ESCUELA SUPERIOR DE INGENIERÍA MECÁNICA Y ELECTRICA

“Materiales utilizados para la

construcción de motores aeronáuticos ”

Materia: Termodinámica y principios de transferencia de calor

Carrera: Ingeniería Aeronáutica

Profesor: Sánchez León Julio Ángel

Grupo: 3AV2

Aleaciones de aluminio

05/10/2015

Las aleaciones de Al han sido el material principal del fuselaje de las aeronaves desde que empezaron a sustituir a la madera en la década de 1920. Aunque el papel del aluminio en el futuro de la industria aeroespacial como material estructural probablemente esté algo erosionado por el creciente uso de materiales compuestos, las aleaciones de aluminio de alta resistencia son, y seguirán siendo, un material relevante para el fuselaje. El atractivo del aluminio es que se trata de un metal de costo relativamente bajo y peso ligero, que puede ser sometido a niveles de fuerza bastante elevados en calor y es uno de los materiales de alto rendimiento de más fácil fabricación, lo que por lo general se correlaciona directamente con costos más bajos.

Las principales razones para su uso son:

Alta resistencia al peso. Interesantes propiedades criogénicas. Las aleaciones de aluminio no se fragilizan a bajas

temperaturas y se vuelven aún más fuertes a medida que disminuye la temperatura sin pérdidas significativas de ductilidad.

Maquinabilidad. Las aleaciones de aluminio son las más fáciles de todos los metales para formar y mecanizar.

Resistencia a la corrosión en ambientes naturales. Idoneidad para el almacenamiento de alimentos y bebidas. Alta conductividad eléctrica y térmica. Facilidad de reciclaje.

Figura 3: Supremacía de aluminios en fuselajes.

Las aleaciones de aluminio-cobre (serie 2XXX) y aluminio-zinc (serie 7XXX) son las principales aleaciones utilizadas en aplicaciones estructurales del fuselaje. Las aleaciones 2XXX se utilizan en aplicaciones de tolerancia a fallos, tales como las piezas del ala inferior y la estructura del fuselaje de la aeronave comercial, mientras que las aleaciones 7XXX se utilizan donde se requiere mayor resistencia, tales como las superficies del ala superior. Las aleaciones 2XXX también tienen una ligera ventaja, al tener una mayor capacidad para soportar la temperatura (150 vs 120 °C).

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Las mejoras en el control de la composición y del procesamiento han ido generando de forma continua aleaciones mejoradas. La reducción de impurezas, en particular hierro y silicio, se ha traducido en una mayor dureza a la fractura y mejor resistencia a la iniciación de grietas por fatiga y crecimiento de la grieta.

Ejemplos de estas nuevas aleaciones son las 2524-T3, 7150-T77 y 7055-T77, las cuales se utilizan, concretamente, en el Boeing 777. La famosa aleación 2024-T3 ha sido una de las más ampliamente utilizadas en la construcción del fuselaje. Mientras que sólo tiene un moderado límite elástico, tiene una muy buena resistencia al crecimiento de grietas por fatiga además de una buena tenacidad a la fractura. Sin embargo, la aleación más reciente 2524-T3 tiene una mejora del 15-20% en resistencia a la fractura y el doble de la resistencia al crecimiento de las grietas por fatiga en comparación a 2024-T3.

Las aleaciones 7XXX tienen mayores ventajas que las aleaciones 2XXX y se utilizan en láminas, placas, piezas de forja y de extrusión. Como la 2024-T3, la 7075-T6 se ha utilizado durante muchos años en la construcción del fuselaje; sin embargo, la grietas por corrosión ha sido un problema recurrente. Las nuevas aleaciones, como la 7055-T77, tienen mayor resistencia y tolerancia a fallos que la 7050-T7451, mientras que la 7085-T7651, tiene mayor dureza en secciones gruesas. Junto con el refuerzo de los controles de composición y eliminando las impurezas indeseadas, el desarrollo de mejores tratamientos térmicos de envejecimiento para las aleaciones 7XXX ha dado lugar a muy reducidos agrietamientos por corrosión bajo tensión y resistencia a la fractura mejorada, con un impacto mínimo en la fuerza.

Las mejoras en la tecnología de fabricación de piezas de aluminio, incluye el mecanizado de alta velocidad y soldadura por fricción y repercuten directamente en la bajada de costos.

Magnesio y berilio

Aunque tanto el magnesio como el berilio son materiales extremadamente ligeros, ambos tienen serios inconvenientes que limitan sus aplicaciones. Las aleaciones de magnesio compiten generalmente con las aleaciones de aluminio para aplicaciones estructurales. En comparación con las aleaciones de alta resistencia de aluminio, las aleaciones de magnesio no son normalmente tan resistentes y tienen un módulo de elasticidad menor. Sin embargo, las aleaciones de magnesio son significativamente más ligeras y por lo tanto son más competitivas ante una densidad específica y módulo específico base. El mayor obstáculo para el uso de las aleaciones de magnesio es su extremadamente pobre resistencia a la corrosión. El magnesio ocupa la posición anódica más alta en la serie galvánica, y por ello, no es potencialmente resistente a la corrosión. Además resulta un material difícil de trabajar ya que es explosivo.

