Turboventilador

La relación de derivación (BPR) de un motor turbofán es la relación entre el caudal másico de la corriente de derivación y el caudal másico que entra al núcleo. ^{[ 11 ]} Una relación de derivación de 6, por ejemplo, significa que pasa 6 veces más aire por el conducto de derivación que la cantidad que pasa por la cámara de combustión.

Los motores turbofán se suelen describir en términos de BPR, que junto con la relación de presión global, la temperatura de entrada de la turbina y la relación de presión del ventilador son parámetros de diseño importantes. Además, el BPR se cita para instalaciones de turbohélice y ventilador sin conducto porque su alta eficiencia propulsora les da las características de eficiencia global de los turbofanes de muy alto bypass. Esto permite mostrarlos junto con los turbofanes en gráficos que muestran tendencias de reducción del consumo específico de combustible (SFC) con el aumento del BPR. ^{[ 12 ]} El BPR también se puede citar para instalaciones de ventilador de sustentación donde el flujo de aire del ventilador está alejado del motor y no fluye más allá del núcleo del motor.

Considerando un núcleo constante (es decir, una relación de presión y una temperatura de entrada de la turbina fijas), velocidades del núcleo y del chorro de derivación iguales y una condición de vuelo particular (es decir, número de Mach y altitud), el consumo de combustible por libra de empuje (sfc) disminuye con el aumento de la BPR. Al mismo tiempo, los empujes bruto y neto aumentan, pero en cantidades diferentes. ^{[ 13 ]} Existe un potencial considerable para reducir el consumo de combustible para el mismo ciclo del núcleo aumentando la BPR. Esto se logra debido a la reducción en libras de empuje por lb/seg de flujo de aire (empuje específico) y la consiguiente reducción en la energía cinética perdida en los chorros (aumento en la eficiencia propulsora). ^{[ 14 ]}

Si toda la potencia del gas de una turbina de gas se convierte en energía cinética en una tobera de propulsión, la aeronave es más adecuada para altas velocidades supersónicas. Si se transfiere toda a una gran masa de aire separada con baja energía cinética, la aeronave es más adecuada para velocidad cero (vuelo estacionario). Para velocidades intermedias, la potencia del gas se comparte entre una corriente de aire separada y el propio flujo de la tobera de la turbina de gas en una proporción que proporciona el rendimiento requerido de la aeronave. La compensación entre flujo másico y velocidad también se observa en hélices y rotores de helicópteros al comparar la carga del disco y la carga de potencia. ^{[ 15 ]} Por ejemplo, el mismo peso de un helicóptero puede ser soportado por un motor de alta potencia y un rotor de pequeño diámetro o, para menos combustible, por un motor de menor potencia y un rotor más grande con menor velocidad a través del rotor.

Bypass usually refers to transferring gas power from a gas turbine to a bypass stream of air to reduce fuel consumption and jet noise. Alternatively, there may be a requirement for an afterburning engine where the sole requirement for bypass is to provide cooling air. This sets the lower limit for BPR and these engines have been called "leaky" or continuous bleed turbojets^[16] (General Electric YJ-101 BPR 0.25) and low BPR turbojets^[17] (Pratt & Whitney PW1120). Low BPR (0.2) has also been used to provide surge margin as well as afterburner cooling for the Pratt & Whitney J58.^[18]

Propeller engines are most efficient for low speeds, turbojet engines for high speeds, and turbofan engines between the two. Turbofans are the most efficient engines in the range of speeds from about 500 to 1,000 km/h (270 to 540 kn; 310 to 620 mph), the speed at which most commercial aircraft operate.^[19][20]

In a turbojet (zero-bypass) engine, the high temperature and high pressure exhaust gas is accelerated when it undergoes expansion through a propelling nozzle and produces all the thrust. The compressor absorbs the mechanical power produced by the turbine. In a bypass design, extra turbines drive a ducted fan that accelerates air rearward from the front of the engine. In a high-bypass design, the ducted fan and nozzle produce most of the thrust. Turbofans are closely related to turboprops in principle because both transfer some of the gas turbine's gas power, using extra machinery, to a bypass stream leaving less for the hot nozzle to convert to kinetic energy. Turbofans represent an intermediate stage between turbojets, which derive all their thrust from exhaust gases, and turbo-props which derive minimal thrust from exhaust gases (typically 10% or less).^[21] Extracting shaft power and transferring it to a bypass stream introduces extra losses which are more than made up by the improved propulsive efficiency. The turboprop at its best flight speed gives significant fuel savings over a turbojet even though it has extra machinery (an extra turbine, a gearbox and a propeller), with its own losses, rather than the turbojet's simple low-loss nozzle.^[22]

Froude, or propulsive, efficiency can be defined as $${\displaystyle \eta _{f}={\frac {2}{1+{\frac {V_{j}}{V_{a}}}}},}$$ where

V_j = thrust equivalent jet velocity,

V _a = velocidad de la aeronave.

Mientras que un motor turborreactor utiliza toda la potencia del motor para producir empuje en forma de un chorro de gases de escape calientes y de alta velocidad, el aire de derivación frío y de baja velocidad de un turbofán proporciona entre el 30 % y el 70 % del empuje total producido por un sistema turbofán. ^{[ 23 ]}

El empuje ( F _N ) generado por un turbofán depende de la velocidad de escape efectiva del escape total, como en cualquier motor a reacción, pero debido a que hay dos chorros de escape presentes, la ecuación de empuje se puede expandir como ^{[ 24 ].}$${\displaystyle F_{\text{N}}={\dot {m}}_{\text{e}}v_{\text{he}}-{\dot {m}}_{\text{o}}v_{\text{o}}+{\text{BPR}}\,({\dot {m}}_{\text{c}})v_{\text{f}},}$$ dónde

${\displaystyle {\dot {m}}_{\text{e}}}$= el caudal másico del flujo de gases de escape de combustión caliente del motor principal,

${\displaystyle {\dot {m}}_{\text{o}}}$= el caudal másico total de aire que entra en el turbofán =${\displaystyle {\dot {m}}_{\text{c}}+{\dot {m}}_{\text{f}}}$,

${\displaystyle {\dot {m}}_{\text{c}}}$= el caudal másico de aire de admisión que fluye hacia el núcleo del motor,

${\displaystyle {\dot {m}}_{\text{f}}}$= la tasa másica de aire de admisión que desvía el núcleo del motor,

${\displaystyle v_{\text{f}}}$= la velocidad del flujo de aire que rodea el núcleo del motor,

${\displaystyle v_{\text{él}}}$= la velocidad de los gases de escape calientes del motor principal,

${\displaystyle v_{\text{o}}}$= la velocidad de la entrada de aire total = la velocidad aerodinámica real de la aeronave,

BPR = índice de derivación.

