de la pressió (entre 4 i 5) i la
pressió es manté constant fins a abandonar el motor (tot i això hi hauria d’haver un
lleuger augment de la pressió per l’efecte venturi de la tovera).
Un fet interessant és que si reduïm la potència sense tocar cap altre variable la recta
des del 5 al 8 redueix, indicant-nos que la potència no altera la pressió que hi ha
entre el compressor i la turbina.
En la següent gràfica tenim la temperatura a les diferents parts del motor:
Fig. 11.2.
Fig. 11.3.
28
Com podem observar, no hi ha un canvi significatiu de la temperatura fins que l’aire
entra al compressor. Com s’ha comentat abans, l’aire, al ser tant comprimit,
augmenta la seva temperatura. A la cambra de combustió arriba al seu límit, i veiem
que disminueix, gràcies a la refrigeració, per passar per la turbina sense malmetre-
la.
Per a comprovar el canvi de les actituds d’un turboreactor a altituds més elevades,
pujarem fins a 30.000 peus (uns 9.000 m) i repetirem el mateix procés i a la mateixa
velocitat. Tot i que, a efectes pràctics, aquesta velocitat augmentaria amb l’altura,
observar els canvis de velocitat a diferents capes d’alçada no és l’objectiu d’aquest
treball, per aquesta raó, mantindrem una velocitat standard aproximada de 500
nusos (uns 810 km/h); en definitiva, he decidit no variar la velocitat en les
simulacions ja que no obtindríem canvis importants en els resultats.
En aquest cas podem observar una
clara disminució de la potència i del
consum de combustible, tot i això, no
és lineal ja que hem augmentat el doble
la altura però ni la potència ni el
consum han disminuït a la meitat.
Gràfica de pressió (en kPa) en les diferents parts del motor:
Fig. 11.4.
Fig. 11.5.
29
El primer que observem en la gràfica respecte a la de 15.000 peus és una
disminució de les ordenades de la funció. La pressió a l’entrada del compressor
disminueix fins a gairebé arribar al 0 ja que a més altitud menys quantitat d’aire i per
tant menys pressió.
Cal remarcar que la disminució progressiva de les ordenades és lineal durant
l’ascens (l’ascens s’ha realitzat al simulador amb un interval de 500 nusos de TAS
de manera que les observacions són contrastades, és a dir la funció no varia ni fa
rareses en cap altitud en especial).
Gràfica de temperatura (en graus Kelvin) en les diferents parts del motor:
Els canvis que podem observar en aquesta gràfica respecte a l’altre amb una altitud
menor són poc significatius. Dit això, podem concloure que la temperatura a les
respectives posicions d’un turboreactor no varia significativament amb l’altitud.
Fins ara hem vist el comportament d’un turboreactor utilitzat principalment per a vols
de gran velocitat a una altura considerable (possiblement més alta de 30,000 peus).
Tot i això, en el 90% de l’aviació comercial i, per tant a la que nosaltres com a civils
estem més en contacte, s’utilitza el turbofan.
El turbofan (explicat anteriorment a l’apartat 5.3, pàgina) és una variació o millora,
en certs aspectes, del turboreactor. La seva peculiaritat característica, el doble flux,
és el factor que fa variar el comportament respecte al turboreactor. Com hem fet
amb el primer motor, quan volarem a 15.000 peus (uns 4.500 metres) d’altitud,
observarem dos gràfiques i farem el mateix amb una altitud de 30.000 peus.
Fig. 11.6.
30
Començem amb el vol a Palma de Mallorca amb una altitud de 15.000 peus i a 500
nusos de velocitat. Obtenim els següents paràmetres referents al motor:
En el turbofan podem observar
un augment de la potència
(Net Thrust) respecte al
turboreactor. A més a més,
podem veure una disminució
notable del consum de
combustible per hora (kg/hr)
això explica perquè s’utilitza aquest tipus de motor a reacció en l’aviació comercial
en lloc del turboreactor, entre d’altres aspectes.