El berilio es también un metal muy ligero con una atractiva combinación de propiedades. Sin embargo, el berilio debe ser procesado utilizando la metalurgia de polvos, una tecnología costosa, aunque interesante desde el punto de vista del mantenimiento. Además, la manipulación de los polvos de berilio son tóxicos, lo cual aumenta aún más su costo, ya que requiere de ambientes de fabricación controlados, y medidas de seguridad extras para la reparación/servicio de estructuras desplegadas. El berilio se suele emplear en aleaciones junto al cobre, sobre todo en piezas de turbinas o para moldes de herramientas.

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El titanio suele emplearse a menudo para ahorrar peso mediante la sustitución de las aleaciones de acero más pesadas en la estructura del avión y superaleaciones en las piezas de baja temperatura en las turbinas. El titanio también se usa en lugar del aluminio cuando los requisitos de temperatura exceden las capacidades del aluminio (~150 °C), o incluso en áreas donde la fatiga o corrosión ha sido un problema recurrente.

El titanio cada vez es más importante como material de las estructuras de las aeronaves. Debido a su resistencia excepcional a la fatiga, alta temperatura y resistencia a la corrosión, las aleaciones de titanio comprenden aproximadamente el 42% del peso estructural del nuevo avión de combate F-22, lo que supone más de 4.000 kilos. En el avión comercial, sin embargo, el Boeing 747-100 tan sólo contenía el 2,6% de titanio, mientras que el nuevo Boeing 777 contiene un 8,3%. Entre las nuevas aplicaciones del titanio se incluyen los trenes de aterrizaje, los cuales tradicionalmente se realizaban a partir de aceros de alta resistencia.

Por ejemplo, para ahorrar peso y eliminar el riesgo de fragilización por hidrógeno, la aleación beta del Ti-10V-2Fe-3Al se utiliza para los componentes del tren de aterrizaje en el Boeing 777. Las aleaciones de titanio también se utilizan ampliamente en las regiones de temperatura más bajas de turbinas de motores a reacción.

Aunque se han desarrollado muchas aleaciones nuevas desde mediados de la década de 1980, la aleación alfa-beta de Ti-6Al-4V es todavía la aleación de titanio más utilizada. Sin embargo, distintas aleaciones alfa-beta y beta más resistentes, están comenzando a sustituir al Ti-6Al-4V en determinadas aplicaciones.

Mientras que los aceros de alta resistencia normalmente representan tan sólo alrededor del 5-15% del peso del fuselaje estructural, a menudo se utilizan para las piezas muy críticas tales como los componentes de engranajes del tren de aterrizaje. Las principales ventajas de los aceros de alta resistencia son su extremadamente alta resistencia y rigidez. Esto puede ser extremadamente importante en las aplicaciones de engranajes del tren de aterrizaje donde es crítico para minimizar el volumen de los componentes del engranaje.

Las desventajas son sus altas densidades y la susceptibilidad a fractura frágil. Como resultado de sus niveles de alta resistencia, a menudo son susceptibles a la fragilización por hidrógeno y a la corrosión bajo tensión, que puede causar repentinas fallas quebradizas. Se está trabajando para desarrollar un acero inoxidable de ultra alta resistencia para aliviar algunos de los problemas de corrosión y fragilización con estos materiales.

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Figura 4: Capacidad de temperatura de las superaleaciones.

Las superaleaciones

Las superaleaciones o aleaciones de alto rendimiento presentan una excelente resistencia mecánica y resistencia a la fluencia a altas temperaturas, buena estabilidad superficial y elevada resistencia frente a la corrosión y oxidación.

Los elementos base de las superaleaciones empleadas en el sector aeroespacial son principalmente el níquel, cobalto y níquel-hierro. Las de níquel tienen un buen comportamiento hasta temperaturas de 1.000 °C y las de cobalto soportan aún mayores temperaturas sin degradarse sustancialmente. Este tipo de materiales metálicos se utilizan, por ejemplo, en la fabricación de palas de turbina para secciones calientes de los motores a reacción, turborreactores y cámaras de combustión. Dentro de las superaleaciones a base de níquel y para aplicaciones típicas orientadas a este exigente sector podemos citar:

Hastelloy D, fuerte, tenaz y extremadamente dura, lo que por el contrario es de difícil mecanización;

Inconel, que combina resistencia mecánica, a la corrosión y tenacidad, características del Ni, con la resistencia a la oxidación a altas temperaturas típicas del Cr. Resiste a la fatiga térmica sin hacerse frágil. Se utiliza en la fabricación de escapes y calentadores de los motores de avión.

