Nuevas TecnologÃ_as para la PropulsiÃn en AviaciÃn Civil-Francisco J Marin

Vista previa del material en texto

Estado del Arte de las Nuevas Tecnologías para la 
Propulsión en Aviación Civil 
Dep. Ingeniería Energética 
Escuela Técnica Superior de Ingeniería 
Universidad de Sevilla 
 Sevilla, 2014 
Autor: Francisco Javier Marín Lara 
Tutores: Antonio Muñoz Blanco y David Sánchez Martínez 
Trabajo Fin de Grado 
Grado en Ingeniería de Tecnologías Industriales 
 
 
 
 
Trabajo Fin de Grado 
Grado en Ingeniería de Tecnologías Industriales 
 
 
 
 
 
Estado del Arte de las Nuevas Tecnologías para la 
Propulsión en Aviación Civil 
 
 
Autor: 
Francisco Javier Marín Lara 
 
 
Tutor: 
Antonio Muñoz Blanco 
Catedrático 
David Sánchez Martínez 
Profesor titular 
 
 
 
Dep. Ingeniería Energética 
Escuela Técnica Superior de Ingeniería 
Universidad de Sevilla 
Sevilla, 2014 
 
iv 
 
Trabajo Fin de Grado: Estado del Arte de las Nuevas Tecnologías para la Propulsión en 
Aviación Civil 
 
 
 
Autor: Francisco Javier Marín Lara 
Tutor: Antonio Muñoz Blanco y David Sánchez Martínez 
 
El tribunal nombrado para juzgar el Proyecto arriba indicado, compuesto por los siguientes 
miembros: 
Presidente: 
 
 
 
Vocales: 
 
 
 
 
Secretario: 
 
 
 
Acuerdan otorgarle la calificación de: 
Sevilla, 2014 
 
 
 
El Secretario del Tribunal 
 
v 
 
 
Resumen 
 
En un mundo en el que el tráfico aéreo está creciendo de forma incesante, la necesidad de 
disminuir los costes y los impactos ambientales que las aeronaves ocasionan se hacen 
vitales. Como un elemento de gran peso y costo, el motor debe ser mirado y evaluado con 
detenimiento, intentando reducir principalmente el consumo de combustible. Con un 
desarrollo inicial de los fundamentos de propulsión, en este trabajo se sopesan las 
tecnologías convencionales más usadas en la actualidad y las limitaciones que hacen que 
hoy en día tengamos poco margen de mejora con ellas. Como valor añadido, este proyecto 
tiene como finalidad hacer un análisis de varias tecnologías que surgen para paliar las 
limitaciones que tienen los motores hoy en día. Para cada una de ellas se desarrollan los 
principios, las ventajas que aporta y los retos y dificultades que afrontan para su 
implantación en un futuro. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
vi 
 
Índice de contenido 
 
1 Historia ......................................................................................................... 1 
2 Fundamentos de la Propulsión ....................................................................... 3 
2.1 Empuje .............................................................................................................. 3 
2.2 Ecuaciones de la Energía. Rendimientos .......................................................... 6 
2.3 Consumo Específico y Empuje Específico ......................................................... 9 
2.4 Ciclo teórico .................................................................................................... 10 
2.5 Mejora del Rendimiento Propulsivo y del Empuje. ........................................ 16 
3 Turbofan ..................................................................................................... 19 
3.1 Descripción y Ciclo teórico. ............................................................................. 19 
3.2 Fundamentos del turbofan ............................................................................. 22 
3.2.1 Empuje ........................................................................................................ 22 
3.2.2 Rendimiento propulsivo ............................................................................. 22 
3.2.3 Rendimiento motor .................................................................................... 23 
3.2.4 Relación de derivación ................................................................................ 23 
3.3 Ventajas. ......................................................................................................... 25 
3.4 Actualidad ....................................................................................................... 25 
4 Arquitectura del Turbofan ........................................................................... 29 
4.1 Compresor ...................................................................................................... 29 
4.1.1 Número de ejes ........................................................................................... 30 
4.1.2 Álabes.......................................................................................................... 35 
4.1.3 Materiales ................................................................................................... 36 
4.2 Cámara de combustión ................................................................................... 37 
4.2.1 Emisiones .................................................................................................... 38 
4.2.2 Reducción de emisiones ............................................................................. 39 
4.2.3 Métodos para la reducción de emisiones .................................................. 41 
4.3 Turbina ............................................................................................................ 44 
4.3.1 Número de ejes ........................................................................................... 44 
 
vii 
 
4.3.2 Temperatura de entrada ............................................................................ 46 
4.4 Fan................................................................................................................... 55 
4.4.1 Aspectos tecnológicos ................................................................................ 56 
4.5 Tobera Propulsiva ........................................................................................... 59 
4.5.1 Tobera de geometría variable .................................................................... 60 
5 Open Rotor ................................................................................................. 63 
5.1 Principios ......................................................................................................... 64 
5.2 Tecnología ....................................................................................................... 67 
5.3 Desventajas y Retos a superar ........................................................................ 72 
6 Turbofan engranado .................................................................................... 75 
6.1 Principios y tecnología .................................................................................... 77 
6.2 Ventajas .......................................................................................................... 81 
6.3 Desventajas y Restos a superar ...................................................................... 83 
7 Turbofan con compresión escalonada .......................................................... 87 
7.1 Principios: Ciclo compuesto con compresión escalonada .............................. 88 
7.2 Tecnología ....................................................................................................... 91 
7.3 Ventajas .......................................................................................................... 95 
7.4 Desventajas y Retos a superar. ....................................................................... 99 
8 Ciclo compuesto regenerativo con compresión escalonada ........................ 102 
8.1 Principios: Ciclo compuesto regenerativo con compresión escalonada ...... 103 
8.2 Tecnología ..................................................................................................... 106 
8.3 Ventajas ........................................................................................................ 114 
8.4 Desventajas y retos a superar .......................................................................116 
9 Referencias ............................................................................................... 117 
 
 
 
 
 
 
viii 
 
Índice de figuras 
 
Figura 2.1: Esquema del volumen de control que encierra al motor con la indicación 
sobre él de las distintas variables. ........................................................................ 4 
Figura 2.2: Esquema Turborreactor ................................................................................ 10 
Figura 2.3: Ciclo teórico por el turborreactor ................................................................ 11 
Figura 2.4: salto entálpico en función de la relación de compresión ............................ 12 
Figura 2.5: Rendimiento térmico en función de la relación de compresión .................. 13 
Figura 2.6: Efecto de la variación de la temperatura y la relación de compresión en el 
Empuje específico y en el Rendimiento térmico. ............................................... 14 
Figura 2.7: Evolución temporal de la Temperatura de entrada en Turbina y de la 
Relación de Compresión. .................................................................................... 15 
Figura 2.8: Rendimiento propulsivo en función de la velocidad de vuelo para 
aerorreactores con distintas relaciones de derivación. ..................................... 18 
Figura 3.1: Esquema de la configuración de un aerorreactor de doble flujo. ................ 20 
Figura 3.2: Diagrama h-s del Ciclo teórico del flujo primario por el aerorreactor de 
doble flujo a través del núcleo. .......................................................................... 20 
Figura 3.3: Ciclo teórico del flujo secundario por el aerorreactor de doble flujo a través 
de Fan. ................................................................................................................ 21 
Figura 3.4: Arrastre y empuje en función del índice de Bypass. El índice es óptimo 
cuando se maximiza la diferencia entre ambos. ................................................ 24 
Figura 4.1: Representación de un compresor axial con montaje en eje simple. ........... 30 
Figura 4.2: Triángulo de velocidades a la altura del radio medio de un 
turbocompresor axial. 31 
Figura 4.3: Reducción de la relación de aspecto al reducir el radio .............................. 32 
Figura 4.4: Triángulo de velocidades en los primeros escalonamientos cuando se 
reduce el gasto y a su vez la velocidad de giro para adecuardos a la disminución 
del gasto y mantener la geometría de éste. ....................................................... 32 
Figura 4.5: Triángulos de velocidades de los últimos escalonamientos desvirtuado al 
acelerarse axialmente y sin desvirtuar al aumentar la velocidad de giro para 
mantener la geometría. ...................................................................................... 33 
Figura 4.6: Esquema de un compresor con montaje en Doble. ..................................... 34 
file:///C:\Users\Windows\Dropbox\facultad\Facultad\4�\Proyecto\Memoria%20Final\Formato%20final2.docx%23_Toc393127039
file:///C:\Users\Windows\Dropbox\facultad\Facultad\4�\Proyecto\Memoria%20Final\Formato%20final2.docx%23_Toc393127039
 
ix 
 
Figura 4.7: Esquema de un turbocompresor con montaje en Triple eje. ...................... 34 
Figura 4.8: Representación de la torsión del álabe para mantener la velocidad axial. . 35 
Figura 4.9: De izquierda a derecha: Cámara de combustión tipo tubo-anular y cámara 
de combustión anular. ........................................................................................ 37 
Figura 4.10: (a) Emisiones de NOx en función del tiempo de residencia y la temperatura 
para un dosado estequiométrico relativo igual a la unidad. (b) Emisiones de 
NOx en función de la temperatura de llama para un combustible líquido y otro 
gaseoso. .............................................................................................................. 40 
Figura 4.11: Emisiones de NOx y Dióxido de carbono en función de la temperatura de 
llama. .................................................................................................................. 40 
Figura 4.13: (a) Sistema de combustión escalonada con configuración tipo radial. (b) de 
combustión escalonada con configuración tipo axial. ....................................... 42 
Figura 4.12: Combustión con inyección de combustible escalonada ............................. 42 
Figura 4.14: Diagrama donde se ilustra la evolución de la mezcla de un quemador RQL.
 ............................................................................................................................ 43 
Figura 4.15: Coronas de turbina girando en sentido contrario y accionando ejes 
distintos para minimizar el momento cinético. .................................................. 45 
Figura 4.16: (a) Consumo específico y Empuje específico en función de la relación de 
compresión y la temperatura de entrada a la turbina. (b) Diagrama h-s en el que 
muestra un aumento de la temperatura a la entrada de la turbina. ................. 47 
Figura 4.17: Relación empuje-peso en función de la temperatura de entrada a turbina
 ............................................................................................................................ 48 
Figura 4.18: Porcentaje de mejora del consumo específico a lo largo de los años 
tomando como base el consumo específico en el año 1970. ............................ 48 
Figura 4.19: Distintas estructuras internas adoptadas para los álabes de turbina. ....... 50 
Figura 4.20: Deformación por creep en función del tiempo y las diversas estructuras en 
el álabe. ............................................................................................................... 50 
Figura 4.21: Álabe de turbina con barrera térmica. ....................................................... 51 
Figura 4.22: Esquema de refrigeración forzada de álabes (Fuente Turbomáquinas 
Térmicas®). ......................................................................................................... 53 
Figura 4.23: Esquema de refrigeración por impacto (Fuente Turbomáquinas 
Térmicas®). ......................................................................................................... 53 
Figura 4.24: Esquema de refrigeración por película de aire (Fuente Turbomáquinas 
Térmicas®). ......................................................................................................... 54 
file:///C:\Users\Windows\Dropbox\facultad\Facultad\4�\Proyecto\Memoria%20Final\Formato%20final2.docx%23_Toc393127054
 
