Ingeniería Industrial

Enginyeria Aeronàutica
Sistemes propulsius
Módulo 3
Turbinas de gas aeronáuticas
Tema 1
El turborreactor: Elementos, actuación y derivados
Ramon Carreras
Manel Quera
Laboratori de Motors Tèrmics i Automòbils
Dep. Màquines i Motors Tèrmics
ETSEIAT
Tema 1 : El turborreactor elemental : Elementos, actaución y derivados / Ramon Carreras, Manel Quera
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ÍNDICE
El turborreactor : Elementos, actuación y derivados
1.- El turborreactor elemental ( turbo jet )
2.- Turbo fan y postcombustión
3.- Turbohélice y turbo eje
4.- Turbina de gas aeroderivada
Bibliografía

The Jet Engine. Rolls-Royce Limited. England. 1973.

Pratt-Whitney. Fabricante de turborreactores, turbinas de gas industriales y sistemas de
propulsión aeronáutica. Documentación técnica. USA. www.pw.utc.com

MTU Aero Engines. Fabricante de turbinas de gas aeronáuticas y estacionarias. Documentación
técnica. Munich. Alemania. www.mtu.de

Sulzer. Fabricante de turbinas de gas y turbinas de vapor. Documentación técnica. Switzerland.
www.sulzerts.com
Tema 1 : El turborreactor elemental : Elementos, actaución y derivados / Ramon Carreras, Manel Quera
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Resumen histórico: Orígenes de la propulsión aeronáutica a reacción
La idea de la propulsión aérea con un motor a reacción fue propuesta y patentada en 1908/13 por el francés
LORIN, sin embargo la realización práctica no tuvo lugar hasta que, por imperativos de guerra, los gobiernos
mostraron interés por aviones-cazas cada vez más rápidos y en consecuencia financiaron su desarrollo. La
situación se dio independientemente en Alemania y en Gran Bretaña.
En Gran Bretaña, en el año 1930 el ingeniero FRANK WHITTLE patentó (BP 347,206) un sistema de propulsión
aeronáutica que incluía los elementos actuales: compresor axial de varios escalonamientos con compresor
centrífugo final, cámara de combustión, turbina acoplada al compresor y turbina.
En Alemania el físico, HANS JOACHIM PABST VON OHAIN desarrolló en la empresa de ERNST HEINKEL el primer avión
(Heinkel He178) a reacción que voló. Fue el 27 de agosto de 1939, iba propulsado con un propulsor HeS3B.
Este primer turbo jet proporcionaba un empuje de unos 5 kN. Paralelamente, otro alemán el ingeniero WILLY
MESSERSCHMIDT desarrolló otro avión a reacción, el Me 262 que propulsado con el motor Jumo 004, fue el
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elegido por el gobierno alemán .
Pocos años después el citado FRANK WHITTLE, quien ya había realizado pruebas estáticas de un reactor en 1937
consiguiendo empujes de 2 kN, también logró en mayo 1941 la primera prueba en vuelo de su avión a reacción:
el Gloster E28/39 equipado con un motor WI de 0.5 kN de empuje.
La firma Power Jets mejoró el propulsor (W2) y otras empresas (Rover y Rolls Royce) también pusieron a punto
sus modelos para propulsar el Gloster Meteor.
Un motor enviado a Estados Unidos durante la II Guerra Mundial sirvió para propulsar en 1942 el primer reactor
USA (el Bell XP-59 Airconet ). Los planos pasaron a la General Electric que construyó el propulsor para el
Lockheed P80 "Shooting Star".
Resumen histórico : Orígenes de la turbina de gas estacionaria
Si bien el uso del tiro de una chimenea como medio para impulsar una rueda data del s. XVI y parece que fue
utilizada en instalaciones para ahumar alimentos, la primera propuesta y realización de utilizar directamente los
productos de combustión para accionar una turbina data de finales del s. XVIII.
Fue el inglés JOHN BARBER el que construye, ensaya y patenta en 1791 una turbina de gas en la línea del
desarrollo ulterior de este tipo de máquinas, es decir en la que la velocidad de los gases de combustión no se
conseguían por convección natural sino gracias a efectuar la combustión a presión. A partir de esta época,
aparecen diversas realizaciones (BRESSON -Francia 1837, FERNIHOUGH -Inglaterra 1850 y STOLZE-Alemania
1872). Este último, el Dr. Stolze, tuvo en marcha desde el año 1900 al 1904 su turbina que estaba formada por
un compresor axial de varios escalonamientos, una cámara de combustión y una turbina también axial y
multiescalonada e incorporaba un intercambiador de calor recuperador de energía térmica. El producto no tuvo el
deseado éxito, no progresando por el momento su invento.
