Evolucion Sistemas de Propulsion

INSTITUTO POLITECNICO NACIONAL Escuela Superior de Ingeniería Mecánica y Eléctrica “Unidad Ticoman”

Ingeniería Aeronáutica

Evolución y comparativa comparativa de los sistemas propulsivos Profesor: Cruz Osorio Adolfo Alumno: Serrano Gómez Joshua Email: [email protected] Boleta: 2013370120 Grupo: 4AM2 Salon: 4B

Evolución y comparativa de los sistemas propulsivos

Introducción En el presente trabajo se abordan temas relacionados con los sistemas propulsivos. Comenzando por los orígenes de los sistemas propulsivos encontramos que estos fueron desarrollados hace mucho tiempo, registros históricos datan de 130 A.C. cuando fue creado el primer concepto de propulsión. En base a esto nos habla el primer capítulo

en donde donde

encontraremos quienes fueron los pioneros en el descubrimiento de métodos para propulsar maquinas al igual que los lapsos de tiempo en los que se dio el mayor auge propicio a la investigación, desarrollo y creación de estos artefactos que comúnmente conocemos como motores al igual sabremos el cómo fue que perfeccionaron sus modelos hasta lo que conocemos el día de hoy. Por otra parte, en el presente documento se anexan diversas comparaciones entre los diferentes tipos de motor, al igual encontraremos una serie de gráficos que nos indicaran el cómo es que se relaciona un motor con otro y cual es mejor en ciertos criterios respecto a los demás, todo esto se puede encontrar en el segundo capítulo del documento, recordando que la motivación del presente trabajo es informar a aquellos que no conocen sobre el tema y abordarlo de una manera sencilla para aquellos que están adentrándose en este tema que son los sistemas propulsivos.

Serrano Gómez Joshua

Sistemas Propulsivos

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Contenido

Introducción……………………………………………………………… .…2

I Evolución de los sistemas propulsivos……………………………… .4

II Comparativa de los sistemas propulsivos………………………… ..34

Clasificación General de los sistemas de propulsión……… ..43 Comparativa Entre motores……………………………………....45

Relación eficiencia de Propulsion y velocidad del aire……...56 Comparación entre consume de combustible y relación de bypass………………………………………………….57 Comparación entre rendimiento térmico y rendimiento de la propulsión …………………………………..…58 Relación entre consume de combustible y velocidad en mach…………………………………………………..59 Comparación entre motores Turbofan…………………………..60

Conclusión…………………………………………………………………… 64

Bibliografía…………………………………………………………………… 65



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La presente investigación se aborda cronológicamente Los datos más antiguos sobre los motores a reacción se dice que tuvieron sus comienzos aproximadamente en 120-130 A.C. cuando Hero de Alejandría inventó la eolípila, un aparato que fue considerado como el primero en convertir la energía de presión en energía mecánica (Principio de la reacción). Invención que consistía en una esfera de metal hueca conectada a una caldera en la que se generaba vapor de agua. La esfera, a su vez, tenía dos pequeños tubos por donde salía el vapor a presión; al estar estos tubos orientados en direcciones opuestas, el empuje generado por el vapor hacía que la esfera girara a gran velocidad en sentido opuesto al escape. Sin embargo, el aparato nunca llegó a ser utilizado para realizar trabajos importantes, por lo que las aplicaciones prácticas de esta invención no fueron reconocidas y fue considerada como una curiosidad que no tenía uso alguno. En 1550 célebre Leonardo Da Vinci inventa un aparato que utilizaba corriente de humo de un hogar, conducido a través de una chimenea, que movía una rueda que actuaba sobre un cuerpo para moverlo, mediante un sistema de engranajes. En 1678 el francés Abbe Hautefeuille construyo el primer motor de explosión de dos tiempos En 1687 es formulada la famosa tercera Ley de la Dinámica o mejor conocida como la tercera ley de Newton, formulada por el mismo Isaac Newton. Esta dice que “a toda acción acción se opone una reacción de igual magnitud pero de sentido contrario”, misma que reconocía la posibilidad de disponer de un sistema propulsivo que actuara mediante esta ley. En 1791 el inglés John Barber patentó, después de haber sido diseñada por él mismo, la primera turbina de gas. El esquema es quema presentado fue algo rudimentario por lo que no reflejaba las características que presentaba el diseño. En 1799 el francés Lebbon inventor del gas del alumbrado construye un motor de explosión con gas y encendido por electricidad. Entre 1807-1808 comienzan las creaciones de turbinas de gas.



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En 1806 El francés Niepce hizo funcionar un motor con polvo de licopodio al que llamo Pyrolophore Sir George Cayely aporta con la invención del motor más antiguo de combustión interna que actuaba mediante termodinámicamente como un volumen de control a presión constante. El 16 de enero de 1930 se patentó por primera vez una turbina de gas en la propulsión por reacción por el inglés Frank Whittle. Este motor de reacción tenía únicamente una cámara de combustión, y la turbina estaba refrigerada con agua; el el compresor era radial de dos entradas, una a cada lado del eje de rotación del compresor. En este mismo año se realizaron los primeros vuelos de planeadores propulsados con este tipo de motores, así mismo se inició la creación de empresas que desarrollaban motores de turbina de gas para aviones. Entre 1837-1850 era presentada en parís, por el francés Bresson, una turbina de gas. Esta aportaba aire procedente de un turboventilador (Turbofan) a pr esión hacia una cámara de combustión, estos gases producidos eran enviados a una rueda de turbina para ser movida. En 1842 el inglés Henson patento una maquina a vapor de dos hélices para propulsar un aeroplano, de tamaño de aeromodelo.En 1844 el francés Le Berrier, construyo y expuso un modelo de dirigible, movido por una hélice, recibiendo energía de una máquina de vapor. En 1847 el inglés Henson ensayo la patente que diseñara en 1842, si bien los resultados no fueron totalmente satisfactorios. El motor estaba concebido para desarrollar aproximadamente 20 HP y la idea tendría felices resultados al ser desarrollado por John Stringfellow al año siguiente. En 1848 el Inglés Stringfellow construyo en este año el primer modelo reducido de aeroplano propulsado por una máquina de vapor con caldera de compartimientos de ebullición múltiples. El avión era un monoplano de 3 metros de envergadura y 1,70 metros de longitud, con una superficie alar de 1,30 metros cuadrados, y dos Serrano Gómez Joshua


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hélices propulsoras, teniendo el mayor éxito con las de cuatro palas y ancho relativamente grande. El aparato pesaba en total 3.629 Kg y con el agua y el combustible 3.900 Kg. El aparato voló a una distancia de 40 metros. La sociedad Aeronáutica de Londres, premio veinte años después uno de los motores construidos por Stringfellow; desarrollaba poco más de 1 HP, era de gran ligereza en relación con su peso, y fue presentado en el Palacio de Cristal de Paris en la primera exposición que efectuaba la Sociedad. En 1827 Robert Stirling, Ministro escocés y su hermano el Ingeniero James Stirling, patentaron varios motores de combustión interna. El primero data de 1827 y trata de llevar a la práctica la idea del ciclo de Carnot con la inclusión de un regenerador de calor, trabajando el gas en un sistema cerrado a volumen constante. En 1852 el francés Henri Giffard, el 24 de septiembre de e ste año, realiza la primera ascensión a bordo de un globo dirigible equipado con máquina de vapor. El globo tenía una longitud de 44 metros; un diámetro de 12 y desplazaba 2.500 metros cúbicos. La máquina de vapor producía 3 CV y accionaba una hélice tripala de 3,40 metros de diámetro. La máquina pesaba en total 150 kg en vacío y en el comienzo de la ascensión llevaba 50 kg de agua y carbón. La caldera estaba invertida y el escape de gases de la combustión se hacía por la parte inferior, con el fin de evitar los riesgos de incendio y separada de la caldera ca ldera del globo 7 metros debajo de él. El vuelo tuvo lugar partiendo del Hipódromo de París, para aterrizar en Trappes, a 27 Km de distancia del punto de partida, obteniéndose velocidades de 6 a 11 Km por hora. Aun cuando el vuelo se considera como un éxito, el viento desvió el globo cuya trayectoria prevista era volver al punto de partida en vuelo circular. En 1855 el Francés Giffard, hizo una segunda tentativa después de la de 1852, a bordo de un aerostato de forma alargada de 3.000 metros cúbicos, 70 metros de longitud y 10 metros de diámetro, los resultados fueron similares a los del primer intento, a causa de la insuficiencia en la potencia del motor. En 1860 el francés Lenoir, realiza el primer motor industrial de explosión. Era un motor a gas de dos tiempos, pero no alcanzo la compresión prevista.



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En 1862 Beau de Rochas, expone los principios fundamentales de funcionamiento de un motor de explosión, según un ciclo de cuatro tiempos. En 1863 los franceses Nadar, Ponton D’Amecourt y De La Landelle, experimentaron un modelo reducido de helicóptero a vapor, No se obtuvieron los resultados deseados, porque la tracción de las hélices no alcanzaba más de 750 gramos, en tanto el peso total del aparato era de 2700 gramos. Este aparato se encuentra en cuentra en el Musee de L’Air de Paris, y tiene la particularidad destacable de que el bastidor y la caldera son de aluminio, siendo la primera aplicación industrial de este metal, que en aquella época era más caro que el oro. En 1868 el inglés John Stringfellow, construyo un avión triplano de 2,60 metros cuadrados de superficie alar y 16 kilos de peso, propulsado por un motor de 1/3 de CV, accionado por 2 hélices. El 13 de diciembre de 1872 el austriaco Haemlein hace la primera aplicación a la navegación aérea de un motor de explosión. Era un motor de cuatro cilindros opuestos que producía 3,6 CV a 90 RPM. El encendido se realizaba por bobina de Ruhmkorf. En 1874 el oficial de la marina francesa Félix Du temple, diseñó y construyó un modelo de aeroplano propulsado por una máquina de vapor que entraba en acción después del lanzamiento deslizándose por una rampa inclinada. Puede considerarse el primer aeroplano motopropulsado, u aun cuando no efectuara vuelos de duración estimada, despego del suelo. En 1877 el italiano Forlanini, realizo el primer modelo reducido de helicóptero a vapor que pudo abandonar el suelo por sus propios medios, cuando aún el aparato estaba incompleto, el generador de vapor estaba constituido por una pequeña esfera hueca, llena hasta 2/3 de agua sobrecalentada a 8 kilos/cm 2 , y la maquina aun no tenía incluida la caldera. El aparato voló 20 segundos y se elevó 13 metros de altura. En 1879 el Ingeniero alemán Otto, realizo el primer motor, siguiendo el ciclo de Beau de Rochas.