Observem ara què passa amb la gràfica de pressió (kPa) en les diferents parts del
motor:
El canvi més notable en aquesta gràfica és a partir del compressor (posició 2-3) on
augmenta uns 800 kPa respecte el turboreactor. Després disminueix, com és
normal, a la turbina, i també disminueix lleugerament des de la posició 5 a la 6 i
posteriorment es manté constant en la tubera d’escapament.
Fig. 11.7.
Fig. 11.8.
31
A continuació tenim la gràfica de temperatura:
Aquests resultats són gairebé idèntics als d’un turboreactor. Els dos únics punts
remarcables són: una lleugera diferència del pendent en la temperatura entre
l’entrada i la sortida de la turbina, originades pel segon flux d’aire que passa
concèntricament al voltant de les parts principals. L’altre fet és la diferència en el
límit que tenim marcat en les gràfiques d’temperatura de ambdós motors.
Ara repetirem el procés anterior a una altura de 30.000 peus, una altitud més normal
per a un vol comercial, com per exemple de Barcelona fins a Roma. Obtenim
aquests paràmetres de motor:
Com en el turboreactor, cal
remarcar la disminució de la
potència respecte a les dades
dels 15.000 peus; en el
turbofan, però, la disminució és
relativament més gran (quasi
10.000 N). El consum de
combustible, en canvi, no disminueix tant com en el turboreactor, tot i que, continua
essent més baix en el turbofan.
Fig. 11.9.
Fig. 11.10.
32
Aquí tenim l’últim gràfic de pressió en les diferents parts del motor:
Podem observar que les abscisses disminueixen notablement des de l’entrada del
compressor fins a la sortida de la cambra de combustió respecte a la baixa altitud.
Tot i això aquesta pressió continua essent més alta que en el turboreactor a 30.000
peus.
Per acabar, tenim l’última gràfica de temperatura a 30,000 peus:
Com ens ha passat al turboreactor, els canvis d’altitud gairebé no afecten a la
temperatura. Dit això podem constatar que la temperatura d’entrada al motor
disminueix lleugerament amb l’ascens d’altitud, com és lògic.
Fig. 11.11.
Fig. 11.12.
33
12. Conclusions
Per començar aquest apartat m’agradaria comentar l’enorme quantitat de
coneixements adquirits al final d’aquest treball respecte d’aquest tema abans de
l’estudi que he fet. Per exemple, quan vaig començar, amb prou feines sabia
explicar com funcionava un motor a recció, no distingia entre motor a reacció i
turbina ni sabia la diferència entre els tipus de motors que volava en diferents avions
al simulador.
Per altra part, aquest treball m’ha servit d’ajuda, de resum o d’introducció en el cas
de que vulgui fer una enginyeria relacionada amb el tema (cosa per la qual,
probablement, optaré).
Un fet important a comentar és la dificultat en la recerca de la informació emprada
en aquest treball; degut a que hi ha relativament poca informació en la nostra
llengua, fins i tot en castellà, la majoria de webs que he consultat són en angles i he
hagut de transcriure alguns vídeos, com per exemple els del web de Rolls-Royce.
Relacionat amb el tema de la cerca d’informació cal comentar que el govern dels
Estats Units va tancar recentment la pàgina de la N.A.S.A on feia servir el simulador;
per sort vaig trobar una altra pàgina per continuar recaptant les dades que
necessitava per a la pràctica.
La meva opinió personal sobre el tema és que l’eficiència dels motors de reacció
s’ha de millorar notablement considerant que és un dels medis de transport més
contaminant, però com que al mateix temps també és el més ràpid que existeix, la
seva industria durarà uns quants anys.
Un cop estiguem a la universitat, haurem de fer treballs com aquest, per això, penso
que és un experiència molt productiva des del punt de vista acadèmic i per a la
millora del nostre futur.