En Francia, en 1901 CHARLES LEMALE junto con ANDRÉ ARMENGAUD construyen en la "Société Anonyme des
Turbomoteurs" de Paris diferentes turbinas a gas motoras adaptando turbinas de vapor de De Laval. Para hacer
que la temperatura de los gases de combustión fuese soportable por la turbina los refrigeran inyectando agua o
mezclándolos con vapor hasta dejarlos en unos 560°C. El rendimiento térmico del equipo se situaba entorno al
4%.
De nuevo en Alemania por el año 1905 H.H.HOLZWARTH ensayó un nuevo concepto de turbina, la turbina de gas
de explosión , en la que los gases se obtienen en forma intermitente en cámara de combustión a volumen
constante provista de válvulas en la que se introduce el combustible (gas. líquido o sólido pulverizado) el cual
deflagra tras mezclarse con el aire comprimido de la cámara. Los gases de combustión se descargan en forma
de pulso contra los alabes de la turbina motriz. En 1911 Holzwarth desarrolló una segunda máquina que fue
construida por la firma Brown Bovery, pero al resultar su potencia efectiva (≈ 120 kW) del orden de seis veces
menor que la prevista en el proyecto, truncó la línea de desarrollo del concepto. Poco después (1914-1927), la
empresa Thyssen construyó también algunas turbinas de explosión empleadas en generación eléctrica.
No obstante, es con el desarrollo de la turbina de gas aeronáutica (Ohain y Whittle) y una vez pasada la II Guerra
Mundial cuando el desarrollo de la turbina de gas estacionaria recibe su definitivo impulso. Se produce una
transferencia de tecnología entre la turbina de gas aeronáutica y las turbinas estacionarias (termofluidodinámica
de los alabes, técnicas de refrigeración, materiales,...) que causan que la turbina de gas se un motor primario
cada vez más competitivo. Esta competencia con otros motores primarios se inicia hacia los años 1950 como
resultado de la construcción de compresores axiales dotados de buenos rendimientos, pero hasta los años 60
subsiste un cierto escepticismo sobre su futuro como máquina estacionaria .
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1.- El turborreactor elemental ( turbo jet )
Los turborreactores empleados en la propulsión de aviones a reacción, operan según los principios
básicos de las máquinas térmicas: admisión de un fluido motor, su compresión, aporte de calor
(combustión) y la expansión de los gases con la finalidad de obtener un trabajo neto.
La expansión se efectúa al discurrir el fluido por una serie de canalizaciones (toberas y alabes)
transfiriendo su energía cinética al rotor de la turbina. Parte del trabajo generado en la turbina se
requiere para el accionamiento del compresor, con este fin el eje de la turbina es solidario con el eje
del compresor. El compresor de flujo axial o eventualmente radial es el elemento destinado a
comprimir el aire de admisión hasta la presión a la que tendrá lugar la combustión.
admisión
compresión
combustión
expansión
TOBERA
COMPRESOR
CÁMARA DE
COMBUSTIÓN
TURBINA
Figura 1 : Turborreactor (“turbo jet”) elemental (adaptado de doc. Rolls-Royce)
El aire atmosférico que ingresa por la admisión es comprimido mediante un compresor axial de varios
escalonamientos. Tras pasar por un difusor el aire se subdivide en dos corrientes, una entre por la
culata de la cámara posibilitando una combustión estequiométrica y la restante, tras refrigerar
externamente el tubo de llama, ingresa progresivamente mezclándose con los productos de
combustión.
Los gases pasan por unas toberas y son dirigidos oblicuamente contra los alabes del primer
escalonamiento de una turbina. A la salida de estos pasan por otros escalonamientos hasta haber
cedido la energía suficiente a la turbina para que esta sea capaz de accionar adecuadamente el
compresor.
Obsérvese el eje que conecta la turbina con el compresor. Los gases que salen de la turbina todavía
poseen una presión (y temperatura) superiores a la ambiental, su expansión en una tobera les confiere
una notable velocidad de eyección que servirá para la propulsión a reacción.
Para la propulsión a reacción la turbina tan solo deberá suministrar el trabajo necesario para el
accionamiento del compresor. En consecuencia, los gases al abandonar la turbina todavía tendrán
una entalpía específica (presión, temperatura) mayor que la que tendrían en condiciones
ambientales. Si tal como ocurre en este tipo de motor, dichos gases se expansionan hasta la
presión ambiental mediante una tobera proporcionan un chorro a alta velocidad que genera un
empuje por reacción.