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La primera aplicación de este motor a la aviación, la hizo el coronel cor onel Renard. El motor constituido por 4 cilindros dispuestos horizontalmente y opuestos dos a dos, producía 16 CV, pesaba 5 kilos por CV y quemaba hidrogeno. En 1883 los franceses Gastón y Albert Tissandier, utilizaron u tilizaron el primer motor eléctrico aplicado a la navegación aérea, montado sobre un aerostato dirigible de 1.060 metros cúbicos, 28 metros de longitud y 9,20 metros de diámetro. Este aparato era movido por una hélice de 1.85 metros de diámetro y accionada por un motor de 1,3 CV, a través de un reductor. El motor pesaba 55 kilos, y la corriente eléctrica era suministrada por pilas de bicromato de potasio. Navego aproximadamente a 4 metros/segundo, si bien no pudo regresar al punto de partida, debido al viento que reinaba en las dos ascensiones efectuadas. En 1884 los franceses Charles Renard y A. Krebs, efectuaron el 9 de agosto de este año, el primer viaje en circuito cerrado, cerrado , en el dirigible, “La france”. El globo tenía un volumen de 1864 metros cúbicos, una longitud de 50 metros y un diámetro de 8,40 metros. El motor estaba construido por una maquina eléctrica multipolar de 8 CV que pesaba 96 kilos. El motor giraba a 3600 revoluciones por minuto a través de un reductor red uctor y una transmisión muy larga, que hacia girar la hélice a 50 revoluciones por minuto. La hélice estaba situada en la parte delantera del aparato. El generador estaba formado por una batería de pilas clorocromicas de 400 kilos de peso y podía desarrollar una potencia de 16 CV durante 1 hora 39 minutos. El 26 de Septiembre de este año, tuvo tuvo lugar la más importante ascensión del dirigible de Gastón y Albert Tissandier, con el primer motor eléctrico aplicado a la propulsión en aerostación. En 1885 el inglés Horatio Phillips, experimento un aeroplano de 13 metros cuadrados de superficie alar, 5,80 metros de envergadura y 7,50 metros de largo, con 163 kilos de peso, movido por una máquina de vapor de 20 CV, actuando sobre una hélice de 1,98 metros de diámetro. Este aparato se ensayó en circuito cerrado en vuelo guiado sobre una pista circular.



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En 1887 el austriaco Lawrence Hargrave, introduce en los motores alternativos el funcionamiento en forma rotativo, esto es, con la disposición de cilindros en estrella y el cigüeñal fijo y ligado al soporte del motor, se hace girar el conjunto cártercilindros, manteniendo el movimiento relativo cigüeñal-cilindro c omo en los motores de diseños anteriores. La solución, buena para motores pequeños a RPM no muy elevadas, tenía dificultades impuestas por el par giroscópico, y presentaba inconvenientes cuando las potencias exigidas eran altas. Los motores rotativos más característicos y de funcionamiento bueno en aquella época fueron el “Gnome” de 50 CV y 7 cilindros, desarrollado en 1909 después del diseño que hiciera Laurent Seguin en 1907 y el motor “Le Rhone” construido en Inglaterra Inglate rra en 1913 por H.W. Allen Ltd. En 1888 el ingeniero francés Forest, ideo el encendido por magneto y la disposición de cilindros en estrella, sobre cárter estático, configuración que habría de perdurar en aviación. El diseño de un motor con cilindros en disposición r adial, fue concebido para el dirigible de Gaston Tissandier, y puede considerarse una genial idea para aquella época. No llego a realizarse, si s i bien existe una maqueta en el conservatorio de artes y oficios de Paris. El cigüeñal tenía disposición vertical, era común c omún a cuatro estrellas de 8 cilindros cada una, y el motor era refrigerado por aire. En 1889 el inglés Hiram Maxin construyo un aeroplano muy grande de 522 metros cuadrados de superficie alar y 2640 kilos de peso, equipado con dos máquinas de vapor de 180 CV cada una, moviendo una hélice de 5.45 metros de diámetro. Puede considerarse el primer bimotor, pero no realizo nunca vuelo libre. En 1890 el francés Clement Ader realizo el 9 de octubre de este año, el primer vuelo de un aeroplano que despegara por sus propios medios. El aparato bautizado con el nombre de Eolo, tenía forma de murciélago, de 14 metros cuad rados de superficie alar. Era propulsado por una máquina de vapor de 20 CV y 23 kilos de peso; la caldera pesaba 17,5 kilos; el depósito de hoguera con alcohol pesaba 5,5 kilos, y el peso de las tuberías y accesorio era de 5 kilos; el motor pesaba pues menos de 3 kilos por CV.



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Con 30 kilos de agua y 10 kilos de alcohol, el Eolo pesaba 296 kilos; esto es, una carga de aproximadamente 10 kilos por metro cuadrado y 15 kilos por CV. Los franceses Tatin y Richet construyeron este mismo año un aeroplano de 33 kilos de peso, movido a vapor, y de 6,60 metros de envergadura y 8 metros cuadrados de superficie. La máquina de vapor, con sus accesorios, pesaba 11 kilos y producía prod ucía 1 CV. El progreso, puede considerarse importante desde el punto de vista de la ligereza. Con el aparato se alcanzaron vuelos de 140 metros. Tatin, construyó además un modelo reducido, funcionando con aire comprimido, que se conserva en el Musée de L’Air de Paris. En 1891 el francés Trouve diseñó un aparato de alas batientes, debido a la fuerza motriz producida por las variaciones de presión de una mezcla de oxigeno e hidrogeno, comunicadas a través de un tubo posterior en las alas. Este aparato, previamente lanzado, recorrió entre 75 y 80 metros. En 1892 el australiano Lawrence Hargrave, construyó un modelo reducido de aparato, denominado “Ciervo volante”, funcionando con aire comprimido, con la particularidad de que el motor, en lugar de accionar una hélice, accionaba dos pequeñas alas batientes, situadas delante del aparato y, que aseguraban la propulsión. En 1895 Forest, si bien no llegara a realizar el motor de 32 cilindros en estrella. Previsto para utilización aeronáutica, construyo para barcos motores de 500 CV de potencia, de 18 y 20 cilindros con disposición radial de gran similitud con los utilizados posteriormente en aviación. En 1896 el 16 de mayo, se realizó en Estados Unidos el primer vuelo de un aeroplano. Construido por Langley (Samuel Pierport). El aparato estaba construido por dos pares de alas de 4 metros de envergadura, dispuestas en “tándem”, propulsadas por una máquina de vapor de dos cilindros de 1 CV que accionaban las hélices entre cada par de alas. a las. El aparato recorrió 1 KM, u a continuación, en un nuevo ensayo, 1200 metros. Langley construyo después un aparato al que



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denomino “Aerodrome” equipado con un motor de 5 cilindros en estrella, que se ensayó dos veces sobre Potomac, si bien las dos veces se accidento. El francés Forest, fue premiado este año en un concurso de submarinos, organizado or ganizado por el ministerio de marina francés, por un motor de 500 CV de 24 cilindros en estrella, que si bien la aplicación inmediata no fue fu e aeronáutica, puede considerarse como una de las ideas básicas para el posterior desarro llo de los motores en estrella para aviación. El 28 de agosto de este año, tiene lugar la ascensión del dirigible Deuschland de Wolfert, en Berlín, Equipado con un motor de gasolina. En 1897 Ader, después del vuelo de su primer aeroplano en 1890, recibió créditos importantes de Giffard, que le permitieron realizar y experimentar en 18 97 su primer aparato, bautizado con el nombre de “Avión”. Este último medía 16 metros de envergadura, y pesaba 285 kilos, en vacío. Este avión, con su piloto, pesaba aproximadamente 400 kilos, y estaba equipado con dos máquinas de vapor de 20 CV cada una, accionando una hélice de 4 palas. La caldera era común, pero la admisión de vapor, podía ser regulada por el piloto para hacer girar el aparato, por aumento de revoluciones en la hélice exterior del viraje, y reducción de la interior, manteniendo la potencia disponible total constante. Las características de la máquina de vapor del Eolo Nº 2 de Ader, es decir, el aparato intermedio entre el Eolo de 1890 y el “Avión” de 1987 , eran extraordinarias para la época: potencia de 30 CV; peso 48 kilos; altura 1.050 mm; carrera de los cilindros 140 mm; diámetro 70 mm por la parte de alta presión y 120 mm por la parte de baja presión. Poseía contrapesos de equilibrado, y el conjunto era ligero. Es curioso que el tipo de biela utilizado tiene sus sombreretes notablemente semejantes a los utilizados durante muchos años por la Sociedad Hispano -Suiza en motores más modernos. En octubre de 1901, el austriaco Willian Kress, aplico por primera vez un motor de explosión a un avión. El ensayo se realizó rea lizó sobre un triplano equipado con flotadores, pudiendo pues considerarse el aparato de Kress como el primer hidroavión. En las



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primeras pruebas estaba equipado con un motor de 7 CV y 200 kilos de peso, moviendo dos hélices colocadas en el morro y en la cola del avión. El motor fue reemplazado para ensayos posteriores por p or otro de más potencia: 35 CV y peso 400 kilos, pero el aparato capotó y se destruyó. El 19 de octubre de este año, Santos Santo s Dumont con su dirigible Nº VI, propulsado por un motor de automóvil que desarrollaba 12 1 2 HP, obtiene un señalado éxito partiendo de San Cloud, navegando alrededor de la torre Eiffel y regreso a San Cloud, en 29 minutos, 31 segundos, a 15 m. p. h. El 17 de diciembre de 1903 los hermanos Orville Orville y Wilbur Wright efectuaron en Kill Dewil Hills, Carolina del Norte los primeros vuelos tripulados en un aeroplano propulsado por motor. Previamente, el día 14 había tenido lugar el primer intento de despegue que no llego a realizarse. El día 17 se efectuaron en total 14 vuelos, el primero pilotado por Orville tuvo una duración de 12 segundos y se recorrieron 120 pies entre el punto de despegue y aterrizaje, recorriendo en el aire aproximadamente 500 pies. Orville y Wilbur se alternaron el pilotaje de estos vuelos, correspondiendo a Wilbur el cuarto que fue el más importante, pues recorrió 852 metros con una duración de 59 segundos. El aparato con el que se efectuaron estos vuelos, el Wright Flayer I se mantuvo en el museo de ciencias de Londres, desde 1928 a 1948, y se conserva en la actualidad en el National Air Museum de Washington (D.C.). El motor esta desmontado del avión y se exhibe cerca de él. El motor Diseñado por los Hermanos Wright y construido por su mecánico Charles Taylor, era de configuración similar a los de automóvil de 4 cilindros verticales, capaz de desarrollar 12 HP a 1090 RPM y encendido por magneto de baja tensión; tenía un peso de 109 kilos y accionaba 2 hélices colocadas lateralmente en sentido inverso. El motor tuvo inicialmente la dificultad de que al cabo de algunos minutos de funcionamiento, la potencia desarrollada descendía a 9 HP, debido al precalentamiento del aire de entrada. Este Es te calentamiento aparecía debido al propio