Nimonic 90, principalmente utilizada por su resistencia a la fluencia, su alta tenacidad y estabilidad a altas temperaturas. Es la aleación básica para los motores a reacción.

Las superaleaciones a base de cobalto mantienen su resistencia a temperaturas elevadas. Además de incorporar metales refractarios y carburos metálicos, contienen niveles elevados de Cr, lo que aumenta la resistencia a la corrosión. Son más fáciles de soldar que otras superaleaciones y se forjan mejor. Se

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emplean para fabricar la estructura de la cámara de combustión de las turbinas y motores de cohetes, entre otros.

Con elementos base como el aluminio y el cromo, se comportan bien frente a la oxidación y corrosión ya que se forma una capa de óxido cuando el metal está expuesto al oxígeno encapsulando al material y protegiendo el resto de los componentes.

Las de base titanio resisten menos las altas temperaturas frente a las de Co y Ni aunque en los últimos diez años se han realizado avances tecnológicos en el desarrollo de modernos motores de turbinas para aeronaves y dirigibles utilizando estos materiales.

Figura 5: Composiciones típicas de superaleaciones.

Materiales compuestos o composites

Las ventajas de los materiales compuestos de alto rendimiento son muchas. Se podrían destacar las siguientes: peso más ligero, óptimas resistencias y rigideces, mejorada resistencia a la fatiga, resistencia a la corrosión, y, con buena práctica de diseño, reducción en los costos de ensamblaje, debido al menor número de piezas de detalle y elementos de fijación.

La resistencia específica y el módulo específico de los materiales compuestos de fibra de alta resistencia, especialmente las fibras de carbono, son mayores que otras aleaciones aeroespaciales metálicas comparables. Esto se traduce en un mayor ahorro de peso que repercute en un mejor rendimiento, una mayor carga útil, un mayor alcance/autonomía y un ahorro de combustible.

El ejército de EE UU desarrolló y fue pionero en utilizar los materiales compuestos. Los aviones AV-8B tenían un fuselaje con un 27% de su estructura en composites a principios de la década de 1980. El

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primer uso a gran escala de materiales compuestos en aviones comerciales se produjo en 1985, cuando el Airbus A320 voló por primera vez con estabilizadores horizontal y vertical realizados en materiales compuestos. Airbus ha aplicado los materiales compuestos, hasta en un 15% del peso total del fuselaje para sus modelos A320, A330 y A340.

Figura 6: Materiales de la turbina.

Si bien los porcentajes son más bajos en la aviación comercial que en la de combate, el tamaño de las piezas es mucho mayor. El costo de los materiales compuestos es la principal razón disuasoria para su más amplia aplicación. Por ello, para poder aumentar el empleo de este tipo de materiales de manera más generalizada, resulta imprescindible reducir los costos a través de diseños innovadores y depuradas tecnologías de fabricación.

El ensamblaje generalmente representa aproximadamente el 50% del coste del fuselaje. Los materiales compuestos ofrecen la oportunidad de reducir significativamente la mano de obra y elementos de fijación en el montaje, mediante diversas técnicas de curado y uniones adhesivas.

Los materiales compuestos de matriz de metal ofrecen una serie de ventajas en comparación con sus metales base, tales como mayores resistencias específicas y módulos, una mayor resistencia a elevadas temperaturas, menores coeficientes de expansión térmica y, en algunos casos, mejor resistencia al desgaste. En el lado negativo, comentar que resultan más caros que sus metales base y tienen menor resistencia. Los compuestos de matriz de metal también tienen algunas ventajas en comparación con los compuestos de matriz polimérica, especialmente destacables son unas mayores matrices dependiendo de resistencia y módulos, una mayor resistencia a elevadas temperaturas, la no absorción de la humedad, mayor conductividad eléctrica y térmica, y la no inflamabilidad.

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Sin embargo, los materiales compuestos de matriz metálica son normalmente más caros que incluso los compuestos de matriz polimérica, y los procesos de fabricación son mucho más limitados, especialmente para las complejas formas estructurales. Debido a su alto coste, las aplicaciones comerciales para los compuestos de matriz metálica son escasas. Ya que se prevé que serán importantes para futuros vehículos de vuelo hipersónico, tanto materiales compuestos de matriz de metal y de cerámica resultan de vital importancia.

Las fibras metálicas laminadas, en especial la fibra de vidrio reforzada de aluminio laminado (Glare) resulta otra forma de material compuesto que ofrece ventajas de rendimiento de fatiga sobre estructura de aluminio monolítico.

Figura 7: Comportamiento de los materiales resistencia específica vs. temperatura.

