Motor a reacción: prueba el empuje y sigue el aire

Qué muestra el modelo

El turbofán de un avión comercial obtiene la mayor parte de su empuje del gran ventilador, que empuja aire alrededor del núcleo caliente. El núcleo quema combustible y mueve unas turbinas que, a través de un eje, hacen girar el ventilador. Los demás tipos de motor a reacción reparten su potencia de otra manera entre el escape, los ventiladores y las hélices.

Si te pones detrás de un avión comercial durante el despegue, parece que los motores lanzan fuego. Sin embargo, la mayor parte de lo que te golpea es aire frío. En un motor comercial moderno solo uno de cada once kilogramos de aire atraviesa la llama, y el gran ventilador de la parte delantera empuja todo el resto hacia atrás, rodeando el núcleo caliente. Un motor de caza hace casi lo contrario, un motor de helicóptero apenas produce un chorro y un estatorreactor no tiene piezas móviles. Esta sala reúne siete de ellos en el mismo banco para que veas cómo reparte cada uno el mismo trabajo.

Cada modelo está cortado por la mitad a lo largo de su eje. La mitad que miraba hacia ti se ha retirado, y las caras rojas son las superficies del corte. El primero que ves es un turbofán de dos ejes y alta derivación cuya disposición sigue el número de etapas que GE Aerospace publica para su GE9X: una etapa de ventilador, un compresor de baja presión (booster) de tres etapas, un compresor de alta presión de once etapas, dos etapas de turbina de alta presión y seis de turbina de baja presión. El control Tipo de motor, o la lista de los controles, lo cambia por un turborreactor, un motor de caza de baja derivación con poscombustión, un turbofán con reductora, un turbohélice, un turboeje y un estatorreactor que pasa a ser de combustión supersónica por encima de Mach 5.

Los tamaños, los caudales de aire y las temperaturas son valores del modelo, elegidos para que sean típicos de cada tipo. No son datos de rendimiento de ningún fabricante. Cuando la sala cita un motor real, la cifra procede de su ficha de datos del certificado de tipo, el documento que emite una autoridad aeronáutica al aprobar el motor, o de la página del propio fabricante, y la fuente se indica junto a la cifra.

Los puntos son aire. Los puntos azules son aire frío y se vuelven morados, naranjas y rojos a medida que el aire se comprime y se quema. El pequeño panel de lectura muestra el empuje (o la potencia al eje), el combustible quemado, el combustible por unidad de empuje y los regímenes de los ejes. «Más» abre el caudal de aire, las velocidades del chorro, el aire exterior y un gráfico de presión y temperatura fila por fila a través del núcleo. Debajo de los controles hay un laboratorio: los siete motores, una secuencia de arranque, seis retos para probar, la ecuación del empuje con números en vivo, dos gráficos, una comparación en paralelo y una lista de 45 motores reales, hitos y ensayos de certificación.

Por qué casi todo el aire rodea el núcleo

Cualquier motor que empuja un avión hacia delante lo hace lanzando aire hacia atrás. La fuerza depende de cuánto aire lanza cada segundo y de cuánto más rápido sale ese aire de lo que entró. Hay dos maneras de obtener la misma fuerza: lanzar muy poco aire a gran velocidad, o lanzar una gran cantidad de aire un poco más rápido.

La segunda manera desperdicia mucha menos energía. La energía cinética que queda en el chorro crece con el cuadrado de su velocidad, mientras que el empuje crece solo en proporción a ella. Un chorro lento y ancho deja menos energía en el aire para el mismo empuje.

Un turbofán lo consigue dividiendo el flujo de aire. La parte interior, el núcleo, es una turbina de gas completa, con compresor, cámara de combustión y turbinas. Quema combustible y produce potencia. La mayor parte de esa potencia no se usa para hacer un chorro rápido. Una segunda turbina la extrae del gas caliente y la emplea para mover el ventilador, que da un empuje suave a una masa de aire mucho mayor. El Glenn Research Center de la NASA define la relación de derivación como el aire que fluye alrededor del núcleo dividido por el aire que fluye a través de él. En el modelo, el núcleo toma 120 kg de aire por segundo y, con una relación de derivación de 10, el ventilador envía 1200 kg por segundo a su alrededor.