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funcionamiento del motor, pues el petróleo era vaporizado a través de una cortina de agua y la velocidad del motor se ajustaba previamente en tierra por regulación del calaje del encendido. La relación potencia/peso era pequeña, de 1/15, pero puede considerarse el motor pionero en la aeronáutica, siendo característica la dimensión de sus cilindros de 4 pulgadas de diámetro e igual carrera, esto es, cilindros denominados “Cuadrados”, refrigerados por agua y las culatas refrigeradas por aire. Una característica incorporada al motor de los hermanos Wright, fue el mecanismo de reducción de velocidad de la hélice, obtenida mediante unas cadenas de bicicleta entre el motor y las hélices. Los hermanos Wright fueron así los primeros en demostrar en la práctica que la velocidad optima de actuación de la hélice es siempre menor que la correspondiente al motor. Este principio no fue puesto en práctica hasta varios años más tarde por Renault en 1908. Poco después, los hermanos Wright experimentaron un nuevo aparato equipado con un motor de 25 CV, con el cual realizaron vuelos que sobrepasaron los 30 km. Destaca también en este año la construcción del motor Manly-Bazer de gasolina, de 52 CV, construido para el aeroplano de Langley “Aerodrome” y que se conserva en el museo Americano de Washington. W ashington. El motor, del tipo rotativo, pesaba poc o más de 100 kilos, con lo que la relación potencia/peso, era del orden de ¼, cifra excepcional para aquella época. El motor estaba constituido por 5 cilindros de 0.5 mm. de espesor de sus paredes, dispuestos en estrella, refrigerados por agua, encendido por batería y bobina transformadora de alta tensión, siendo el primer motor con este tipo de encendido. El Motor fue probado durante 10 horas, proporcionando 52 Hp, a 900 RPM; fue diseñado y construido por S. M Balzer y modificado después por C. M. Manley siendo este el e l piloto del aeroplano de Langley “Aerodrome” catapultado por dos veces los días 7 de octubre y 8 de Diciembre de este año sobre el rio Potomac, rompiéndose el avión ambas veces. Se duda si fue por fallo el sistema de catapulta o por deficiencia estructural del aeroplano. No



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obstante, la potencia desarrollada por el motor era poca para un aparato de las características de Langley “Aerodrome”. Aun cuando no llegara a volar, es digno de mención el montaje de un motor Buchet de 6 HP sobre biplano Ferber VI A. Este año de 1903, de Agosto a Noviembre, se efectuaron pruebas en Vahrenwalder Heide cerca de Hannover, Alemania, de un biplano transformado posteriormente en triplano, propulsado por un motor Buchet de 9 HP. El avión era pilotado por el propio diseñador y constructor Karl Jatho y se obtuvieron con el biplano vuelo de 18 metros m etros y con el triplano, 60 metros. De Mayo a diciembre de 1904, los hermanos Wilbur y Orville Wright efectuaron 80 vuelos en el avión biplano Wright Flyer II, provisto de motor Wright de 4 cilindros y de 15-16 Hp. El vuelo más satisfactorio tuvo lugar el día 9 de Noviembre, recorriéndose 2,75 millas en 5 minutos y 4 segundos, en Huffman Prairie cerca de Dayton, Estado de Ohio. De junio a octubre de 1905 los hermanos Wright efectuaron 40 vuelos en e n el biplano Wright Flyer III, provisto del mismo motor que propulsara el Flyer II el año anterior. anterior. El motor mejorado para el Flyer III alcanzo 20-21 HP. Pilotado por Wilbur se recorrieron el día 5 de Octubre, 24,2 millas en 38 minutos 3 segundos, partiendo de Huffman Prairie. El Aeroplano Wright Flyer III se conserva ahora en Carrillon Park, Dayton. El Dr. Alfred J. Buchi inicia los estudios que en 1911 le llevarían a conseguir la recuperación de energía producida por po r los gases de escape de un motor Diessel de cuatro tiempos para mover un compresor para sobrealimentación. Los trabajos fueron desarrollados por Sulzer Brothers Works en Winterthur, suiza, actuando como ingeniero jefe del Departamento de Investigaciones el propio J. Buchi. Este año de 1905 se construyó en Francia el motor Levavasour Antoinette, refrigerado por agua con disposición de los cilindros cilindros en “V” y que fue el primero de esta disposición para ser utilizado en aviación. El cárter de este motor era de aluminio y los cilindros con camisas de acero, configuración ésta que ha perdurado Serrano Gómez Joshua


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hasta nuestros días. Fue construido en versiones de 8, 12, 16 y hasta 32 cilindros. Fue el primer motor de avión con más de 8 cilindros. Los motores Antoinette se anticiparon muchísimos años a la puesta en práctica de la inyección de combustible que tenía incorporados los motores Antoinette. Durante 1904 el segundo aeroplano de los Wright, el Wright Flyer II emprendía pruebas de vuelo con un motor de 4 cilindros y de 15-16HP. En Francia fue construido el motor Levavasour Antoinette, que fue el primero en tener los cilindros puestos en V utilizado para la aviación, existiendo las versiones de 8, 12, 16 y 32 cilindros. En 1906 nuevamente en Francia, pero esta vez por el rumano Vuia, fue utilizado el motor Serpullet para realizar vuelos en aeroplano Vuia I, desarrollando 25HP y accionando una hélice de 2.20m de diámetro. Se dan diversas actuaciones de aeroplanos propulsados prop ulsados por un motor Antoinette de 8 y 32 cilindros posicionados en V a 14000RPM. En 1907 los motores Antoinette tienen diversas participaciones en la aviación propulsando aviones y hasta el primer helicóptero en vuelo no guiado. En 1908 aparece el motor Panhard con cuatro cilindros en línea, así como también los motores Gnome y Clergent-Clement de 7 cilindros dispuestos en estrella. Motor Gnome: motor rotativo. El proceso de admisión se efectuaba por una válvula colocada en el pistón. El escape era efectuado por una válvula situada en la parte trasera del cilindro. Estos, la admisión y el escape, al ser colocados de esta manera se encontraban favorecidos por la acción de la fuerza centrífuga, debido a la rotación. Sin embargo, las válvulas automáticas generaban perdidas per didas de carga más elevadas que las válvulas mecánicas; igualmente el gas que entraba durante la admisión, arrastraba lubricante consigo al interior del sistema.



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Este mismo año, Fiat (empresa de origen italiano) construye su primer motor para aviones, el S.A. 8. Este estaba compuesto de 8 cilindros dispuestos en V a 90°. En 1909 un motor Anzani de 25 CV de explosión de 4 tiempos a 1600RPM con una hélice Chauviere, propulsaba este año un avión a vión para cruzar el Canal de la Mancha. Este motor ya presentaba la apertura automática de las válvulas de admisión pero las válvulas de escape eran de actuación mecánica. La desventaja de utilizar motores rotativos en aviación era que estos generaban un efecto giroscópico el cual producía movimientos perturbadores en el avión, por lo que se debían extremar precauciones. Se abandonó el uso de los motores rotativos tipo Gnome, Le Rhöne, Bengley y Clerget. A pesar de esto, fueron construidos motores de 22 cilindros puestos en dos estrellas con 11 cilindros cada una. La ventaja de los mismos, era su ligereza. Esto permitió la realización de mejora s para motores de automóvil para que aparecieran motores de aviación refrigerados por agua y dispuestos en V, siendo la base para los motores en estrella. Durante 1910 el siguiente avance de los motores Antoinette fue el de llevar ya 16 cilindros y 100CV de potencia. Se lleva a cabo la alimentación por inyección por medio de una bomba que mandaba el combustible a presión, de esta manera el combustible era distribuido a cada tubo de admisión. La N.E.C. (New Engine Company) hizo un motor de 4 cilindros en V de 2 tiempos, con compresor tipo Roots para sobrealimentación, siendo la primera vez utilizada en un motor para avión. El motor OX-5 de 8 cilindros en V y 90Hp a 1400RPM es destacado este año. En 1911 un dirigible de Forlanini Forla nini utilizó este año un motor V-1 de 4 cilindros en línea 90CV a 1200RPM, más tarde este dirigible también requirió de motores tipo V-2 de 100CV y V-3 de 110CV, ambos igualmente de 4 cilindros en línea. En 1913 se comienza a utilizar en vuelo la hélice de paso variable. Así mismo comienzan a utilizarse motores dispuestos en doble estrella y refrigerados por aire, por las empresas Gnome y Le Rhöne.



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En 1914 Fiat construye los motores A-10 de 100CV, el A-12 de 240CV y el A-12B de 400CV. Es en este año que comienza a ser utilizada la sobrealimentación en motores alternativos de explosión de 4 tiempos. En 1915 es construido el V-4 para hidroaviones de 180CV y 6 cilindros en línea, refrigerado por agua. Posteriormente nace el motor V-8 de 150CV a 1450RPM creado por el Ingeniero Mar Birkit. El motor Mercedes Seis fue el más destacado de este año, constaba de 6 cilindros en línea de 160HP a 1400RPM. En 1916 Fiat fabrica el motor A-12 de 6 cilindros refrigerado por aire, igualmente en Italia se crea el motor V-5 de 8 cilindros en línea y de 280CV de potencia, creado también para el dirigible Forlanini. En 1917 el motor Liberty de 12 cilindros en V de 420CV a 1700RPM, es fabricado. Durante 1918 nuevamente la casa Isotta Fraschinini fabrica ahora el motor V-7 de 12 cilindros en V y refrigerado con agua, producía 300CV. Fue el último motor de esta serie puesto que finalizaba la primera guerra mundial. Comienza la creación de un turbocompresor para sobrealimentación que utilizaba la energía de los gases de escape que producía un motor alternativo de explosión. En 1919, dos motores Eagle (introducido en el campo aeronáutico en 1917) propulsan un avión que realizaba por vez primera un viaje a través del Atlántico. Este motor consistía de 12 cilindros en V y refrigerado por agua, desarrollando 360HP cada uno. Se pone en servicio el motor Liberty con sobrealimentación turbo, siendo el primer motor que recuperaba la energía cinética de los gases de escape al mover una turbina, por lo que este motor se convertía en el e l primero en funcionar de esta es ta forma.



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Nace el motor Lawrence de 9 cilindros en estrella para las fuerzas navales de Estados Unidos. En 1922 es fabricado el motor Armstrong Siddeley Jaguar de 14 cilindros posicionados en doble estrella de 360HP a 2000RPM. Llegó a ser el primer motor en doble estrella que realizaba un óptimo funcionamiento y que utilizaba culatas semiesféricas. Comienza la fabricación del Lawrence J-1 de 9 cilindros en estrella y 200HP a 1800RPM. En 1924 es diseñado el motor Asso-500 por Issota Fraschinini. Durante 1925 ocho meses después de ser inaugurada la Pratt Whitney, lanza el motor Wasp de 45HP de 9 cilindros en estrella y 425HP a 1900RPM. En 1926 el motor Lawrence J-1 se convierte en el Whirlwind J-5 puesto que la empresa Wrhight Aeronautical Corporation lo dota de cilindros Armstrong Siddeley Jaguar. En 1928 la compañía Pratt Whitney deja a su motor Wasp de lado para comenzar con el diseño de un pequeño motor, el PW-R985. Nacen los motores de combustión por compresión que utilizaban aceite pesado en Estados Unidos, Francia y Alemania. Es probada por primera vez la hélice de paso variable que supuso un gran avance puesto que se controlaban las revoluciones por minutos del motor por variación del ángulo de pala. En 1929 llega el motor PW-2000 de 1200-1400HP, por la casa Pratt Whitney. Inician vuelos con motores de aceite pesado. Se conjuntan las empresar Curtiss Aeroplane and Motor Corporation y Wright Aeronautical Corporation, para fundar la Crutiss Wright Corporation. En 1930 la nueva Curtiss Wright Corporation comienza con la creación del motor Curtiss Wright R-1820 de 9 cilindros en estrella y 575HP a 1900RPM. Serrano Gómez Joshua


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En 1931 la casa Fiat crea un motor para avión de carreras. Se le denominó el AS6, constaba de 24 cilindros puestos en V y producía 2100CV. El motor PW-R1830 Twin Wasp, que consistía de 14 cilindros en doble estrella, es probado en vuelo. Se fabrica el motor Continental A-40 para la aviación ligera, producía 65HP a 2350RPM. Durante 1932 Pratt Whitney comienza la producción de su motor el PW-R1535 de 14 cilindros en doble estrella y 650HP. Se crea el motor sin válvulas Mcculloch de 9 cilindros por la corporación Bristol. En 1933 los motores PW Wasp de 550HP propulsan a aviones Boeing BO-247 que cruzan el Atlántico reduciendo el tiempo de vuelo. En 1935 fue patentado un turborreactor de compresor centrífugo de escalón simple y turbina centrípeta por el alemán Hans Von Ohain. El flujo de aire entre el compresor y la turbina era sometido a la combustión en una cámara reversible. En 1936 en Alemania se comenzaron a estudiar diseños de turborreactores de compresores axiales.