Las cerámicas presentan muchas propiedades deseables, tales como altos módulos, elevada resistencia a la compresión y alta temperatura, alta dureza y resistencia al desgaste, baja conductividad térmica, e inactividad química. Sin embargo, debido a su muy baja tenacidad a la fractura, la cerámica está limitada en aplicaciones estructurales. Tienen una tolerancia muy baja para romperse, lo que puede ocurrir ya sea durante la fabricación o en el servicio. Incluso una grieta muy pequeña puede crecer rápidamente a tamaño crítico, lo que lleva al fallo repentino.

Mientras que los refuerzos tales como fibras, filamentos o partículas se utilizan para reforzar polímeros y compuestos de matriz metálica, los refuerzos en materiales compuestos de matriz cerámica se utilizan principalmente para aumentar la tenacidad.

Debido a sus altos costos y problemas de fiabilidad, hay muy pocas aplicaciones comerciales de compuestos de matriz cerámica. Sin embargo, los compuestos carbono-carbono (CC) han encontrado

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aplicaciones en el sector aeroespacial para la protección térmica. Los materiales compuestos carbono-carbono son los más antiguos y maduros de los materiales compuestos de matriz cerámica. Se desarrollaron en la década de los pasados cincuenta para usos como carcasas de motores de cohete, protectores de calor, bordes de ataque y protección térmica. Para aplicaciones de alta temperatura, los materiales compuestos carbono-carbono ofrecen una estabilidad térmica excepcional, siempre que estén protegidos con revestimientos resistentes a la oxidación.

Figura 8: Diversos materiales de la turbina de motores a reacción.

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Figura 9: Diferentes tipos de materiales compuestos.

Clase

Material

Fuerza

Tensión

Fuerza

Compresión

 

Rigidez

 

Ductilida

d

Capacidad

Temperatur

a

 

Densida

d

 

Coste

Metales

Cerámicas

Polímeros

Alta

Baja

Muy baja

Alta

Alta

Muy baja

Media

Muy alta

Muy baja

Alta

Nula

Alta

Alta

Muy alta

Baja

Alta

Media

Baja

$$

$$$

$

PMC

MMC

CMC

Muy alta

Alta

Media

Alta

Alta

Alta

Muy alta

Muy alta

Muy alta

Baja

Baja

Baja

Media

Alta

Muy alta

Baja

Media

Media

$$$

$$$$

$$$$$

PMC: Composite de Matriz Polimérica

MMC: Composite de Matriz Metálica

CMC: Composite de Matriz Cerámica

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Para concluir

Cabe señalar que un solo material no cumple todas las necesidades de los actuales o futuros vehículos aeroespaciales. Todos ellos tienen algunas deficiencias, ya sea en prestaciones o en los costos. Con el creciente énfasis en el precio, los materiales de hoy y de mañana, tendrán que ser procesados y fabricados en un entorno de costos muy competitivo. Si bien se ha hecho mucho a este respecto en el siglo XX, de cara a futuro se antojan necesarias incluso más mejoras tanto en los materiales como en las tecnologías de fabricación.

Como tendencias que se observarán a corto y medio plazo se pueden citar: Una mayor utilización de la ‘Metalurgia de polvos’. Presenta grandes facilidades en las reparaciones en las

piezas. El único problema es el precio. Crear piezas a partir de polvos metálicos es caro; si se solventa ese escollo se les augura un gran futuro.

Una generalizada implantación de ‘Superaleaciones’ con avanzadas prestaciones. Gran uso de ‘Materiales Compuestos’ en estructuras de las aeronaves y otras aplicaciones conexas.

Materiales de la cámara de combustión Compresores (álabes)Álabes fijos de los compresores AISI 410Álabes móviles aleaciones de titanio con elevada resistencia específica, resistencia a la corrosión y resistencia a fatiga. Por ejemplo 6% Aluminio, 4% Vanadio, resto Titanio.Cámaras de combustión: HASTELLOY X (base níquel, cromo 22% Mo 9% Fe 18.5%)Álabes fijos o toberas de la turbina: erosión, oxidación, fisura por choque y falla térmica. Para estas causas de falla son ideales las aleaciones de Cobalto (Cr 21%, W 7%, resto Cobalto).Álabes: sumado a lo anterior grandes esfuerzos mecánicos. Aleaciones similares y también base Níquel (Nimonic: Cr 15% Co 15% Mo 3.5% Ti 4% resto Níquel). Discos de Motores Turbinas de gasSe utiliza el Inconel 901 (Cr 13%, Mo 6 %, Ni 42%, resto hierro).Estas aleaciones son muy difíciles de forjar

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Motores a reacción

Turborreactor

Elementos básicos del ciclo de Brayton: c compresor, b cámara de combustión, t turbina