x 
 
Figura 4.25: Esquema de refrigeración por transpiración (Fuente Turbomáquinas 
Térmicas®). ......................................................................................................... 54 
Figura 4.26: Consumo de aire refrigerante en función de la temperatura del fluido de 
trabajo y del método de refrigeración (Fuente Turbomáquinas Térmicas®). .... 55 
Figura 4.27: Esquema ilustrativo de las fuentes de ruido en un turbofan y la magnitud 
de su influencia en el total. ................................................................................. 57 
Figura 4.28: Diagrama h-s que muestra una reducción en el salto de entalpía del flujo 
secundario en la tobera fría. ............................................................................... 57 
Figura 4.29: Representación de los ángulos Lean y Sweep de los álabes de un Fan. A la 
derecha se puede apreciar la complicada geometría que presenta un álabe de 
Fan. ..................................................................................................................... 58 
Figura 4.30: Representación de una tobera propulsiva convergente simple. ............... 59 
Figura 4.31: Representación de la unión entre la turbina y la tobera propulsiva.......... 60 
Figura 4.32: A la izquierda un Diagrama h-s que muestrael aumento del trabajo que 
absorbe la turbina y por consecuente una disminución de la velocidad a la 
salida. A la derecha un Diagrama h-s que muestra la disminución de la velocidad 
del flujo secundario a la salida al disminuir el trabajo absorbido por el Fan y por 
lo tanto la relación de compresión. .................................................................... 61 
Figura 4.33: Curva característica del Fan. Al poder aumentar el flujo que pasa por el 
Fan, podemos situarnos en la zona estable para una relación de compresión 
determinada. ...................................................................................................... 62 
Figura 5.1: Rendimiento propulsivo y Relación de compresión del Fan en función de la 
relación de derivación. ....................................................................................... 63 
Figura 5.2: Concepto de Open Rotor desarrollado por Snecma (Source: Snecma-Safran)
 ............................................................................................................................ 64 
Figura 5.3: Dirección y cracterísticas del flujo tras su paso por la hélice. ...................... 65 
Figura 5.4: Triángulo de velocidades en las hélices contrarrotativas. ........................... 66 
Figura 5.5: Rendimiento propulsivo en función de la velocidad de vuelo para diferentes 
tecnologías. ......................................................................................................... 66 
Figura 5.6: Esquema representativo del interior de un Open Rotor con caja reductora 
de velocidad ........................................................................................................ 68 
Figura 5.7: Sección tranversal del motor GE-36. ............................................................ 69 
Figura 5.8: Comparación entre el Open Rotor con tecnología actual y el Open Rotor con 
tecnología de la década de los 90. ...................................................................... 71 
file:///C:\Users\Windows\Dropbox\facultad\Facultad\4�\Proyecto\Memoria%20Final\Formato%20final2.docx%23_Toc393127072
 
xi 
 
Figura 5.9: Esquema que representa los distintos orígenes en la producción de ruido. 73 
Figura 6.1: Consumo de combustible, Consumo específico de combustible y ruido en 
función del índice de Bypass para un turbofan convencional. ........................... 76 
Figura 6.2: Representación del Turbofan engranado conde se puede diferenciar la caja 
reductora. ........................................................................................................... 77 
Figura 6.3: Consumo de combustible, Consumo específico de combustible y ruido en 
función del índice de Bypass para un turbofan convencional. ........................... 78 
Figura 6.4: Caja reductora epicicloidal. .......................................................................... 79 
Figura 6.5: A la izquierda la turbina de baja presión de un turbofan convencional con 
relación de derivación 5 a 1. A la derecha la turbina de baja presión de un 
turbofan engranado con índice de Bypass de 12 a 1. ........................................ 81 
Figura 6.6: Peso de los distintos elementos respecto al total del peso del motor. 
Turbofan convencional en la parte superior y turbofan engranado en la parte 
inferior. ............................................................................................................... 83 
Figura 6.7: Cabeza de álabe de una turbina que gira a altas velocidades. .................... 86 
Figura 6.8: Perfil de los álabes de un turbofan convencional y uno engranado. ........... 86 
Figura 7.1: Diagramas h-s y p-v para una compresión isoterma. ................................... 88 
Figura 7.2: Diagrama h-s que muestra el ciclo compuesto con compresión escalonada.
 ............................................................................................................................ 88 
Figura 7.3: Rendimiento térmico en función de la relación de compresión. A la 
izquierda para una temperatura de entrada a turbina de 1100K y a la derecha 
para una entrada de 1300K. ............................................................................... 90 
Figura 7.4: Trabajo específico en función de la relación de compresión. A la izquierda 
para una temperatura de entrada a turbina de 1100K y a la derecha para una 
entrada de 1300K................................................................................................ 90 
Figura 7.5: Esquema del montaje del motor con refrigeración intermedia ................... 91 
Figura 7.6: Esquema de la configuración de la refrigeración. ........................................ 93 
Figura 7.7: Esquema del módulo del intercambiador en forma de V. ........................... 94 
Figura 7.8: Montaje del intercambiador de refrigeración. ............................................. 94 
Figura 7.9: Beneficios de introducir refrigeración ideal para una relación de compresión 
de 50. .................................................................................................................. 95 
Figura 7.10: Variacón de la relación de compresión al introducir refrigeración para una 
relación de compresión de 50. ........................................................................... 96 
 
xii 
 
Figura 7.11: Temperatura de salida del compresor de alta presión para una relación de 
compresión de 80. .............................................................................................. 97 
Figura 7.12: Diagramas h-s que representan el efecto del aumento del caudal de 
refrigeración sobre el flujo primario y sobre el flujo secundario. ...................... 98 
Figura 7.13: Mejora tras la instroducción de una tobera de geometría variable que 
varía la cantidad de aire de refrigeración. .......................................................... 99 
Figura 7.14: Aumento del consumo específico de combustible en función de la pérdida 
de carga sufrida en el flujo de refrigeración y en el flujo primario. ................. 100 
Figura 8.1: Diagrama h-s que ilustra el ciclo termodinámico del flujo primario y del flujo 
secundario para un motor con refrigeración intermedia y recuperación de calor.
 .......................................................................................................................... 104 
Figura 8.2: Esquema de la sección tranversal del motor con refrigeración y 
recuperación de calor desarrollado por NEWAC. ............................................. 106 
Figura 8.3: Diagrama h-s del flujo secundario a su paso por el Fan y por el 
intercambiador. ................................................................................................ 107 
Figura 8.4: Esquema de la instalación del intercambiador de refrigeración. .............. 108 
Figura 8.5: Diagrama T-Longitud del intercambiador que se encarga de la recuperación 
de calor. ............................................................................................................ 109 
Figura 8.6: Temperaturas de entrada a turbina, entrada al recuperador y salida de éste 
para las distintas condiciones de vuelo. ........................................................... 110 
Figura 8.7: Área de entrada a la turbina según las condiciones de vuelo referidas al 
punto operativo de máximo ascenso. .............................................................. 110 
Figura 8.8: Esquema del recuperador de calor desarrollado por MTU para el programa 
SP2. ................................................................................................................... 111 
Figura 8.9: Representación de un módulo del recuperador. ....................................... 112 
Figura 8.10: Esquema de la distribución y de la geometría tubular del intercambiador 
de recuperación ................................................................................................ 112 
Figura8.11: Diagrama h-s que muestra como la temperatura tras las coronas 
refrigeradas varía según la temperatura del fluido de refrigeración. .............. 115 
 
 
 
xiii 
 
 
 
Índice de tablas 
 
Tabla 4.1: Porcentaje de contaminantes en las emisiones durante el 
despegue/aterrizaje y durante crucero .............................................................. 39 
Tabla 5.1: Previsiones de la NASA sobre la tecnología Open Rotor para los próximos 
años. .................................................................................................................... 67 
Tabla 5.2: Comparativa numérica entre un Turbofan convencional y la tecnología Open 
Rótor en sus dos variantes. ................................................................................. 71 
Tabla 6.1: Comparativa entre el turbofan engranado desarrollado por Pratt&Whitney y 
el turbofan avanzado estudiado por CFM. ......................................................... 80 
Tabla 7.1: Comparativa entre motor convencional y motor con refrigeración basados 
en la tecnología esperada para el año 2020. ...................................................... 92 
Tabla 8.1: Comparativa de un motor convencional en el año 2000 frente a un motor 
con refrigeración y recuperación de calor previsto para el 2020. ................... 113 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
xiv 
 
 
 