Este mismo año es fabricado el motor A-74 RC-D8 de 14 cilindros en doble estrella con sobrealimentación y reductor para hélice, produciendo 840HP. Rolls Royce comienza la fabricación del motor Merlyn I de 12 cilindros en V y generaba de 1030HP a 3000HP. También este año se fabrica el motor Wright R-1820 de 9 cilindros en estrella, un dispositivo de absorción de vibraciones torsionales del cigüeñal y 575HP a 1900RPM. En 1938 se presentó un modelo de motor de reacción sin compresor en Paris, por el ingeniero francés René Leduc. Este diseño no progresó tal como fue presentado pero fue la base para el desarrollo básico de un estatorreactor. Serrano Gómez Joshua


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Durante este mismo año, por primera vez, la casa Fiat crea el motor radial A-50 de 7 cilindros. El 27 de Agosto de 1939 se emprende el primer vuelvo conocido de un avión propulsado por turborreactor. El motor utilizado fue el He S3B y desarrollaba 1000lb de empuje. Este mismo año, Bristol crea el motor Hércules de 14 cilindros en doble estrella y 1290HP a 2000RPM. En 1940 el ingeniero italiano Campini, creo un diseño de motor de reacción adaptando el árbol principal de un motor alternativo al movimiento de un compresor centrífugo para la compresión del aire, sometido parcialmente al proceso de combustión y a la expansión en una tobera. Este mismo año el alemán Anselm Franz diseña un motor para propulsar aviones Junker 004, para el desarrollo de un turborreactor de compresor axial; este generaba 2000lb de empuje. También, este mismo año nace el motor Wasp Major de gran potencia construido de 4 estrellas, creado por la organización Pratt Whitney. Este producía 3000HP.

El 15 de Mayo de 1941 se realizó el primer vuelo de un avión propulsado por un turborreactor derivado de la primera patente de Sir Frank W hittle. Este motor estaba designado con la nomenclatura W1; fue la base para el desarrollo de turborreactores con compresor centrífugo. Un motor que producía 3000lb de empuje fue creado por Frank B. Halford con la colaboración de la organización de motores De Havilland Aircraft Company (posteriormente De Havilland Engine Company que dio lugar a la división de Rolls Royce), basándose en los trabajos de Frank Whittle, dicho motor fue el turborreactor H1 de compresor centrífugo simple y cámara de combustión de flujo directo. General Electric es autorizado, en Octubre de este año, a construir en América turborreactores de Frank Whittle. Serrano Gómez Joshua


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El Doctor A.A. Griffith en Inglaterra crea diversas turbinas de gas que utilizaban el principio de flujo en derivación, fueron la base para la creación de turborreactores de doble flujo. A partir de 1942 comienza un crecimiento en la utilización de turborreactores en aviación, dejando de lado los motores de explosión de cuatro tiempos. En Marzo se inicia el primer rodaje del motor W 2B.26 de Rolls Royce; este fue la primer versión de un turborreactor que trabajaba con cámaras de combustión de flujo directo, a diferencia de los anteriores que eran de flujo reversible. En el mes de junio se probaba ya en Inglaterra el primer motor Goblin perteneciente a la familia de motores de reacción de compresor centrífugo. Varios tipos de los nuevos turborreactores eran diseñados en Inglaterra, con la denominación W2. El motor alemán V-1 es lanzado, este era mejor conocido como la bomba volante alemana puesto que portaba el proyectil Fi-103. En 1943 se proyecta un nuevo motor el cual adopta la nomenclatura J (por su significado en inglés Jet), el J-31. El primer turbohélice, derivado del J-31, fue probado por General Electric. En Noviembre se efectúa el primer vuelo de un avión inglés con un turborreactor de compresor axial. En este mismo año, los descendientes del Eagle, los motores Merlin, se proveen de un compresor centrífugo de dos velocidades para sobrealimentación. En 1944 tras varias controversias, fue creado el turborreactor W 2B de Rolls Royce durante la segunda guerra mundial, donde los modelos de aviones Gloster Meteor de caza eran los únicos aviones propulsados a reacción. El motor fue renombrado posteriormente Welland. Durante 1945 ya se habían realizado estudios para la combinación de varios escalones de compresor axial logrando formar un compresor de escalones múltiples, por el Doctor A.A. Griffith quien obtuvo resultados satisfactorios debido a



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la mejora obtenida en la relación empuje/peso y el consumo específico. Así fue como se estableció la base del motor Rolls Royce Avon con compresor axial. En Inglaterra se inició el diseño de turbohélices con el Trent, el cual era un turborreactor Derwent 2 con diámetro del rotor reducido y siéndole incorporada una hélice de cinco palas. Un avión Gloster Meteor efectúa el primer vuelo con propulsión por turbohélices en Octubre de ese año, usando dos motores Trent. Este mismo año, nace el nuevo motor Packard Pa ckard Merlyn de 12 cilindros en V llegando a desarrollar 2250HP a 3000RPM. En 1946 se realizan las primeras pruebas del turbohélice Dart, derivada del turbohélice Trent de Rolls Royce, el cual consistía de dos escalones de compresor centrífugo. Son incorporados los compresores axiales en la producción de motores a reacción debido a las ventajas que estos tenían para turborreactores, el primero motor americano de este tipo fue el G.E. J35. El Doctor A.A. Griffith hace una propuesta de aplicar la teoría de doble flujo en los turborreactores de compresores axiales. En Francia comienzan las pruebas a los primeros turborreactores de doble flujo y compresor axial, destacando el Rateau. En 1947 aparece el motor Centaurus sin válvulas, creado por Bristol; la admisión y el escape se realizaban a través de una camisa deslizante en el cilindro por medio de lumbreras. Esto hacía que se controlara mejor la turbulencia. En 1948 es lanzado un motor que desarrollaba 20% más empuje que el G.E. J-35 el G.E. J-47, fue adaptado para propulsar aviones de todo tipo. La De Havilland consigue batir el récord de altitud con 59,445 ft hasta entonces con su avión De Havilland Vampire y un turborreactor Ghost.



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La Pratt Whitney fabrica, bajo la licencia de Rolls Royce, el Nene, con la nomenclatura J-42 un turborreactor de compresor centrífugo que producía 5750 lb de empuje al despegar. En 1949 es certificado el G.E. J-47 en Estados Unidos, primer motor de reacción utilizado en la aviación comercial. Con el anhelo de disponer de un motor de reacción, la empresa Pratt Whitney comienza a desarrollar un turbohélice de doble rotor. Sin embargo las Fuerzas Aéreas alteraron el contrato al solicitar un turborreactor puro del mismo tamaño, naciendo el motor P.W. J-57, primer turborreactor de d e flujo axial de dos escalones de compresión que producía 10,000lb de empuje. En Francia con Turbomeca se inicia la fabricación de turborreactores pequeños y turbomotores, los cuales podían ser utilizados como turbinas de gas o como turbohélices. En 1950 Rolls Royce comienza con el diseño del turborreactor de doble flujo, el Rolls Royce Conway RCO2. Tomando como base el turborreactor Tay de Rolls Royce, la Pratt Whitney diseña un motor con postcombustión P.W. J-48, de 7000-8750lb de empuje. En 1951 el avión Boeing B-52, bombardero intercontinental es propulsado por el comienzo del desarrollo de producción del motor P.W. J-57, el cual también fue utilizado para propulsar otros aviones como el bombardero pesado de ataque Douglas A3D, el avión cuatrimotor de transporte C-135, el carguero de combustible KC-135, entre otros. En 1952 es creado el pequeño motor RB93 por la Rolls Royce, que era un turborreactor de flujo axial de 1,810lb de empuje. Durante 1953 los motores Avon básicos fueron denominados de la serie 100 y el empuje llegó a alcanzar hasta 8,000lb, pero aparece la serie 200 con el objetivo de incrementar su potencial. Tuvo como cambio principal el incremento a 15 escalones



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del compresor respecto de 12 que tenía la serie anterior; además de ser incluida una cámara de combustión tipo canular. Durante el mes de abril son probados los motores de la serie 200 para dar paso a la serie 300 de motores Avon, con un empuje superior a 12,000lb. En 1954 se desarrolla el G.E. J-79 que consistía de un compresor con álabes de incidencia variable. El 3 de Agosto despega verticalmente el Flying Bedstead de Rolls Royce, siendo el primero vuelo del tipo VTOL (Vertical Take-Off and Landing) sustentado por reacción, utilizando dos motores R.R. Nene que tenían las toberas de salida hacia abajo y convergentes entre sí. Durante 1955 los primeros turborreactores que además de aplicar el doble flujo, utilizaban la tecnología de compresores axiales empelando ejes coaxiales, derivaban del Rolls Royce Conway. Un motor R.R. Avon es modificado para posicionamiento vertical y fue utilizado para propulsar un avión VTOL Tyan Vertijet. Es probado el turborreactor RB 108 que utilizaba un compresor axial de ocho escalones, una cámara de combustión anular y una turbina de dos escalones; también fue uno de los primeros en ser aplicados en aviones VTOL. En 1956 General Electric comienza a fabricar el motor CJ -805 proveniente del J-79. Este fue una versión de doble flujo paralelo tipo afterfan. En 1957 la sociedad Alvis Leonides, famosa por su fabricación de motores de automóviles, comienza la creación de motores de aviación. Como el motor Leonides de 9 cilindros y el Leonides Major de 14. En 1958 finaliza la producción del motor P.W. J-57 y la casa Pratt Whitney se enfoca en la producción de motores de doble d oble flujo para la aviación civil y militar. General Electric genera el CJ-805-23, primer reactor de doble flujo para utilización en la aviación comercial.