Presión y temperatura por etapas

El núcleo funciona según el ciclo de Brayton, el mismo de todas las turbinas de gas. El aire se comprime, se calienta a presión aproximadamente constante y después se expande. El gráfico de «Más» sigue el aire a través de cada fila de álabes.

1. Compresión. Detrás del ventilador, las tres etapas del compresor de baja presión multiplican por 1,9 la presión del núcleo. Las once etapas de alta presión la multiplican después por 22, es decir, unas 1,32 veces por etapa. La relación de presión global del modelo es 41,8, de modo que el aire que entró a 1 bar sale del compresor a 42 bar. Comprimirlo también lo calienta: sale a 927 K (unos 650 °C) antes de añadir combustible.
2. Combustión. Los inyectores pulverizan queroseno en una cámara de forma anular. El gas se calienta hasta 1700 K mientras su presión cae solo un 5 por ciento aproximadamente. En el gráfico es la banda estrecha donde la línea de temperatura salta y la de presión se mantiene casi plana.
3. Expansión. Después el gas caliente se expande a través de las turbinas. Cada fila de turbina extrae algo de trabajo del gas, y su presión y su temperatura bajan fila a fila. La presión que queda al final empuja el gas fuera por la tobera.

Mueve el acelerador y todo el gráfico se mueve. Con el acelerador al máximo, el compresor llega a 42 bar y la entrada de la turbina a 1700 K. A media potencia, los dos picos son más bajos y el panel de lectura muestra aproximadamente la mitad del aire, 1,30 kg/s de combustible y 155 kN de empuje.

Los controles Relación de presión y Temperatura de entrada a turbina cambian los dos números que deciden lo bueno que puede ser un núcleo. Un ciclo de Brayton ideal con una relación de presión de 41,8 convertiría el 65,6 por ciento del calor del combustible en energía del chorro (η = 1 − 1/r^0,286). Con las pérdidas de los compresores y las turbinas del modelo, la cifra es 39,6 por ciento con el acelerador al máximo en tierra. Una temperatura de turbina más alta permite que el mismo núcleo obtenga más potencia de cada kilogramo de aire, y por eso una parte tan grande del coste del motor se va en los álabes de turbina.

Dos ejes a dos velocidades

Un ventilador funciona mejor a una velocidad bastante baja. Sus puntas están muy lejos del eje y, si se mueven demasiado deprisa, las ondas de choque sobre los álabes desperdician energía y producen ruido. Las pequeñas palas del compresor del núcleo necesitan lo contrario, una velocidad alta. Un solo eje no puede servir a ambos.

Por eso un turbofán tiene dos ejes, uno dentro del otro. El eje de baja presión va desde la turbina de baja presión de seis etapas, en la parte trasera, hasta el ventilador y el compresor de baja presión, en la delantera. A su alrededor, el eje hueco de alta presión une las dos etapas de la turbina de alta presión con el compresor de alta presión. La página de la NASA sobre el turbofán lo describe igual: el eje del ventilador pasa por dentro del eje del núcleo, una disposición llamada motor de dos conjuntos rotativos.

En el modelo, el eje de baja presión gira hasta 2500 rpm y el de alta presión hasta 11 000 rpm. GE Aerospace indica 2510 rpm y 11 119 rpm para el GE9X. En pantalla ambos giran muy despacio, pero se mantiene la proporción entre ellos.

Incluso a 2500 rpm, las puntas del ventilador se mueven muy deprisa. Con un radio de ventilador de 1,61 m, la velocidad de punta es 2π × 1,61 × 2500 / 60 = 422 m/s, unas 1,24 veces la velocidad del sonido al nivel del mar. Un ventilador de 134 pulgadas a 2510 rpm da 447 m/s con la misma cuenta.

La ecuación del empuje, paso a paso

Para una corriente de aire, el empuje es

F = ṁ (v_e − v_0)

donde ṁ es la masa de aire por segundo, v_e es la velocidad del chorro que sale por la tobera y v_0 es la velocidad del aire que llega (la velocidad de vuelo). La página de la NASA sobre el empuje añade un término de presión para una tobera que no expande el gas por completo. Las toberas del modelo lo expanden por completo, así que ese término vale cero.