Notación 
 
𝐴𝑖 Sección de entrada al motor 
𝐴𝑠 Sección de salida de la tobera 
𝐶𝑝 Calor específico 
𝐶𝑥 Velocidad axial del flujo 
𝐸𝑒 Empuje específico 
𝐺𝑒 Consumo específico de combustible 
𝐻𝑝 Poder calorífico inferior del combustible 
𝑅𝐶𝐹 Relación de compresión del fan 
𝑊𝑐 Trabajo específico del compresor 
𝑊𝑓 Trabajo específico del fan 
𝑐𝑎 Velocidad de gases a la salida de la tobera 
𝑚𝑎 Gasto de aire a través del motor 
𝑚𝑓 Gasto de combustible 
𝑝𝐻 Presión atmosférica 
𝑝𝑆 Presión de gases a la salida de la tobera 
𝜂𝐹 Rendimiento del fan 
𝜂𝐸 Rendimiento de la expansión total 
𝜂𝑐 Rendimiento de la compresión total 
𝜂𝑚 Rendimiento motor 
 
xv 
 
𝜂𝑚𝑝 Rendimiento motopropulsivo 
𝜂𝑝 Rendimiento propulsivo 
𝜂𝑡 Rendimiento térmico 
𝜌𝑐 Relación de compresión 
∆𝑕 Salto entálpico 
ACARE Advisory Council of Aeronautic Research in Europe 
𝐴 Área 
𝐶 Velocidad absoluta del flujo 
𝐶𝐴𝐸𝑃 Comité para la protección del medio ambiente en aviación 
𝐶𝑂 Monóxido de Carbono 
𝐷 Arrastre 
𝐸 Fuerza de empuje 
𝐹 Dosado 
𝐹𝑂𝐷 Daño por objeto ajeno 
𝐹𝑃𝑅 Relación de compresión del Fan 
𝐺𝐸 General Electric 
𝐻𝐶 Hidrocarburos 
𝐼𝐶𝐴𝑂 Organización Internacional de Aviación Civil 
𝑁𝐸𝑊𝐴𝐶 New Aero Engine Core Concepts 
𝑁𝑂𝑥 Óxidos de nitrógeno 
𝑃&W Pratt and Whitney 
𝑅 Radio medio de la corona 
𝑅𝐶 Relación de compresión global 
 
xvi 
 
𝜌𝐶 Relación de compresión global adimensionalizada 
𝑅𝑄𝐿 Rich Quench Lean 
𝑆𝑃 Subprograma de NEWAC 
𝑇 Temperatura 
𝑊 Trabajo específico 
𝑢 Velocidad de vuelo 
𝑤 Velocidad relativa del flujo 
𝛹 Coeficiente de Carga 
𝛽 Índice de bypass 
𝛾 Constante de dilatación adiabática 
𝛿 Relacion de compresión adimensionalizada 
𝜃 Temperatura adimensionalizada de entrada a turbina 
𝜆 Índice de Bypass 
𝜌 Densidad 
𝜔 Velocidad angular de la corona 
 
 Subíndices 
0 Parámetro de remanso 
3 Entrada a la turbina 
4 Salida de la turbina 
𝐼 Relativo al flujo primario 
𝐼𝐼 Relativo al flujo secundario 
 
 
xvii 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Historia 
 
 
Nuevas Tecnologías para la Propulsión Página | 1 
 
 
1 Historia 
 
Desde la primera idea de avión propulsado por un motor, que remota al 
aeroplano de los Hermanos Wright, propulsado con un motor de combustión interna 
alternativo, los distintos motores que han propulsado los aeroplanos han sufrido 
grandes cambios y han ido mejorando de una manera exponencial a lo largo de las 
últimas décadas, llegando hasta los actuales Turbofanes (Turborreactores de doble 
flujo) de alta relación de derivación. 
Gracias al ciclo Otto se inventó el motor de combustión interna, que sería 
aplicado a la incipiente aeronáutica de finales del siglo XIX. Estos motores, enfriados 
por agua, generaban empuje por medio de una hélice. La hélice, debido a sus palas 
alabeadas, propulsaba la masa de aire circundante, arrastrando al aeroplano hacia 
adelante, produciendo el vuelo. En 1903, los hermanos Wright lograron realizar el 
sueño casi imposible de hacer volar un artefacto más denso que el aire. 
En la época de la Primera Guerra Mundial, los aviones fueron una pieza clave y 
avanzaron a marchas forzadas. Las avionetas, en su mayoría provistas por una sola 
hélice en su parte frontal, pasaron a tener capacidad para dos personas y los motores 
aumentaron su potencia, doblando la velocidad punta. 
Fue en el periodo de entreguerras, entre 1918 y 1939, cuando tuvo lugar la 
época de oro de la aviación y surgieron las primeras compañías aéreas. El primer vuelo 
comercial tuvo lugar en 1914, operó la ruta San Petersburgo – Tampa (Florida). 
Empezaron a fundarse aerolíneas por Europa y Estados Unidos y el material que 
predominaba, la madera, fue sustituido por el metal. 
Durante la Segunda Guerra Mundial los motores alternativos de pistón de los 
cazas más avanzados rozaban sus límites: las palas de las hélices giraban a velocidades 
cercanas a la velocidad del sonido. Si era alcanzada dicha velocidad de rotación, las 
palas sufrían una deceleración, con lo que era imposible llegas a velocidades mayores 
de las que se alcanzaban por entonces: cerca de los 900 kilómetros por hora en picado. 
Pero a punto de estallar esta guerra Frank Whittle y Hans von Ohain, paralelamente 
Historia 
 
 
Nuevas Tecnologías para la Propulsión Página | 2 
 
 
desde Inglaterra y Alemania respectivamente, desarrollan la idea de un avión 
propulsado por un motor a reacción. Inmediatamente se intentó hacer uso de este 
tipo de motor pero los primeros llegaron cerca del fin de la guerra. 
En cuanto al primer avión comercial que utilizó motores a reacción fue el 
Comet de Havilland, en 1952. Los motores a reacción comenzaron a sustituir a los 
motores de pistón, ya que éstos generan mucha menos potencia que los de reacción. 
Es a partir de este momento cuando comienza lo que conocemos hoy en día como 
aviación civil, concretamente cuando la estadounidense Boeing creó el 707 
convirtiéndose en el primer reactor cien por cien fiable y exitoso. Boeing siguió 
creando modelos derivados del 707 y se convirtió en la productora más importante. 
Aunque ya asomaba Airbus, que estaba predestinada a ser su homóloga europea. 
Fundamentos de la Propulsión 
 
 
Nuevas Tecnologías para la Propulsión Página | 3 
 
 
2 Fundamentos de la Propulsión 
 
La propulsión requiere de un empuje que haga que la aeronave acelere o 
mantenga la velocidad de vuelo, oponiéndose a la resistencia aerodinámica (Arrastre) 
y creando una sustentación que se oponga a las fuerzas gravitatorias. 
2.1 Empuje 
 
El empuje es la fuerza motora que mueve la aeronave y se obtiene como 
reacción al aumento de la cantidad de movimiento que experimenta el aire a través 
del aerorreactor. 
Si el motor se desplaza con una velocidad u respecto del medio, podemos 
suponer, a efectos de la determinación del empuje, que el motor está en reposo y es el 
aire el que se mueve con velocidad u respecto del motor. Supondremos que el flujo 
externo al motor es reversible (Fuerza aerodinámica de arrastre nula). 
Se tomará un volumen de control que encierra el motor, tal como se representa 
en la figura 2.1, y se aplicará elteorema de la cantidad de movimiento para flujo que 
atraviesa el volumen de control. 
Fundamentos de la Propulsión 
 
 
Nuevas Tecnologías para la Propulsión Página | 4 
 
 
 
 
Figura 2.1: Esquema del volumen de control que encierra al motor con la indicación sobre él de las 
distintas variables. 
 
u: velocidad de vuelo 
E: Fuerza de empuje que actúa sobre VC 
A: Sección transversal que limita el VC 
As: sección de salida de la tobera 
Ai: sección de entrada al motor 
ca: velocidad de gases a la salida de la tobera 
pH: presión atmosférica. 
pS: presión de gases a la salida de la tobera 
ma: gasto de aire a través del motor 
mf: gasto de combustible 
 
 
Fundamentos de la Propulsión 
 
 
Nuevas Tecnologías para la Propulsión Página | 5 
 
 
Aplicando el teorema de la cantidad de movimiento 
 𝐹𝑥 =
𝑑
𝑑𝑡
 𝜌 ∙ 𝑐𝑥 ∙ 𝑑𝑉
𝑉𝐶
+ 𝑐𝑥 ∙ 𝑑𝑚 
𝑆𝐶
 
 
Al ser régimen estacionario 
𝑑
𝑑𝑡
 𝜌𝑐𝑥 ∙ 𝑑𝑉𝑉𝐶 = 0 
 
 𝐹𝑥 = 𝑐𝑥 ∙ 𝑑𝑚 
𝑆𝐶
 
Vemos que las distintas fuerzas según la superficie: 
𝑆𝑢𝑝𝑒𝑟𝑓𝑖𝑐𝑖𝑒 1 ∶ 𝑝𝐻 ∙ 𝐴 
𝑆𝑢𝑝𝑒𝑟𝑓𝑖𝑐𝑖𝑒 2 ∶ −𝑝𝐻 ∙ (𝐴−𝐴𝑆) 
𝑆𝑢𝑝𝑒𝑟𝑓𝑖𝑐𝑖𝑒 3 ∶ −𝑝𝑠 ∙ 𝐴𝑠 
𝑆𝑢𝑝𝑒𝑟𝑓𝑖𝑐𝑖𝑒 4 ∶ 𝐸 
Por lo que nos queda: 
 𝐹𝑥 = 𝐸 + 𝑝𝐻 ∙ 𝐴 – 𝑝 𝐻 ∙ 𝐴−𝐴𝑆 − 𝑝𝑠 ∙ 𝐴𝑠 
Vemos que la cantidad de movimiento según las superficies queda: 
𝑆𝑢𝑝𝑒𝑟𝑓𝑖𝑐𝑖𝑒 1 ∶ 𝑚 𝑎 ∙ 𝑢 + 𝑚 1 ∙ 𝑢 donde 𝑚 1es la masa del fluido (aire) por unidad de 
tiempo que atraviesa la superficie 𝐴−𝐴𝑖 . 
𝑆𝑢𝑝𝑒𝑟𝑓𝑖𝑐𝑖𝑒 2 ∶ 𝑚 2 ∙ 𝑢 donde 𝑚 2 es la masa del fluido (aire) por unidad de tiempo 
que atraviesa la superficie 𝐴−𝐴𝑠 
𝑆𝑢𝑝𝑒𝑟𝑓𝑖𝑐𝑖𝑒 3 ∶ (𝑚 𝑎 + 𝑚 𝑓) ∙ 𝑐𝑎 
𝑆𝑢𝑝𝑒𝑟𝑓𝑖𝑐𝑖𝑒 4 ∶ 𝑚 𝑓 ∙ 𝑢𝑓 donde 𝑢𝑓 es la velocidad de entrada del combustible que 
entra en el motor. Este término se considera despreciable respecto de los demás. 
 