34
13. Documentació
13.1. Bibliografia
ZUBIAGA, Iñigo. “Curso de vuelo PPL”. València: Ediciones RiE, 2008.
http://www.juntadeandalucia.es/averroes/iesalfonso_romero_barcojo/departamentos/
tecnologia/unidades_didacticas/maquinas/motor_a_reaccion.html
https://es.wikipedia.org/wiki/Motor_de_reacción
http://en.wikipedia.org/wiki/Turbofan
http://science.howstuffworks.com/transport/flight/modern/turbine.htm
http://aerobib.aero.upm.es/cst/bibliografia/E1.pdf
http://users.encs.concordia.ca/~kadem/Rolls%20Royce.pdf
http://www.enoquasioneshagoclick.com/2009/08/la-reversa-de-un-motor-de-
avion.html
http://aerotecnologia.blogspot.com.es/2010/01/como-funciona-la-reversa.html
http://es.wikipedia.org/wiki/Propfan
http://www.rolls-royce.com/about/index.jsp
http://www.aviaco-va.es/WP/motor_de_turbina.pdf
http://www.ge.com/
http://www.grc.nasa.gov/WWW/cdtb/aboutus/Fundamentals_of_Engine_Control.pdf
http://www.instruction.greenriver.edu/aviation/downloads/AVIA112_files/Oil_Systems
http://www.rolls-royce.com/interactive_games/journey03/index.html
http://inventors.about.com/library/inventors/bljetengine.htm
http://www.faa.gov/regulations_policies/handbooks_manuals/aviation/pilot_handbook
*Tots els enllaços estaven actius a la xarxa correctament i no han estat modificats
fins a data 10/13/2013 en la que els vaig revisar, en excepció del web de la N.A.S.A
el qual ha estat tancat pel govern dels Estat Units.
35
13.2. Biografies
Sir Frank Whittle va ser un pilot i enginyer anglès fill d’un mecànic. El 1928 va unir-
se a l’esquadró de forces aèries britàniques (Royal air force) i es va convertir en pilot
de proves el 1931. Només amb 22 anys ja va tenir la idea de fer volar un avió
propulsat per un motor a reacció. Tot i que va començar a estudiar-ho, no va rebre
ajuda oficial de manera que va haver de continuar amb la iniciativa en solitari.
Amb una financiació privada posterior, va començar la construcció del primer motor
el 1935 que va ser provat per primera vegada el 1937 en un laboratori.
El 1939 Whittle va desenvolupar el “W1” el qual va volar per primera vegada el
1940. La companya “Gloster Aircraft” va ser triada per a experimentar i
desenvolupar el “W1”; aquest motor va ser instal·lat al “Pioneer” primer vol del qual
va ser al Maig del 1941.
Doctor Hans Von Ohain va ser un dissenyador d’aeronaus alemany que va
pràcticament inventar el motor de reacció. Ohain va obtenir el doctorat en física a La
universitat de “Göttingen”, Alemanya i va convertir-se en l’assistent de Hugo Von
Pohl, director de l’Intitut de Física de la Universitat. Quan un constructor d’avions
alemany va demanar nous dissenys a l’Institut de Física, Ohain estava investigant
un tipus d’avió que no anés necessàriament propulsat per hèlix. Va plantejar el
primer disseny el 1934, el qual s’assemblava al de Whittle però tenia diverses
diferencies en la part interior del motor.
Hans Von Ohain es va unir amb Ernst Heinkel el 1936 i van continuar l’investigació
dels conceptes de motors a reacció. El 1937 un dels motors de prova va donar
resultat i van crear la primera aeronau propulsada a reacció, el He178. El pilot del
primer vol impulsat per un motor a reacció va ser el capità Erich Warsitz.
