Rolls-Royce/Snecma Olympus 593

El Olympus 593 era un turborreactor de dos ejes con recalentamiento. Los compresores de baja presión (BP) y alta presión (AP) tenían siete etapas cada uno y eran accionados por una turbina de una sola etapa. Debido a las altas temperaturas del aire de entrada en crucero a Mach 2, superiores a 120 °C (393 K; 248 °F) ^{[ 5 ]} , los tambores y álabes del compresor estaban hechos de titanio, excepto las últimas cuatro etapas de AP, que eran de aleación de níquel Nimonic 90 ^{[ 13 ]} . ^{[ 14 ]} Las aleaciones de níquel normalmente solo se requerían en las zonas más calientes de la turbina, pero las altas temperaturas que se producen en las últimas etapas del compresor a velocidades de vuelo supersónicas determinaron su uso también en el compresor. El estator y los álabes del rotor de la turbina de AP, así como los álabes del rotor de la turbina de BP, estaban refrigerados. ^{[ 15 ]}   

Se instaló un sistema de recalentamiento parcial que proporcionaba un aumento del empuje del 20 % ^{[ 3 ]} para dar el empuje de despegue necesario para que el Concorde operara desde las pistas existentes y para la aceleración transónica desde Mach 0,95 hasta Mach 1,7; la aeronave volaba supersónicamente sin recalentamiento por encima de esa velocidad. En crucero, la contribución directa del motor (transferida por sus soportes al fuselaje) al empuje hacia adelante era del 8 % del empuje del sistema de propulsión. Su contribución indirecta provenía de la inducción de aire a través de la entrada y su bombeo (aire primario y secundario) a través de la tobera del fuselaje: el 63 % derivado de la presión hacia adelante contra las estructuras dentro del sistema de entrada de aire y el 28 % de la presión hacia adelante contra las toberas de escape. ^{[ 16 ] [ 14 ]}

Todos los componentes principales del Olympus 593 fueron diseñados para una vida útil de 25 000 horas, con la excepción del compresor y las palas de la turbina, que fueron diseñadas para una vida útil de 10 000 horas. ^{[ 13 ]} Un motor instalado en el Concorde podía cambiarse en 1 hora y 50 minutos. ^{[ 17 ]}

• Motor
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  Vista en sección transversal de la Olympus 593 que muestra el compresor de baja presión, el compresor de alta presión, la cámara de combustión, las turbinas, el anillo de combustible de recalentamiento y el soporte de llama.
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  Dibujo del Olympus 593 que muestra dos ejes y un sistema de recalentamiento. Los materiales necesarios para alcanzar altas temperaturas de admisión en vuelo de crucero son: Verde: aleaciones de acero, Rojo: Waspaloy , Amarillo: aleaciones de titanio, Azul: aleaciones a base de níquel. El recalentamiento parcial solo requería un anillo de combustible y un estabilizador de llama, como se muestra.
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  Vista del Olympus 593 con recalentamiento parcial (aumento de empuje del 20%) que muestra menores requisitos de combustible/temperatura, necesitando solo un anillo, en comparación con un recalentamiento completo militar.
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  Para comparar con el 593, un requisito militar de recalentamiento completo (50 % de aumento de empuje/3000 gradosF ^{[ 18 ]} ) que necesita tres anillos de combustible (ocultos por soportes de llama rojos) para la llama a través de todo el conducto (motor turborreactor GE J79).

La toma de aire de geometría variable del Concorde, diseñada por BAC , al igual que cualquier toma de aire de un motor a reacción, debe suministrar el aire al motor a la mayor presión posible (recuperación de presión) y con una variación en la distribución de presión (distorsión) que el compresor pueda tolerar. Una recuperación de presión deficiente supone una pérdida inaceptable para el proceso de compresión de la toma de aire, y una distorsión excesiva provoca sobretensiones en el motor (debido a la pérdida del margen de sobretensión). Si el motor es un turborreactor con recalentamiento, la toma de aire también debe suministrar aire de refrigeración para el conducto de recalentamiento caliente y la tobera del motor. Cumplir con todos los requisitos anteriores en todo el rango de la envolvente operativa certificada era necesario para que el Concorde se convirtiera en un avión comercial viable. Estos requisitos se lograron con una toma de aire de geometría variable y un sistema de control de la toma de aire que no comprometió ni el funcionamiento del motor ni el control de la aeronave.

La recuperación de presión supersónica se aborda mediante el número de ondas de choque que genera la entrada: cuanto mayor sea el número, mayor será la recuperación de presión. El flujo supersónico se comprime o ralentiza mediante cambios de dirección. ^{[ 19 ]} Las rampas frontales de la entrada del Concorde cambiaron la dirección del flujo, provocando choques externos oblicuos y compresión isoentrópica en el flujo supersónico. El TSR-2 había utilizado un cuerpo central de traslación de medio cono para cambiar la dirección. ^{[ 20 ]} La recuperación de presión subsónica se aborda mediante la eliminación de la capa límite (en la ranura de purga de la rampa) y la forma adecuada del difusor subsónico que conduce al motor. La recuperación de presión lograda por las entradas del motor del Concorde en crucero a Mach 2 dio una relación de presión de entrada de 7,3:1. ^{[ 21 ]}

Las ondas de choque provocaron un crecimiento excesivo de la capa límite en la rampa frontal. La capa límite se eliminó a través de la ranura de purga de la rampa y se evitó el difusor subsónico y el motor, donde de otro modo habría causado una pérdida excesiva en el conducto y una distorsión inaceptable en el motor. ^{[ 22 ]} Dado que la ranura de purga de la rampa se encontraba en el difusor subsónico y aguas abajo del sistema de choque, los cambios en el flujo requerido por el motor se compensarían con cambios correspondientes en el flujo de la ranura de purga sin afectar significativamente el patrón de choque externo. Las reducciones de flujo del motor causadas por la reducción de potencia o la parada se gestionaron mediante la apertura de la compuerta de descarga. ^{[ 22 ]}