En primera aproximación el empuje obtenido vendrá dado por el producto del caudal másico de fluido
motor (aprox. aire) por la diferencia de velocidad de escape y admisión.
F  mA (ce  ca ) [N] ( 1 )
Desde un punto de vista propulsivo el turborreactor mantiene cierta analogía con los cohetes a
propulsante líquido pero que en este caso al estar destinado a operar en la atmósfera no necesita
llevar a bordo el oxidante sino que puede tomarlo del medio ambiente en forma de aire.
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Tres son los factores que han propiciado el desarrollo del turbo jet:
• Operaciones militares
• Economía del transporte aéreo
• Velocidad
2.- Turbo fan y postcombustión
El rendimiento propulsivo del turborreactor es máximo aproximadamente cuando la velocidad de
eyección de los gases coincide con la velocidad de traslación del avión por el aire (cambiada de
signo); con ello los gases eyectados quedan "en reposo" en la atmósfera.
Con el avance tecnológico las velocidades de eyección de un turborreactor simple, resultan bastante
más elevadas que la velocidad de crucero económicamente rentable para la aviación comercial (≈
950 km/h), por lo que se han desarrollado propulsores con "bypass" de aire o turbo fan en los que se
eyectan los gases de combustión mezclados con una corriente de aire adicional que no ha pasado ni
por la cámara de combustión ni por la turbina. Con ellos se consigue expulsar un mayor caudal
másico de aire pero a una velocidad menor.
Figura 2 : Esquema conceptual de Turbo fan (doc. Rolls-Royce).
Requiere de unos escalonamientos adicionales en la turbina para
accionar el compresor de baja presión (“fan”)
El turbo fan es el motor típico de la aviación comercial, éste incorpora justo a la entrada de la toma de
aire un compresor axial de baja relación de compresión ("fan" = ventilador ). El aire que este
comprime se deriva una parte hacia el compresor de alta y hacia la cámara de combustión y el otro
menos comprimido se conduce alrededor de la zona caliente del reactor para finalmente
reencontrarse aguas abajo con el chorro de gases que han pasado por la turbina. Una ventaja
adicional de este concepto es la reducción del nivel de ruido.
Figura 3 : Esquemas de turbo fan
seccionado (doc. Pratt Whitney) y su
ubicación bajo el ala del avión.
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En el campo de la aviación militar (o de la civil supersónica, p.ej Concorde) la situación es la
contraria, no se trata de operar a una velocidad de crucero económica, sino de conseguir una alta
velocidad, en este caso se trata de aumentar la velocidad de eyección de los gases.
En el turbo jet se da una circunstancia favorable para conseguirlo: puesto que para que la turbina
opere a una temperatura tolerable por los materiales los gases de combustión antes de pasar por ella
se han tenido que diluir con aire, al salir de la turbina contienen suficiente oxígeno para sustentar una
segunda combustión. En el turbo jet con postcombustión ("afterburning" ), los gases expelidos por
la turbina pasan a una cámara tubular en la que se inyecta combustible adicional y, una vez
aumentada su temperatur, se expansionan por la tobera propulsora consiguiendo una mayor
velocidad.
La solución también es aplicable al turbo fan en el que se utiliza para conseguir mayores empujes en
situaciones puntuales por ejemplo para el despegue.
En la Figura 4 se ve la sección de postcombustión añadida a la configuración anterior.
Figura 4 : Turborreactor seccionado con cámara de
postcombustión y tobera de sección de salida regulable.
3.- Turbohélice y turbo eje
El turbohélice ("turboprop") es esencialmente un turborreactor con una turbina adicional diseñada
para aprovechar toda la energía remanente en los gases que salen de la turbina que acciona el
compresor. Es decir que en lugar de aprovechar los gases para conseguir un empuje reactivo directo
se hacen pasar por una segunda turbina, con la que a través de unos engranajes reductores se
acciona la hélice propulsora. Habitualmente los gases de escape todavía tienen una cierta velocidad
y colaboran en la propulsión.
Figura 5 : Esquema conceptual de turbohélice (doc. Rolls-Royce).
