el rendimiento propulsivo que significa cuanta energía mecánica de ese giro se convierte empuje del motor. El rendimiento térmico aumenta principalmente con las temperaturas y presiones máximas que el aire alcanza en el interior del motor, para ello es necesario desarrollar innovadores diseños aerodinámicas para mejorar los la eficiencia aerodinámica de los compresores y turbinas del motor que permitan aumentar la relación de compresión global (OPR por sus siglas en inglés), y nuevos materiales y tecnologías refrigeración para poder aumentar al máximo las temperaturas obtenidas en la cámara de combustión (o TET, por temperatura de entrada a la Turbina). Los motores que estaban en servicio en el año 2000 tenían una relación de compresión del orden de 35 y temperaturas de entrada a turbina del orden de 1500 ºC, con lo que se obtenían unos valores de rendimiento térmico de aproximadamente el 45%. El valor teórico máximo que se podría obtener del rendimiento térmico estaría alrededor de un 60%, para acercarse a ese valor se estableció como objetivo aumentar la relación de compresión hasta un valor de 60, y la temperatura de entrada a turbina hasta del orden de 1700 ºC. Por otro lado el rendimiento propulsivo depende principalmente de la relación de derivación del motor (más conocida por su definición en inglés “bypass ratio” o BPR), es decir la relación entre cantidad de flujo de aire que entra en el motor succionado por el fan y la que se deriva hacia el núcleo del motor dónde se encuentra la cámara de combustión, en la que esa porción de flujo de aire se mezcla con el Ensayos en vuelo del Advance Low Pressure System. combustible para producir la combustión aumentando radicalmente la temperatura de esa mezcla de aire y combustible. Los motores en servicio en el año 2000 tenían una relación de derivación del orden de 5, con lo que se obtenía una eficiencia propulsiva cerca del 75%. Para aumentar la relación de derivación se necesitan fanes de mayor diámetro en relación al núcleo del motor, lo cual a su vez tiene un impacto negativo tanto en el peso de la planta propulsiva, como en su instalación en sí en el avión, por lo que se hace necesario desarrollar Airbus A320neo propulsado por un PW1000G. metodologías para reducir el peso de los principales elementos del motor asociados al fan (conocido genéricamente como sistema de baja presión que consta básicamente del fan en sí y de la turbina de baja) ya sea por la optimización aerodinámica (que permite reducir el número de álabes) o por el desarrollo de nuevos materiales más ligeros (como materiales compuestos en el fan o Aluminuros de Titanio en la turbina). El aumento del tamaño del fan tiene otro efecto perjudicial en la configuración del motor, ya que cuanto mayor es su diámetro es necesario reducir las revoluciones de giro para evitar que se formen ondas de choque en los extremos de los álabes del fan, por lo que la turbina que proporciona potencia al fan debe tener más etapas de expansión, debido a su baja velocidad de giro que las hace aerodinámicamente menos eficiente, con lo que los límites efectivos de relación de derivación alcanzables por un turbofan convencional (o DDTF por “Direct Drive Turbo Fan) se encuentran del orden de 10. Por ello desde ini- REVISTA DE AERONÁUTICA Y ASTRONÁUTICA / Noviembre 2016 959
REVISTA DE AERONAUTICA Y ASTRONAUTICA 858
To see the actual publication please follow the link above