Un turbofán tiene dos corrientes, de modo que el laboratorio suma dos términos. La corriente del núcleo lleva además el combustible, por lo que se multiplica por (1 + f), donde f es la relación combustible/aire. Con el motor parado, el acelerador al máximo y una relación de derivación de 10:

• Núcleo: 120 kg/s × (1,025 × 331 m/s − 0) = 40,7 kN
• Derivación: 1200 kg/s × (272 m/s − 0) = 326,6 kN
• Total: 367,3 kN

El chorro del núcleo es el más rápido de los dos, pero la corriente de derivación lleva diez veces más aire y aporta el 89 por ciento del empuje. El consumo de combustible es de 3,01 kg/s, unas 10,8 toneladas por hora a plena potencia. Al dividir el consumo de combustible entre el empuje se obtiene el consumo específico de combustible por empuje, TSFC, el número que usan los ingenieros para comparar motores: 3,01 kg/s ÷ 367,3 kN = 8,2 g de combustible por kilonewton y segundo.

A modo de comparación, el Rolls-Royce Trent 1000-C del Boeing 787 está certificado para 331,4 kN de empuje al despegar, y el GE90-115B para 513,95 kN. El primer reto del laboratorio te pide ajustar el modelo a la cifra del Trent con el acelerador.

Derivación, empuje y combustible

El control de derivación deja el núcleo exactamente igual (mismo caudal de aire, mismas presiones, mismo combustible) y cambia solo la cantidad de aire que maneja el ventilador. Para cada valor, el modelo elige la relación de presión del ventilador que da el máximo empuje. El ventilador y la góndola crecen al aumentar la relación, porque más aire necesita una cara de ventilador mayor.

El mismo núcleo construido como un turborreactor simple produce 122 kN con el mismo combustible, una tercera parte del empuje del turbofán. El segundo gráfico del laboratorio dibuja toda la curva y marca el ajuste actual.

En vuelo la situación cambia, y el control Velocidad de vuelo lo muestra. El motor primero tiene que acelerar el aire entrante hasta su propia velocidad antes de poder empujar, de modo que cada kilogramo de aire cuesta v_0 de empuje. A Mach 0,8 al nivel del mar (272 m/s), el turbofán produce 200,9 kN y el mismo núcleo como turborreactor, 126,3 kN. Aun así, el turbofán necesita mucho menos combustible por cada newton: 19,0 frente a 30,5 g/kN·s. La razón es el rendimiento propulsivo, aproximadamente 2 / (1 + v_e / v_0). Un chorro apenas algo más rápido que el avión desperdicia poca energía, y el modelo da un 83,5 por ciento para el turbofán frente a un 43,6 por ciento para el turborreactor.

¿Por qué no una relación de derivación de 30? Cada paso hacia arriba aporta menos ganancia, porque la curva se aplana. El ventilador pesa más, la góndola se hace mayor y ofrece más resistencia, y el motor tiene que caber bajo el ala. El modelo deja fuera el peso y la resistencia, por eso su curva sigue subiendo. Las relaciones publicadas para los grandes motores actuales rondan entre 10 y 12: GE indica cerca de 10:1 para el GE9X, y Pratt & Whitney hasta 12:1 para su ventilador con reductora.

Por qué cae el empuje en altura

Los aviones comerciales vuelan a una altitud de crucero de entre 10 y 12 km, donde el aire es tenue. El modelo usa la Atmósfera Estándar Internacional: la temperatura baja 6,5 K por cada kilómetro hasta los 11 km, y luego se mantiene en 216,65 K (−56,5 °C) hasta los 20 km. A 11 km la presión es de 22,6 kPa y la densidad de 0,364 kg/m³, el 29,7 por ciento del valor al nivel del mar.

Un motor mueve cada segundo un volumen de aire que depende de su tamaño y de su velocidad, así que la masa de aire que maneja cae aproximadamente como la densidad. El modelo sigue la regla que usan los diseñadores de motores: a igual régimen del eje, el caudal es proporcional a la presión de entrada dividida por la raíz cuadrada de la temperatura de entrada. Si ascendes del nivel del mar a 11 km a Mach 0,8, el caudal de aire baja de 1895 kg/s a 488 kg/s. El empuje baja de 200,9 kN a 79,5 kN, el 39,6 por ciento de su valor al nivel del mar.