Requiere de unos escalonamientos adicionales en la turbina para
accionar la hélice
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Este procedimiento es especialmente eficiente y adecuado para la propulsión de aviones a
velocidades y altitudes relativamente bajas (p.ej. 700 km/h y 9000 m). Las hélices convencionales
tienen un rendimiento que cae rápidamente cuando Ma>0.55. La implementación de métodos
numéricos en la optimización aerodinámica especialmente en régimen transónico permite obtener
nuevas geometrías con 8 a 12 aspas en lugar de 4. Estos nuevos diseños ("propfans" ) permitirán
aceptables rendimientos hasta Ma ≈ 0.75 y con hélice contrarrotante hasta Ma ≈ 0.85.
Figura 6 : Turbohélice (“tuboprop”) TP400 de la firma MTU Aero Engines.
Hélice de 8 aspas que gira a 840 rpm
Si se prescinde de la hélice, el sistema "turbo eje" adquiere una configuración aplicable al
accionamiento de equipos de la más diversa índole: generadores eléctricos, compresores, hélices
marinas, rotores de helicóptero, etc.
4.- Turbina de gas aeroderivada
La turbina de gas utilizada en la propulsión aeronáutica constituye también la base de la llamada
turbina de gas estacionaria aeroderivada de ejes separados. En este caso a la turbina aeronáutica
se le suprime el ventilador (fan) y los últimos escalonamientos de la turbina destinados a accionarlo
(Figura 7 ).
eliminar
Turbofan
Generador de gas
Figura 7 : Obtención de un “generador de gases” a partir de un turbopropulsor aeronáutico
Tema 1 : El turborreactor elemental : Elementos, actaución y derivados / Ramon Carreras, Manel Quera
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Con esta adaptación el equipo se comporta como un generador de gases calientes que podrán ser
turbinados en una turbina de potencia posterior, tal como se muestra en la Figura 8.. En muchas
ocasiones el fabricante de la turbina de potencia es distinto al del “generador de gas”
Esta solución posibilita que la turbina de potencia gire a un régimen de velocidad distinto que el del
generador de gas, haciéndola más adaptable para el accionamiento de un generador eléctrico.
Figura 8 : Acoplamiento del generador de gas con una turbina de potencia
En el equipo presentado en la Figura 9 tenemos una turbina de gas aeroderivada de la firma MTU
acoplada a una turbina de potencia MAN y a un generador eléctrico, todo ello montado sobre un
bastidor común que eventualmente puede ir en un contenedor transportable…
Figura 9 : Acoplamiento del generador de gas con una turbina de potencia
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Figura 10 : Generador eléctrico accionado por turbina de gas en contenedor (Solar Turbines)
Otro grupo de turbinas de gas aeroderivadas lo constituyen turbinas que, si bien han sido diseñadas
por empresas con tradición en la producción de turbinas aeronáuticas (Rolls Royce, General
Electric...), las han diseñado específicamente para aplicaciones terrestres. Conservan no obstante la
ligereza de las turbinas aeronáuticas (turbina única, cámara de combustión anular, etc.). Un ejemplo
de su aspecto físico es el mostrado en la Figura 11.
Figura 11 : Turbina de gas aeroderivada Centaur50
La línea conceptual apuntada hasta aquí, o sea de las llamadas turbinas de gas estacionarias
aeroderivadas, no es no ha sido la única, puesto que el concepto de la turbina de gas es
prácticamente tan antiguo como el de la turbina de vapor.
Una segunda modalidad que ha tenido un desarrollo en paralelo a la turbina de gas aeronáutica y
aeroderivada es el de la turbina de gas estacionaria o pesada. Se trata de un producto de
empresas con tradición en el campo de las turbinas de vapor que optaron por diseños integrales
orientados ya desde un inicio a su uso como máquina estacionaria.
Tema 1 : El turborreactor elemental : Elementos, actaución y derivados / Ramon Carreras, Manel Quera
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En estos diseños el peso no es una restricción tan decisiva como en la aviación y en los que se
puede recurrir a mejoras térmicas (recalentamientos, refrigeraciones intermedias, recuperadores de
calor, etc.) así como a construcciones más robustas y de más fácil mantenimiento. Suelen utilizar
cámaras de combustión tubulares con circulación de gases en contracorriente.
En las las Figuras 12 y 13 se incluyen representaciones parcialmente seccionadas de este tipo ya
clásico de turbinas de gas (años 1970-80).
Figura 12 : Turbina de gas estacionaria semipesada Sulzer S7 (años 1970s)
Figura 13 : Turbina de gas estacionaria KU-V93 de eje único de tipo pesado.
Kraftwerke Union - Alemania 1979