Fundamentos de la Propulsión 
 
 
Nuevas Tecnologías para la Propulsión Página | 6 
 
 
Por lo que nos queda: 
 𝑐𝑥 ∙ 𝑑𝑚 
𝑆𝐶
= (𝑚 𝑎 + 𝑚 𝑓) ∙ 𝑐𝑎 + 𝑚 2 ∙ 𝑢 − 𝑚 𝑎 ∙ 𝑢 + 𝑚 1 ∙ 𝑢 
Por la ecuación de la continuidad, 𝑚 2 = 𝑚 1, ya que lo que entra es igual a lo 
que sale en el núcleo. Quedando: 
 𝑐𝑥 ∙ 𝑑𝑚 
𝑆𝐶
= (𝑚 𝑎 + 𝑚 𝑓) ∙ 𝑐𝑎 − 𝑚 𝑎 ∙ 𝑢 
Por lo que igualando los dos términos nos queda 
𝐸 + 𝑝𝐻 ∙ 𝐴 – 𝑝 𝐻 ∙ 𝐴−𝐴𝑆 − 𝑝𝑠 ∙ 𝐴𝑠 = (𝑚 𝑎 + 𝑚 𝑓) ∙ 𝑐𝑎 − 𝑚 𝑎 ∙ 𝑢 
Resultando el Empuje 
𝑬 = (𝒎 𝒂 + 𝒎 𝒇) ∙ 𝒄𝒂 − 𝒎 𝒂 ∙ 𝒖 + 𝑨𝒔 ∙ ( 𝒑𝑯 − 𝒑𝒔) 
2.2 Ecuaciones de la Energía. Rendimientos 
 
A través del planteamiento de las ecuaciones energéticas y con la definición de 
cada uno de sus términos, obtenemos varios de los conceptos más importantes en 
motores de propulsión: Rendimiento Térmico, Rendimiento Motor y Rendimiento 
Propulsivo. 
La ecuación de la energía referida a un observador unido al motor respecto del 
que el aire se mueve con velocidad u vale: 
𝑚 𝑓 ∙ 𝐻𝑝 + 𝑚 𝑎 ∙
𝑢2
2
 = 𝑚 𝑎 + 𝑚 𝑓 ∙
𝑐𝑎
2 
2
 + (𝑚 𝑎 + 𝑚 𝑓) ∙ ∆𝑕 
 
𝑚 𝑓 ∙ 𝐻𝑝 : Energía térmica por unidad de tiempo aportada por el 
 combustible. 
𝑚 𝑎 ∙
𝑢2
2
 ∶ Energía cinética por unidad de tiempo del aire que entra en el 
 motor. 
Fundamentos de la Propulsión 
 
 
Nuevas Tecnologías para la Propulsión Página | 7 
 
 
 𝑚 𝑎 + 𝑚 𝑓 ∙
𝑐𝑎
2 
2
 ∶ Energía cinética de los gases de combustión a la salida de 
 la tobera propulsiva. 
 𝑚 𝑎 + 𝑚 𝑓 ∙ ∆𝑕 ∶ Energía térmica con la que quedan los gases de escape y 
 que representa una pérdida 
 
Definimos por lo tanto el Rendimiento Térmico como la relación entre energía 
mecánica dada al fluido y la energía total aportada. 
𝜂𝑡 =
 𝑚 𝑎 + 𝑚 𝑓 ∙
𝑐𝑎
2 
2 − 𝑚 𝑎 ∙
𝑢2
2
𝑚 𝑓 ∙ 𝐻𝑝
=
 1 + 𝐹 ∙ 𝑐𝑎
2 − 𝑢2
2 ∙ 𝐹 ∙ 𝐻𝑝
 
 
La ecuación de la energía para un observador respecto del cual se mueve el 
motor con velocidad u: 
𝑚 𝑓 ∙ 𝐻𝑝 + 𝑚 𝑓 ∙
𝑢2
2
 = 𝐸 ∙ 𝑢 + 𝑚 𝑎 + 𝑚 𝑓 ∙
 𝑐𝑎 − 𝑢 
2
2
 + (𝑚 𝑎 + 𝑚 𝑓) ∙ ∆𝑕 
 
𝑚 𝑓 ∙ 𝐻𝑝 : Energía térmica por unidad de tiempo aportada por el 
 combustible. 
𝑚 𝑓 ∙
𝑢2
2
 : Energía cinética por unidad de tiempo del combustible que 
 atraviesa el motor. 
𝐸 ∙ 𝑢 : Potencia propulsiva. 
 𝑚 𝑎 + 𝑚 𝑓 ∙
 𝑐𝑎−𝑢 
2
2
: Energía cinética por unidad de tiempo con la que quedan los 
 gases en la atmósfera. Realmente es una pérdida. 
 𝑚 𝑎 + 𝑚 𝑓 ∙ ∆𝑕 ∶ Energía térmica con la que quedan los gases de escape y que 
 representa una pérdida. 
 
Fundamentos de la Propulsión 
 
 
Nuevas Tecnologías para la Propulsión Página | 8 
 
 
Definimos el concepto de Rendimiento Motor como la relación entre la energía 
total aportada o disponible y la energía cinética o mecánica que finalmente obtiene el 
flujo. 
𝜂𝑚 =
𝐸 ∙ 𝑢 + 𝑚 𝑎 + 𝑚 𝑓 ∙
 𝑐𝑎 − 𝑢 
2
2
𝑚 𝑓 ∙ 𝐻𝑝 + 𝑚 𝑓 ∙
𝑢2
2
 
Pero bajo las hipótesis siguientes, podemos simplificar la expresión y llegar a la 
siguiente conclusión: 
 Se desprecia el gasto de combustible frente al aire, ya que el dosado es muy 
pequeño 
 Se puede despreciar el término 𝑚 𝑓 ∙
𝑢2
2
, ya que en los aerorreactores las 
velocidades de vuelo son pequeñas comparativamente. 
 Se supone la tobera en condiciones de diseño. 
Por lo que el rendimiento quedaría de la siguiente forma: 
𝜂𝑚 =
 𝑚 𝑎 𝑐𝑎 − 𝑢 𝑢 + 𝑚 𝑎
𝑐𝑎
2
2 − 𝑚 𝑎𝑐𝑎𝑢 + 𝑚 𝑎
𝑢2
2
𝑚 𝑓𝐻𝑝 + 𝑚 𝑓
𝑢2
2 
=
𝑐𝑎
2 − 𝑢2
2𝐹𝐻𝑝
= 𝜂𝑡 
El rendimiento motor resulta igual al rendimiento térmico y, en la realidad, por 
las consideraciones hechas anteriormente, esta conclusión se cumple 
aproximadamente. 
Definimos también el Rendimiento Propulsivo como la relación entre la 
potencia útil y la potencia mecánica total obtenida. Éste indica el comportamiento del 
aerorreactor como propulsor: 
𝜂𝑝 =
𝐸𝑢
𝐸𝑢 + 𝑚 𝑎 + 𝑚 𝑓 ∙
 𝑐𝑎 − 𝑢 
2
2
 
 
 
Fundamentos de la Propulsión 
 
 
Nuevas Tecnologías para la Propulsión Página | 9 
 
 
Como combinación del rendimiento motor y el rendimiento propulsivo, 
definimos el Rendimiento Motopropulsivo: 
𝜂𝑚𝑃 =
𝑃𝑜𝑡𝑒𝑛𝑐𝑖𝑎 𝑝𝑟𝑜𝑝𝑢𝑙𝑠𝑖𝑣𝑎
𝑃𝑜𝑡𝑒𝑛𝑐𝑖𝑎 𝑑𝑖𝑠𝑝𝑜𝑛𝑖𝑏𝑙𝑒
=
𝐸𝑢
𝑚 𝑓 ∙ 𝐻𝑝 + 𝑚 𝑓 ∙
𝑢2
2 
 
Por lo tanto tenemos tres conceptos con los que cuantificar el comportamiento 
del aerorreactor: 
 Rendimiento motor y Rendimiento térmico, que con las hipótesis realizadas 
hemos visto que resultan similares. 
 Rendimiento propulsivo. 
 Rendimiento motopropulsivo. 
2.3 Consumo Específico y Empuje Específico 
 
En la práctica los parámetros más utilizados para valorar el comportamiento del 
motor son: 
En primer lugar el Consumo Específico, definido como la relación entre la 
cantidad de combustible aportado y el empuje que desarrolla. Una reducción del 
consumo específico indicaría que ha disminuido la aportación de combustible o que el 
empuje se ha incrementado, ambos cambios beneficiosos. 
𝐺𝑒𝑠𝑝 =
𝑚 𝑓
𝐸
 (
𝑘𝑔/𝑕
𝑁
) 
Éste también se puede ver como la inversa del rendimiento motopropulsivo, ya 
que un aumento del rendimiento incurre en una reducción del comsumo y viceversa. 
𝐺𝑒𝑠𝑝 ≈
1
𝜂𝑚𝑝
=
1
𝜂𝑝 ∙ 𝜂𝑡
 
 
 
Fundamentos de la Propulsión 
 
 
Nuevas Tecnologías para la Propulsión Página | 10 
 
 
En segundo lugar el Empuje Específico, definido como la relación entre el 
empuje y el gasto de aire que pasa por el aerorreactor. Un aumento de éste sería 
beneficioso ya que para desarrollar el mismo empuje total se necesitaría menos gasto 
de aire y por consiguiente menor tamaño. 
𝐸𝑒𝑠𝑝 =
𝐸
𝑚 𝑎
= 1 + 𝐹 𝑐𝑎 − 𝑢 (
𝑁
𝑘𝑔/𝑕
) 
2.4 Ciclo teórico 
 
En primer lugar definimos el ciclo teórico en el turborreactor, relacionando 
cada parte de éste con el elemento mecánico que lo realiza. 
 