Eso es algo mejor que la proporción de densidades, porque el aire frío es más fácil de comprimir: el mismo compresor alcanza una relación de temperaturas mayor en la turbina, y el rendimiento térmico sube del 40 al 46,5 por ciento. El combustible por empuje también mejora, de 19,0 a 15,9 g/kN·s. Por eso los aviones comerciales ascienden tan alto como lo permite su peso. El gráfico de altitud del laboratorio dibuja el empuje y la densidad del aire uno junto a otro, y el cuarto reto te pide explicar la caída.

Siete tipos de motor a reacción

Los siete son turbinas de gas excepto el último, y los siete funcionan con la misma idea: comprimir el aire, calentarlo y dejarlo salir más rápido de lo que entró. Se diferencian en lo que hacen con la energía que queda después de que el núcleo haya movido su propio compresor.

Turborreactor

Los primeros motores a reacción hacían pasar todo el aire por la llama. El motor de banco de Frank Whittle funcionó por primera vez el 12 de abril de 1937. El W.1X del Smithsonian, el motor usado en las pruebas de rodaje del Gloster E.28/39, tenía un compresor centrífugo de doble entrada y una etapa, diez cámaras de combustión de flujo inverso y una turbina axial de una etapa, y producía 5516 N a 17 750 rpm con 254 kg de peso. El motor de Hans von Ohain voló primero, en el Heinkel He 178, el 27 de agosto de 1939. Ambos usaron compresores centrífugos, que lanzan el aire hacia fuera con un rodete, de forma muy parecida a una aspiradora.

El modelo dibuja esta disposición: un rodete, diez cámaras de combustión rectas en un anillo, una turbina de una etapa y un tubo de escape. Su relación de presión por defecto es 4 y su temperatura de entrada a la turbina, 1050 K, cercana a lo que podían soportar los materiales de la época. Parado produce 12,7 kN con 22 kg de aire por segundo y quema 31,5 g de combustible por kN y segundo, casi cuatro veces lo que consume el turbofán de alta derivación. Si subes la relación de presión y la temperatura de la turbina, la misma disposición se convierte en un motor supersónico: el J58 de Pratt & Whitney, que impulsaba el SR-71, era un turborreactor con poscombustión, con un compresor axial de ocho etapas y una turbina de dos, y el Smithsonian le asigna 133,44 kN.

Turbofán de baja derivación con poscombustión

Un caza necesita un motor estrecho que produzca un chorro rápido, porque vuela deprisa. El motor de caza del modelo tiene un ventilador de tres etapas, un poco de aire de derivación (0,4 kg alrededor del núcleo por cada kg que lo atraviesa), un compresor de nueve etapas, una etapa de turbina de alta presión y dos de baja presión, y un tubo de escape largo. El aire de derivación se une a la corriente del núcleo en un mezclador situado detrás de la turbina.

En el tubo de escape se encuentra la poscombustión: anillos de inyección de combustible y estabilizadores de llama en forma de V que mantienen encendida una llama en un gas que se mueve muy deprisa. Al activar Poscombustión, el modelo vuelve a quemar combustible, a unos 2050 K, detrás de la turbina. Al nivel del mar el empuje sube de 90,5 kN a 112,9 kN, y el combustible de 2,27 kg/s a 5,21 kg/s, es decir, 2,3 veces más combustible por una cuarta parte más de empuje. A 11 km y Mach 1,6 la ganancia es mayor, 1,7 veces el empuje por 2,5 veces el combustible. Quemar a baja presión detrás de la turbina saca menos trabajo de cada kilogramo de combustible, así que los pilotos la usan para el despegue, el ascenso y el combate, y la tobera tiene que abrirse más para dejar salir el gas más caliente y de mayor volumen. El Olympus 593 del Concorde fue el único turborreactor con poscombustión en servicio comercial; el Museum of Flight señala que se encendía para el despegue.

Turbofán de alta derivación

Es el motor descrito más arriba y el que llevan la mayoría de los aviones comerciales. Para él, el control de derivación va de 4 a 12, la velocidad de vuelo llega hasta Mach 0,9 y la altitud hasta 15 km.