Los sistemas de toberas del conducto frío y del conducto central son relativamente complejos debido al uso de dos flujos de escape separados. En motores de alto bypass, el ventilador está situado en un conducto corto cerca de la parte delantera del motor y normalmente tiene una tobera fría convergente, con la cola del conducto formando una tobera de baja relación de presión que en condiciones normales se estrangulará creando patrones de flujo supersónico alrededor del núcleo. La tobera central es más convencional, pero genera menos empuje y, dependiendo de las decisiones de diseño, como las consideraciones de ruido, es posible que no se estrangule. ^{[ 25 ]} En motores de bajo bypass, los dos flujos pueden combinarse dentro de los conductos y compartir una tobera común, que puede estar equipada con postquemador.

La mayor parte del flujo de aire a través de un turbofán de alto bypass es un flujo de bypass de baja velocidad: incluso cuando se combina con el escape del motor de velocidad mucho mayor, la velocidad media del escape es considerablemente menor que en un turborreactor puro. El ruido del motor turborreactor es predominantemente ruido de chorro debido a la alta velocidad del escape. Por lo tanto, los motores turbofán son significativamente más silenciosos que un reactor puro del mismo empuje, y el ruido de chorro ya no es la fuente predominante. ^{[ 26 ]} El ruido del motor turbofán se propaga tanto aguas arriba a través de la entrada como aguas abajo a través de la tobera primaria y el conducto de bypass. Otras fuentes de ruido son el ventilador, el compresor y la turbina. ^{[ 27 ]}

Los aviones comerciales modernos emplean motores de alto índice de derivación (HBPR) con sistemas de escape de conducto corto, sin mezcla y de flujo separado. El ruido durante el despegue proviene principalmente del ventilador y del chorro. ^{[ 28 ]} La principal fuente de ruido del chorro es la mezcla turbulenta de capas de cizallamiento en el escape del motor. Estas capas de cizallamiento contienen inestabilidades que generan vórtices altamente turbulentos que producen las fluctuaciones de presión responsables del sonido. Para reducir el ruido asociado al flujo del chorro, la industria aeroespacial ha buscado interrumpir la turbulencia de la capa de cizallamiento y reducir el ruido general producido. ^{[ 29 ]}

El ruido del ventilador puede provenir de la interacción de las estelas de las palas del ventilador con el campo de presión de los álabes del estator de salida del ventilador aguas abajo. Puede minimizarse mediante un espaciado axial adecuado entre el borde de salida de la pala y la entrada del estator. ^{[ 30 ]} A altas velocidades del motor, como en el despegue, las ondas de choque de las puntas supersónicas del ventilador, debido a su naturaleza desigual, producen un ruido de naturaleza discordante conocido como ruido de "sierra zumbadora". ^{[ 31 ] [ 32 ]}

Todos los motores turbofán modernos cuentan con revestimientos acústicos en la góndola para amortiguar el ruido. Estos se extienden lo máximo posible para cubrir la mayor superficie. El rendimiento acústico del motor puede evaluarse experimentalmente mediante ensayos en tierra ^{[ 33 ] o en bancos de ensayo experimentales específicos [ 34 ]} .

En la industria aeroespacial ,Los chevrones son los patrones dentados o "dientes de sierra" en los bordes de salida de algunas góndolas y toberas de escape de motores a reacción ^{[ 35 ]} que se utilizan para la reducción de ruido . La geometría dentada de los bordes suaviza la mezcla del aire caliente de alta velocidad del núcleo del motor y el aire de derivación (o ambiente) más frío que se mueve más lentamente al crear vórtices longitudinales en la interfaz, lo que a su vez reduce la turbulencia que genera ruido. ^{[ 35 ] [ 36 ]} La NASA contrató a General Electric y Pratt & Whitney para investigar y desarrollar métodos de mezcla a mediados de la década de 1990 y principios de la década de 2000. ^{[ 36 ]} Sin embargo, los chevrones inducen resistencia que resulta en una ligera pérdida de empuje. Algunos ejemplos notables de tales diseños son el Boeing 787 , el Boeing 737 Max y el Boeing 747-8 , con los motores Rolls-Royce Trent 1000 (787), General Electric GEnx (787, 747-8) y CFM LEAP (solo la variante 1B; 737 Max). ^{[ 37 ]} 

Un turbofán de alto empuje específico y baja relación de derivación normalmente cuenta con un ventilador multietapa detrás de los álabes directores de entrada, lo que genera una relación de presión relativamente alta y, por lo tanto, produce una alta velocidad de escape (mezclada o fría). El flujo de aire del núcleo debe ser lo suficientemente grande para asegurar que haya suficiente potencia en el núcleo para accionar el ventilador. Un ciclo con menor flujo en el núcleo y mayor relación de derivación se puede lograr elevando la temperatura de entrada del rotor de la turbina de alta presión (HP).

