Descarga la aplicación para disfrutar aún más
Vista previa del material en texto
ESCUELA DE INGENIERÍA AERONÁUTICA Y DEL ESPACIO DEPARTAMENTO DE MOTOPROPULSIÓN Y TERMOFLUIDODINÁMICA TURBOHÉLICES Y SU OPRIMIZACIÓN J. L. Montañés Madrid, 12-03-11 http://www.upm.es/sfs/Rectorado/Gabinete del Rector/Logos/EI_AERONAUTICA_ESP/2eiae1bn.bmp EIAE/DMT JLMG/07/270700 Turbohélices y su optimización Página 1 7. TURBOHÉLICES Y SU OPTIMAZACIÓN 1.- INTRODUCCIÓN Como se ha visto anteriormente, los aerorreactores en vuelo subsónico tienen un rendimiento global muy bajo. El rendimiento motor tiene valores aceptables en todo el rango de velocidades de funcionamiento del aerorreactor. No obstante, en vuelo subsónico, la velocidad de salida que producen es mucho mayor que la velocidad de vuelo, obteniéndose un rendimiento propulsivo muy bajo. Esto se refleja en un consumo específico de combustible alto. Para resolver ese problema, es necesario extraer potencia a los gases generados en el turborreactor; para ello, se instala una turbina antes de la expansión en la tobera de salida; de esta forma, la velocidad de salida de dichos gases disminuirá, produciéndose una propulsión más eficiente. Esto producirá, claro está, una disminución de impulso y la consiguiente pérdida de empuje para un gasto dado, pero, en la nueva turbina instalada, se tiene una potencia mecánica disponible que se puede invertir en alimentar un sistema propulsivo de mejor rendimiento que el “chorro”. El sistema propulsivo es una hélice propulsora, que recibe la potencia mecánica extraída de la turbina y proporciona una fuerza de propulsión adicional: la tracción. Así aparece el turbohélice, TH, un sistema mixto de propulsión, ya que propulsa utilizando un “chorro” y una hélice. Por consiguiente, se obtiene un empuje sobre las paredes internas del turborreactor y una tracción en las palas de la hélice (Fig. 1). Fig. 1 La hélice es un sistema propulsor de gran rendimiento, alrededor de 0,8, e independiente de la velocidad de vuelo. La velocidad que ve la pala de hélice es la debida a la composición del movimiento de avance del avión y la de giro. Para obtener una tracción elevada, es necesaria grandes longitudes de pala, esto produce grandes velocidades lineales en la punta de las palas debido al giro de las mismas. Por lo tanto, con pequeñas velocidades de avance del avión (≅ 400 km/h) se obtienen velocidades relativas V9 Wh EIAE/DMT JLMG/07/270700 Turbohélices y su optimización Página 2 hélice-aire supersónicas en la punta de la pala (extremo exterior), que producen una caída del rendimiento por efectos de compresibilidad y finalmente la hélice deja de producir tracción (Fig. 2). Este problema es el causante de que los turbohélices sólo sean utilizables en el rango de velocidades de vuelo subsónicas bajas (hasta M0≅ 0,6) Fig. 2 Las revoluciones de trabajo de las hélices son bastante más bajas que las de las turbinas de los turborreactores. Ello obliga a instalar un reductor entre ambas, a pesar del incremento de peso que adquiere el sistema. Además, el margen de variación de las revoluciones de la hélice es muy pequeño, más que el de las turbinas; así que hay que instalar un sistema de control que actúe sobre el paso de la hélice para conseguir que la hélice trabaje prácticamente a vueltas constantes. Como se puede apreciar, el turbohélice es un sistema más complejo y delicado que el turborreactor dado que - aumenta el