Artículo principal: Turborreactor

Un turborreactor es un tipo de motor de combustión interna utilizado a menudo para impulsar una aeronave. El aire es arrastrado a un compresor rotatorio a través de la toma de aire y es comprimido, durante varias etapas sucesivas, a alta presión antes de entrar en la cámara de combustión. El combustible es mezclado con el aire comprimido e inflamado. Este proceso de combustión aumenta considerablemente la temperatura del gas. El resultado de la combustión sale para expandirse a través de la turbina, donde se extrae la energía para mover el compresor. Aunque este proceso de expansión reduce tanto la temperatura como la presión del gas, estos se mantienen generalmente superiores a los del medio. El flujo de gas de salida de la turbina se expande a la presión ambiental a través de una tobera de propulsión, produciendo un chorro a altas velocidades. Si la velocidad de este chorro de gases supera a la velocidad del avión, entonces hay un empuje neto hacia delante.

Bajo condiciones normales, la acción de bomba del compresor asegura cualquier retroceso del flujo, consiguiendo así un proceso continuo en el motor. De hecho, el proceso completo es similar al ciclo de cuatro tiempos, pero donde la admisión, compresión, ignición, expansión y salida se realiza simultáneamente, pero en distintas secciones del motor. La eficiencia de un motor de reacción depende fuertemente de la relación de presiones y la temperatura de la turbina.

Comparando el turborreactor con el motor convencional a hélice, el primero toma una cantidad relativamente pequeña de masa de aire y la acelera considerablemente, mientras que una hélice utiliza una masa de aire grande y la acelera sólo una pequeña parte. La salida de gases a altas velocidades de un turborreactor lo hace eficaz a velocidades altas, especialmente a lassupersónicas, y a altitudes elevadas. En aviones más lentos y aquellos que sólo realicen vuelos cortos, una turbina de gas propulsada por una hélice, conocido como turbopropulsor, es más común y eficiente.

El diseño de turborreactor más simple es de una sola bobina, en el que un único eje conecta la turbina al compresor. Para diseños con relaciones de presión más altas suelen tener dos ejes concéntricos, mejorando la estabilidad del compresor. El eje de alta presión conecta el compresor y turbina de alta

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presión. Esta bobina externa de alta presión, con la cámara de combustión, forma el núcleo o generador del motor. El eje interno conecta el compresor de baja presión con la turbina de baja presión. Ambas bobinas pueden funcionar libremente para conseguir velocidades óptimas, como en aviones supersónicos como el Concorde.

Turbofan

La mayoría de los motores de reacción modernos son realmente turbofans, también llamados turboventiladores, donde un compresor de baja presión actúa como un ventilador (fan, en inglés), proporcionando aire comprimido no sólo al núcleo del motor, sino a un conducto de derivación. El flujo de aire derivado bien pasa a una tobera fría separada o se mezcla con los gases de salida de la turbina de baja presión, antes de expandirse a través de una tobera de flujo mixto.

Los motores turbofan civiles tienen un empuje específico bajo (empuje neto dividido por el flujo de aire) para mantener el ruido del motor bajo y mejorar la eficiencia en el combustible. En consecuencia, la relación de derivación (flujo de derivación dividido por el flujo del núcleo) suele ser alta, entre 4:1 y 8:1. Sólo se necesita una única fase de ventilador debido a que el bajo empuje específico implica una relación de presión del ventilador baja.

En los turbofans militares, sin embargo, el empuje específico es alto, para aumentar el empuje dado en una zona, aumentando también el ruido del motor. Generalmente se necesita varias etapas de ventiladores para alcanzar una alta presión. En consecuencia, la relación de derivación suele ser baja. Una ecuación aproximada para calcular el empuje neto de un motor de reacción, ya sea un turborreactor o un turbofan mixto, es

donde:

tasa de la masa de aire de entrada

velocidad del chorro de gases completamente expandidos

velocidad de vuelo del avión

Mientras que el término representa el empuje en bruto en la tobera, el término representa la resistencia en la toma de aire.

Componentes principales

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Las 4 fases del ciclo de Brayton, de combustión interna, y elementos en que se desarrolla cada fase del ciclo en un

turborreactor de simple flujo, de aviación.

Los componentes principales de un motor de reacción son similares en los diferentes tipos de motor, aunque no todos los tipos contienen todos los componentes. Las principales partes incluyen:

Entrada o toma de aire: para aviones subsónicos, la entrada de aire hacia el motor de reacción no presenta dificultades especiales, y consiste esencialmente en una apertura que está diseñada para reducir la resistencia como cualquier otro elemento del avión. Sin embargo, el aire que alcanza al compresor de un reactor normal debe viajar a una velocidad inferior a la del sonido, incluso en aviones supersónicos, para mantener una mecánica fluida en el compresor y los álabes de la turbina. A velocidades supersónicas, las ondas de choque que se forman en la entrada de aire reduce la presión en el compresor. Algunas entradas de aire supersónicas utilizan sistemas, como un cono o rampa, para incrementar la presión y hacerlo más eficiente frente a las ondas de choque.