Para ilustrar una diferencia entre un turbofán y un turborreactor, se pueden realizar comparaciones con el mismo flujo de aire (por ejemplo, manteniendo una entrada común) y el mismo empuje neto (es decir, el mismo empuje específico). Solo se puede añadir un flujo de derivación si la temperatura de entrada de la turbina no es demasiado alta para compensar el menor flujo del núcleo. Las futuras mejoras en la tecnología de refrigeración y materiales de las turbinas permitirán una mayor temperatura de entrada, necesaria debido al aumento de la temperatura del aire de refrigeración, como consecuencia del incremento de la relación de presión total .

El turbofán resultante, con eficiencias razonables y pérdidas en el conducto debido a los componentes añadidos, probablemente funcionaría con una relación de presión en la tobera mayor que la del turborreactor, pero con una temperatura de escape menor para mantener el empuje neto. Dado que el aumento de temperatura en todo el motor (desde la admisión hasta la tobera) sería menor, el flujo de combustible (potencia en seco) también se reduciría, lo que resultaría en un mejor consumo específico de combustible (SFC).

Algunos turbofanes militares de baja relación de derivación (por ejemplo, F404 , JT8D ) tienen álabes guía de entrada variables para dirigir el aire hacia la primera etapa del rotor del ventilador. Esto mejora el margen de sobretensión del ventilador (véase el diagrama del compresor ).

Desde la década de 1970, la mayoría de los motores de cazas a reacción han sido turbofanes de derivación baja/media con escape mixto, postcombustión y tobera de salida de área variable. La postcombustión es una cámara de combustión ubicada después de las palas de la turbina y el conducto de derivación en la tobera de escape. Cuenta con su propio sistema de combustible con anillos de boquilla, estabilizadores de llama, encendedores y un control de combustible que garantiza el área de la tobera correcta para la cantidad de combustible que se quema. Cuando está en funcionamiento, eleva la temperatura de los gases de escape de la turbina, lo que aumenta la velocidad de escape y el empuje. La tobera de escape debe abrirse para permitir el paso del mayor volumen de gases de escape y evitar que el motor sufra una contrapresión mayor que cuando funciona sin postcombustión. La postcombustión proporciona un aumento significativo del empuje para el despegue, la aceleración transónica y las maniobras de combate, pero consume combustible muy rápidamente, lo que limita su uso a períodos muy cortos.

A diferencia del motor principal, donde las temperaturas estequiométricas en la cámara de combustión deben reducirse antes de que lleguen a la turbina, la postcombustión puede aproximarse a las temperaturas estequiométricas, limitada por las inestabilidades de la combustión.

El primer motor turbofán con postcombustión de producción en serie fue el Pratt & Whitney TF30 , que inicialmente impulsó los aviones F-111 Aardvark y F-14 Tomcat . Entre los turbofanes militares de bajo índice de derivación se incluyen el Pratt & Whitney F119 , el Eurojet EJ200 , el General Electric F110 , el Klimov RD-33 y el Saturn AL-31 , todos los cuales cuentan con escape mixto, postcombustión y tobera de propulsión de área variable.

Para mejorar aún más la eficiencia del combustible y reducir el ruido, casi todos los aviones de pasajeros a reacción y la mayoría de los aviones de transporte militar (por ejemplo, el C-17 ) están propulsados ​​por turbofanes de bajo empuje específico y alto índice de derivación. Estos motores evolucionaron a partir de los turbofanes de alto empuje específico y bajo índice de derivación utilizados en dichos aviones en la década de 1960. Los aviones de combate modernos tienden a usar turbofanes de bajo índice de derivación, y algunos aviones de transporte militar utilizan turbohélices .

Se consigue un empuje específico bajo sustituyendo el ventilador multietapa por uno monoetapa. A diferencia de algunos motores militares, los turbofanes civiles modernos carecen de álabes guía de entrada fijos delante del rotor. El ventilador se dimensiona para lograr el empuje neto deseado.

El núcleo (o generador de gas) del motor debe generar suficiente potencia para accionar el ventilador a su caudal másico y relación de presión nominales. Las mejoras en la tecnología de refrigeración/materiales de la turbina permiten una temperatura de entrada del rotor de la turbina más alta (HP), lo que permite un núcleo más pequeño (y ligero), mejorando potencialmente la eficiencia térmica del núcleo. Reducir el caudal másico del núcleo tiende a aumentar la carga en la turbina de baja presión (LP), por lo que esta unidad puede requerir etapas adicionales para reducir la carga promedio de la etapa y mantener la eficiencia de la turbina LP. Reducir el caudal del núcleo también aumenta la relación de derivación. Las relaciones de derivación mayores de 5:1 son cada vez más comunes; el Pratt & Whitney PW1000G , que entró en servicio comercial en 2016, alcanza 12,5:1.

Se pueden lograr mejoras adicionales en la eficiencia térmica del núcleo aumentando la relación de presión total del mismo. Las mejoras en la aerodinámica de los álabes pueden reducir la cantidad de etapas de compresor adicionales necesarias, y los estatores de geometría variable permiten que los compresores de alta relación de presión funcionen sin sobretensiones en todas las posiciones del acelerador.

El primer motor turbofán de alto bypass (experimental) fue el AVCO-Lycoming PLF1A-2, un motor derivado del turboeje Honeywell T55 que se probó por primera vez en febrero de 1962. El PLF1A-2 tenía una etapa de ventilador con engranajes de 40 pulgadas de diámetro (100 cm) , producía un empuje estático de 4320 lb (1960 kg) ^{[ 43 ]} y tenía una relación de bypass de 6:1 ^{[ 44 ]} . El General Electric TF39 se convirtió en el primer modelo de producción, diseñado para impulsar el avión de transporte militar Lockheed C-5 Galaxy ^{[ 20 ]} . El motor civil General Electric CF6 utilizó un diseño derivado. Otros turbofanes de alto bypass son el Pratt & Whitney JT9D , el Rolls-Royce RB211 de tres ejes y el CFM International CFM56 ; también el TF34 más pequeño . Entre los turbofanes de gran tamaño y alto índice de derivación más recientes se incluyen el Pratt & Whitney PW4000 , el Rolls-Royce Trent de tres ejes , el General Electric GE90 / GEnx y el GP7000 , producido conjuntamente por GE y P&W. El motor Pratt & Whitney JT9D fue el primer motor a reacción de alto índice de derivación en propulsar un avión de pasajeros de fuselaje ancho. ^{[ 45 ]}    