número de escalones de la turbina - necesita un reductor - el sistema de control es más complicado Los turbohélices suelen ser biejes y es posible encontrarnos las siguientes configuraciones: - Con una turbina para el compresor de alta, y la otra para el compresor de baja y la hélice. - Con una turbina para el compresor y otra para la hélice; en este caso, se llama de turbina libre y es la configuración típica de los turboejes, TE, sistemas utilizados en helicópteros, que producen solamente potencia mecánica de salida. Es despreciable, por tanto, la energía cinética en el chorro de salida. Algunos tipos de configuraciones aparecen en el Apéndice I, al final del capítulo. EIAE/DMT JLMG/07/270700 Turbohélices y su optimización Página 3 2.- CARACTERÍSTICAS DEL CICLO DE UN TURBOHÉLICE El turbohélice comparte el ciclo de turborreactor hasta la turbina que da potencia al compresor (estación 45). Desde la entrada hasta la estación 45, los parámetros que definen la evolución son, como en el caso del turborreactor, la relación de compresión, πc, y la temperatura fin de combustión, T4t, además de las condiciones de vuelo y las calidades (rendimientos y pérdidas de presión de remanso) de los componentes. A partir de ahí, estación 45, empiezan las diferencias ya que el turbohélice tiene una turbina caracterización del ciclo, como puede ser la potencia por unidad de gasto extraída, o algo similar. Para una T4t y π23 dados, el ciclo de un turbohélice es similar al del turborreactor hasta el punto 45t que es el de salida de la turbina que mueve el compresor. A partir de aquí, es necesario conocer la potencia que se extrae en la turbina, Wt, y se emplea en mover la hélice, Wh, para obtener las condiciones a la salida de las turbinas, 5t, y finalmente conocer la característica propulsiva que es capaz de dar el chorro, V9. Aplicando la ecuación de la energía entre la corriente sin perturbar, estación 0, y la sección de salida, estación 9, se obtiene ( ) 2 2 9 0 9 02 h V VcL G G h h W − = + − + , (1) donde Wh es la potencia que se extrae de la turbina para la hélice. El rendimiento motor se expresa, en este caso, como ( )2 212 9 0Potencia Mecánica Producida Potencia Calorífica Consumida hTH M W G V V cL η + − = = , (2) si se trata de un turboeje, se tiene TE hM W cL η = Llamando E al empuje y T a la tracción, la potencia útil que se obtiene del turbohélice es 0 0uW TV EV= + . (3) Wt (Wh) 9’ 5’ T9; P0 T45t; P45t T5t; P5t T S EIAE/DMT JLMG/07/270700 Turbohélices y su optimización Página 4 El rendimiento propulsivo de la hélice es lo que se conoce como rendimiento de la hélice, ηh, y se expresa como 0 h h TV W η = . (4) El rendimiento global o motopropulsor será 0 0 0Potencia Útil Potencia Calorífica Consumida h h MP EV TV EV W cL cL ηη + += = = , (5) y el rendimiento propulsivo ( ) ( ) 0 0 0 2 2 2 21 1 2 29 0 9 0 h hMP p M h h EV TV EV W W G V V W G V V ηηη η + + = = = + − + − . (6) Como se puede comprobar, para un turboeje, el rendimiento propulsivo es el rendimiento de la hélice. La temperatura de remanso en la estación 5t, salida de turbinas, se obtiene en función de la potencia que se quiere en la hélice ( )45 5h m t pe t t mW W GC T Tη η= = − , (7) donde ηm es el rendimiento mecánico del reductor. La presión en 5t se conoce utilizando el rendimiento adiabático de la turbina, ηt. En un turbohélice, cada kg/s de aire que pasa por el motor proporciona del orden de 300 CV. Si se transforma