 
 
 
 
 
 
 
Figura 2.2: Esquema TurborreactorFundamentos de la Propulsión 
 
 
Nuevas Tecnologías para la Propulsión Página | 11 
 
 
h 
s 
 
 
 
 
 
 
 
Figura 2.3: Ciclo teórico por el turborreactor 
H-1: El aire proviene de aguas arriba, donde las líneas de corriente no están 
 perturbadas, entra en el motor a velocidad u y experimenta un proceso 
 de difusión en la toma dinámica hasta la entrada del compresor. 
1-2: El fluido evoluciona por el compresor aumentando su presión y 
 temperatura. 
2-3: El fluido evoluciona a través de la cámara de combustión 
 experimentando un aumento de temperatura y una ligera caída de 
 presión. 
3-4: Los gases de combustión evolucionan por la turbina produciendo 
 trabajo para accionar el compresor. 
4-5: Los gases de combustión se expanden en la tobera propulsiva 
 aumentando su velocidad hasta valores superiores a la velocidad 
 de vuelo. De este modo aumenta la cantidad de movimiento del 
 flujo de gas que atraviesa el motor. 
 
Como hemos comentado anteriormente, para evaluar las características del 
aerorreactor se utilizan el empuje específico y el consumo específico. Sin embargo, en 
el caso de estudiar el ciclo teórico de manera aislada se ha escogido el empuje 
específico y el rendimiento térmico, para así centrar el desarrollo en lo que puramente 
corresponde al ciclo termodinámico. 
H 1 
2 
3 
4 
5 
h 
s 
H 
1 
2 
3 
4 
5 
Fundamentos de la Propulsión 
 
 
Nuevas Tecnologías para la Propulsión Página | 12 
 
 
En primer lugar realizamos las siguiente hipótesis. 
 Por el motor sólo circula aire, el cual se supone gas perfecto. 
 Los gastos másicos en compresor y turbina coinciden. 
 Las pérdidas de carga en el interior del motor son nulas. 
 La compresión y expansión no son isentrópicas, aunque sus 
 rendimientos coinciden con los de las máquinas reales. 
El empuje específico depende del salto entálpico disponible tras la turbina. Por 
ello, cuando se maximiza el salto entálpico tras la turbina se maximiza el empuje 
específico. Con las hipótesis realizadas, el salto entálpico resulta: 
∆𝑕 =
𝐶𝑃𝑇01 𝛿 − 1 
𝜂𝐶
 
𝜃
𝛿
𝜂𝐸𝜂𝐶 − 1 
Siendo: 𝜃 =
𝑇03
𝑇01
 temperatura adimensional de entrada a la turbina 
 𝛿 = 𝜌𝐶
𝛾−1
𝛾 relación de compresión global adimensional 
Como el empuje específico varía de la misma manera que el salto entálpico, a 
continuación se muestra la variación del empuje específico respecto a la compresión 
global para una temperatura dada. 
 
 
 
 
 
 
 
Figura 2.4: salto entálpico en función de la relación de compresión 
Se otiene un máximo del Empuje específico para la relación de compresión de 
𝛿 = 𝜃𝜂𝑇𝜂𝐶 . 
𝐸𝑒𝑠𝑝 
𝛿 1 𝛿 = 𝜃𝜂𝐸𝜂𝐶 𝛿 = 𝜃𝜂𝐸𝜂𝐶 
𝛿 𝑚á𝑥 𝐸𝑒𝑠𝑝 
 
Fundamentos de la Propulsión 
 
 
Nuevas Tecnologías para la Propulsión Página | 13 
 
 
Para el rendimiento térmico, la expresión resulta: 
𝜂𝑇 =
𝜃
𝛿
𝜂𝐶𝜂𝐸 − 1
𝜃 − 1
𝛿 − 1
𝜂𝐶 − 1
 
De igual manera, para una temperatura dada, vemos como varía el rendimiento 
respecto de la relación de compresión. 
 
 
 
 
 
 
Figura 2.5: Rendimiento térmico en función de la relación de compresión 
Nos encontramos con que hay una relación de compresión que maximiza el 
rendimiento térmico, que resulta ser mayor a la que maximiza el empuje específico. 
𝛿𝜂𝑇 ,𝑚𝑎𝑥 > 𝛿𝐸𝑒𝑠𝑝 ,𝑚𝑎𝑥 = 𝜃𝜂𝑇𝜂𝐶 
La elección de la relación de compresión, más cercana a la de máximo 
rendimiento o a la de máximo empuje específico irá ligado a la finalidad del motor ya 
que no siempre lo más beneficioso es un motor con máximo rendimiento. 
Vista la variación de ambos parámetros con la relación de compresión, pasamos 
a ver tal variación con la temperatura de entrada a la turbina. 
 
 
 
 
𝜂𝑡 
𝛿 
𝛿𝜂𝑡 ,𝑚𝑎𝑥 
𝛿 = 𝜃𝜂𝐸𝜂𝐶 
1 
𝛿 = 𝜃𝜂𝐸𝜂𝐶 
Fundamentos de la Propulsión 
 
 
Nuevas Tecnologías para la Propulsión Página | 14 
 
 
 
 
 
Figura 2.6: Efecto de la variación de la temperatura y la relación de compresión en el Empuje específico y 
en el Rendimiento térmico. 
Vemos que conforme aumenta la temperatura de entrada a la turbina, tanto el 
Empuje específico máximo como el rendimiento máximo aumentan. También 
observamos que las relaciones de compresión que maximizan ambos van aumentando 
conforme aumenta la temperatura de entrada a la turbina. 
Por este motivo, siempre se busca la temperatura más alta posible a la entrada 
de la turbina y con ello una mayor relación de compresión, buscando los máximos. Sin 
embargo, la temperatura está limitada por los materiales con los que los álabes de la 
turbina están fabricados. Como vemos en la figura 2.6a, gracias a diversas tecnologías 
de refrigeración se ha podido ir aumentando en gran medida la temperatura de 
entrada a la turbina. De igual manera, como se aprecia en la figura 2.6b las relaciones 
de compresión se han ido aumentando para seguir buscando ese rango en el que el 
trabajo específico y el rendimiento se hacen máximos. 
 
 
 
 
 
𝜂𝑡 
𝜂𝑡 W 
↑ 𝜃 
𝛿 
↑ 𝜃 
𝛿 ↑ 𝛿𝜂𝑇 ,𝑚𝑎𝑥 ↑ 𝛿𝐸,𝑚𝑎𝑥 
(a) El efecto sobre el Empuje específico (b) El efecto sobre el Rendimiento térmico 
Fundamentos de la Propulsión 
 
 
Nuevas Tecnologías para la Propulsión Página | 15 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Figura 2.7: Evolución temporal de la Temperatura de entrada en Turbina y de la Relación de Compresión. 
(b) Evolución de la Relación de Compresión 
(a) Evolución de la temperatura 
Fundamentos de la Propulsión 
 
 
Nuevas Tecnologías para la Propulsión Página | 16 
 
 
2.5 Mejora del Rendimiento Propulsivo y del Empuje. 
 
Una vez estudiado el ciclo y optimizado el ciclo teórico del turborreactor nos 
preguntamos si existiría alguna manera de aumentar y mejorar el rendimiento 
propulsivo. Esta idea surge de observar (figura 2.8) que a velocidades de vuelo bajas, 
este rendimiento es bastante bajo en los turborreactores, castigando a su vez al 
rendimiento motopropulsivo. 
Para intentar mejorar el rendimiento propulsivo, acudimos a la definición 
antes desarrollada: 
𝜂𝑝 =
𝐸𝑢
𝐸𝑢 + 𝑚 𝑎 + 𝑚 𝑓 ∙
 𝑐𝑎 − 𝑢 2
2
=
𝑚 𝑎 ∙ 1 + 𝐹 ∙ 𝑐𝑎 − 𝑢 + 𝐴𝑠 ∙ (𝑃𝑆 − 𝑃𝐻)
𝑚 𝑎 ∙ 1 + 𝐹 ∙ 𝑐𝑎 − 𝑢 + 𝐴𝑠 ∙ (𝑃𝑆 − 𝑃𝐻) + 𝑚 𝑎 + 𝑚 𝑓 ∙
 𝑐𝑎 − 𝑢 2
2
 
Si realizamos las hipótesis siguientes: 
 El gasto de combustible es despreciable frente al gasto másico del aire 
 La tobera trabaja en condiciones de diseño, por lo que la presión de salida de la 
tobera y la ambiental serán las mismas. 
 
La expresión del rendimiento propulsivo queda de la forma: 
𝜂𝑝 =
2
1 +
𝑐𝑎
𝑢
 
Por lo tanto, para una velocidad de vuelo dada, el aumento del rendimiento 
propulsivo pasa por la disminución de la energía cinética arrojada a la atmósfera por el 
gas que es expulsado en la tobera. 
Sin embargo, no se nos puede olvidar el empuje específico. Tenemos que tener 
en cuenta que las medidas que tomamos para aumentar el rendimiento propulsivo no 
incurran en una penalización grave de éste. Por ello, vemos como se podría mejorar el 
empuje. Para ello nos apoyamos en la definición desarrollada con anterioridad: 
Fundamentos de la Propulsión 
 