Turbofán con reductora

El ventilador necesita girar despacio y la turbina de baja presión, deprisa. En un turbofán de acoplamiento directo, los dos comparten eje, de modo que la turbina necesita muchas etapas para hacer su trabajo a baja velocidad. El GTF de Pratt & Whitney pone una caja reductora entre ambos. La empresa indica una relación de reducción de 3:1, ventiladores de hasta 81 pulgadas de diámetro, una relación de derivación de hasta 12:1 y una velocidad del ventilador un 40 por ciento menor, con tres etapas de compresor de baja presión, ocho de alta presión, dos etapas de turbina de alta presión y tres de turbina de baja presión.

El modelo dibuja un engranaje solar en el eje rápido, cinco planetarios en un portasatélites y una corona que mueve el ventilador. En pantalla, el compresor de baja presión y la turbina de baja presión giran unas tres veces más deprisa que el ventilador. El núcleo de este modelo es más pequeño (25 kg/s) y el ventilador relativamente mayor; al nivel del mar y parado produce 86,2 kN con 0,67 kg/s de combustible, 7,8 g/kN·s. El PW1133G-JM, un ventilador con reductora de producción, está certificado para 147,28 kN.

Turbohélice

Saca el ventilador de su conducto, hazlo mucho mayor y más lento, y tendrás una hélice. El núcleo de un turbohélice mueve una turbina libre de potencia en su propio eje, y ese eje recorre hacia delante el centro del motor hasta una caja reductora, porque una hélice tiene que girar mucho más despacio que una turbina pequeña. El certificado de tipo de la serie PT6A-100 recoge exactamente esa cadena: una caja reductora de dos etapas, una turbina de potencia de una etapa, una turbina de compresor de una etapa y un compresor de cuatro etapas, tres axiales y una centrífuga.

El modelo tiene dos compresores centrífugos, una cámara de combustión, dos turbinas generadoras de gas, una turbina de potencia de dos etapas y una hélice de seis palas de 3,93 m de diámetro. Parado entrega 2709 kW a la hélice. Una hélice se clasifica por su potencia, no por su empuje, así que el panel de lectura muestra ambos: 42,8 kN de la hélice (por la teoría de la cantidad de movimiento, con un factor de mérito de 0,6) y 1,9 kN del escape. El combustible por unidad de potencia es de 255 g/kWh. El PW127M del ATR 72 está certificado para una potencia máxima de despegue de 2051 kW. Los turbohélices rinden mejor por debajo de unos 600 km/h; a más velocidad, las puntas de la hélice se acercan a la velocidad del sonido.

Turboeje

Un turboeje es un turbohélice sin la hélice: la turbina de potencia envía casi todo por el eje de salida, y el chorro que queda es apenas una brisa. El modelo sigue la disposición que da el certificado de tipo del GE CT7: un compresor de cinco etapas axiales y una centrífuga, una cámara de combustión anular, una turbina generadora de gas de dos etapas y una turbina de potencia libre de dos etapas, cuyo eje recorre hacia delante el motor, y una entrada con álabes de giro que lanzan la arena hacia fuera antes de que llegue al compresor. Entrega 1740 kW al nivel del mar, y el chorro sobrante produce solo 0,6 kN.

Cifras reales de los certificados de tipo: el Safran Arriel 2D del helicóptero H125 da 598 kW al despegar, y el GE CT7-8A del S-92 da 1879 kW (2520 shp) con su eje de salida a 21 945 rpm. La caja de transmisión principal del helicóptero reduce esa velocidad hasta un régimen de rotor de unos pocos cientos de rpm.

Estatorreactor y estatorreactor supersónico

Por encima de Mach 3 aproximadamente, el aire que llega a un motor ya está suficientemente comprimido por su propia velocidad. Un estatorreactor prescinde por completo del compresor y la turbina. Un cono en la entrada genera ondas de choque que frenan el aire por debajo de la velocidad del sonido y elevan su presión; se inyecta combustible, unos estabilizadores de llama lo mantienen encendido y una tobera acelera hacia fuera el gas caliente. La NASA sitúa el rango de trabajo del estatorreactor entre Mach 3 y Mach 6 aproximadamente.