en turborreactor se obtendrían unos 600 N de empuje. Así pues un turborreactor pequeño, de unos 10 kN de empuje, daría alrededor de 5000 CV como turbohélice. De esto, se deduce que los turbohélices derivan de turborreactores pequeños que tienen que funcionar a altas revoluciones, del orden de 20000 – 30000 rpm; por tanto, se hace necesario la utilización de grandes reductores(aproximadamente 10:1) para bajar al régimen de las hélices, alrededor de 1500 rpm, lo que produce unas pérdidas mecánicas del orden del 3 – 4%, siendo entonces ηm del orden de 0,97 – 0,96. También es normal utilizar compresores centrífugos sobre todo en el eje de alta. Igual que en un turborreactor, la velocidad de salida de los gases es ( ) 1 0 9 5 9 5 5 2 2 1 e e pe t pe t t PV C T T C T P γ γ − = − = − . (8) EIAE/DMT JLMG/07/270700 Turbohélices y su optimización Página 5 En este caso, debido a la enorme potencia que se extrae para la hélice, la expansión en la tobera de salida suele ser subcrítica y la velocidad de salida, por tanto, subsónica. El empuje será ( )9 0E G V V= − . (9) En función de la potencia que se emplee para la hélice se obtendrán diferentes potencias útiles. La pregunta que podría hacerse es ¿para una condición de vuelo (altitud y velocidad) y un ciclo (T4t y π23 conocidos) dados, habrá una potencia, Wh*, que máximice la potencia útil por unidad de gasto?. De existir, como es en este caso, se obtendrá un consumo específico mínimo ya que el consumo de combustible por unidad de gasto es independiente de la potencia extraída del ciclo. 3.- OPTIMIZACIÓN DE LA POTENCIA DE LA HÉLICE La potencia útil por unidad de gasto, se puede poner en función de los parámetros del ciclo de la forma siguiente ( ) ( ) ( )( )0 0 9 0 0 45 5 5 9 0 02u h h pe t t m h pe tW TV EV W V V V C T T C T T V VG G G η η η+= = + − = − + − − . Utilizando el rendimiento de la turbina que mueve la hélice, ηt y suponiendo que 5 9 5' 9't tT T T T− ≈ − , la expresión anterior queda ( ) ( )( ) ( ) ( )( ) ( ) 45 5' 5 9 0 0 45 5' 5' 9' 0 0 0 4 23 5' 2 2 , , , , , , u pe t t tr h pe t pe t t tr h pe t t t t m h W C T T C T T V V G C T T C T T V V f V T T η η η η π η η η = − + − − ≈ ≈ − + − − = Donde se ha llamado rendimiento de transferencia, ηtr, al producto del rendimiento de la turbina, ηt y el del reductor, ηm ( tr t mη η η= ) Tal y como se enunció el problema, para un ciclo de turborreactor dado (conocida la relación de compresión, πc, y la temperatura fin de combustión, T4t), el único parámetro libre, que da la potencia de la hélice por unidad de gasto, es la temperatura T5’t. Así que se va a calcular el turbohélice óptimo derivado del turborreactor base. El valor de T t5' * que maximiza la potencia útil por unidad de gasto, para el turborreactor base, se obtiene de las siguientes expresiones EIAE/DMT JLMG/07/270700 Turbohélices y su optimización Página 6 ( ) ( ) 5' 0 * 5' 9' 2 * 0 5' 9' 2 2 0 2 0 2 2 2 u t pe pe tr h pe t t pe tr h d W G dT C V C C T T VT T C η η η η = − + = − = + . (10) Usando el valor óptimo *5'tT se obtienen los siguientes valores característicos del turbohélice * * 20 0 9 0 * 2 2 2 20 0 2 2 2 2 2 * 2 2 20 0 2 2 2 1 1 11 2 2 1 11 1 2 tr h tr h h tr tr tb tb tr h tr h tb u tr tb tr h tr h tb V E VV V G W V VV V G V W VV V G V η η η η η η η η η η η η η η η = ⇒ = − = − = − = − + − , (11) donde el ‘*’ indica los valores en el punto óptimo, y ( )2 45 9'2tb pe tV C T T= − es la velocidad de