Compresor o ventilador: el compresor está compuesto de varias etapas. Cada etapa consiste en álabes que rotan y estatores que permanecen estacionarios. El aire pasa a través del compresor, incrementando su presión y temperatura. La energía se deriva de la turbina que pasa por el rotor.

Eje: transporta energía desde la turbina al compresor y funciona a lo largo del motor. Puede haber hasta tres rotores concéntricos, girando a velocidades independientes, funcionando en sendos grupos de turbinas y compresores.

Cámara de combustión: es el lugar donde se quema continuamente el combustible en el aire comprimido.

Turbina: actuando como un molino de viento, extrayendo la energía de los gases calientes producidos en la cámara de combustión. Esta energía es utilizada para mover el compresor a través del rotor, ventiladores de derivación, hélices o incluso convertir la energía para utilizarla en otro lugar a través de una caja de accesorios con distintas salidas. El aire relativamente frío puede ser utilizado para refrigerar la cámara de combustión y los álabes de la turbina e impedir que se fundan.

Postcombustor: utilizado principalmente en aviones militares, produce un empuje adicional quemando combustible en la zona de la tobera, generalmente de forma ineficiente, para aumentar la temperatura de entrada de la tobera.

Tobera o salida: los gases calientes dejan el motor hacia la atmósfera a través de una tobera, cuyo objetivo es producir un aumento de la velocidad de estos gases. En la mayoría de los casos, la tobera es convergente o de área de flujo fija.

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Tobera supersónica: si la relación de presión de la tobera (la división entre presión de entrada de la tobera y la presión ambiente) es muy alta, para maximizar el empuje puede ser eficaz, a pesar del incremento de peso, utilizar una tobera convergente-divergente o de Laval. Este tipo de tobera es inicialmente convergente, pero más allá de la garganta (la zona más estrecha), empieza a incrementar su área en la parte divergente.

La optimización de un motor depende de muchos factores incluyendo el diseño de la toma de aire, el tamaño total, el número de etapas del compresor, el tipo de combustible, el número de etapas de salida, los materiales de los componentes, la cantidad de aire derivada en los casos donde se haga uso de derivación de aire, etc.

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Tipos según el compresor

Otra de las partes que componen los turborreactores son los compresores, que por cierto son los encargados de dar el prefijo a la palabra turborreactores.

Un compresor es un aparato, maquina, que como su propio nombre dice, se encarga de comprimir el aire o cualquier otro gas. Por lo tanto lo que hace es reducir el espacio de este y incrementar su presión y temperatura (aunque muchas veces es esto último lo que se intenta evitar).

De compresores los hay de diferentes tipos, medidas, materiales, capacidades, etc., pero los más utilizados en la industria aeronáutica actualmente son dos: los centrífugos y los axiales.

Turborreactor de flujo centrífugo

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Los compresores centrífugos fueron los primeros utilizados en los motores a reacción, tanto en los modelos ingleses como en la americanos, ya que su relativa ligereza y facilidad de fabricación era y es compatible con la gran masa de aire que pueden llegar a comprimir cuando la elevación de presión exigida no es muy elevada.

Este tipo de compresores está formado principalmente por tres componentes: el rotor, el difusor y el colector. El rotor esta montado sobre un eje, y el conjunto esta cerrado en un cárter. Por una parte el aire tiene su entrada a este en el difusor y después de haber pasado por el espiral que supone el rotor sale a diferente presión por el colector. El hecho de que el aire se comprima es debido a que al girar el rotor, su gran velocidad arrastra el aire por la acción de la fuerza centrifuga hacia la periferia (de ahí su nombre), apareciendo así un incremento de presión velocidad y temperatura.

Turborreactor de flujo axial

Los compresores axiales, por su configuración, elevado rendimiento y facilidad de acoplamiento de varios escalones, han adquirido un gran desarrollo en la técnica de la propulsión a reacción, y de ellos han partido multitud de variantes: compresores axiales sencillos, compresores axiales dobles, turbocompresores para motores de doble flujo en disposición serie o paralelo, etc...

La principal diferencia respecto al compresor centrífugo es, que en el axial la corriente de aire sigue una dirección sensiblemente paralela al eje de rotor; la velocidad radial es nula puesto que el radio de la salida y entrada del rotor es de iguales dimensiones.

Los compresores axiales distan también de los centrífugos en el numero de partes que están compuestos; en el caso de los axiales solo son dos el numero de componentes básicos: el rotor y el estator o difusor.

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Su funcionamiento es un tanto diferente respecto a el compresor centrífugo.

