¿Cuál es la temperatura de funcionamiento de un motor turboventilador y cómo se mantiene a esa temperatura?

Sí, si pudiera aumentar la temperatura de combustión en la sección caliente de una turbina de gas, podría aumentar drásticamente la eficiencia del motor. El problema, por supuesto, es encontrar materiales que puedan mantener la integridad estructural en estos regímenes durante una larga vida útil y que aún contengan el gas caliente; actualmente estamos en los límites térmicos de los materiales existentes.

Los problemas clave aquí son:

Temperaturas: las secciones calientes de la turbina de gas funcionan a 1600 °F (871 °C/1144 K) hasta 2600 °F (1427 °C/1700 K) para motores militares de alto rendimiento con el fin de producir un alto empuje o un gran trabajo útil por unidad de combustible quemado. Ningún metal conocido puede sobrevivir a estos límites superiores y aun así mantener un alto límite elástico. También provoca grandes problemas de dilatación térmica entre materiales no homogéneos y revestimientos, así como oxidación y corrosión galvánica.

Esfuerzos: los carretes de una turbina de gas pueden girar a una velocidad de hasta 40 000 rpm en los casos de compresores de alta presión y turbinas de alta presión. Esto crea tremendas cargas centrípetas en las palas y otros componentes que deben ser capaces de soportar y no exceder el límite elástico del material.

Operación extendida entre servicio y confiabilidad: el motor debe sobrevivir a estas cargas durante varios cientos de ciclos durante un período de varios miles de horas entre revisiones importantes. La redundancia, así como la resistencia a los daños, también deben incorporarse al diseño. Las consecuencias son graves; la confiabilidad y confiabilidad de dos motores de turbinas de gas es todo lo que separa un vuelo polar exitoso de Seattle a Moscú en un 777 y 320 personas que mueren congeladas en el Océano Ártico.

Históricamente, las secciones calientes de las turbinas de gas se han construido a partir de aleaciones de metales con altos puntos de fusión y buenos límites elásticos, como el níquel y el cobalto de muy alta pureza. El titanio y el molibdeno también se están comenzando a usar en esto. Además, se utilizan técnicas de formación, como la fundición de un solo cristal, para eliminar los granos de cristal del material y mejorar su resistencia. Las palas ('cubetas') de una turbina de alta presión también están fundidas con canales y tienen orificios finos perforados con láser en su superficie para tomar el aire de purga del compresor y 'bañar' la capa límite de la cubeta con aire más frío, de manera efectiva. envolviéndolo en una capa de gas frío para protegerlo del escape de alta temperatura.

Se están considerando materiales y técnicas más exóticos para esto. GEAE y P&W están explorando el uso de álabes compuestos y cerámicos en secciones calientes. Estos ofrecen un alto límite elástico a altas temperaturas, pero nuevamente plantean desafíos en términos de problemas de oxidación y expansión térmica.

P1: Suponiendo que por temperatura de funcionamiento se refiere a la temperatura de entrada de la turbina, este artículo dice que el motor Pratt & Whitney F135 en el F-35 (JSF) tiene una TIT de 3600 °F (1982 °C / 2255 K), pero que la mayoría los motores de aviones de alto rendimiento no superan los 3000 °F (1649 °C/1922 K), mientras que los motores que no son de aviación están más cerca de los 2700 °F (1482 °C/1755 K) o menos. Es muy poco probable que se hagan públicas las cifras exactas de los motores modernos. Mattingly, en su libro "Elements of Propulsion: Gas Turbines and Rockets" tiene una tabla (6-2, P363) que da una pauta general, dependiendo de la edad del motor. Él dice:

• 1955-1965 2000 °R = 1540 °F (838 °C / 1111 K)
• 1965-1985 2500 °R = 2040 °F (1116 °C / 1389 K)
• 1985-2005 3200 °R = 2740 °F (1504 °C / 1778 K)
• 2005-2025 3600 °R = 3140 °F (1726 °C / 2000 K)

Se afirma que la turbina de gas GE J79 que tuvo su primera operación en 1954 tiene una TIT de 1710 °F (932 °C / 1205 K), por lo que estas pautas parecen razonables.

P2: El aumento de la temperatura de entrada de la turbina permite agregar más combustible, lo que aumenta el empuje y, por lo tanto, la relación entre empuje y peso y el empuje específico (empuje por libra de aire ingerido). El aumento de TIT (a la misma relación de presión) también tiene algún efecto sobre la mejora del consumo específico de combustible. Al mismo TIT, SFC se mejora aumentando la relación de presión del compresor. La siguiente tabla muestra los efectos para un motor en particular, los efectos específicos diferirán para cada motor dependiendo de la relación de derivación, etc.

P3: Hay tres métodos que se pueden usar para enfriar las piezas de la turbina. El enfoque principal es purgar una parte del aire de salida del compresor, que luego pasa por alto la combustión y se alimenta a las paletas y álabes de la turbina. La siguiente imagen también incluye algunos números para el % de flujo de aire de salida del compresor que se utiliza.

Otros métodos que también se utilizan con frecuencia incluyen el uso de pequeños orificios sobre las superficies de las paletas y paletas, a través de los cuales emerge el flujo de enfriamiento. Esto proporciona una película de aire frío sobre la pieza y se conoce como enfriamiento de película (imagen de la izquierda). En algunos motores más modernos, también se utilizan revestimientos de barrera térmica (imagen de la derecha). Estos son recubrimientos cerámicos que actúan como aislamiento del metal base del gas caliente. Por lo general, el TBC se agrega como un método adicional para ayudar a obtener una vida útil adicional. Pero a veces, se necesita el TBC para obtener la vida base, y entonces se lo conoce como "principal dependiente" .