Cuanto menor sea el empuje específico de un turbofán, menor será la velocidad media de salida del chorro, lo que a su vez se traduce en una elevada tasa de caída de empuje (es decir, una disminución del empuje al aumentar la velocidad de vuelo). Véase la explicación técnica a continuación, punto 2. En consecuencia, un motor dimensionado para propulsar una aeronave a alta velocidad subsónica (por ejemplo, Mach 0,83) genera un empuje relativamente alto a baja velocidad de vuelo, mejorando así el rendimiento en pista. Los motores de bajo empuje específico tienden a tener una alta relación de derivación, pero esto también depende de la temperatura del sistema de turbina.

Los turbofanes de los aviones de transporte bimotores generan suficiente empuje para continuar el despegue con un solo motor si el otro falla tras un punto crítico de la carrera. A partir de ese momento, el avión dispone de menos de la mitad del empuje que con dos motores en funcionamiento, debido a la resistencia aerodinámica que genera el motor averiado. Los modernos aviones de pasajeros bimotores suelen ascender muy rápidamente inmediatamente después del despegue. Si un motor falla, el ascenso es mucho menos pronunciado, pero suficiente para sortear los obstáculos en la trayectoria de vuelo.

La tecnología de motores era menos avanzada en la Unión Soviética que en Occidente, y su primer avión de fuselaje ancho, el Ilyushin Il-86 , estaba propulsado por motores de bajo índice de derivación. El Yakovlev Yak-42 , un avión de medio alcance con motor trasero y capacidad para hasta 120 pasajeros, introducido en 1980, fue el primer avión soviético en utilizar motores de alto índice de derivación.

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  El motor PowerJet SaM146 impulsa al Sukhoi Superjet 100.
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  El General Electric CF6 impulsa los aviones Airbus A300 , Boeing 747 , Douglas DC-10 y otros.
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  Motor Rolls-Royce Trent 900 , que impulsa el Airbus A380.
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  El motor Pratt & Whitney PW4000 impulsa los aviones Boeing 777 , MD-11 y Airbus A330.
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  El motor CFM56 impulsa el Boeing 737 , el Airbus A320 y otros aviones.
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  Turbofán Engine Alliance GP7000 para el Airbus A380
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  Aviadvigatel PS-90 que impulsa los aviones Ilyushin Il-96 , Tupolev Tu-204 e Ilyushin Il-76.
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  El Lycoming ALF 502 impulsa el British Aerospace 146.
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  Aviadvigatel PD-14 que se utilizará en el Irkut MC-21
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  Progreso D-436 de tres ejes
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  El motor Trent 1000 impulsa el Boeing 787.
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  El GE90 impulsa el Boeing 777 , el motor de avión más potente.

This classification, as originally applied to the Snecma M53, was subsequently changed for the M53 to single-shaft bypass turbojet, or continuous bleed turbojet. A similar classification for a 2-shaft engine with bypass, the General Electric YJ101, is augmented turbojet with continuous bypass bleed, also called a "leaky" turbojet.^[47]

One of the earliest turbofans was a derivative of the General Electric J79 turbojet, known as the CJ805-23, which featured an integrated aft fan/low-pressure (LP) turbine unit located in the turbojet exhaust jetpipe. Hot gas from the turbojet turbine exhaust expanded through the LP turbine, the fan blades being a radial extension of the turbine blades. This arrangement introduces an additional gas leakage path compared to a front-fan configuration and was a problem with this engine with higher-pressure turbine gas leaking into the fan airflow.^[48] An aft-fan configuration was later used for the General Electric GE36 UDF (propfan) demonstrator of the early 1980s.

In 1971 a concept was put forward by the NASA Lewis Research Center for a supersonic transport engine which operated as an aft-fan turbofan at take-off and subsonic speeds and a turbojet at higher speeds. This would give the low-noise and high-thrust characteristics of a turbofan at take-off, together with turbofan high propulsive efficiency at subsonic flight speeds. It would have the high propulsive efficiency of a turbojet at supersonic cruise speeds.^[49]

Las configuraciones de dos carretes son comunes, con el ventilador en el carrete de baja presión (LP) y el compresor en el carrete de alta presión (HP); el carrete LP gira más lentamente para mantener la velocidad de la punta del ventilador de mayor diámetro dentro de los límites. ^{[ 50 ]} El compresor HP recibe aire comprimido de la parte interior de los álabes del ventilador. El BR710 es típico de esta configuración. En las clasificaciones de empuje más bajas, en lugar de álabes totalmente axiales, la configuración del compresor HP puede ser axial-centrífuga (por ejemplo, CFE CFE738 ), doble centrífuga o incluso diagonal/centrífuga (por ejemplo, Pratt & Whitney Canada PW600 ).

Se pueden lograr relaciones de presión totales más altas aumentando la relación de presión del compresor de alta presión (HP) o agregando etapas de compresor (sin derivación) al carrete de baja presión (LP), entre el ventilador y el compresor HP, para aumentar la presión de este último. Todos los grandes turbofanes estadounidenses (por ejemplo, General Electric CF6 , GE90 , GE9X y GEnx, además de Pratt & Whitney JT9D y PW4000 ) utilizan etapas de refuerzo. El Rolls-Royce BR715 es otro ejemplo. Las altas relaciones de derivación utilizadas en los turbofanes civiles modernos tienden a reducir el diámetro relativo de las etapas de refuerzo, disminuyendo su velocidad media en la punta de las aspas. En consecuencia, se requieren más etapas de refuerzo para generar el aumento de presión necesario.