Debido a la rotación de la cascada de alabes del rotor, el aire adquiere una velocidad tangencial la cual proporciona un momento cinético respecto del eje del rotor mediante el cual se comunica un trabajo al aire para la elevación de presión.

Ventajas y desventajas

Este tipo de motores se utiliza principalmente en la aeronáutica, ya que presenta una seria de características que no poseen los motores alternativos. Resultan:

-Ser más eficientes respecto a los términos de consumo del combustible. -Ser más sencillos y tener menos partes móviles -Tener una mejor relación entre el peso y la potencia -Un menor requerimiento del mantenimiento. -Tener la vida útil más larga.

Si bien el turborreactor es más eficaz en algunos aspectos respecto de otros tipos de motores de uso aeronáutico, comparado a los estatorreactores tiene desventajas técnicas a la hora de la construcción y del mantenimiento. Los estatorreactores, a diferencia de los reactores, pulsorreactores y motores de combustión interna, ofrecen el sistema valveless (sin válvula como los tipo Lockwood Hiller) y que tienen ventajas significativas tales como:

Carencia de piezas móviles. Relaciones peso/empuje mayores que los reactores. Imposibilidad de fallo por ingestión de partículas sólidas. Posibilita usar otros combustibles como aceites naturales, alcoholes o gases licuados sin modificación alguna. Construcción simple. Fácil disponibilidad de materiales. La velocidad de los aviones de hélice era bastante limitada, por lo tanto para volar más rápidamente era necesario otro diseño. Durante los años 30 un ingeniero alemán, Hans von Ohain, y un ingeniero inglés, Frank Whittle intentaban diseñar un nuevo tipo de motor, cada uno por separado. Hacia 1938, Hans von Ohain y su mecánico Max Hahn ya habían diseñado, construido y realizado pruebas de vuelo de un avión de propulsión a chorro. Su diseño contenía un compresor (cierto tipo de rotor) y una turbina en el mismo eje. El diseño de Frank Whittle también incluía un rotor o hélice interna accionada por una turbina con un combustor. Su avión de propulsión a chorro voló con éxito en 1941. Así, ambas naciones, Inglaterra y Alemania, dieron inicio a la era de la propulsión a chorro.

En el momento que fueron introducidos los turborreactores, la velocidad máxima de un caza equipado con este tipo de motores era por lo menos 160 km/h más veloz que uno con motor de pistones. El célebre Messerschmitt Me 262 fue el primer avión no experimental y de producción en ser propulsado por turborreactores. La relativa simplicidad de diseño de los turborreactores se prestaban para la producción en tiempo de guerra, pero el conflicto finalizó antes de que los turborreactores pudieran ser producidos en masa. El modelo más avanzado desarrollado durante la guerra fue el Heinkel HeS 011 pero no llegó a tiempo para entrar en servicio.

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Desde entonces, se han realizado muchas mejoras y variaciones de los diseños del motor a reacción. Además, motores de propulsión a chorro más eficientes han hecho posible la fabricación de aviones más grandes y más rápidos. En menos de 100 años, los aviones han ido desde el primer avión de los hermanos Wright y de su primer vuelo de 12 segundos y 120 pies hasta los aviones supersónicos que son capaces de volar alrededor del mundo en unas cuantas horas. Todo esto se hizo posible gracias a la invención del motor a reacción.

Motores y aviones

De Havilland Goblin

El De Havilland Goblin (en inglés, Duende), es uno de los primeros turborreactores, diseñado por Frank Halford. El Goblin construido por de Havilland fue el segundo reactor británico en volar, y el primero en pasar las pruebas y recibir la clasificación de "turbina de gas".

El Goblin fue el motor primario del de Havilland Vampire, y también motorizó al Saab 21R, al Fiat G.80 y al de Havilland Swallow. El Goblin fue agrandado para crear el de Havilland Ghost.

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Especificaciones (D.H Goblin II)

Tipo: Turborreactor de flujo centrífugo Largo: 2.718 mm Diámetro: 1.270 mm Peso: 703 kg

Compresor: centrífugo de una cara Combustión: 16 cámaras Turbina: una etapa Combustible: Kerosene Empuje: 1.800 kgf (13,3 kN) a 10.200 rpm Compresión: 3,3:1

Flujo de aire: 27 kg/sec

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Temperatura de turbina: 790 °C Consumo: 1.687 kg/h - 2.114 l/h Consumo específico: 1,3 kg/kgf/h Empuje/peso: 1,9 kgf/kg

motor: El De Havilland DH.100 Vampire

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El de Havilland DH.100 Vampire (‘vampiro’ en inglés) fue el segundo avión de reacción comisionado por la Royal Air Force durante la Segunda Guerra Mundial (siendo el primero el Gloster Meteor), aunque no entró en combate en ese conflicto. El Vampire sirvió en los escuadrones de primera línea de la RAF hasta 1955, además de ser utilizado en numerosos países. Se construyeron casi 4.400 unidades de las que una cuarta parte fueron bajo licencia.