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El avión supersónico Nortrop T-38 es propulsado por el motor J-85 debido a poseía menor peso y tamaño. Este se diseñó d iseñó con alabes fijos de geometría variable. Estos dispositivos, que optimizan el rendimiento del motor, también adicionan complejidad a su funcionamiento, aumentando las probabilidades de alguna falla que ocasione la entrada en pérdida del compresor. Como resultado a modificaciones al RB-108, se obtuvo el RB-145 aplicado a un avión experimental VTOL con seis motores; Griffith había expresado que la generación de sustentación óptima se podría generar con el uso de varios motores de peso menor al uso de uno o dos motores grandes. Este mismo año, la serie de motores Cirrus llega a su fin, siendo el último motor el Gyspsy Major 215 de 4 cilindros. En 1959 el motor JT-4 es utilizado por varias aerolíneas en aviones intercontinentales como el Boeing 707 puesto que alcanzaba 17.500lb de empuje. Durante el mes de octubre de este año, es construido el primer motor para avión en India, el PE 90 H de 90HP para aviones ligeros. En 1960 el motor P.W. JT-8D es un motor de doble flujo que propulsaría a los aviones Boeing 727 y 737, los Caravelle 10-R y los Douglas DC-9. En esta década aumenta la fabricación de motores alternativos con pequeñas potencias. Se incrementan los proyectos de motores para par a aviones VTOL, destacando el motor Rolls Royce RB-108 y el RB145. El RB-162 se conforma por un compresor axial de seis escalones y es controlado por un solo escalón de turbina con tobera de escape convertible. Este se adapta a varios proyectos de aviones V/STOL. El motor R.R. Bristol Pegasus de empuje dirigido es del tipo de doble flujo con cuatro toberas provistas de álabes de guía, dos toberas orientan el flujo primario y otras dos el flujo secundario.



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En Diciembre, se hace el primer prime r rodaje del motor de la familia de los de doble flujo, el R.R. Spey. En 1962 entra en servicio el turborreactor Aubisque de Turbomeca con 700kg de empuje, el cual propulsaba aviones de Fuerzas Aéreas y de la Marina Americana. Se monta un prototipo para el motor P.W. JT8D en un Boeing 727 durante el mes de Mayo. Se firma un acuerdo entre los gobiernos británico e inglés para la fabricación de un avión supersónico comercial, el Concorde, cerca del mes de Noviembre. El turbohélice PT-6 de Pratt Whitney comienza a ser producido en el mes de Diciembre. En Abril de 1963, el motor Turbofan P.W. TF 33P-7 es aprobado para usos comerciales y militares, con 21,000lb de empuje. A finales de este año, el avión XB-70 alcanza velocidades de 3Mach, propulsado por motores J-93 de General Electric. En 1964 la F.A.A. (Federal Aviation Administration) Administration ) autoriza la utilización del primer motor pequeño de doble flujo, el CF-700 de General Electric, comercialmente. En Julio se prueba el motor Olympus 593 de Rolls Royce y S.N.E.C.M.A. (Societé Nationale d’Étude et de Contruction de Moteurs d’Aviation), para propulsar el Concorde. En 1965 se diseña el primer turborreactor de tres ejes, el RB-178-51 con 44,000lb de empuje y disposición en doble flujo, por Rolls Royce. La F.A.A. certifica el motor T64 para aterrizajes verticales y vuelo horizontal. En abril de este mismo año, entra en servicio el segundo tipo de motores Spey, el Spey 2. En 1968 el motor CF 6 de alto índice de derivación de doble flujo es elegido para propulsar el trirreactor McDonnell Douglas DC-10 y el Airbus A300B.



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El turborreactor RB-211 es probado para el trirreactor Lockheed L-1011. En 1969 se incrementa el desarrollo del motor G.E. 4 para el SST (Super Sonic Transport), con 67,000 lb de empuje. En Diciembre del mismo año se prueba por vez primera el motor G.E. CF6-50 de 50,000lb de empuje.

En 1971 el turborreactor de doble flujo DF6-6 es des arrollado para propulsar el avión Douglas DC-10, la versión básica de este turborreactor generaba 40,000lb de empuje. Las máximas potencias alcanzadas por motores alternativos en esta década son de 200HP a 400HP. En 1972 entra en servicio el motor CF6-50A de 49,000lb de empuje, derivado del CF6-6, para propulsar el Douglas DC-10/30. La casa Pratt Whitney comienza la elaboración del turborreactor JT10-D que deriva del JT8D, obteniendo mejor nivel de ruido y un empuje máximo de 28,000lb. En 1973 la NASA construye y hace pruebas a un motor tipo espacial diseñado especialmente para productos de baja emisión de contaminación para la protección ambiental. En 1974 se comienza un programa de desarrollo de una turbina que pudiera ser aplicada al turborreactor de ciclo variable. En 1975 con el fin de propulsar un avión supersónico comercial, las familias Pratt Whitney y General Electric se juntan para par a realizar un estudio del diseño de un motor de ciclo variable. Este mismo año, la empresa Rotax, nacida en 1920, crea su primer motor para aeronaves.



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En Agosto de 1979 se inician pruebas a los motores CF6-32 de General Electric Electric para los aviones B 757 y B 767. Después, en Octubre, dan inicio las pruebas del motor CF6-80A de General Electric de 48,000lb de empuje para los aviones B747 y A310. Igualmente en octubre, el motor CFM56 es certificado, de empuje de 24,000lb. El B707 realiza su primer vuelo con este motor en el mes de noviembre. Un intensivo programa de pruebas de vuelo del turborreactor F-404, de doble flujo de General Electric, es llevado a cabo sobre el avión bimotor F/A-18 Hornet de Douglas. En 1980 el proceso de desarrollo del motor JT10D continúa durante este año por la empresa Pratt Whitney de Estados Unidos, la empresa Fiat de Italia y MTU (Motoren-Und Turbinen_union) de Alemania. Igualmente las pruebas de homologación del motor RB-19, que es un turborreactor de doble flujo con tres ejes para propulsar un avión militar, el Panavia “Tornado”. Trubounión (organización de empresas asociadas desde 1969, formado por Rolls Toyce, MTU y Fiat Aviazione) fabrica el motor RB-199. En 1981 el motor CFM56-2, con empuje de 24,000lb es seleccionado para remotorizar aviones DC-8 Series 60 y aviones nodriza no driza KC-135 y AWACS, al salir de fabricación. Se inicia la producción del motor FE-F-101 DFE (Derivate Fighter Engine). El motor seleccionado para el Airbus A-310 es certificado, el GE-CF6-80. En 1982 la versión strech del motor RB-199 comienza a ser rodado, este tiene menor consumo en postcombustión. En 1983 la FAA certifica el motor PW 2037 de 37,600lb de empuje, así como el motor PW100 fabricado para generaciones nuevas de aviones conmuter. Se realizan pruebas para el motor CFM56-3 (20,000lb de empuje).



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En 1984 comienzan pruebas para los motores tales como el motor Turbofan Rolls Royce Tay (13,500lb de empuje), el motor Adour de RR/Turbomeca, el motor CFM 56-5. Posteriormente es firmado un acuerdo entre Airbus y CFM para utilizar los motores CFM56-5 en aviones A-320. Se desarrolla un programa para el motor V 2500 para la aviación comer cial de entre 23,000 a 25,000 lb de empuje por parte de IAE (International Aero Engines), JAEC (Japanesse Aero Engines), Rolls Royce, Fiat Aviazione, Pratt Whitney y MTU. En 1985 el motor RR-Viper-631seleccionado para aviones entrenadores, recibe certificación. Para el avión LHX (avión americano), se firma un acuerdo para fabricar el motor APW-34. El motor RM 12, derivado del F 404 de GE, es iniciado en un programa de prueba s. En 1986 el ejército accede a firmar un contrato con Bell y Boeing Vertol para el desarrollo de V-22 Osprey, este consta de motores basculantes para aviones convencionales o helicópteros. En 1987 un certificado de Tipo es entregado el 15 de mayo de este año, a un biturbohélice Fokker 50. Este era propulsado por dos motores 125 B de PW Canadá. En 1989 es creada la Sociedad de Industria de Turbopropulso res el día 11 de enero en Bristol, entre la empresa británica Rolls Royce y las casas españolas CASA, SENER y BAZAN. En 1990 son realizadas varias pruebas de motores para vuelo en distintos aviones, así como algunos otros realizan su primer vuelo. El ATF (Advanced Tactical Fighter) de Estados Unidos, es probado en prototipos. Pronto es seleccionado para propulsar; este es de aproximadamente 28,000lb de empuje. En esta década, GE introduce el turboventilador CF34 para aviones militares.



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Durante 1992 la tecnología Turbofan comienza a ser utilizada crecientemente. A finales de este año, en noviembre, llegan a su fin las pruebas del ADP (Advanced Ducted Prop) de PW, este está basado en el núcleo de los motores PW 2000. Este mismo año el complejo aeronáutico de Rusia (anteriormente la URSS), produce el motor en estrella Vedeneyev. Durante 1993 se destacan las actividades del programa PACIR (Propulsion Aerodynamics Control Integrated Research); en e n el e l cual participaban las empresas General Dynamics y McDonnell Douglas, que a sí mismo contaban con fabricantes de motores, General Electric y Pratt Whitney. En 1994 es probado un sistema de toberas de orientación variable AVEN/MATV (Axisyetric Vectoring Engine Nozzle)/ (Multi Axis Thrust Vectoring). Otro sistema de tobera multidireccional (de Pratt Whitney), PY BBN (Pitch Yaw Balance Beam Nozzle), continúa en periodo de pruebas. En 1999 el motor de Pratt Whitney PW 4098 es certificado, el máximo empuje es de 98,000lb. A finales de la década de los 90’s, GE desarrolla la familia CF34-8 CF34 -8 de motores, CRJ700 y CRJ900. Más recientemente, se desarrolla la familia CF34-10. Durante el 2002 la casa china COMAC, selecciona el motor CF34-10 pa ra propulsar el jet regional ARJ21. En el 2005 la casa alemana Rotax crea su serie 912/914 para aeronaves deportivas ligeras. La serie 912 consta de 4 clilindros y refrigeración con agua o aire, genera entre 80 y 100HP. Igualmente la serie 914 consta de 4 cilindros y refrigeración con aire o agua, diferenciando del anterior por la generación de 115HP. Durante el 2006 nace la serie s erie 582 de motores de Rotax, este consiste de 2 cilindros y refrigeración con agua, así como válvulas rotativas. Genera 65HP. En el 2008 se da inicio al programa de pruebas de vuelo del motor GE ARJ21 dando lugar al primer vuelo en China de un jet regional.



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El CF34 ayuda a mejorar la calidad de vuelo, bajando el nivel de ruido. El programa del desarrollo tecnológico del NG34 está en marcha en GE Aviation, ofreciendo lo último en tecnología para el motor de jet regional de una generación siguiente. Durante el 2013, entre los motores de GE en la actualidad, se encuentra el H80 Turboprop, este genera niveles muy altos de rendimiento. Para el diseño del compresor y de la turbina, se han integrado materiales avanzados con capacidad de soportar temperaturas elevadas. Ofrece más potencia en el eje, mejora la eficiencia de combustible, para aumentar el rendimiento en los despegues y ofrece también velocidades altas a gran altitud. Es diseñado para aviones turbohélice y genera 382lb de empuje.