 
Nuevas Tecnologías para la Propulsión Página | 17 
 
 
𝐸 = 𝑚 𝑎 ∙ 1 + 𝐹 ∙ 𝑐𝑎 − 𝑢 + 𝐴𝑠 ∙ (𝑃𝑆 − 𝑃𝐻) 
En el caso de que la tobera trabaje en condiciones de diseño, sin estar 
bloqueada, la expresión quedaría: 
𝐸 = 𝑚 𝑎 ∙ 1 + 𝐹 ∙ 𝑐𝑎 − 𝑢 
Con una velocidad de vuelo determinada, tendríamos tres maneras de 
aumentar el empuje, cada una asociada a una de las variables. La primera podría ser 
aumentando el consumo de combustible, pero dado que la mayoría de las veces el 
gasto de combustible se desprecia frente al gasto de aire, no tenemos en cuenta este 
método como relevante. La segundaopción sería aumentar la velocidad de salida de 
los gases por la tobera y una tercera, aumentar el gasto másico de aire a través del 
motor. 
Vemos que tanto el empuje como el rendimiento se ven influenciados por la 
velocidad de salida de los gases. Si consideramos ambas ecuaciones, la que nos ha 
quedado del empuje y del rendimiento propulsivo, vemos que: 
 Si la velocidad de salida de los gases es mucho mayor que la velocidad de vuelo, 
𝑐𝑎 ≫ 𝑢 , entonces el empuje tiende a ser máximo, pero el rendimiento 
propulsivo cae. 𝐸 → 𝑚á𝑥𝑖𝑚𝑜 ; 𝜂𝑝 → 0 
 En caso contrario, si la velocidad de salida de los gases se acerca al valor de la 
velocidad de vuelo, 
𝑐𝑎
𝑢
≈ 1 , entonces el empuje cae y el rendimiento propulsivo 
tiende a su valor máximo. 𝐸 → 0 ; 𝜂𝑝 → 𝑚á𝑥𝑖𝑚𝑜 
Por otro lado, una de las variables que con su aumento produce un incremento 
en el empuje es el gasto másico de aire. Éste también tiene efecto en la cantidad de 
energía cinética a la salida de la tobera. 
Disminuyendo el gasto másico del flujo de gases que pasa por el núcleo del 
motor, disminuimos las pérdidas de energía cinética en el escape, lo que aumenta el 
rendimiento propulsivo. Añadiendo otro flujo secundario que tenga una velocidad 
menor que el flujo principal, pero mayor que la velocidad de vuelo, conseguimos 
aumentar el empuje sin penalizar en exceso el rendimiento propulsivo debido a la 
energía cinética perdida en este flujo. 
Nos encontramos entonces con el concepto de derivación, usado en los 
aerorreactores tipo Turbofán o Turbohélice, método por el cual podemos aumentar el 
empuje y, simultáneamente, mejorar el rendimiento propulsivo. La relación de 
Fundamentos de la Propulsión 
 
 
Nuevas Tecnologías para la Propulsión Página | 18 
 
 
derivación o índice de Bypass relaciona el caudal másico que pasa por el núcleo del 
motor produciendo energía mecánica y aquel que solamente es accionado por el Fan. 
𝜆 =
𝑚 𝑎𝐼𝐼
𝑚 𝑎𝐼
 
Como vemos en la figura 2.8, el rendimiento propulsivo aumenta conforme 
aumenta la relación de derivacion para velocidades de vuelo bajas. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Figura 2.8: Rendimiento propulsivo en función de la velocidad de vuelo para aerorreactores con distintas 
relaciones de derivación. 
 
Alto índice de Bypass 
Bajo índice de Bypass 
Velocidad de vuelo (KM/H) 
R
en
d
im
ie
n
to
 p
ro
p
u
ls
iv
o
 %
 
Turbofan 
 
 
Nuevas Tecnologías para la Propulsión Página | 19 
 
 
3 Turbofan 
3.1 Descripción y Ciclo teórico. 
 
El turbofan aparece por la necesidad de diseñar un motor que tenga mejores 
rendimientos propulsivos a bajas velocidades de vuelo que el turborreactor. Como 
hemos visto éste se puede mejorar añadiendo un flujo secundario con velocidades de 
escape menores y es así como topamos entonces con el aerorreactor de doble flujo o 
Turbofan. 
Para llegar a ello, en el proceso de expansión de la turbina incrementamos el 
salto que se produce en ésta, reduciendo el salto de la tobera, y con la potencia 
disponible en el eje de la turbina de gas accionamos una masa de aire secundario, 
distinta de la que circula por el motor. El elemento que mueve esta masa de aire 
secundario, ya se trate de hélice o fan, se caracteriza, en líneas generales, por dar 
origen a un empuje determinado con buen rendimiento propulsivo a bajas velocidades 
de vuelo. 
El fan mueve grandes masas de aire con valores de (𝑐𝑎 − 𝑢) reducidos o 
medios y por tanto con altos rendimientos propulsivos a bajas velocidades. 
 
 
 
 
 
 
Turbofan 
 
 
Nuevas Tecnologías para la Propulsión Página | 20 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Figura 3.1: Esquema de la configuración de un aerorreactor de doble flujo. 
 
 
 
 
 
 
 
. 
𝒎 𝒂𝑰 
𝒎 𝒂𝑰𝑰 𝒄𝒂𝑰𝑰 
𝒄𝒂𝑰 
3 
4 
5 
6 
s 
H 
1 
2 
h 
S 
Figura 3.2: Diagrama h-s del Ciclo teórico del flujo primario por el aerorreactor de doble flujo a través del núcleo. 
Turbofan 
 
 
Nuevas Tecnologías para la Propulsión Página | 21 
 
 
H-1: El aire proviene de aguas arriba, donde las líneas de corriente no están 
 perturbadas, entra en el motor a velocidad u y experimenta un proceso 
 de difusión en la toma dinámica hasta la entrada del compresor. 
1-2: el fluido evoluciona por el compresor aumentando su presión y 
 temperatura. 
2-3: El fluido evoluciona a través de la cámara de combustión 
 experimentando un aumento de temperatura y una ligera caída de 
 presión. 
3-4: Los gases de combustión evolucionan por la turbina de alta presión, 
 produciendo trabajo para accionar el compresor. 
4-5: Los gases de combustión evolucionan por la turbina de baja presión, 
 accionando el Fan. 
5-6: Los gases de combustión se expanden en la tobera propulsiva 
 aumentando su velocidad hasta valores superiores a la velocidad de 
 vuelo. De este modo aumenta la cantidad de movimiento del flujo de 
 gas que atraviesa el motor. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Figura 3.3: Ciclo teórico del flujo secundario por el aerorreactor de doble flujo a través de Fan. 
 
h 
h 
s 3
’ 
S 
H 
2’ 
1’ 
Turbofan 
 
 
Nuevas Tecnologías para la Propulsión Página | 22 
 
 
H-1’: el aire entra en el motor a velocidad u y experimenta un proceso de 
 difusión en la toma dinámica hasta la entrada del Fan. 
1’-2’: el fluido evoluciona por el Fan aumentando su presión y temperatura. 
2’-3’: El flujo de aire secundario se expande en la tobera fría produciéndose 
 una aceleración de los mismos y por consiguiente un empuje. 
3.2 Fundamentos del turbofan 
3.2.1 Empuje 
 
Para el turbofán, al igual que para el turborreactor, el empuje será la 
consecuencia de la variación de la cantidad de movimiento del flujo de gases. En este 
caso, tendremos dos empujes distintos, cuya suma dará el empuje total que tiene el 
turbofán. 
El empuje del flujo primario: 
𝐸𝐼 = 𝑚 𝑎𝐼 ∙ 1 + 𝑓 ∙ 𝑐𝑎𝐼 − 𝑢 + 𝐴𝑠𝐼 ∙ (𝑃𝑠𝐼 − 𝑃𝐻) 
El empuje del flujo secundario: 
𝐸𝐼𝐼 = 𝑚 𝑎𝐼𝐼 ∙ 𝑐𝑎𝐼 − 𝑢 + 𝐴𝑠𝐼𝐼 ∙ (𝑃𝑠𝐼𝐼 − 𝑃𝐻) 
El empuje total del turbofán resultaría: 
𝐸𝑇𝑂𝑇𝐴𝐿 = 𝐸𝐼 + 𝐸𝐼𝐼 
3.2.2 Rendimiento propulsivo 
 
El rendimiento propulsivo se define de la misma manera que en el 
aerorreactor, mediante la relación entre la potencia útil y la potencia mecánica total 
obtenida. La potencia útil es similar al empuje obtenido, mientras que la potencia 
Turbofan 
 
 
Nuevas Tecnologías para la Propulsión Página | 23 
 
 
mecánica total obtenida es equivalente a la suma del empuje y las pérdidas cinéticas a 
la salida. Quedando de la manera: 
 
𝜂𝑃 =
𝐸𝑇𝑂𝑇𝐴𝐿 ∙ 𝑢
𝐸𝑇𝑂𝑇𝐴𝐿 ∙ 𝑢 + 𝑚 𝑎𝐼 + 𝑚 𝑓 ∙
 𝑐𝑎𝐼 − 𝑢 2
2 + 𝑚 𝑎𝐼𝐼 ∙
 𝑐𝑎𝐼𝐼 − 𝑢 2
2
 
3.2.3 Rendimiento motor 
 
De igual manera que para el aerorreactor, se define el rendimiento térmico 
para el turbofán como la relación entre la energía total aportada o disponible en el 
motor y la energía cinética o mecánica que finalmente obtienen el flujo primario y 
secundario: 
 
𝜂𝑚 =
𝐸𝐼 ∙ 𝑢 + 𝐸𝐼𝐼 ∙ 𝑢 + 𝑚 𝑎𝐼 + 𝑚 𝑓 ∙
 𝑐𝑎𝐼 − 𝑢 
2
2 +
 𝑚 𝑎𝐼𝐼 ∙
 𝑐𝑎𝐼𝐼 − 𝑢 
2
2
𝑚 𝑓 ∙ 𝐻𝑝 + 𝑚 𝑓 ∙
𝑢2
2
≅ 𝜂𝑡 
 
Este rendimiento se puede considerar similar al del rendimiento térmico debido 
a que el término 𝑚 𝑓 ∙
𝑢2
2
 puede despreciarse debido a las rlativamente bajas 
velocidades de vuelo del turbofán. 
3.2.4 Relación de derivación 
 
Como ya se ha nombrado con anterioridad, existe un concepto fundamental en 
los motores turbofán, y ese es la relación de derivación o índice de Bypass (𝛽). 
La relación de derivación es el índice que relaciona el caudal másico que pasa 
por el núcleo del motor produciendo energía mecánica y aquel que solamente es 
accionado por el Fan. 
Turbofan 
 
 
Nuevas Tecnologías para la Propulsión Página | 24 
 
 
𝜆 =
𝑚 𝑎𝐼𝐼
𝑚 𝑎𝐼
 
El incremento en empuje al añadir un Fan que acciona un flujo secundario al 
turborreactor será de la formamostrada en la figura 3.4. Con el incremento del índice 
de Bypass se produce un aumento del arrastre del motor debido a que se necesita un 
tamaño mayor. Para unas condiciones de vuelo deseadasel índice de Bypass óptimo 
srá aquel que maximice la diferencia entre el incremento del empuje y el incremento 
del arrastre (∆𝐸 − ∆𝐷). 
Sin embargo, el empuje durante el despegue es muy importante, haciendo sea 
interesante escoger una relación de derivación por encima de este valor, ya que en el 
despegue el arrastre será pequeño debido a las bajas velocidades. 
 