Rolls-Royce optó por una configuración de tres ejes para sus grandes turbofanes civiles (es decir, las familias RB211 y Trent ), donde las etapas de refuerzo de una configuración de dos ejes sobrealimentada se separan en un eje de presión intermedia (IP), impulsado por su propia turbina. El primer motor de tres ejes fue el Rolls-Royce RB.203 Trent , de 1967.

El Garrett ATF3 , que impulsa el avión ejecutivo Dassault Falcon 20 , tiene una configuración inusual de tres bobinas, con una bobina trasera que no es concéntrica con las otras dos.

La oficina de diseño Ivchenko eligió la misma configuración que Rolls-Royce para su motor Lotarev D-36 , seguida por el Lotarev/Progress D-18T y el Progress D-436 .

El turbofán militar Turbo-Union RB199 también tiene una configuración de tres ejes, al igual que los turbofanes militares Kuznetsov NK-25 y NK-321 .

A medida que aumenta la relación de derivación, la velocidad de la punta de las palas del ventilador aumenta en relación con la velocidad de las palas de la turbina de baja presión (LPT). Esto reduce la velocidad de las palas de la LPT, lo que requiere más etapas de turbina para extraer la energía suficiente para accionar el ventilador. La incorporación de una caja reductora (planetaria) , con una relación de transmisión adecuada, entre el eje de baja presión y el ventilador permite que tanto el ventilador como la turbina de baja presión operen a sus velocidades óptimas. Ejemplos de esta configuración son el consolidado Garrett TFE731 , el Honeywell ALF 502/507 y el reciente Pratt & Whitney PW1000G .

La mayoría de las configuraciones descritas anteriormente se utilizan en turbofanes civiles, mientras que los turbofanes militares modernos (por ejemplo, el Snecma M88 ) suelen ser de doble eje.

La mayoría de los turbofanes civiles utilizan una turbina de alta presión (HP) de dos etapas y alta eficiencia para accionar el compresor de alta presión. El CFM56 de CFM International emplea un enfoque alternativo: una unidad de una sola etapa y alta potencia. Si bien este enfoque probablemente sea menos eficiente, ofrece ahorros en aire de refrigeración, peso y costo.

En las series de motores RB211 y Trent de tres ejes, la relación de presión del compresor de alta presión es moderada, por lo que solo se requiere una etapa de turbina de alta presión. Los turbofanes militares modernos también suelen utilizar una sola etapa de turbina de alta presión y un compresor de alta presión de tamaño moderado.

Los turbofanes civiles modernos cuentan con turbinas de baja presión (LP) multietapa (de tres a siete). El número de etapas requeridas depende de la relación de derivación del ciclo del motor y de la sobrealimentación (en motores de dos ejes con sobrealimentación). Un ventilador con engranajes puede reducir el número de etapas de LPT necesarias en algunas aplicaciones. ^{[ 51 ]} Debido a las relaciones de derivación mucho menores que se emplean, los turbofanes militares requieren solo una o dos etapas de turbina LP.

Consideremos un turbofán mixto con una relación de derivación y un flujo de aire fijos. Al aumentar la relación de presión total del sistema de compresión, aumenta la temperatura de entrada a la cámara de combustión. Por lo tanto, con un flujo de combustible fijo, aumenta la temperatura de entrada al rotor de la turbina (HP). Si bien el mayor aumento de temperatura en el sistema de compresión implica una mayor caída de temperatura en el sistema de la turbina, la temperatura de la tobera mixta no se ve afectada, ya que se añade la misma cantidad de calor al sistema. Sin embargo, se produce un aumento de la presión en la tobera, debido a que la relación de presión total aumenta más rápido que la relación de expansión de la turbina, lo que provoca un aumento de la presión de entrada al mezclador caliente. En consecuencia, el empuje neto aumenta, mientras que el consumo específico de combustible (flujo de combustible/empuje neto) disminuye. Una tendencia similar se observa en los turbofanes no mixtos.

Los motores turbofán pueden mejorar su eficiencia de combustible aumentando simultáneamente la relación de presión total y la temperatura de entrada del rotor de la turbina. Sin embargo, se requieren mejores materiales para la turbina o una mejor refrigeración de los álabes para hacer frente a los aumentos tanto en la temperatura de entrada del rotor como en la temperatura de descarga del compresor. Aumentar esta última puede requerir mejores materiales para el compresor.

La relación de presión global puede incrementarse mejorando la relación de presión del ventilador o del compresor de baja presión (BP), o bien la del compresor de alta presión (AP). Si esta última se mantiene constante, el aumento de la temperatura de descarga del compresor de AP (debido al incremento de la relación de presión global) implica un aumento de la velocidad mecánica del compresor de AP. Sin embargo, ciertas consideraciones de estrés podrían limitar este parámetro, lo que implicaría, a pesar del aumento de la relación de presión global, una reducción de la relación de presión del compresor de AP.

Según la teoría básica, si se mantiene la relación entre la temperatura de entrada del rotor de la turbina y la temperatura de salida del compresor (HP), se puede conservar el área de la garganta de la turbina HP. Sin embargo, esto supone que se obtienen mejoras en el ciclo, manteniendo la función de flujo de salida del compresor (HP) de referencia (flujo adimensional). En la práctica, los cambios en la velocidad adimensional del compresor (HP) y la extracción de la purga de refrigeración probablemente invalidarían esta suposición, haciendo inevitable algún ajuste en el área de la garganta de la turbina HP. Esto significa que los álabes directores de la tobera de la turbina HP tendrían que ser diferentes a los originales. Con toda probabilidad, los álabes directores de la tobera de la turbina LP aguas abajo también tendrían que modificarse.

El aumento del empuje se obtiene incrementando la potencia del núcleo . Existen dos rutas básicas disponibles:

1. Ruta de alta temperatura: aumentar la temperatura de entrada del rotor de la turbina de alta presión.
2. Ruta fría: aumentar el flujo de masa del núcleo

Ambas rutas requieren un aumento en el flujo de combustible del combustor y, por lo tanto, en la energía térmica añadida a la corriente central.