Las compuertas de descarga se cerraron durante el crucero para evitar la pérdida de empuje, ya que el aire que se escapa del conducto no contribuye a la recuperación de presión en la entrada. ^{[ 19 ]}

Dado que la zona de admisión era óptima para el vuelo de crucero, se proporcionó una entrada auxiliar para satisfacer el mayor flujo de aire del motor necesario para el despegue. También fue necesario abordar la distorsión del flujo en la cara del motor, lo que provocó una cascada aerodinámica con la puerta auxiliar. ^{[ 22 ]}

Las fuerzas del flujo de aire interno sobre la estructura de admisión se dirigen hacia atrás (resistencia) en la sección convergente inicial, donde tiene lugar la desaceleración supersónica, y hacia adelante en el conducto divergente, donde tiene lugar la desaceleración subsónica hasta la entrada del motor. La suma de ambas fuerzas proporcionó una contribución de empuje del 63 % en crucero desde la parte de admisión del sistema de propulsión. ^{[ 16 ]}

Para lograr la precisión necesaria en el control de la rampa de admisión y el posicionamiento de la descarga, se consideró necesario utilizar un procesador de señal digital en las Unidades de Control de Admisión de Aire. Este procesador fue desarrollado alrededor de 1972, relativamente tarde en el programa, por la división de Sistemas Electrónicos y Espaciales de la British Aircraft Corporation en Filton . Las Unidades de Control de Admisión de Aire garantizaban el ahorro de combustible requerido para los vuelos transatlánticos. El procesador digital también calculaba con precisión la programación de velocidad del motor necesaria para asegurar un margen de sobretensión adecuado en todas las condiciones de operación del motor y la estructura del avión.

El sistema de control de entrada de aire del Concorde también fue pionero en el uso de autopistas de datos digitales ( buses de datos serie multiplexados ) que conectaban las unidades de sensores de entrada de aire que recopilaban datos aerodinámicos en la nariz de la aeronave (presión total, presión estática, ángulo de ataque y deslizamiento lateral) y los enviaban a las unidades de control de entrada de aire ubicadas más cerca de las tomas de aire, a una distancia de unos 58 m (190 pies ) , utilizando cables de par trenzado apantallados para reemplazar lo que habría sido un peso mucho mayor en el cableado de la aeronave si solo se hubiera utilizado cableado de señal analógica y tuberías neumáticas.  

El sistema de control de admisión tenía la capacidad única de mantener los motores funcionando correctamente y de facilitar la recuperación, independientemente de lo que estuvieran haciendo en conjunto los pilotos, la aeronave y la atmósfera en ese momento.

La relación de presión total para la planta motriz en crucero a Mach 2.0 a 51 000 pies (15 500 m) era de aproximadamente 82:1, con 7,3:1 de la admisión y 11,3:1 de los dos compresores del motor, mucho más alta que cualquier aeronave subsónica de la época, lo que daba una eficiencia total correspondientemente alta de aproximadamente el 43 %. ^{[ 3 ] [ 21 ]}  

La primera parte del sistema de escape es la tobera del motor, con área ajustable para controlar el motor, conocida como tobera primaria. Los gases de escape del motor y el aire secundario de la góndola proveniente de la entrada pasan a la tobera secundaria modulante combinada con inversor de empuje, montada en el fuselaje. Esta tobera, desarrollada por SNECMA , constaba de dos "párpados" que variaban su posición en el flujo de escape según el régimen de vuelo; por ejemplo, cuando estaban completamente cerrados (en el flujo de escape), actuaban como inversores de empuje, facilitando la desaceleración desde el aterrizaje hasta la velocidad de rodaje. En la posición de crucero completamente abierta, junto con la tobera del motor, formaban una tobera eyectora para controlar la expansión de los gases de escape. Los párpados formaban el conducto divergente mientras los gases de escape del motor expulsaban o bombeaban el flujo secundario desde la ranura de purga de la rampa de entrada.

El flujo en expansión en la sección divergente generó una fuerza de empuje hacia adelante en la tobera de escape: una contribución del 29% al empuje total del sistema de propulsión en crucero. ^{[ 16 ]}

Durante el crucero a Mach 2,02, cada Olympus 593 producía alrededor de 10.000 lbf (44 kN) de empuje, equivalente a 36.000 hp (27.000 kW) por motor. ^{[ 23 ]}    

La tobera de escape principal y el tubo de chorro fueron diseñados para una vida útil de 30.000 horas; la estructura del inversor de empuje trasero (TRA) para una vida útil de 40.000 horas. ^{[ 24 ]}

• Boquilla
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  Primer plano del Concorde G-AXDN de preproducción , Duxford, con sus toberas y álabes de cascada de salida de empuje inverso. En los aviones de producción se utilizó un diseño revisado de tobera variable/inversor de empuje tipo "párpado".
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  Disposición del motor y la tobera de producción bajo un ala del Concorde. El conjunto de tobera monobloque está instalado detrás de dos Olympus 593. Las toberas se muestran en diferentes posiciones de funcionamiento para ilustrar el empuje inverso durante el despegue (derecha) y el aterrizaje (izquierda). Están parcialmente cerradas durante el despegue para reducir el ruido lateral. ^{[ 25 ]} Están completamente cerradas para desviar el escape parcialmente hacia adelante y producir empuje inverso.
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  Posiciones de la tobera secundaria del fuselaje cuando A) despega B) crucero a Mach 2 C) inversión de empuje.