Figura 3.4: Arrastre y empuje en función del índice de Bypass. El índice es óptimo cuando se maximiza la 
diferencia entre ambos. 
 
 
 
Turbofan 
 
 
Nuevas Tecnologías para la Propulsión Página | 25 
 
 
3.3 Ventajas. 
 
Las principales ventajas del uso de un turbofán son las siguientes: 
 El fan tiene un tamaño más reducido que las hélices de un turbohélice, lo que 
hace que se puedan conseguir velocidades más altas antes de que ocurran 
vibraciones. 
 El fan está encapsulado en un conducto o carena, lo que hace que la 
aerodinámica se controle mucho mejor, aumentando la eficiencia. 
 El turbofan tiene mayor empuje que el turbohélice debido a las mayores 
velocidades de salida. 
 La principal ventaja del turbofan es que tiene un consumo mucho mas eficiente 
que el turborreactor, pudiendo además ir a velocidades bajas con un buen 
rendimiento propulsivo. 
 
3.4 Actualidad 
 
En la industria aeronáutica con finalidad civil podemos diferenciar dos 
finalidades claras, aviones para vuelos de corto alcance y aviones para vuelos de largo 
alcance. 
Como se ha desarrollado en apartados anteriores, la relación de compresión a 
la hora de diseñar un motor puede ser elegida de tal forma que esté más cerca del 
valor que maximiza el trabajo específico, y por lo tanto maximiza el empuje, o puede 
ser elegida cercana al valor que maximiza el rendimiento del ciclo. La primera opción 
nos daría un motor con menor tamaño y peso mientra que en el otro caso tendríamos 
un motor con menos consumo de combustible pero más grande y pesado. 
En el caso de vuelos de corto alcance, los motores están diseñados con una 
relación de compresión cercana al valor que produce el máximo trabajo específico. 
Esto se debe a que en los motores destinados a recorrer trayectos cortos el arrastre 
Turbofan 
 
 
Nuevas Tecnologías para la Propulsión Página | 26 
 
 
que produce el motor prima sobre el peso adicional de combustible por tener menor 
rendimiento. Sin embargo, en el caso de vuelos de largo alcance, los motores están 
diseñados con una relación de compresión cercana al valor que maximiza el 
rendimiento ya que el peso del combustible en un vuelo transatlántico es mucho más 
importante que el aumento del arrastre por ser un motor de mayor tamaño. 
A modo de ver cual es el estado actual de los motores de aviación se ha 
recopilado la información relativa a los motores usados en los aviones de las dos 
compañías más representativas del sector, Airbus y Boeing. Se ha hecho diferencia 
entre motores para aviones de corto y largo alcance. 
 
Corto Alcance 
A320 
 CFM56-5B4 
 - Empuje 120 kN (27,000 lbf) 
 - Bypass 5.7 : 1 
 - RC 32.6 : 1 
 - Peso 2,380 kg 
 
 V2500-A1 
 - Empuje 111 kN (25,000 lbf) 
 - Bypass 5.4 : 1 
 - RC 35.8 : 1 
 - Peso 2,327 kg 
 - Diametro 1.587 m 
 
 
 
 
 
Turbofan 
 
 
Nuevas Tecnologías para la Propulsión Página | 27 
 
 
B757 
 RB211-535C 
 - Empuje 166 kN (37,400 lbf) 
 - Bypass 4.4 : 1 
 - Peso 3,309 kg 
 - Diámetro 1.86 m 
 
B737 
 CFM56-7B24 
 - Empuje 108 kN (24,200 lbf) 
 - Bypass 5.3 : 1 
 - RC 32.8 : 1 
 - Peso 2,370 kg 
 - Diámetro 1.55 m 
 
Como vemos en los distintos motores que equipan los aviones más conocidos 
para corto y medio alcance, la relación de compresión se sitúa algo por encima de 
30:1, cerca del valor que maximiza el empuje. También vemos que la relación de 
Bypass se encuentra entre 4.4 y 5,7, valores bajos que nos permiten reducir el 
diámetro del motor para así reducir el arrastre. 
 
Largo alcance 
A350 
 Rolls-Royce Trent XWB 
 - Empuje 330–430 kN (75,000–97,000 lbf) 
 - Bypass 9.3 : 1 
 - RC 52 : 1 
 - Diámetro 3.0 m 
 
 
 
 
Turbofan 
 
 
Nuevas Tecnologías para la Propulsión Página | 28 
 
 
 
 
B787 Dreamliner 
 Rolls-Royce Trent 1000 
 - Empuje 240–330 kN (53,000–75,000 lbf) 
 - Bypass 11 : 1 
 - RC 52:1 
 - Diametro 2.85 m 
 - Peso 5,765 kg 
 
BOEING 787 Dreamliner 
 GEnx-1B64 
 - Empuje 284 kN (63,800 lbf) 
 - Bypass 9.6 : 1 
 - RC 41 : 1 
 - Diametro 2.82 m 
 - Peso 5,816 kg 
 
A simple vista vemos que las relaciones de compresión en el caso de largo 
alcance rondan los 50:1, lo que les acerca hasta los valores que maximizan el 
rendimiento térmico del ciclo, reduciendo así el consumo de combustible. En ellos 
vemos que el índice de Bypass es mayor, situándose en valores algo mayores que 9. 
Esto hace que el arrastre sea mayor debido al aumento del diámetro del Fan, pero sin 
embargo aumenta la eficiencia en la propulsión y con ello el consumo de combustible. 
 
Arquitectura del Turbofan 
 
 
Nuevas Tecnologías para la Propulsión Página | 29 
 
 
4 Arquitectura del Turbofan 
4.1 Compresor 
 
El compresor es el elemento que proporciona la relación de compresión y el 
gasto de aire necesarios. Ello debe llevarse a cabo con la máxima eficiencia posible y 
con suficiente margen de estabilidad para evitar problemas de operación. Todo ello 
minimizando el peso y el coste de este módulo. 
Hay dos tipos esenciales de compresores usados en turbofan: los axiales y los 
centrífugos. También existe una variante que es una combinación de los dos tipos 
anteriores. El híbrido tiene algunas etapas de compresor axial y una última etapa de 
compresión centrífuga. 
En aviación civil se utiliza el compresor axial frente al centrífugo debido a que 
tiene: 
- Una mejor eficiencia consecuencia de su diseño axial. 
- Mayores relaciones de presión que se obtienen mediante múltiples etapas de 
compresión. 
- Una menor área frontal y por consiguiente menor arrastre. 
- Menores pérdidas de energía debido a que no existen cambios considerables 
en la dirección del flujo de aire. 
No obstante, no todo son ventajas ya que el compresor axial tiene: 
- Bajo incremento de presión por escalonamiento. Nos da un compresor con 
mayor número de escalonamientos que el turbocompresor radial, lo que nos 
lleva a un motor más pesado y de mayor tamaño. 
Arquitectura del Turbofan 
 
 
Nuevas Tecnologías para la Propulsión Página | 30 
 
 
- Altos costes y mayor dificultad en producción. 
- Peso relativamente mayor al centrífugo por la necesidad de un mayor número 
de escalonamientos para la misma relación de presión. 
 
Figura 4.1: Representación de un compresor axial con montaje en eje simple. 
4.1.1 Número de ejes 
 
Eje simple 
En primer lugar nos encontramos con el montaje en eje único o simple. Esta 
configuración se caracteriza por tener acoplado el fan, el compresor y la turbina en el 
mismo eje. Este tipo de montaje está asociado normalmente a turbofan con un índice 
de derivación bajo, lo que deja de ser interesante para aviones civiles con velocidades 
de vuelo no demasiado altas. En la figura 4.1 podemos ver un compresor con montaje 
en eje simple. 
El Snecma M53 es un turbofan desarrollado por el fabricante Snecma pera ser 
incorporado en el caza a reacción Dassault Mirage 2000 presentando una 
configuración de un único eje. 
Varios ejes 
Conforme la relación de derivación aumenta, la velocidad angular a la que gira 
el fan se reduce, ya que está limitada por la máxima velocidad admisible 
mecánimamente por los álabes. En el caso en el que usemos una configuración de un 
Arquitectura del Turbofan 
 
 
Nuevas Tecnologíaspara la Propulsión Página | 31 
 
 
único eje ésto hará que tanto el compresor como la turbina giren con una velocidad 
baja. 
Vemos que en el punto de diseño, al disminuir la velocidad de giro, reducimos 
la velocidad periférica 𝑢 del compresor, ya que 𝑢 = 𝜔 ∙ 𝑅. Además reducimos el 
trabajo absorbido por el compresor, que disminuye la relación de compresión 
alcanzada. 
 
 𝑊 = 𝑢 ∙ (𝑐𝑦2 − 𝑐𝑦1) 
𝑊 =
𝐶𝑝 𝑇01
𝜂𝑐
∙ 𝑅𝐶
𝛾−1
𝛾 − 1 
 
 Figura 4.2: Triángulo de velocidades a la altura 
 del radio medio de un turbocompresor axial. 
Para intentar mantener el trabajo absorbido, recurriríamos a aumentar el radio 
del compresor para aumentar la velocidad periférica, pero esto incurriría en un 
incremento de tamaño, aumentando el peso de la turbina y aumentando el arrastre 
del motor, ya que la sección transversal se hace mayor. 
Como solución final, se opta por desacoplar el fan, y en ocasiones la parte de 
baja presión del compresor, del resto del compresor para que puedan girar a la 
velocidad óptima sin que dependan uno del otro. Este método da lugar a montajes en 
varios ejes. 
Este desacoplamiento favorece la disminución de las pérdidas anulares, debidas 
a la fricción con el tambor del rótor y con la carcasa exterior. Ésto se debe a que para 
un mismo área transversal por la que circula el flujo, la relación de aspecto altura/paso 
es mayor cuanto menor es el diámetro. Reducimos así las superficies anulares. 
 