Rolls Royce tiene en presentación sus motores grandes de la familia Trent y los RB 2011-524 y RB 2011-532. A continuación se mencionan los motores de última generación, es decir, los que presentan mayores avances tecnológicos. - Trent XWB: es un motor de última generación utilizado por Airbus, es el más eficiente Turbofan que presenta Rolls Royce. Genera un empuje de entre 75,000lb y 97,000lb, el diámetro del ventilador es de 118in. - Trent 1000: optimizado para la familia del Boeing 787 Dreamliner, genera de entre 53,000 a 70,000lbs de empuje. - Trent 900: este es utilizado en el Airbus A380, genera 70,000 - 76,500lb de empuje (certificado hasta 80,000lb). Existen también otros modelos que presenta Rolls Royce de motores pequeños, entre los que se encuentran el AE 2100, AE 3007, BR710, BR715, BR725, Tay, RR500 Turboprop y el M250 Turboprop. Por parte de Pratt Whitney, se presenta la familia de PT6, el motor PT6A, el PT6B, PT6C y el PT6D, cubriendo la potencia en un rango de entre 580-920 shp en las series originales y hasta 1940 shp en las de mayor tamaño. Las variantesPT6B y PT6C son motores turboeje para helicópteros.



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Actualmente están a disposición, por parte de la sociedad Rotax, los motores sucesores de la serie 912, los 912’ 912’s. s. Este consta de 4 cilindros y refrigeración por líquido o por aire. Presenta la última tecnología en la industria de motores de aviones mejorando la experiencia de vuelo.



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Para entender este ámbito es necesario conocer un poco acerca de cada sistema, empezando por las siguientes definiciones:

Turbina de gas, es una turbomáquina motora, cuyo fluido de trabajo es un gas. Como la compresibilidad de los gases no puede ser despreciada, las turbinas a gas son turbomáquinas térmicas. Comúnmente se habla de las turbinas a gas por separado de las turbinas ya que, aunque funcionan con sustancias en estado gaseoso, sus características de diseño son diferentes, y, cuando en estos términos se habla de gases, no se espera un posible cambio de fase, en cambio cuando se habla de vapores sí. Las turbinas de gas son usadas en los ciclos de potencia como el ciclo Brayton y en algunos ciclos de refrigeración. Es común en el lenguaje cotidiano referirse a los motores de los aviones como turbinas, pero esto es un error conceptual, ya que éstos son turborreactores los cuales son máquinas que, entre otras cosas, contienen una turbina de gas. La operación básica de la turbina de gas es similar a la máquina de vapor, excepto que en lugar de agua se usa el aire. El aire fresco de la atmósfera fluye a través de un compresor que lo eleva a una alta presión. Luego se añade energía dispersando disper sando combustible en el mismo y quemándolo de modo que la combustión gen era un flujo de alta temperatura. Este gas de alta temperatura y presión entra a una turbina, donde se expande disminuyendo hasta la presión de salida, produciendo el movimiento del eje durante el proceso. El trabajo de este eje de la turbina es mover el compresor y otros dispositivos como generadores eléctricos que pueden estar acoplados. La energía que no se usa para el trabajo sale en forma de gases, por lo cual tendrán o una alta temperatura o una alta velocidad. El propósito de la turbina determina el diseño que maximiza esta forma de energía. Las turbinas de gas se usan para darle potencia a aeronaves, trenes, barcos, generadores eléctricos, e incluso tanques.

Turbina es el nombre genérico que se da a la mayoría de las turbo máquinas motoras. Éstas son máquinas de fluido, a través de las cuales pasa un Serrano Gómez Joshua


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fluido en forma continua y éste le entrega su energía a través de un rodete con paletas o álabes. Estas pueden ser hidráulicas, térmicas, eólicas o submarinas. Es un motor rotativo que convierte en energía mecánica la energía de una corriente de agua, vapor de agua o gas. El elemento básico de la turbina es la rueda o rotor, que cuenta con palas, hélices, cuchillas o cubos colocados alrededor de su circunferencia, de tal forma que el fluido en movimiento produce una fuerza tangencial que impulsa la rueda y la hace girar. Esta energía mecánica se transfiere tran sfiere a través de un eje para proporcionar el movimiento de una máquina, un compresor, un generador eléctrico o una hélice. Las turbinas constan de una o dos d os ruedas con paletas, denominadas rotor y estator, siendo la primera la que, impulsada por el e l fluido, arrastra el eje en el que se obtiene el movimiento de rotación. El término turbina suele aplicarse también, por ser el componente principal, al conjunto de varias turbinas conectadas a un generador para la obtención de energía e nergía eléctrica etc. Dentro de la clasificación de turbinas de gas encontramos 4 tipos principales:

Turboventilador o Turbofan son una generación de motores a reacción que reemplazó a los turborreactores o turbojet. De hecho, también se suelen llamar turborreactores de doble flujo (denominándose los anteriores como turborreactores de flujo único). Caracterizados por disponer de un ventilador o fan en la parte frontal del motor, el aire entrante se divide en dos caminos: flujo de aire primario y flujo secundario o flujo f lujo derivado (bypass). El flujo primario penetra al núcleo del motor (compresores y turbinas) y el flujo secundario se deriva a un conducto anular exterior y concéntrico con el núcleo. Los turbofanes tienen varias ventajas respecto a los turborreactores: consumen menos combustible, lo que los hace más económicos, producen menor contaminación y reducen el ruido ambiental.



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El índice de derivación es el cociente de la masa del flujo secundario entre la del primario y es igual al cociente entre las secciones tran sversales de la entrada a sus respectivos conductos. Suele interesar mantener índices de derivación altos ya que disminuyen el ruido, la contaminación, el consumo específico de combustible y aumentan el rendimiento. Sin embargo, aumentar el flujo secundario reduce el empuje específico a velocidades cercanas o superiores a las del sonido, por lo que para aeronaves militares supersónicas se utilizan motores Turbofan de bajo índice de derivación. El Turbofan más potente del mundo es el General Electric GE90-115B con 512 kN de empuje.

Turboshaft Un motorturboeje (en inglés: turboshaft) es un motor de turbina de gas que entrega su potencia a través de un eje. Es similar al motor turbohélice turbo hélice pero, a diferencia de éste, no mueve directamente una hélice. Normalmente se utiliza como motor de aviación para propulsar helicópteros. El diseño general de un motor turboeje es similar al de un turbohélice. La principal diferencia radica en que el segundo produce algún empuje de propulsión residual que complementa el empuje del eje propulsor. Para la potencia que desarrolla, comparado con un motor de pistón equivalente, el turboeje es extremadamente compacto y, por tanto, ligero.

Turboprop o turbohélice es un motor que tiene montada delante del reactor una hélice propulsada por una segunda turbina, denominada turbina libre, o por etapas adicionales de la turbina que mueve el compresor (tipo eje fijo). Alrededor de un 90 % de la energía de los gases expandidos se absorbe en la parte de la turbina que mueve la hélice y el 10 % restante se emplea para acelerar el chorro de gases de escape. Esto hace que el chorro solo suponga una pequeña parte del empuje total. El turbohélice más potente del mundo es el Kuznetsov NK-12MA, que produce 15.000 hp. Sólo los turbohélices Progress D-27 y Europrop TP400, más recientes, se le acercan. Serrano Gómez Joshua


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Turborreactor o turbojet es el tipo más antiguo de los motores de reacción de propósito general. El concepto fue desarrollado en motores prácticos a finales de los años 1930 de manera independiente por dos ingenieros, Frank Whittle en el Reino Unido y Hans von Ohain en Alemania; aunque el reconocimiento de crear el primer turborreactor se le da Whittle por ser el primero en concebir, describir formalmente, patentar y construir un motor funcional. Von Ohain, en cambio, fue el primero en utilizar el turborreactor para propulsar un avión. El ciclo de trabajo de este tipo de motores es el de Brayton, es similar al del motor recíproco por contar con la misma disposición de los tiempos de trabajo (Admisión, Compresión, Combustión y Escape). Un turborreactor consiste en una entrada de aire, un compresor de aire, una cámara de combustión, una turbina de gas (que mueve el compresor del aire) y una tobera. El aire entra comprimido en la cámara, se calienta y expande por la combustión del combustible y entonces es expulsado a través de la turbina hacia la tobera siendo acelerado a altas velocidades para proporcionar la propulsión. Los turborreactores son bastante ineficientes (si se vuela por debajo de velocidades Mach 2) y muy ruidosos. La mayoría de los aviones modernos usan en su lugar motores Turbofan por razones económicas. No obs tante los turborreactores todavía son muy comunes en misiles de crucero de medio alcan ce, debido a su gran velocidad de escape, baja área frontal y relativa simplicidad. En base a esto podemos tener criterios suficientes para clasificar los sistemas propulsivos. La presente tabla nos da una idea del d el criterio en el que el autor se basa para comparar sus motores, en este caso nos enfocaremos más a motores rotativos que alternativos.

Cohete es un vehículo , aeronave o nave espacial que obtiene su empuje por la reacción de la expulsión rápida de gases de combustión desde un motor cohete. A ciertos tipos de cohete se los denomina misil y en este cambio de nombre no interviene el tamaño o potencia, sino que generalmente se llama misil a todo cohete de uso militar con capacidad de ser dirigido o manejado activamente para alcanzar un blanco. Serrano Gómez Joshua


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Para esos usos militares, los cohetes suelen usar propelente sólido y no usan ningún tipo de guía. Los cohetes equipados con cabezas de guerra (en forma de misil) pueden ser disparados por aviones hacia objetivos fijos tales como edificios, o pueden ser lanzados por fuerzas terrestres hacia otros objetivos terrestres. Durante la Guerra Fría existían cohetes no guiados que portaban una carga nuclear, estaban diseñados para atacar formaciones de bombarderos en vuelo. En el argot militar se prefiere la palabra misil en en lugar de cohete cuando el arma usa propelente sólido o líquido y tiene un sistema de guía (esta distinción no se suele aplicar a los vehículos civiles.) En todos los cohetes, los gases de combustión están formados por propelente, el cual se lleva en el interior del cohete antes de su liberación. El empuje de los cohetes se debe a la aceleración de los gases de Hay muchos tipos diferentes de cohetes, su tamaño puede variar desde los pequeños modelos de juguete que pueden comprarse en tiendas, hasta los enormes Saturno V usado por el programa Apolo. Los cohetes se usan para acelerar, cambiar las órbitas, órbitas de reentrada, para el aterrizaje completo si no hay atmósfera y algunas veces para suavizar un aterrizaje con paracaídas justo antes del impacto en tierra Muchos de los cohetes actuales obtienen su empuje de reacciones químicas (motor de combustión interna). Un motor cohete químico puede usar propelente sólido, líquido o una mezcla de ambos. Una reacción química se inicia entre el combustible y el oxidante en la cámara de combustión, y el resultado son los gases calientes que se aceleran a través de una tobera (o toberas) en la parte final del cohete. La aceleración de estos gases a través del esfuerzo del motor (empuje) en la cámara de combustión y en la tobera, haciendo que el vehículo se mueva (de acuerdo con la tercera Ley de Newton). No todos los cohetes usan reacciones químicas. Los cohetes de vapor, por ejemplo, liberan agua supercalentada a través de una tobera donde instantáneamente se proyecta en un vapor de alta velocidad, empujando al cohete. La eficiencia del vapor como propelente para cohetes es relativamente Serrano Gómez Joshua