salida del turborreactor base o lo que es lo mismo del turbohélice si actuara como turborreactor (Wh = 0). Usando la V0 y la energía cinética por unidad de tiempo referente a la velocidad de vuelo (½GV02) para adimensionalizar, los valores óptimos (11) quedan ( ) ( ) ( ) * * 9 0 2 0 0 * 2 2 2 22 00 * 2 2 2 22 00 1 12 1 2 1 2 1 12 1 2 tr h tr h h tb tr tr h u tb tr tr h tr h V E V V GV W V VGV W V VGV η η η η η η η η η η η η = ⇒ = − = − = − + − Como se puede observar, además de los rendimientos, el único parámetro que interviene en los valores óptimos es la relación entre las velocidades de salida del sistema como turborreactor y la velocidad de vuelo. ( ) ( ) 2* * * 2 9 2 2 2 2 2 2 22 2 0 00 0 1 11 1 2 2 mecánica h tb tr t m h tr h W W V V V VGV GV η η η η η η = + − = − + − Se puede comprobar que si los rendimientos de transferencia de potencia (ηm y η t) fueran la unidad, la potencia mecánica sería la misma que la del turborreactor. EIAE/DMT JLMG/07/270700 Turbohélices y su optimización Página 7 A modo informativo, a continuación, se presentan los valores óptimos adimensionalizados con la velocidad del turborreactor base y con la potencia obtenida con dicha velocidad, ½GVtb2: ( ) ( ) ( ) * * 2 9 0 0 0 22 * 2 0 2 2 2 22 * 2 2 0 0 2 2 2 2 22 1 12 1 2 11 2 1 12 1 1 2 tb t m h tb t m h tbtb h t m t m h tbtb u t m t m h tb t m h tbtb V V E V V V V VGV W V VGV W V V V VGV η η η η η η η η η η η η η η η η η η η = ⇒ = − = − = − + − ( ) ( ) 2* * * 2 2 9 0 0 2 2 2 2 2 2 2 2 22 2 1 11 1 1 2 2 mecánica h t m tb t m h tb t m h tbtb tb W W V V V V V VGV GV η η η η η η η η = + − = − + − El rendimiento propulsivo del turbohélice sería 2 2 2 2 0 2 2 2 2 2 2 0 1 12 1 1 1 1 tb tr tr h tr h P tb tr tr h tr h V V V V η η η η η η η η η η η − + − = − + − Si los rendimientos de transferencia y de la hélice fuera la unidad, toda la potencia mecánica se invertiría en propulsión y el rendimiento de propulsión del sistema sería uno. Un parámetro que se suele utilizar en turbohélices es λ y se define como 5 9 45 9( ) t t T TPotencia comunicada al chorro de salida Potencia total disponible hélice chorro T T λ −= = + − , Su homónimo “ideal”, λ’, sería 5' 9' 45 9' ' t t T T T T λ −= − y el valor óptimo valdría 2 * 5' 9' 0 2 2 2 2 45 9' 1' t t t m h tb T T V T T V λ η η η − = = − . (12) El valor de λ se encuentra entre 0 y 1, y marca el tipo de turbohélice que se tiene. Un valor cercano a 0 indica que el sistema está propulsado principalmente por la hélice, da mucha tracción y poco empuje. Al contrario, con un valor cercano a 1, el sistema se propulsa principalmente por chorro, da mucho empuje y poca tracción. Por consiguiente, valores pequeños de λ indican que la potencia transferida a la hélice, y que se extrae del ciclo, es muy grande. EIAE/DMT JLMG/07/270700 Turbohélices y su optimización Página 8 Para el caso de un turbohélice con los valores de rendimientos siguientes: 0,9tη = ; 0,98mη = ; 0,8hη = ; se representa, en la Fig. 3, la velocidad de salida óptima adimensionalizadas con la velocidad de vuelo V0 y con la velocidad del turborreactor base, Vtb en función de V0/Vtb. Como se puede observar la velocidad de salida óptima crece linealmente con la vuelo hasta alcanzar la velocidad del turborreactor para una velocidad de vuelo límite igual a 1/(ηtηmηh) (≈ 0,7) de la velocidad del turborreactor. Fig. 3 En la Fig. 4, se representan las potencias adimensionales óptimas útil del empuje y de la