Boeing publicó las áreas de peligro del motor como se muestra a continuación:
Tengo curiosidad por saber cómo se ve afectada la zona de peligro cuando la aeronave está en vuelo, ya que el motor a reacción sigue siendo vulnerable a daños por objetos extraños.
Suponiendo condiciones de energía inactiva a 10000 pies (o simplemente en el aire en general), ¿las zonas de peligro son las mismas que en tierra? Si no, ¿habría alguna manera de calcular esto?
Conociendo la zona de peligro tanto para la potencia inactiva como para la máxima, ¿sería posible calcular la distancia de la zona de peligro para diferentes configuraciones de potencia? Por ejemplo, 50% N1.
Supongamos que el A320 funciona con motores V2500, una de las opciones para ello. Este motor tiene un flujo másico de aire de 355 kg/s. A nivel del mar, la densidad del aire es de 1,225 kg por m3. Por tanto, 355 kg/s = 355/1,225 = 290 m3/s.
Ahora, supongamos que el avión todavía está al nivel del mar, pero ahora a Mach 0.8 (poco realista, pero lo corregiremos a continuación). El diámetro del ventilador es de 1,6 m, lo que da un área de entrada de 2,0 m2. Además, Mn 0,8 a 0 pies es 272 m/s. Por tanto, cada segundo, la toma barre un volumen de 272 x 2,0 = 544 m3. Sin embargo, el motor solo necesita 290 metros cúbicos de aire por segundo, suponiendo que la densidad del aire en la entrada sea la misma que la del aire que rodea al avión . Por lo tanto, el diámetro de un tubo aerodinámico del aire de admisión será realmente más pequeño que el diámetro de la entrada del motor. Será el área que barre 290 m3/s a 272 m/s = 290/272 = 1,07 m2, o un diámetro de 1,17 m, no de 1,6 m.
Básicamente, el motor toma el flujo de aire que quiere , no lo que proporciona el área de admisión x la velocidad de avance. Si el motor quiere más (como cuando la velocidad de la aeronave es baja o está estacionaria, pero las rpm del motor son altas, como al comienzo de la carrera de despegue), el motor extraerá aire de un área grande frente al motor. (según el diagrama de condiciones máximas de despegue). Por el contrario, cuando la aeronave está a alta velocidad y el motor se desaceleró, la admisión derramará el exceso de aire que está proporcionando (causando arrastre por derrame).
Ahora, corrijamos el hecho de que el avión no puede hacer Mn 0.8 al nivel del mar. Rehagamos el cálculo a 35 000 pies (10 700 m). Aquí, la densidad del aire es de 0,38 kg por metro cúbico, y la presión y la temperatura son de 3,46 psi y 219 Kelvin (-54 °C), en comparación con 14,7 psi y 288 Kelvin (15 °C) al nivel del mar. Así, nuestros 355 kg/s, que en realidad es un valor corregidoairflow, es un flujo de aire físico (real) de 95,8 kg/s a 35 000 pies desde theta = 219/288 = 0,76 y delta = 3,46/14,7 = 0,235. Ahora 95,8 kg/s a 0,38 kg/m3 = 252 m3 por segundo. Además, Mn 0,8 a 35 000 pies ahora es 237 m/s, no 272 como era al nivel del mar. Por lo tanto, cada segundo el área de entrada de 2 m2 barre 2 x 237 = 474 m3 por segundo. Pero solo queremos que haga un barrido de 252, por lo que necesitamos encontrar el diámetro de un tubo aerodinámico que provocará esto, a 237 m/s. Por lo tanto, necesitamos un área de 252/237 = 1,06 m2, lo que ocurre con un diámetro de 1,16 m. Esto se compara con el diámetro de entrada físico de 1,6 m.
Por lo tanto, a Mn 0,8, 35.000 pies, potencia máxima, el área verde en la entrada del motor ahora es un tubo, de 1,16 m de diámetro, que se extiende por delante de la aeronave. Hasta dónde se extiende esto depende, como se sugirió, del tiempo de reacción que se requiere para que la aeronave maniobre alejándose de un obstáculo en esta región, o para que el objeto (¿un pájaro?) maniobre fuera del camino de la aeronave.
La cifra exacta de 1,16 es cuestionable, ya que la suposición de que la densidad del aire en la entrada no cambia con respecto al aire circundante no es del todo realista. Pero el resultado general, creo, es razonable.
Ron Beyer
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