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baja, pero es simple y razonablemente seguro, y el propelente es barato y se encuentra en cualquier parte del mundo. Muchos cohetes de vapor se han usado en vehículos terrestres pero un pequeño cohete de vapor se probó en el año 2004 llevando un satélite UK-DMC (Reino Unido). Hay propuestas para usar los cohetes de vapor para transportes interplanetarios usando energía solar o nuclear como fuente de calor para vaporizar agua recogida alrededor del sistema solar. Los cohetes en los cuales el calor se proporciona de otra manera que no sea un propelente, tales como los cohetes de vapor, se clasifican dentro de los motores de combustión externa. Otros ejemplos de combustión externa en cohetes incluyen la mayor parte de los diseños de cohetes de propulsión nuclear. El uso de hidrógeno como propelente para motores de combustión externa proporciona muy altas velocidades. Debido a su altísima velocidad (mach ~10+), los cohetes son especialmente útiles cuando se necesitan altas velocidades, como para llevar objetos a una órbita (mach 25). Las velocidades que puede alcanzar un cohete se pueden calcular con la ecuación del cohete de Tsiolskovski, que proporciona el diferencial de la velocidad ('delta-v') en términos de la velocidad y masa iniciales a la masa final. Los cohetes se deben usar cuando no hay otras sustancias (tierra, agua o aire) o fuerzas (gravedad, magnetismo, luz) que un vehículo pueda usar para propulsarse, como ocurre en el espacio. En estas circunstancias, es necesario llevar todo el propelente que se necesite usar. Las relaciones típicas de masa para vehículos son de 20/1 para propelentes densos tales como oxígeno líquido y keroseno, 25/1 para monopropelentes densos como peróxido de hidrógeno, y 10/1 para oxígeno líquido e hidrógeno líquido. No obstante, la relación de masa depende en gran medida de muchos factores tales como el tipo de motor del vehículo y sus márgenes de seguridad estructurales. Frecuentemente, la velocidad requerida (delta-v) para una misión es inalcanzable por un sólo cohete porque el peso del propelente, la estructura, la guía y los motores es demasiado para conseguir una relación mejor. Éste problema se Serrano Gómez Joshua


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soluciona frecuentemente con las etapas: en cada etapa se va perdiendo peso lanzando la parte ya consumida o utilizada, incrementando la relación de masa y potencia. Típicamente, la aceleración de un cohete aumenta con el tiempo (incluso si el empuje permanece constante) ya que el peso del cohete disminuye a medida que se quema su combustible. Las discontinuidades en la aceleración suceden cuando las diferentes etapas comienzan o terminan, a menudo comienzan con una menor aceleración cuando se dispara cada nueva etapa.

Características generales de los cohetes. El propulsante solido está formado por granos o bloques sujetos por la estructura del motor cohete y tienen las características generales que se numeran a continuación. -Los empujes que se obtienen normalmente son altos y los tiempos de actuación son pequeños, si bien con pocas exigencias de empuje se puede conseguir que funcionen hasta casi 20 min. -El empuje apenas tiene regulación solamente puede obtenerse una regulación parcial por variación del área de la garganta de la tobera. -Aun cuando puede interrumpirse el encendido por apertura repentina de orificios en la cámara de combustión, tiene el inconveniente de no poder reencenderse. -Los granos o bloques no son corrosivos, ni tóxicos, ni volátiles, por lo que admiten largos periodos de almacenamiento. -Tiene problema de calentamiento cinético pues los bloques o granos admiten muy poca elevación de temperatura (aproximadamente solo 80°C). -Al ser las presiones que se obtienen relativamente pequeñas, el espesor de las paredes del cohete no precisa que sea grande. -Tienen una alta fiabilidad de funcionamiento, prácticamente del 99%



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Características generales de los cohetes de propulsante liquido.- Estos motores cohete pueden funcionar durante largo tiempo siendo el impulso especifico mayor que los de propulsante sólido, y aun cuando los propulsantes son más baratos que los propulsantes sólidos, el motor resulta más caro por la complicación del sistema funcional. Tienen grandes ventajas respecto de los de propulsante sólido, especialmente en la regulación del empuje. Los propulsantes liquiditos pueden ser: 

Monopropulsante de base simple o de doble base

Bipropulsantes



Los Monopropulsantes de base simple tienen su molécula inestable y son explosivos, por lo que no se ha desarrollado debido a su peligro. Los monopropulsantes de doble base son mezcla de oxígeno y combustible que se inyectan juntos, si bien el monopropulsante de doble base más empleado es el peróxido de hidrógeno (agua oxigenada). Los bipropulsantes son los más importantes por sus actu aciones, y destacan por su interés los formados por: Oxidante y Combustible



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CLASIFICACIÓN GENERAL DE LOS SITEMAS DE PROPULSIÓN1 Géneros

1.- Por reacción directa del aire atmosférico.

Designación Turborreactor(en inglés jetturbine)

Motorreactor

Pulsorreactor ( en inglés pulse jet) Estatorreactor (en inglés ram jet) Turbo-pulsorreactor

2.- Por reacción indirecta del aire atmosférico.

Motor-propulsor

Turbo-propulsor ( en inglés jetpropeller)

3.- Por efecto mixto.

Motorreactor- propulsor.

Reacto-propulsor o propulsorreactor.

Turbo-pulso propulsor

Definición Teórica

Propiedades

Termo reactor provisto de un comprensor de aire accionado por una turbina de gas. Termorreactor provisto de un compresor de aire accionado por un motor alternativo.

Turbina de simple o de doble flujo con o sin dilución.

Termorreactor en el que el aire se comprime por un dispositivo. Tobera termopropulsora sin compresor auxiliar. Constituido por un turborreactor prolongado por un pulsorreactor. Acoplamiento de un motor térmico o alternativo (con o sin compresor de aire) y de una hélice. Acoplamiento d una turbina de gas (con compresor de aire) y una hélice.

Utilizado para pequeños empujes.

Motopropulsor, en el que se utiliza la energía propulsora de los gases de escape. Turbopropulsor en el que se utiliza la energía propulsora de los gases de escape. Turbopropulsor prolongado por un pulsorreactor.

No usado.

No funciona parado en el suelo. Dispositivos utilizados bajo el nombre de recalentamiento o postcombustión. La energía de los gases de escape se puede o no utilizar (turbocompresor o sistema compound). La energía de los gases de escape da una débil reacción propulsora suplementaria. Tobera de reacción.

__________________ __________________ Dispositivo puramente teórico.

1

Tabla obtenida del libro Tecnología aeroespacial, domingo ramos alegre



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Evolución y comparativa de los sistemas propulsivos Turbo-estatopropulsor.

4.- Por efecto interno.

Cohetes aéreos( en inglés rocket)

5.- Por efecto externo.

Proyectiles aéreos.

Satélites


Turbopropulsor prolongado por un ____________________ ____________________ estatorreactor. Sistema en los que la Puede funcionar en el energía cinética se vacio. obtiene de la energía química de un ergol, de una energía de disociación iónica o nuclear. Sistema en los que la Movimiento balístico en energía cinética inicial el aire atmosférico. es de origen exterior (sistema de lanzamiento) por el efecto de la gravedad. Sistema en el que la Movimiento en el energía cinética inicial espacio según las leyes es de origen exterior de Kepler. (velocidad de satelización) bajo el efecto de la gravitación universal.


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COMPARATIVA ENTRE MOTORES (en base a sus especificaciones) Motor

Tipo de

Especificaciones

motor

Turbofan

Fan/Compressor Stages: 1F/3LPC/10HPC High-Pressure Turbine/LowPressure Turbine Stages: 2/6 Max Diameter (Inches): 134 Length (Inches): 287 Dry Weight (Lb.): 16,644 Max. Power at Sea Level (Lb.): ( Lb.): 93,700 Overall Pressure ratio at Maximum Power: 40 Application Examples: Boeing 777-200 Boeing 777-200ER

Turbofan

Fan/Compressor Stages: 1F/4LPC/9HPC High-Pressure Turbine/LowPressure Turbine Stages: 2/6 Fan Diameter (Inches): 128 Max Diameter (Inches): 135 Length (Inches): 216 Dry Weight (Lb.): 19,050 Max. Power at Sea Level (Lb.): ( Lb.): 115,300 Overall Pressure ratio at Maximum Power: 42 Application Examples: Boeing 777-200LR Boeing 777-300ER Boeing 777 Freighter

Turbofan

Fan/Compressor Stages: 1F/1LPC/16HPC High-Pressure Turbine/LowPressure Turbine Stages: 2/5 Max Diameter (Inches): 105 Length (Inches): 188 Dry Weight (Lb.): 8,176 - 8,966 Specific Fuel Consumption at Maximum power: 0.35 Max. Power at Sea Level (Lb.): ( Lb.): 41,500

GE90-94B

GE90-115B

CF6-6



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Evolución y comparativa de los sistemas propulsivos Overall Pressure ratio at Maximum Power: 25 - 25.5 Bypass Ratio: 5.76 - 5.92/5.89 Application Examples: DC-10-10

GEnx-1B

Turbofan

CF34-3

Turbofan

CF34-10


Turbofan

Fan/Compressor Stages:1F/4LPC/10HPC High-Pressure Turbine/LowPressure Turbine Stages: 2/7 Max Diameter (Inches): 111.1 Length (Inches): 184.7 Application Examples: 787-8 Boeing 787-9 Max. Power at Sea Level (Lb.): 53,200-74,100 lbs. Overall Pressure ratio at Maximum Power: 35.6/43.5 - 47.7/51.4 Bypass Ratio: 8.6/9.0 - 9.1/9.6 Fan/Compressor Stages: 1/14 High Pressure Turbine/Low Pressure Turbine Stages: 2/4 Max Diameter (Inches): 49 Length (Inches): 103 Dry Weight (Lb.): 1,625 - 1,670 Application Examples: Bombardier CRJ100/-200 Bombardier Challenger 605/850 Specific Fuel Consumption at Maximum Cruise: 0.69 Max. Power at Sea Le vel (Lb.): 9,220 Overall Pressure ratio at Maximum Power: 21:1 Bypass Ratio: 6.2:1 Fan/Compressor Stages: 1/3/9 High-Pressure Turbine/LowPressure Turbine Stages: : 1/4 Max Diameter (Inches): 57


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Evolución y comparativa de los sistemas propulsivos Length (Inches): 90 - 145.5 Dry Weight (Lb.): 3,700 Application Examples: EMBRAER 190/195 EMBRAER Lineage 1000 Specific Fuel Consumption at Maximum Cruise: 0.64 Max. Power at Sea Le vel (Lb.): 18,820-20,360 Overall Pressure ratio at Maximum Power: 29:1 Bypass Ratio: 5:1