hélice, en función de V0/Vtb. También, para comparar, se ha representado las potencias adimensionalizadas con ½GVtb2. Como se puede apreciar, conforme aumenta la velocidad vuelo la propulsión óptima consiste en enviar menos potencia a la hélice y propulsar más por medio del empuje, lo que equivale a tener un chorro más energético. Esto está de acuerdo con lo visto hasta ahora en turborreactores de que la 0.2 0.30.4 0.5 0.6 0.7 0.8 0.9 1 1 1.05 1.1 1.15 1.2 1.25 1.3 1.35 1.4 1.45 V0/Vtb V 9/ V 0 Velocidad de Salida del Turbohelice Optima EIAE/DMT JLMG/07/270700 Turbohélices y su optimización Página 9 propulsión por chorro es más eficiente conforme la velocidad de vuelo es mayor. Cuando se alcanza la que se ha denominado velocidad de vuelo límite, toda la energía del sistema se invierte en el chorro ya que en estas condiciones de vuelo el rendimiento propulsivo del chorro es mayor que el rendimiento de la hélice. Fig. 4 Todo lo dicho anteriormente se puede apreciar en la Fig. 5, donde se ha representado el parámetro λ’ en función de V0/Vtb que, como antes se mencionó, indica la potencia que se invierte en el chorro de la disponible para propulsión en el turborreactor. Valores bajos de λ’ indican propulsión por hélice principalmente, mientras que valores altos se corresponden con plopulsión debida fundamentalmente a chorro. Los límites de λ’ cero y uno representan propulsión debida únicamente a hélice o chorro respectivamente. 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7 0.8 0.9 1 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 V0/Vtb P ot en ci as /(G V 02 / 2) Potencias Adimensionales Optimas EV0 Ph EIAE/DMT JLMG/07/270700 Turbohélices y su optimización Página 10 Fig. 5 El rendimiento propulsivo se presenta en la Fig. 5bis comparado con el del turborreactor de flujo único, se puede apreciar cómo, cuando aumenta la velocidad de vuelo, el rendimiento propulsivo del turbohélice es similar al rendimiento de la hélice (un poco por encima) y que el rendimiento propulsivo del turborreactor que aumenta con la velocidad de vuelo se va aproximando al del turbohélice hasta una velocidad de vuelo en donde ambos son iguales. Para esa velocidad de vuelo, el turbohélice óptimo sería aquel que no envía potencia a la hélice. Para velocidades de vuelo mayores, la solución óptima sería la del turborreactor. El valor de la velocidad de vuelo para la cual la solución óptima es el turborreactor sería mayor cuanto mayor fueran los rendimientos de la hélice y los que intervienen en la transferencia de potencia a la hélice (ηt y ηm). Fig. 5bis 0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7 0.8 0.9 1 0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7 0.8 0.9 1 V0/Vtb et a p Rendimiento de la Propulsión TH TB EIAE/DMT JLMG/07/270700 Turbohélices y su optimización Página 11 Es interesante saber la ganancia de potencia útil obtenida en un turbohélice diseñado con sus valores óptimos respecto a la del turborreactor básico de donde deriva. El cociente entre ambas potencias es ( ) 2 2 0 0 2 2 2 2 2* * * 0 0 0 0 0 0 1 11 1 2 1 t m t m h tb t m h tbu tb u tb tb tb V V V VP E V T V P G V V V V V V V η η η η η η η η − + − + = = − − . (13) En la Fig. 6, se representa el cociente entre ambas potencias en función de V0/Vtb. Como se puede apreciar, la ganancia de potencia útil es tanto mayor cuanto menor es la velocidad de vuelo y mayor la velocidad de salida como turborreactor, lo