Un estatorreactor no produce empuje parado, y el modelo lo muestra: por debajo de Mach 0,3 no puede funcionar, y el botón de arranque explica que un cohete u otro motor tiene que impulsarlo primero. A Mach 3 y 18 km, la entrada del modelo conserva el 81 por ciento de la presión total, el chorro sale a 1636 m/s y el impulso específico es de 1695 s, mucho mejor que los pocos cientos de segundos de un cohete, porque el oxígeno procede del aire.

Por encima de Mach 5, frenar el aire hasta velocidad subsónica lo calentaría tanto que el combustible apenas podría añadirle más energía. Un estatorreactor supersónico (scramjet, de «supersonic-combustion ramjet») mantiene el aire supersónico en todo el recorrido y quema hidrógeno en él en unas pocas milésimas de segundo. A Mach 7, el aire que llega al modelo tiene una temperatura de remanso de 2426 K antes de que arda ningún combustible. El X-43A de la NASA voló con hidrógeno a Mach 6,8 el 27 de marzo de 2004 y a Mach 9,6 el 16 de noviembre de 2004, lanzado desde un B-52 e impulsado por un cohete Pegasus. La NASA señala que ninguna prueba en vuelo ha ido más rápido con un motor que respira aire.

Dentro del álabe más caliente

«Detalle de álabe» muestra en el escenario un único álabe de la turbina de alta presión, aislado. Trabaja en un gas más caliente que el punto de fusión del metal del que está hecho, así que tres recursos lo mantienen vivo.

1. Un solo cristal. Las piezas fundidas habituales están formadas por muchos granos, y las fronteras entre granos son los puntos débiles donde empiezan las grietas y se cuela la oxidación. Un informe de la NASA explica que las superaleaciones de níquel monocristalinas se desarrollaron para eliminar esas fronteras, lo que además permite prescindir de los refuerzos de frontera de grano que bajan el punto de fusión de la aleación. Una revisión anterior de la NASA sobre el trabajo del Lewis Research Center situó la ganancia en unos 75 °C más de temperatura de trabajo respecto a un álabe de fundición convencional.
2. Refrigeración desde dentro. El álabe es hueco. El aire tomado del compresor, aún varios cientos de grados más frío que el gas exterior, fluye por conductos sinuosos y sale por filas de orificios diminutos en la superficie, donde se extiende en una fina película que mantiene el gas caliente lejos del metal. El modelo muestra cuatro filas de orificios y tres conductos internos.
3. Un recubrimiento cerámico. Una capa delgada de zirconia estabilizada con itria se apoya sobre una capa metálica de unión. La historia de los recubrimientos de barrera térmica de la NASA atribuye este sistema de zirconia e itria a su propio trabajo, y señala que en 1989 estos recubrimientos ya se usaban en álabes de turbina en servicio comercial. El bloque de capas junto al álabe muestra las tres capas con sus espesores exagerados.

La raíz tiene forma de abeto para que la tracción del álabe, de muchas toneladas a plena velocidad, se reparta entre varios dientes del disco. El certificado de tipo del PW1100G-JM da una idea de los límites: 1083 °C de temperatura indicada de turbina durante cinco minutos en el despegue y 1043 °C de forma continua. Se mide después de las primeras etapas de turbina; el gas que llega a los primeros álabes está mucho más caliente.

Inversión de empuje

Tras el aterrizaje, un avión comercial usa los frenos, los aerofrenos y, a gran velocidad, la inversión de empuje. En un motor de alta derivación, el inversor actúa sobre la corriente del ventilador. La parte trasera de la góndola se desliza hacia atrás y abre un anillo de álabes en cascada; unas puertas se pliegan dentro del conducto de derivación y desvían el aire del ventilador hacia fuera por las cascadas y hacia delante. Activa Inversión de empuje para ver cómo se mueve la cubierta y cómo se invierte el sentido de los puntos de aire del ventilador. El chorro del núcleo sigue apuntando hacia atrás, así que la fuerza neta de inversión es solo una parte del empuje hacia delante: con el acelerador al 70 por ciento, el modelo da 76,9 kN de fuerza inversa.