Características generales

Tipo: Avión Caza Origen: De Havilland Aircraft Company/ English Electric (Inglaterra) Planta motriz: Un turborreactor de Havilland Globin II de 6,3 kN de empuje. Tripulación: 1

Dimensiones Envergadura 11,6 m Longitud 9,37 m Altura 1,88 m Superficie alar: 24,3 m² Peso en vacío 3.300 kg

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Peso máximo al despegue: 5.618 kg

Rendimiento

Velocidad máxima operativa (Vno): 860 km/h a nivel de mar. Alcance: 1.755 km Techo de servicio: 12.000 m

Rolls-Royce Avon

El Rolls-Royce Avon fue el primer motor a reacción de flujo axial diseñado y producido por Rolls-Royce. Introducido en 1950, se acabaría convirtiendo en uno de los diseños de motor más exitoso después de la Segunda Guerra Mundial. Fue utilizado en un gran número de aviones, tanto militares como civiles, dejando de construirse tras veinticuatro años en 1974.

Especificaciones (Avon 301R)

05/10/2015

Tipo: Turborreactor de flujo axial Largo: 3.200 mm

Diámetro: 907 mm Peso en vacío: 1.309 kg

Componentes

Compresor: Flujo axial de quince etapas Turbina: Flujo axial de dos etapas

Combustible: Queroseno Combustión: 68 kg/s

Rendimiento Empuje: 56,45 kN en seco / 72,77 kN con recalentador

Compresión: 7,45:1 Consumo: 0,932 lb/lbf h (seco) 1,853 lb/lbf h (mojado)2

Empuje/peso: 5,66:1 (56 N/kg)

Usa este motor: El Sud Aviation Caravelle

05/10/2015

El Sud Aviation SE 210 Caravelle fue el primer turborreactor comercial francés, que se distinguió también por ser el primer turborreactor comercial de corto y medio alcance, y el único con la planta motriz montada en

la parte posterior del fuselaje.

Generalmente el Caravelle es considerado como el primer diseño de avión de reacción realmente satisfactorio, pues sus dos antecesores sufrieron diversos problemas que no permitieron su consolidación. El

Caravelle sería uno de los más populares reactores durante años, siendo vendido a compañías de toda Europa e incluso habiendo 20 unidades en servicio en los Estados Unidos.

Características generales

Características Tipo: Avión de pasajeros

Origen: Sud Aviation (Francia) Planta motriz: 2× turborreactor Rolls-Royce Avon RA 29 Mk.527.

Empuje normal: 56,45 kN de empuje cada uno.

05/10/2015

Tripulación: 3 Capacidad: 89 pasajeros

Dimensiones Envergadura 34,3 m

Longitud 32 m Altura 9 m

Superficie alar: 146.7 m² Peso en vacío 24.200 kg 53.352 libras Peso máximo al despegue: 46.000 kg

Rendimiento

Velocidad máxima operativa (Vno): 725 km/h 450 mph Alcance: 1.700 km

Techo de servicio: 12.800 m

Bibliografia

http://www.interempresas.net/MetalMecanica/Articulos/101083-Materiales-de-alto-rendimiento-para-el-sector-mas-exigente.html

05/10/2015

https://www.google.com.mx/url?sa=t&rct=j&q=&esrc=s&source=web&cd=2&ved=0CCgQFjABahUKEwieycTIzKrIAhXCWz4KHU3cB4g&url=http%3A%2F%2Fwww.ing.unlp.edu.ar%2Fcatedras%2FM0639%2Fdescargar.php%3Fsecc%3D0%26id%3DM0639%26id_inc%3D2917&usg=AFQjCNHpV0ATT6eDUcWhX-nPLWhTWt57Mw&sig2=BNYhrJ00Xx07PUufGGa0mQ

https://es.wikipedia.org/wiki/Motor_de_reacci%C3%B3n

http://www.taringa.net/comunidades/aeroespacio/7345528/Motores-aeronauticos-parte-10---Turborreactor.html

http://es.wikipedia.org/wiki/Turborreactor 

http://monografias.interbusca.com/aeronautica/turborreactor.html 

http://web.educastur.princast.es/proyectos/grupotecne/asp1/investigacion/vermensajebbb.asp?idmensaje=2283 

http://html.rincondelvago.com/motores-a-reaccion.html 

http://www.buenastareas.com/ensayos/Funcionamiento-General-De-Turborreactores/4336503.html 

http://es.wikipedia.org/wiki/De_Havilland_Goblin 

http://es.wikipedia.org/wiki/De_Havilland_Vampire 

http://es.wikipedia.org/wiki/Rolls-Royce_Avon 

http://en.wikipedia.org/wiki/Sud_Aviation_Caravelle

05/10/2015