que equivale a que el turborreactor base sea “más potente”. En la Fig. 6, se representa, también, la zona de vuelo típica (alrededor de Mach de vuelo de 0,6) de los turbohélices con una T4t de 1500 K y relación de compresión de 15:1. En este caso la potencia útil óptima del turbohélice es alrededor de 1,8 veces la potencia útil del turborreactor. Fig. 6 Para estos turbohélices en las Figs. 7 y 8, se presentan los mismos valores óptimos anteriores en función del Mach de vuelo. Se puede comprobar que para un Mach de vuelo típico de un turbohélice de 0,6, los valores óptimos de la potencia adimensional de la hélice es alrededor de 0,8; mientras que la EIAE/DMT JLMG/07/270700 Turbohélices y su optimización Página 12 potencia útil adimensional debida al empuje es solamente del orden de 0,06. Esto equivale a un valor de λ’ del orden de 0,15. Fig. 7 Fig. 8 En la Fig. 9, se puede observar la ganancia de potencia útil del turbohélice respecto a la del turborreactor y que como se vio anteriormente, para M0 = 0,6, se obtiene un incremento de 1,8 veces la potencia útil del turborreactor. EIAE/DMT JLMG/07/270700 Turbohélices y su optimización Página 13 Fig. 9 Por último, a continuación, en la Fig. 10, se representan los valores óptimos en el caso de que los rendimientos sean unidad. Se puede apreciar que entonces toda la potencia debe ser trasmitida a la hélice, ya que el rendimiento propulsivo del sistema será la unidad y el chorro sólo puede competir con este valor del rendimiento cuando su velocidad sea la de vuelo, o sea, cuando V0/Vtb sea la unidad. Fig. 10 EIAE/DMT JLMG/07/270700 Turbohélices y su optimización Página 14 4.- DISCUSIÓN DE LOS VALORES ÓPTIMOS La optimización aparece porque al quitar energía del chorro su comportamiento propulsivo mejora y llega un momento que su rendimiento propulsivo es mejor que el de la hélice. De ahí que no merezca la pena quitar toda la energía del chorro para conseguir un funcionamiento óptimo. Los resultados obtenidos muestran lo dicho anteriormente, como se puede apreciar, la potencia que hay que enviar a la hélice para optimizar el sistema es menor cuanto mayor sea la velocidad de vuelo y menor la Vtb. Ese resultado era de esperar ya que cuanto mayor es la velocidad de vuelo, mas pequeña es la diferencia entre Vtb y V0, y mejor es el comportamiento propulsivo del aerorreactor. Por consiguiente, se necesita transferir menos potencia para optimizar el chorro. Del mismo modo cuanto mayor sea Vtb mayor será la diferencia entre ella y la V0, y mayor la energía que habrá que transferir. La energía a transferir esta gobernada por la velocidad de salida necesaria, V9*, para obtener un chorro de rendimiento propulsivo comparable al de la hélice. Cuanto mayor sea el rendimiento de la hélice y los rendimientos que participan en la transferencia de potencia, ηt y ηm, tanto menor tendrá que ser la velocidad de salida óptima. En el límite de que todo el proceso sea ideal y el rendimiento de la hélice la unidad, la velocidad de salida óptima tendrá que ser la velocidad de vuelo y toda la propulsión por hélice ya que solo un chorro con velocidad de salida igual a la de vuelo es capaz de proporcionar un rendimiento propulsivo unidad como la hélice de este caso. En resumen, * * * * 0 ; ; ; ; ; tb t m h h V P T E V η η η λ ↑ ↑ ↑ ↑ ⇒ ↓ ↑ ↑ ↓ ↓ Como interesa volar a las velocidades más altas posibles, los turbohélices volaran a las máximas velocidades