El certificado de tipo del Trent XWB dice que no debe usarse el empuje inverso máximo por debajo de 60 nudos, momento en el que hay que seleccionar la inversión al ralentí, y que la inversión debe desactivarse por completo por debajo de 40 nudos. A baja velocidad, el aire invertido puede volver a ser tragado por la entrada, junto con residuos de la pista. El reto de aterrizaje del laboratorio usa esa regla: un avión comercial de 200 toneladas que toca pista a 140 nudos sobre una pista mojada (frenando a 0,15 g) necesita 1765 m solo con frenos. Con los dos motores en inversión al 70 por ciento del acelerador hasta 60 nudos, el modelo se detiene en 1091 m.

El modelo del turborreactor usa el inversor de tipo más antiguo, con cucharas: dos cucharas se cierran justo detrás de la tobera y desvían todo el chorro. En el turbohélice, las palas de la hélice giran más allá del paso plano para empujar el aire hacia delante.

Arrancar un motor

Un motor a reacción no puede arrancar por sí mismo, porque su compresor tiene que estar girando antes de poder suministrar el aire para el fuego que lo mueve. El manual de motores de la FAA describe la disposición habitual en los aviones comerciales: un arrancador de turbina de aire en la caja de accesorios, movido por aire comprimido de la unidad de potencia auxiliar (APU) de la cola, de un carro de tierra o de un motor que ya está funcionando.

Pulsa Arrancar en el laboratorio y el modelo recorre cinco pasos. Llega el aire sangrado; el arrancador hace girar el conjunto rotativo de alta presión; hacia el 20 por ciento de N2 se abre el combustible y saltan las chispas de los encendedores; la llama prende y la temperatura de escape salta (el encendido); el arrancador se desconecta y el motor acelera por sí solo hasta el ralentí, hacia el 60 por ciento de N2. Los porcentajes son valores del modelo, cercanos a los que ven los pilotos en muchos motores. La tripulación vigila de cerca la temperatura de escape durante este tiempo, ya que un arranque con muy poco caudal de aire puede sobrecalentar la turbina.

Aves, hielo, granizo y pérdida de pala

Antes de que un tipo de motor pueda volar con pasajeros, debe superar los ensayos establecidos en la parte 33 de la normativa federal de aviación de Estados Unidos; la CS-E de la EASA fija otros equivalentes.

• Aves (14 CFR 33.76). El motor funciona a plena potencia de despegue y se traga un ave grande a 200 nudos, dirigida al punto más crítico de los álabes de la primera etapa. El peso del ave depende del área de la garganta de entrada: 1,85 kg por debajo de 1,35 m², 2,75 kg hasta 3,90 m² y 3,65 kg por encima. La palanca de potencia no puede moverse durante 15 segundos después. Otros ensayos usan bandadas de aves pequeñas y medianas. El ventilador del modelo, de 3,2 m de diámetro, tiene un área frontal de 8,2 m², así que cae en la fila de 3,65 kg, que es lo que te pide calcular el reto de las aves.
• Hielo (14 CFR 33.77). El hielo lanzado al interior del motor no puede causar una pérdida duradera de empuje ni hacer que el motor se apague.
• Lluvia y granizo (14 CFR 33.78). Se disparan granizos de 25 mm y de 50 mm a la mayor velocidad aerodinámica hasta 4500 m, uno de cada tamaño por cada 150 pulgadas cuadradas de entrada, la mitad dirigidos a la parte más crítica de la entrada.
• Pérdida de una pala (14 CFR 33.94). Al máximo régimen permitido se suelta por la raíz una pala del ventilador y, en un segundo ensayo, una pala de turbina. La carcasa debe retener los fragmentos, sin fuego y sin que fallen los soportes del motor, durante al menos 15 segundos.

GE Aerospace dice que el GE9X superó más de 31 000 ciclos de ensayo, con más de 9000 ciclos de resistencia y 2300 ciclos de ingestión de polvo, y muestra ensayos de hielo en su sede de Peebles, en Ohio.