La ruta en caliente puede requerir cambios en los materiales de las palas/álabes de la turbina o una mejor refrigeración de las mismas. La ruta en frío se puede obtener mediante uno de los siguientes métodos:

1. agregando etapas de refuerzo a la compresión LP/IP
2. agregar una etapa cero a la compresión HP
3. mejorar el proceso de compresión, sin añadir etapas (por ejemplo, mayor relación de presión en el cubo del ventilador)

Todo ello aumenta tanto la relación de presión general como el flujo de aire central.

Como alternativa, se puede aumentar el tamaño del núcleo para incrementar el flujo de aire, sin modificar la relación de presión total. Esta opción es costosa, ya que también requiere un nuevo sistema de turbina (de flujo ascendente) y, posiblemente, un compresor IP de mayor tamaño.

También es necesario modificar el ventilador para absorber la potencia adicional del núcleo. En un motor civil, las consideraciones sobre el ruido del reactor implican que cualquier aumento significativo en el empuje de despegue debe ir acompañado de un aumento correspondiente en el flujo másico del ventilador (para mantener un empuje específico de despegue de aproximadamente 30  lbf/lb/s).

1. El empuje específico (empuje neto/flujo de aire de admisión) es un parámetro importante para los turbofanes y los motores a reacción en general. Imaginemos un ventilador (accionado por un motor eléctrico de tamaño adecuado) que opera dentro de un tubo conectado a una tobera de propulsión. Es bastante obvio que cuanto mayor sea la relación de presión del ventilador (presión de descarga del ventilador/presión de entrada del ventilador), mayor será la velocidad del chorro y el empuje específico correspondiente. Ahora imaginemos que reemplazamos esta configuración con un turbofán equivalente: mismo flujo de aire y misma relación de presión del ventilador. Obviamente, el núcleo del turbofán debe producir suficiente potencia para accionar el ventilador a través de la turbina de baja presión (LP). Si elegimos una temperatura de entrada de turbina baja (HP) para el generador de gas, el flujo de aire del núcleo debe ser relativamente alto para compensar. Por lo tanto, la relación de derivación correspondiente es relativamente baja. Si aumentamos la temperatura de entrada de la turbina, el flujo de aire del núcleo puede ser menor, aumentando así la relación de derivación. Aumentar la temperatura de entrada de la turbina tiende a aumentar la eficiencia térmica y, por lo tanto, a mejorar la eficiencia del combustible .
2. Naturalmente, a medida que aumenta la altitud, disminuye la densidad del aire y, por lo tanto, el empuje neto del motor. También existe un efecto de la velocidad de vuelo, denominado gradiente de empuje. Consideremos nuevamente la ecuación aproximada para el empuje neto:$${\displaystyle F_{n}=m\cdot (V_{jfe}-V_{a}).}$$Con un motor de alto empuje específico (por ejemplo, de caza), la velocidad del chorro es relativamente alta, por lo que resulta intuitivo observar que los aumentos en la velocidad de vuelo tienen un menor impacto en el empuje neto que en un motor de empuje específico medio (por ejemplo, de entrenamiento), donde la velocidad del chorro es menor. El impacto de la tasa de caída de empuje en un motor de bajo empuje específico (por ejemplo, civil) es aún más severo. A altas velocidades de vuelo, los motores de alto empuje específico pueden aumentar el empuje neto mediante el ascenso dinámico en la entrada de aire, pero este efecto tiende a disminuir a velocidades supersónicas debido a las pérdidas por ondas de choque.
3. El aumento del empuje en los turbofanes civiles se suele conseguir incrementando el flujo de aire del ventilador, evitando así que el ruido del chorro sea excesivo. Sin embargo, un mayor flujo de aire del ventilador requiere más potencia del núcleo. Esto se puede lograr aumentando la relación de presión total (presión de entrada de la cámara de combustión/presión de descarga de admisión) para inducir un mayor flujo de aire hacia el núcleo y aumentando la temperatura de entrada de la turbina. En conjunto, estos parámetros tienden a incrementar la eficiencia térmica del núcleo y a mejorar la eficiencia del combustible.
4. Algunos turbofanes civiles de alta relación de derivación utilizan una tobera convergente-divergente con una relación de área extremadamente baja (menos de 1,01) en el flujo de derivación (o escape mixto) para controlar la línea de trabajo del ventilador. La tobera actúa como si tuviera geometría variable. A bajas velocidades de vuelo, la tobera no está estrangulada (menos de un número de Mach de la unidad), por lo que el gas de escape se acelera al acercarse a la garganta y luego se desacelera ligeramente al llegar a la sección divergente. En consecuencia, el área de salida de la tobera controla la adaptación del ventilador y, al ser mayor que la garganta, aleja ligeramente la línea de trabajo del ventilador de la sobretensión. A velocidades de vuelo más altas, el aumento de presión dinámica en la entrada incrementa la relación de presión de la tobera hasta el punto en que la garganta se estrangula (M=1,0). En estas circunstancias, el área de la garganta determina la adaptación del ventilador y, al ser menor que la salida, empuja ligeramente la línea de trabajo del ventilador hacia la sobretensión. Esto no es un problema, ya que el margen de sobretensión del ventilador es mucho mejor a altas velocidades de vuelo.
5. El comportamiento fuera de las condiciones de diseño de los turbofanes se ilustra en el mapa del compresor y en el mapa de la turbina .
6. Debido a que los turbofanes civiles modernos operan con un empuje específico bajo, solo requieren una etapa de ventilador para desarrollar la relación de presión requerida. La relación de presión global deseada para el ciclo del motor generalmente se logra mediante múltiples etapas axiales en la compresión del núcleo. Rolls-Royce tiende a dividir la compresión del núcleo en dos, con una presión intermedia (PI) que sobrealimenta el compresor de alta presión (AP), ambas unidades impulsadas por turbinas de una sola etapa, montadas en ejes separados. En consecuencia, el compresor de AP solo necesita desarrollar una relación de presión moderada (por ejemplo, ~4,5:1). Los motores civiles estadounidenses utilizan relaciones de presión del compresor de AP mucho más altas (por ejemplo, ~23:1 en el General Electric GE90 ) y tienden a ser impulsados ​​por una turbina de AP de dos etapas. Aun así, generalmente hay algunas etapas axiales de PI montadas en el eje de baja presión (BP), detrás del ventilador, para sobrealimentar aún más el sistema de compresión del núcleo. Los motores civiles tienen turbinas de BP multietapa, cuyo número viene determinado por la relación de derivación, la cantidad de compresión de PI en el eje de BP y la velocidad de los álabes de la turbina de BP.
7. Debido a que los motores militares generalmente deben poder volar a gran velocidad a nivel del mar, el límite de temperatura de suministro del compresor de alta presión (HP) se alcanza con una relación de presión global de diseño bastante modesta, en comparación con la de un motor civil. Además, la relación de presión del ventilador es relativamente alta, para lograr un empuje específico de medio a alto. En consecuencia, los turbofanes militares modernos generalmente tienen solo cinco o seis etapas de compresor HP y requieren una turbina HP de una sola etapa. Los turbofanes militares de baja relación de derivación generalmente tienen una etapa de turbina de baja presión (LP), pero los motores con mayor relación de derivación necesitan dos etapas. En teoría, al agregar etapas de compresor de presión intermedia (IP), un compresor HP de un turbofan militar moderno podría usarse en un derivado de turbofan civil, pero el núcleo tendería a ser demasiado pequeño para aplicaciones de alto empuje.