que le permitan sus hélices y como estas son pequeñas la potencia a transferir para obtener una propulsión óptima es muy grande. Con velocidades de vuelo del orden de 550 km/h el valor óptimo del parámetro λ es del orden de 0,1. Esto indica que de toda la potencia disponible para propulsión el 10 % debe ir al chorro y el 90 % a la hélice para obtener una propulsión óptima. Ahora bien, aparte de la optimización propulsiva del sistema, intereses económicos y de mercado han dictado los tipos de turbohélices que existen en el mercado. Uno de ellos son turbohélices de mayor relación de λ (del orden de 0,2) esto se debe a que la propulsión por hélice es más cara, necesitamás turbina y mayor reductor, y como la curva Wutil(λ) es bastante plana casi no se pierde potencia al pasar de 0,1 a 0,2. Las realizaciones de estos sistemas es mas bien antigua. Por el contrario, en la actualidad, debido al aumento de demanda de turboejes (λ = 0) para helicópteros, se tiende a utilizar estos sistemas también para los aviones y así tener solo una cadena de montaje. EIAE/DMT JLMG/07/270700 Turbohélices y su optimización Página 15 4.- DEFINICIONES Empuje: ( )9 0E G V V= − Potencia útil del chorro ( ), 9 0 0u chW G V V V= − Potencia del chorro: ( )2 212 9 0chW G V V= − Potencia total: total hélice chW W W= + Potencia útil: ( ), , 9 0 0útil u hélice u ch h hW W W W G V V Vη= + = + − Potencia equivalente (ESHP): ( )9 0 0útil eq hélice h h G V V VWW W η η − = = + (vale para definir el consumo específico) Consumo específico: E eq cC W = Recordando el rendimiento motor de un turbohélice ( ) ( )2 212 21 2 9 02 9 0 hhTH M W V VW G V V G cL fL η + −+ − = = , en un caso típico, donde el chorro se lleva el 15% de la potencia y la hélice el 85% restante, se tiene 1 eq THh M E TH eq eq M P P fL G G c G fC P G P G L η η ≈ ≈ = = ≈ . El rendimiento motor varía con los parámetros del ciclo de la misma forma que el del turborreactor, por tanto aumenta con T4t. El consumo específico es, entonces, una función decreciente de T4t. En contraste con el turborreactor donde el CE tenía un mínimo con la temperatura fin de combustión, ya que era inversamente proporcional al rendimiento motopropulsor en lugar de al rendimiento motor 0 0 0 tb E tb MP V Vc cLC E EV L Lη = = = . EIAE/DMT JLMG/07/270700 Turbohélices y su optimización Página 16 APÉNDICE I TURBOHÉLICE: Turbina Libre y Compresor Monoeje 3 4 41 44 45 5 6 8 1 31 2 HPT Cooling NGV Cool. Overboard Bleeds Handling Bleed HP leak to LPT exit LPT cooling EIAE/DMT JLMG/07/270700 Turbohélices y su optimización Página 17 TURBOHÉLICE: Monoeje 3 4 41 5 6 8 1 31 2 NGV Cool. Overboard Bleed Handling Bleed HPT Cooling EIAE/DMT JLMG/07/270700 Turbohélices y su optimización Página 18 TURBOHÉLICE: Bieje; Compresor de Alta + Compresor de Baja con Hélice 2 25 3 4 41 44 45 5 6 8 24 31 NGV Cool. Overboard Bleeds Handling Bleed HPT Cooling LPT Cooling HP leak to LPT exit EIAE/DMT JLMG/07/270700 Turbohélices y su optimización Página 19 0 0,1 0,2 0,3 0,4 0,5 0,6 0,7 0,8 0,9 1 0 0,1 0,2 0,3 0,4 0,5 0,6 0,7 0,8 0,9 1 V0/Vtb Rendimiento Propulsivo TH TB 0 0,1 0,2 0,3 0,4 0,5 0,6 0,7 0,8 0,9 1 0 0,2 0,4 0,6 0,8 1 V0/Vtb TURBOHÉLICES: Valores Óptimos ηtηmηh = 0,716 V9*/Vtb E*V0/(Vtb^2)/2 landa'* Ph*/(Vtb^2)/2 7. TURBOHÉLICES Y SU OPTIMAZACIÓN TURBOHÉLICE: Turbina Libre y Compresor Monoeje TURBOHÉLICE: Monoeje TURBOHÉLICE: Bieje; Compresor de Alta + Compresor de Baja con Hélice
Compartir