Motores de la comparación

La lista del laboratorio tiene 45 entradas. Los motores con cifras certificadas, según las fichas de datos del certificado de tipo de la EASA:

«Ver» en cualquiera de ellos ajusta el modelo al tipo de ese motor y escala su caudal de aire para que el empuje (o la potencia al eje) del modelo al nivel del mar coincida con la cifra certificada. A partir de ahí, los controles de acelerador, altitud y velocidad muestran lo que predice el modelo para el resto del vuelo. Los pesos son los que indica cada ficha, así que no todos incluyen el mismo equipo.

Diferencias con un motor real

• El ciclo es un cálculo unidimensional de manual, con eficiencias de componentes fijas y propiedades del gas constantes. Los motores reales se diseñan con programas de rendimiento detallados.
• La ley del acelerador (cómo bajan la presión, el caudal de aire y la temperatura al reducir potencia) es un modelo sencillo. El ajuste más bajo del acelerador sigue estando muy por encima de un ralentí real en tierra.
• Los álabes de turbina de los motores reales se refrigeran con aire tomado del compresor, y se sangra otra parte de aire para la cabina. El ciclo ignora ambas cosas.
• Se dejan fuera el peso del ventilador, la resistencia de la góndola y las pérdidas de instalar el motor en el ala, por eso la curva de derivación del modelo sigue subiendo.
• La hélice y el rotor usan la teoría de la cantidad de movimiento, que da una idea razonable del empuje y la sustentación estáticos, pero no de sus curvas de diseño reales.
• Las pérdidas de la entrada del estatorreactor siguen una curva estándar y la cámara de combustión del estatorreactor supersónico se reduce a un solo número; las entradas hipersónicas reales se diseñan para una sola velocidad.
• Cada motor se dibuja en el banco aproximadamente con el mismo tamaño. En la vida real, un turboeje es mucho más pequeño que el ventilador de un avión comercial.
• Los puntos de aire del núcleo se dibujan más densos que los de derivación, para que el flujo del núcleo siga siendo visible.

De los primeros reactores a ventiladores gigantes

Whittle patentó el motor a reacción en 1932, y su patente GB 471,368 británica, presentada por primera vez el 4 de marzo de 1936, ya describía el principio de un motor de derivación. Su Whittle Unit funcionó por primera vez el 12 de abril de 1937. En Alemania, el motor de von Ohain voló en el Heinkel He 178 el 27 de agosto de 1939. El Gloster E.28/39 con el W.1 de Whittle realizó su primer vuelo oficial el 15 de mayo de 1941, y el W.1X y los planos del W.2B llegaron a General Electric ese octubre. La versión de GE, el I-A, impulsó el primer avión a reacción estadounidense, el Bell XP-59A, el 2 de octubre de 1942.

El primer turbofán de serie, el Rolls-Royce Conway, tenía una relación de derivación de solo 0,3. El salto llegó a finales de los años 1960, cuando General Electric construyó el TF39, el primer turbofán de alta derivación, con una relación de derivación de 8, para el Lockheed C-5 Galaxy. El JT9D de Pratt & Whitney, que funcionó por primera vez en 1966, impulsó al Boeing 747 en su primer vuelo el 9 de febrero de 1969 y fue el primero de los motores de muy alta derivación y gran tamaño en servicio comercial. Su rival civil de GE, el CF6, llegó después en el DC-10 en 1971.

En el extremo rápido, dos J58 con poscombustión movían cada SR-71, y los cuatro Olympus 593 del Concorde, de 38 050 lb cada uno, llevaron pasajeros a una velocidad de crucero de 1354 millas por hora hasta el último vuelo de British Airways el 24 de octubre de 2003.

Desde entonces los ventiladores han seguido creciendo. GE dice que el GE90 fue el primer motor con álabes de ventilador de material compuesto. El GE9X, certificado por la FAA en septiembre de 2020, tiene 16 álabes de material compuesto, una relación de derivación de aproximadamente 10, una relación de presión global de 60 y un consumo de combustible por empuje un 10 por ciento menor que el del GE90-115B. El turbofán con reductora de Pratt & Whitney entró en servicio en 2016; MTU, que fabrica una parte, cita el PW1100G-JM para la familia Airbus A320neo. Y en 2004 el X-43A de la NASA demostró que un estatorreactor supersónico puede volar a Mach 9,6.