La aerodinámica es una combinación de flujo de aire subsónico , transónico y supersónico sobre una sola pala de ventilador/ compresor de gas en un turbofán moderno. El flujo de aire que pasa por las palas debe mantenerse dentro de límites angulares estrechos para que el aire siga fluyendo contra una presión creciente. De lo contrario, el aire será rechazado por la entrada. ^{[ 52 ]}

El sistema de control digital de motor de plena autoridad (FADEC) requiere datos precisos para su correcto funcionamiento. La temperatura crítica de entrada de la turbina (TIT) representa un entorno demasiado exigente, con valores de hasta 1090 °C (2000 °F) ^{[ 53 ]} y 17 bar (250 psi) , para la fiabilidad de los sensores . Por consiguiente, durante el desarrollo de un nuevo tipo de motor, se establece una relación entre una temperatura más fácil de medir, como la de los gases de escape , y la TIT. El monitoreo de la temperatura de los gases de escape se utiliza para garantizar que el motor no se sobrecaliente. ^{[ 52 ]}    

Un álabe de turbina está sometido a temperaturas de 1040–1090 °C (1900–2000 °F) , muy cercanas al punto de fusión de las aleaciones utilizadas. ^{[ 53 ]} Se requieren aleaciones especiales , sofisticados sistemas de refrigeración por aire y un diseño mecánico particular para mantener las tensiones físicas dentro de los límites de resistencia del material.  

Las palas de los ventiladores han ido aumentando de tamaño a medida que los motores a reacción se han hecho más grandes: cada pala transporta el equivalente a nueve autobuses de dos pisos y absorbe un volumen de aire equivalente al de una cancha de squash por segundo. Los avances en el modelado de dinámica de fluidos computacional (CFD) han permitido crear formas curvas tridimensionales complejas con una cuerda muy ancha , manteniendo las capacidades del ventilador y minimizando el número de palas para reducir costes. Casualmente, la relación de derivación aumentó para lograr una mayor eficiencia propulsora y el diámetro del ventilador se incrementó. ^{[ 54 ]}

Rolls-Royce fue pionera en la década de 1980 en el uso de álabes de ventilador huecos de titanio de cuerda ancha para mejorar la eficiencia aerodinámica y la resistencia a daños por objetos extraños en el RB211 y posteriormente en el Trent . GE Aviation introdujo álabes de ventilador de fibra de carbono compuesta en el GE90 en 1995, fabricados desde 2017 mediante un proceso de capas de cinta de fibra de carbono . Safran, socio de GE, desarrolló una tecnología de tejido 3D con Albany Composites para los motores CFM56 y CFM LEAP . ^{[ 54 ]}

Los núcleos de los motores se están reduciendo a medida que operan a relaciones de presión más altas y se vuelven más eficientes y pequeños en comparación con el ventilador a medida que aumentan las relaciones de derivación. Las holguras en las puntas de las palas son más difíciles de mantener a la salida del compresor de alta presión, donde las palas tienen 0,5 pulgadas (13 mm) de altura o menos; la flexión del núcleo afecta aún más el control de las holguras, ya que el núcleo es proporcionalmente más largo y delgado, y el espacio del eje de transmisión del ventilador a la turbina de baja presión está restringido dentro del núcleo. ^{[ 55 ]}  

Alan Epstein, vicepresidente de tecnología y medio ambiente de Pratt & Whitney, afirmó: "A lo largo de la historia de la aviación comercial, hemos pasado del 20% al 40% [de eficiencia de crucero], y existe un consenso en la comunidad de motores de que probablemente podamos llegar al 60%". ^{[ 56 ]}

Los turbofanes con engranajes y las reducciones adicionales de la relación de presión del ventilador pueden seguir mejorando la eficiencia propulsora . La segunda fase del programa CLEEN (Continuous Lower Energy, Emissions and Noise) de la FAA tiene como objetivo para finales de la década de 2020 reducciones del 33 % en el consumo de combustible, del 60 % en las emisiones y  del ruido de 32 dB EPNdb en comparación con el estado del arte de la década de 2000. ^{[ 57 ]} En el verano de 2017 en el Centro de Investigación Glenn de la NASA en Cleveland, Ohio , Pratt terminó de probar un ventilador de relación de presión muy baja en un PW1000G , que se asemeja a un rotor abierto con menos palas que las 20 del PW1000G. ^{[ 56 ]}