CF34-8

Turbofan

CT7-2

Turboshaft

CT7-8


Turboshaft

Fan/Compressor Stages: 1/10 High-Pressure Turbine/LowPressure Turbine Stages: 2/4 Max Diameter (Inches): 52 - 53.4 Length (Inches): 121.2 - 128 Dry Weight (Lb.): 2,408 - 2,600 Application Examples: Bombardier CRJ700/900 Bombardier Challenger 870/890 EMBRAER 170/175 Specific Fuel Consumption at Maximum Cruise: 0.68 Max. Power at Sea Le vel (Lb.): 13,790 - 14,510 Overall Pressure ratio at Maximum Power: 28:1 - 28.5:1 Bypass Ratio: 5:1 Compressor Stages: 6 High-Pressure Turbine/LowPressure Turbine Stages: 2/2 Nominal Diameter (Inches): 15.6 Length (Inches): 46 Dry Weight (Lb.): 429 - 466 Application Examples: B214ST S-70C Specific Fuel Consumption at Takeoff Rating: 0.474 Takeoff Rating at Sea Level: 1,625 shp Compressor Stages: 6 High-Pressure Turbine/LowPressure Turbine Stages: 2/2 Max Diameter (Inches): 26


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Evolución y comparativa de los sistemas propulsivos Length (Inches): 48.8 Dry Weight (Lb.): 542 Application Examples: S-92/H-92 Cormorant NH90 MH-60K VH-71 Specific Fuel Consumption at Takeoff Rating: 0.452 Takeoff Rating at Sea Level: 2,634 shp Compressor Stages: 6 High-Pressure Turbine/LowPressure Turbine Stages: 2/2

CT7-5/-9

Turboshaft

Max. Diameter (Inches): 29 Length (Inches): 96 Dry Weight (Lb.): 807 Application Examples: EADS CASA CN-235 Saab 340 Specific Fuel Consumption at Takeoff Rating: CT7-5 â€“ 0.474, CT7-9 - 0.455 Takeoff Rating at Sea Level: CT7-5 â€“ 1630 -1785 shp, CT7-9 â€“ 1870- 1950 shp

F101

F103/CF6


Turbofan

Example Applications: B-1B Fan/Compressor Stages: 2/9 Total Produced: 469 Number of Aircraft Produced: B-1B - 100 Introduction: 1970 Thrust Class: 30,000 lbs.

Turbofan

Thrust Range: CF6-50 - 46,000 54,000 lbs. CF6-80 - 48,000 - 75,000 lbs. Example Applications: Air Force One C-5M E-4B KC-10 767 AWACS International 767 Tanker


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Evolución y comparativa de los sistemas propulsivos 747 DC-10 A300 A310 A330

Turbofan

Compressor Stages: 6 (5 axial; 1 centrifugal) High-Pressure Turbine/LowPressure Turbine Stages: 2/2 Max Diameter (Inches): 26 Length (Inches): 48.8 Total Produced: 1,966 CFM56-2B; 193 CFM56-2A Example Applications: KC-135R (CFM56-2B) RC-135 (CFM56-2B) E-3 AWACS (CFM56-2A) KE-3 (CFM56-2A) E-6B Mercury (CFM56-2A) Boeing AEW&C (CFM56-7B) P-8 Poseidon (CFM56-7B) C-40A, B & C (CFM56-7B) Thrust Range: 22,000 - 27,300 lbs. for CFM military applications

Turbofan

Fan/Compressor Stages: 3/9 High-Pressure Turbine/LowPressure Turbine Stages: 1/2 Max Diameter (Inches): 46.5 Length (Inches): 182.3 Example Applications: F-15 Strike Eagle F-16C/D Fighting Falcon F-2 Thrust Class: 29,000 Overall Pressure ration at Max. Power: 30.7

Turbofan

Fan tip diameter: 94 in Length, flange to flange: 132.7 in Takeoff thrust: 52,000 –62,000 lb

CFM56/F108

F110-GE-129

PW4000-94



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Evolución y comparativa de los sistemas propulsivos Flat rated temperature: 86 or 92°F Bypass ratio: 4.8 –5.0 Overall pressure ratio: 27.5 –32.3 Fan pressure ratio: 1.65 –1.80-.

PW4000-100

Turbofan

Fan tip diameter: 100 in Length, flange to flange: 163.1 in Takeoff thrust: 64,500 –70,000 lb Flat rated temperature: 86°F Bypass ratio: 5.0 Overall pressure ratio: 32.0 –35.4 Fan pressure ratio: 1.75

V2500



Fan tip diameter: 63.5 in Length, flange to flange: 126

in 

Turbofan

Takeoff thrust: 23,000 – 32,000 32,000

lb Flat rated rated temperature: temperature: 86 – 131°F Bypass ratio: 4.5 – 5.4 5.4 Overall pressure pressure ratio: 26.9 – 33.4 

 

GP7200

Turbofan

Fan tip diameter: 116 in Length, flange to flange: 187 in Takeoff thrust: 70,000 lb Flat rated temperature: 86°F Bypass ratio: 8.8 Overall pressure ratio (takeoff): 36.1

Turbofan

Fan tip diameter: 78.5 in Length, flange to flange: 141.4 in Takeoff thrust: 37,250 –43,000 lb Flat rated temperature: 87°F Bypass ratio: 6.0 Overall pressure ratio: 27.6 –31.2 Fan pressure ratio: 1.74

PW2000



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PW6000

Turbofan

Fan tip diameter: 56.5 in Length, flange to flange: 108 in Takeoff thrust: 22,000 –24,000 lb Flat rated temperature: 86°F Bypass ratio: 4.9 Overall pressure ratio: 26.6

Turbofan

Fan tip diameter: 39.9 –49.2 in Length, flange to flange: 120.0 – 154.1 in Takeoff thrust: 14,000 –21,700 lb Flat rated temperature: 77 –84°F Bypass ratio: 1.0 –1.7 Overall pressure ratio: 15.8 –21.0 Fan pressure ratio: 1.92 –2.21

Turbofan

Fan tip diameter: 93.4 in Length, flange to flange: 132.7 in Takeoff thrust: 48,000 –56,000 lb Flat rated temperature: 86°F Bypass ratio: 5.0 Overall pressure ratio: 23.4 –26.7 Fan pressure ratio: 1.67

Turboshaft

Compressor Stages: 5 axial and 1 centrifugal High-Pressure Turbine/LowPressure Turbine Stages: 2/3 Max Diameter (Inches): 27 Length (Inches): 57.5 Application Examples: Sikorsky® CH-53K Power: 7,500 shp class

Turboshaft

Example Applications: CH-46D/E HH-3E/F HH-46D S-61 SH-3A/G/H SH-3D/H UH-3H UH-46D

JT8D

JT9D

GE38

T58



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Evolución y comparativa de los sistemas propulsivos Horsepower Range: 1,250 - 1,870 Shp

GE3000

Turboshaft

No Aviable

Turboprop

Output (Shp): 47,370 Specific Fuel Consumption (lb/shphr): 0.354 Thermal Efficiency: 39.3% Heat Rate (BTU/shp-hr): 6,469 Exhaust Gas Temp (°F): 1,020 Exhaust Gas Flow (lb/sec): 204.7 Power Turbine Speed (rpm): 3,600 Weight (lb): 11,545 Length (m): 6.7 Height (m): 2.04 Average performance, 60Hz, 59°F, sea level, 60% relative humidity, no inlet/exhaust losses, Liquid Fuel, LHV=18,400 BTU/lb.

LM2500+G4

912 is

O-235-C


Alternative

Hp:100 Torque: 89 ft lb Stroke: 2.4in Displacement: 82.6 in3 Bore 3.31 in RPM: 5800

Alternative

Compression Ratio: 6.75:1 HP: 115 RPM: 2,800 TBO: 2,400 Height(In): 22.4 Width(In): 32 Length(Ln): 29.56-30.70 Dry WT (Lbs): 243-247


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O-320-A

Alternative

Compression Ratio: 7.00:1 HP: 150 RPM: 2,700 TBO: 2,000 Height(In): 22.99 Width(In): 32.24 Length(Ln): 29.05-29.81 Dry WT (Lbs): 271-279

Alternative

Compression Ratio: 8.50:1 HP: 180 RPM: 2,700 TBO: 2,000 Height(In): 19.22-24.59 Width(In): 33.37 Length(Ln): 29.05-31.82 Dry WT (Lbs): 285-301

Alternative

Compression Ratio: 8.90:1 HP: 210 RPM: 2,700 TBO: 2,000 Height(In): 19.35 Width(In): 34.25 Length(Ln): 30.7 Dry WT (Lbs): 308

Alternative

Compression Ratio: 8.50:1 HP: 260 RPM: 2,700 TBO: 2,000 Height(In): 24.56 Width(In): 33.37 Length(Ln): 39.34

O-360-A

O-390-A

O-540-G



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Evolución y comparativa de los sistemas propulsivos Dry WT (Lbs): 415

O-540-B

Alternative

Compression Ratio: 8.90:1 HP: 315 RPM: 2,700 TBO:-Height(In): 21.04 Width(In): 34.25 Length(Ln): 39.34 Dry WT (Lbs): 444

Alternative

Compression Ratio: 8.70:1 HP: 400 RPM: 2,650 TBO:--Height(In): 22.53 Width(In): 34.25 Length(Ln): 46.06-46.41 Dry WT (Lbs): 597-601

O-720-A

Maximum Horsepower: 310 - 350 Maximum Rated RPM: 2500 - 2700

TSIO-550

Alternative

Cylinders: 6 Bore & Stroke: 5.25 - 4.25 Displacement: 550 Cubic Inches



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Evolución y comparativa de los sistemas propulsivos Dry Weight (pounds): 442 - 554 Compression Ratio: 7.5:1



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RELACIÓN EFICIENCIA DE PROPULSION Y VELOCIDAD DEL AIRE



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COMPARACIÓN ENTRE CONSUME DE COMBUSTIBLE Y RELACIÓN DE BYPASS



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COMPARACIÓN ENTRE RENDIMIENTO TÉRMICO Y RENDIMIENTO DE LA PROPULSIÓN



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RELACIÓN ENTRE CONSUME DE COMBUSTIBLE COMBUSTIBLE Y VELOCIDAD EN MACH



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COMPARACIÓN ENTRE MOTORES TURBOFAN



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Conclusión Con la realización de este proyecto se fue complementando el conocimiento adquirido previamente ya sea por fuentes bibliográficas o presentaciones sobre sistemas propulsivos. Una parte importante fue el conocer los orígenes de estos sistemas y cómo fue que se desarrollaron conforme pasaba el tiempo además de esto notar que primero se buscó conquistar el cielo antes que la tierra con este tipo de sistemas nos hace pensar que la aeronáutica ha tenido un papel muy importante desde tiempos remotos. Básicamente podemos decir que un sistema propulsivo es un motor junto con algún elemento que transforme esta energía térmica y mecánica a cinética para de esta forma crear una fuerza y aplicarla sobre algún elemento con el fin fin de moverla hacia alguna dirección. Igualmente, los sistemas propulsivos son los encargados de satisfacer las necesidades de actuales en cuestión de confortabilidad, seguridad y tiempo en un vuelo basándose en las leyes del movimiento, todo esto nos garantiza una plena y total confianza a la hora de abordar una aeronave.



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Evolucion Sistemas de Propulsion

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