36
13.3. Annex
Imatges:
Fig. 3.1. : http://www.moebius-bcn.com/wp-content/uploads/2012/07/Eolipila.jpg
Fig. 3.2. : http://www.anft.net/f-14/f14-history-f14a-x5-01.gif
Fig. 3.3. : http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/0/05/Bell_X-1_in_flight.jpg
Fig. 3.4. : http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/b/b1/Curtiss_NC-
4_four_engine_configuration-detail.jpg
Fig. 3.5. :
http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/6/69/Concorde.planview.arp.jpg
Fig. 3.6. : http://www.456fis.org/X-PLANES/scramjet-engine[1].jpg
Fig. 4.1. : http://www.takeoffbriefing.com/wp-
content/uploads/2012/12/motor_reaccion.png
Fig. 4.2. :
http://us.123rf.com/400wm/400/400/id1974/id19741201/id1974120100231/11866593
-turbo-jet-engine-of-the-plane.jpg
Fig. 4.3. : http://www.ttl-solutions.com/img/adaptive_machining/fan4.jpg
Fig. 4.4. : http://i.imgur.com/wXHVs.jpg
Fig. 4.5. :
http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/thumb/e/e1/GaTurbineBlade.svg/545
px-GaTurbineBlade.svg.png
Fig. 4.6. :
http://www.solarnavigator.net/aviation_and_space_travel/aviation_space_images/jet
_aircraft_engine_combustion_chamber_GE_J79.jpg
Fig. 4.7. : http://2.bp.blogspot.com/-
KgLqLCDYBXM/Tv8iTzsmTEI/AAAAAAAABbQ/kpzVeaWwrW0/s1600/29.jpg
Fig. 4.8. :
http://www.enginehistory.org/G&jJBrossett/JetEngines/301Low%20pressure%20turbi
ne.JPG
Fig. 4.9. :
https://d2t1xqejof9utc.cloudfront.net/sketches/pics/3057/thumb.jpg?1355499952
Fig. 4.10. :
http://cielus.files.wordpress.com/2012/12/reverse_thrust_diagram1.jpg?w=627
37
Fig. 4.11. :
http://cielus.files.wordpress.com/2012/12/reverse_thrust_diagram1.jpg?w=627
Fig. 4.12. :
http://cielus.files.wordpress.com/2012/12/reverse_thrust_diagram1.jpg?w=627
Fig. 5.1. :
http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/thumb/b/b4/WRDK.svg/2000px-
WRDK.svg.png
Fig. 5.2. : http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/5/52/Turbojet_operation-
axial_flow-es.svg
Fig. 5.3. :
http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/e/e5/Turbofan3_Labelled.gif
Fig. 5.4. :
http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/2/29/Turboprop_operation-en.svg
Fig. 5.5. : http://zoltarformula.com/wp-content/uploads/2013/01/propfan.jpg
Fig. 7.1. : http://termotech.files.wordpress.com/2012/03/empuje.jpg
Fig. 7.2. : http://www.lenntech.com/images/venturi3.gif
Fig. 7.3. : www.grc.nasa.gov
Fig. 7.4. : Simulador “Flight simulator 2004”
Fig. 8.1. : http://farm1.staticflickr.com/103/253464149_af744eb0bd_z.jpg?zz=1
Fig. 8.2. : http://m6.i.pbase.com/g6/17/666717/2/70798316.GZ6OlhOT.jpg
Fig. 8.3. : http://images2.jetphotos.net/img/1/4/4/4/94576_1246468444.jpg
Fig. 8.4. : http://www.fsdownload.com/tutorials/747tutorial/throttle.jpg
Fig. 8.5. : http://www.eaa1000.av.org/pix/beech18/cowlflap.jpg
Fig. 8.6. :
http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/d/da/FA18_on_afterburner.jpg
Fig. 9.1. : Escanejat del manual de “PMDG”
Fig. 10.1. : http://i1.ytimg.com/vi/iwvBz6XKZPk/hqdefault.jpg
Fig. 10.2. :
http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/d/d2/A380_APU_P1230093.jpg
Fig. 11.1.-11.12. : Capturades des de el simulador de la N.A.S.A. no disponible
actualment. Per veure cal referenciar-se a: http://www.flightschoollist.com/aviation-
software/jet-engine-sim/EngineSim.php
*Està comprovat que el dia 10/13/2013 totes les imatges estaven pujades a internet
38
2013/2014
![METABOLISME - · PDF file•El enzim RUBISCO que catalitza la fixació del CO 2 en el C.Calvin, si la [O 2] és alta deixa de catalitzar aquesta reacció](https://img.pdfslide.net/doc/110x75/5a8794e97f8b9a001c8de529/metabolisme-el-enzim-rubisco-que-catalitza-la-fixaci-del-co-2-en-el-ccalvin.jpg)