El peso y el tamaño de la góndola se reducirían con una entrada de conducto corta, lo que impondría mayores cargas aerodinámicas de giro en las palas y dejaría menos espacio para el aislamiento acústico, pero un ventilador con menor relación de presión es más lento. UTC Aerospace Systems Aerostructures realizará en 2019 una prueba en tierra a escala real de su sistema de propulsión integrado de baja resistencia con inversor de empuje , mejorando el consumo de combustible en un 1 % y con un nivel de ruido entre 2,5 y 3 EPNdB menor. ^{[ 56 ]}

Safran espera lograr una mejora adicional del 10-15% en la eficiencia del combustible hasta mediados de la década de 2020 antes de alcanzar una asíntota , y posteriormente deberá aumentar la relación de derivación a 35:1 en lugar de 11:1 para el CFM LEAP . Está demostrando un ventilador sin conducto de rotor abierto contrarrotatorio (propfan) en Istres, Francia , bajo el programa tecnológico europeo Clean Sky . Los avances en modelado y los materiales de alta resistencia específica podrían contribuir a su éxito donde los intentos anteriores fracasaron. Cuando los niveles de ruido se encuentren dentro de los estándares existentes y sean similares a los del motor LEAP, se podrá lograr un consumo de combustible un 15% menor, y para ello Safran está probando sus controles, vibraciones y funcionamiento, mientras que la integración en la estructura del avión sigue siendo un desafío. ^{[ 56 ]}

Para GE Aviation , la densidad energética del combustible para aviones sigue maximizando la ecuación de alcance de Breguet y los núcleos de mayor relación de presión; los ventiladores de menor relación de presión, las entradas de baja pérdida y las estructuras más ligeras pueden mejorar aún más la eficiencia térmica, de transferencia y propulsora. En el marco del Programa de Transición de Motores Adaptativos de la Fuerza Aérea de EE. UU. , se utilizarán ciclos termodinámicos adaptativos para el caza a reacción de sexta generación , basados ​​en un ciclo Brayton modificado y combustión a volumen constante . La fabricación aditiva en la turbohélice avanzada reducirá el peso en un 5 % y el consumo de combustible en un 20 %. ^{[ 56 ]}

Las piezas de material compuesto de matriz cerámica (CMC) rotativas y estáticas operan a 260 °C (500 °F) más que el metal y pesan un tercio de su peso. Con 21,9 millones de dólares del Laboratorio de Investigación de la Fuerza Aérea , GE está invirtiendo 200 millones de dólares en una planta de CMC en Huntsville, Alabama , además de su planta en Asheville, Carolina del Norte , que comenzará a producir en masa matriz de carburo de silicio con fibras de carburo de silicio en 2018. El uso de CMC se multiplicará por diez para mediados de la década de 2020: el CFM LEAP requiere 18 cubiertas de turbina de CMC por motor y el GE9X lo utilizará en la cámara de combustión y para las toberas de turbina de 42 HP. ^{[ 56 ]}  

Rolls-Royce Plc apunta a un núcleo con una relación de presión de 60:1 para el Ultrafan de la década de 2020 y comenzó las pruebas en tierra de su engranaje de 100 000 hp (75 000 kW) para 100 000 lbf (440 kN) y relaciones de derivación de 15:1. La temperatura de entrada de la turbina, casi estequiométrica, se acerca al límite teórico y su impacto en las emisiones debe equilibrarse con los objetivos de rendimiento ambiental. Los rotores abiertos, los ventiladores con menor relación de presión y la propulsión potencialmente distribuida ofrecen más margen para una mejor eficiencia propulsora. Los ciclos exóticos, los intercambiadores de calor y la combustión de ganancia de presión/volumen constante pueden mejorar la eficiencia termodinámica . La fabricación aditiva podría ser un facilitador para los intercoolers y recuperadores . Una mayor integración de la estructura del avión y las aeronaves híbridas o eléctricas pueden combinarse con turbinas de gas. ^{[ 56 ]}    

Los motores Rolls-Royce tienen una eficiencia propulsora del 72-82% y una eficiencia térmica del 42-49% para un TSFC de 0,63-0,49 lb/lbf/h (64.000-50.000 g/kN/h) a Mach 0,8, y apuntan a límites teóricos del 95% para la eficiencia propulsora del rotor abierto y del 60% para la eficiencia térmica con una temperatura de entrada de turbina estequiométrica y una relación de presión global de 80:1 para un TSFC de 0,35 lb/lbf/h (36.000 g/kN/h) ^{[ 58 ].}    

Dado que los problemas iniciales pueden no manifestarse hasta después de varios miles de horas de vuelo, los problemas técnicos de los turbofanes más recientes interrumpen las operaciones de las aerolíneas y las entregas de los fabricantes , mientras que las tasas de producción aumentan drásticamente. Las palas agrietadas del Trent 1000 dejaron en tierra a casi 50 Boeing 787 y redujeron el ETOPS de 5,5 a 2,3 horas, lo que le costó a Rolls-Royce plc casi 950 millones de dólares. Las fracturas en el sello de borde de cuchilla del PW1000G han provocado que Pratt & Whitney se retrase en las entregas, dejando a unos 100 A320neo sin motor esperando sus plantas motrices. La introducción del CFM LEAP había sido más fluida, pero un revestimiento de compuesto cerámico de la turbina HP se perdió prematuramente, lo que obligó a un nuevo diseño, provocando la retirada de 60 motores de A320neo para su modificación y retrasando las entregas hasta seis semanas. ^{[ 59 ]}

En un avión de fuselaje ancho, Safran estima que se podría ahorrar entre un 5 % y un 10 % de combustible reduciendo la entrada de energía para los sistemas hidráulicos, mientras que el cambio a energía eléctrica podría ahorrar un 30 % de peso, como se inició en el Boeing 787 , mientras que Rolls-Royce plc espera hasta un 5 %. ^{[ 60 ]}