 
 
 
𝑢 
𝑤1 𝑐1 
𝑤2 
𝑐2 
𝛽2 𝛼1 
𝛼2 
Arquitectura del Turbofan 
 
 
Nuevas Tecnologías para la Propulsión Página | 32 
 
 
 
 𝑅 
 
 
 
Figura 4.3: Reducción de la relación de aspecto al reducir el radio 
 
 En el estudio de lo que ocurre fuera de diseño encontramos que la geometría 
del triángulo de velocidades puede llegar a desvirtuarse. 
 En los primeros escalonamientos la reducción del gasto se traduce en una 
disminución de la velocidad axial del flujo. Para contrarrestar la variación del 
triángulo de velocidades debida a la disminución de la velocidad axial, se 
reduce la velocidad de giro. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Figura 4.4: Triángulo de velocidades en los primeros escalonamientos cuando se reduce el gasto y a su 
vez la velocidad de giro para adecuardos a la disminución del gasto y mantener la geometría de éste. 
𝑚 = 𝜌 ∙ 𝑐𝑥 ∙ 𝐴 Si ↓ 𝑚 
 ↓ 𝑐𝑥 
 𝐴 𝑐𝑡𝑒 
 𝜌 𝑐𝑡𝑒 
 ↓ 𝑢 =↓ 𝜔 ∙ 𝑅 
 
 
 
 
 
 ↓ 𝑐𝑥 
 ↓ 𝑢 
𝑃𝑎𝑟𝑎 𝑒𝑙 𝑚𝑖𝑠𝑚𝑜 á𝑟𝑒𝑎 𝑡𝑟𝑎𝑛𝑠𝑣𝑒𝑟𝑠𝑎𝑙 𝑠𝑖 
↓ 𝑅 →↑ 𝑕, ↓ 𝑠 
𝑕2
𝑠2
>
𝑕1
𝑠1
 
 
 
 
 
 
Arquitectura del Turbofan 
 
 
Nuevas Tecnologías para la Propulsión Página | 33 
 
 
 En los escalonamientos de alta presión la reducción del gasto afectaría a más 
factores. Por haber absorbido menos trabajo, la relación de compresión 
disminuye y la densidad cae, por lo que al pasar por la misma sección se acelera 
y aumenta su velocidad axial, corriendo el riesgo de bloqueo del 
escalonamiento. La solución pasaría por aumentar la velocidad de giro de estos 
últimos escalonamientos para aumentar la velocidad periférica y que no se 
desvirtue en exceso el triángulo de velocidades. 
 
 
 
 
 
 
 
Figura 4.5: Triángulos de velocidades de los últimos escalonamientos desvirtuado al acelerarse 
axialmente y sin desvirtuar al aumentar la velocidad de giro para mantener la geometría. 
Como hemos visto, para los primeros escalonamientos la solución sería 
disminuir la velocidad de giro, y conforme avanzamos hasta los últimos 
escalonamientos la velocidad nos convendría que aumentase. Tecnológicamente esta 
discrepancia se alcanza aumentando el número de ejes e independizando las 
velocidades entre las distintas partes. Idealmente, cada escalonamiento tendría que ir 
a su velocidad óptima, pero dada la complejidad de aumentar el número de ejes, hasta 
ahora los montajes utilizados son de doble eje o de triple eje. 
 
Doble eje 
Este montaje se caracteriza por tener dos ejes, uno de alta presión, que acopla 
la turbina y el compresor de alta presión, y otro de baja presión, que acopla el fan, en 
ocasiones también el compresor de baja presión, y la turbina de baja presión. En la 
figura 4.6 podemos ver el montaje en doble eje de un compresor. 
↓ 𝑚 =↓ 𝜌 ∙↑ 𝑐𝑥 ∙ 𝐴 
 ↑ 𝑢 
 𝑐𝑥𝑐𝑡𝑒 
Arquitectura del Turbofan 
 
 
Nuevas Tecnologías para la Propulsión Página | 34 
 
 
 
Figura 4.6: Esquema de un compresor con montaje en Doble. 
Un ejemplo de montaje en dos ejes en el que el compresor de baja presión, el 
Fan y la turbina de baja presión están acoplados sería la familia de motores GE CF6 
desarrollados por el fabricante General Electric, o la serie PW4000 del fabricante Pratt 
and Whittney. En el caso en el que la turbina solamente accione el Fan tenemos una 
configuración similar a la que encontramos en el motor GE Rolls-Royce F136, fabricado 
a través una asociación entre General Electric y Rolls-Royce. 
Triple eje 
Existe también una configuración caracterizada por tener tres ejes. El fan y la 
turbina de baja presión componen el eje de baja presión, el eje intermedio compuesto 
por la turbina y el compresor de presión intermedia y el eje de alta presión que acopla 
el compresor y turbina de alta presión. 
 
Figura 4.7: Esquema de un turbocompresor con montaje en Triple eje. 
Arquitectura del Turbofan 
 
 
Nuevas Tecnologías para la Propulsión Página | 35 
 
 
En este caso, la velocidad angular del compresor de alta presión es mayor que 
la del compresor de baja presión lo que permite una reducción del radio, con la 
consecuente disminución de peso y tamaño. Además tenemos la ventaja de que cada 
una de las tres partes gire con su velocidad angular óptima. 
Como principal desventaja se encuentra el problema del mantenimiento y de su 
construcción, debido a su complejidad. Este tipo de configuración es usada sólo por el 
fabricante Rolls-Royce. Un ejemplo de ello es la familia de motores de tal compañía 
Rolls Royce Trent. 
4.1.2 Álabes 
 
Los álabes del compresor están diseñados normalmente de forma que se 
mantenga una velocidad axial razonablemente constante. Conforme nos alejamos del 
eje, la velocidad periférica aumenta (𝑢 = 𝜔 ∙ 𝑅) y para mantener esta condición, es 
necesario que el álabe esté torsionado desde la raíz hasta la cabeza para darle el 
ángulo de incidencia correcto a cada punto. 
 
Figura 4.8: Representación de la torsión del álabe para mantener la velocidad axial. 
 
 
Arquitectura del Turbofan 
 
 
Nuevas Tecnologías para la Propulsión Página | 36 
 
 
4.1.3 Materiales 
 
Los materiales de las distintas partes del compresor están elegidos de tal forma 
que soporten las solicitaciones térmicas y mecánicas a las que se ven sometidas las 
distintas partes. 
Para la construcción de la carcasa, se necesita que el material sea ligero pero 
muy rígido, ya que cualquier deformación del carenado puede crear interferencias con 
los álabes. El principal requisito para el diseño de los álabes del rótor es la resistencia a 
elevadas fuerzas centrífugas, necesitando una elevada resistencia específica. La 
principal característica de los álabes del estátor es que deben soportar altos ciclos de 
fatiga, debido a los distintos impactos. 
En la zona más fría del compresor, es decir al comienzo de éste, se emplean 
aleaciones de aluminio de alta resistencia, como las de serie 2XXX y 7XXX, tratadas 
térmicamente. Conforme avanzamos a través del compresor, la utilización de aceros 
inoxidables se hace más común, debido al aumento de la temperatura y de la presión: 
aceros al Cr-Ni-Mo de baja aleación con recubrimientos (AISI 43xx. 87xx, 94xx), aceros 
inoxidables austeníticos (AISI 316) y aceros inoxidables PH (17-4 PH, 15-5 PH). En las 
últimas etapas del compresor se usan generalmente aleaciones en base Níquel. 
En la actualidad, cada vez está siendo más común el uso de titanio antesque 
aluminio o acero en las primeras etapas del compresor debido a su alta relación 
rigidez/densidad. En las últimas etapas su uso se hace inviable debido a que las altas 
temperaturas y presiones, unidas a cualquier fuente de calor como puede ser la 
fricción, pueden llegar a hacer que el titanio se inflame. A medida que las aleaciones 
de titanio están mejorando su comportamiento en caliente, están desplazando a las 
aleaciones en base Níquel en las etapas finales del compresor. 
 
 
 
 
 
Arquitectura del Turbofan 
 
 
Nuevas Tecnologías para la Propulsión Página | 37 
 
 
4.2 Cámara de combustión 
 
La cámara de combustión tiene la finalidad de aumentar la temperatura del 
flujo de aire que llega del compresor quemando combustible de la manera más 
eficiente posible y con la menor pérdida de carga. 
Los dos tipos más desarrollados que se compatibilizan con el compresor axial 
son la cámara de combustión anular y la tubo-anular. 
Las cámaras anulares consisten en un único tubo de llama, completamente 
anular en su forma, contenido entre una carcasa interior y otra exterior. La cámara 
está abierta por la parte delantera al compresor y por la parte trasera a la turbina. A 
pesar del gran número de inyectores que posee, es realmente difícil obtener una 
distribución uniforme del combustible y del aire. La principal ventaja que poseen este 
tipo de cámarass es que la longitud necesaria es menor que la requerida para las tubo-
anulares, lo que implica un menor peso y coste de producción. 
 
Figura 4.9: De izquierda a derecha: Cámara de combustión tipo tubo-anular y cámara de combustión 
anular. 
Las cámaras de combustión tubo-anulares son una combinación entre el 
modelo anular y las cámaras tubulares, usadas con compresores centrífugos. Un 
número de tubos se encuentran encapsulados en una carcasa, en los cuales tiene lugar 
la combustión. En la parte trasera, existe un conducto anular que tiene la finalidad de 
homogeneizar y recoger el flujo de los tubos. La ventaja frente a las anulares reside en 
Arquitectura del Turbofan 
 
 
Nuevas Tecnologías para la Propulsión Página | 38 
 
 
su resistencia estructural, haciendo que se produzcan menos deformaciones en las 
paredes calientes, problema que cobra más relevancia en motores de gran tamaño. 
4.2.1 Emisiones 
 
En cuanto a la contaminación global, la aviación civil contribuye en un 
porcentaje muy bajo al total, pero debido al aumento del tráfico global en las últimas 
décadas y las previsiones de un mayor incremento en los tiempos venideros, su 
relevancia crece a pasos agigantados. Es por esta razón por la que las limitaciones en 
emisiones de contaminantes son mayores cada vez más. Cabe decir que en el caso de 
turbinas de gas, las restricciones en este sentido son mayores en el sector de 
producción de potencia que en aviación. 
Los principales contaminantes en una turbina de gas convencional de aviación 
son los siguientes: 
 Hidrocarburos sin quemar (HC) 
 Monóxido de carbono (CO) 
 Óxidos de nitrógeno (NOx) 
En los motores modernos, los niveles de CO y de HC han sido significativamente 
reducidos, por lo que solamente el NOx es emitido en cantidades a tener en cuenta. 
Por ello, en la práctica las emisiones generadas por un motor de aviación consisten 
principalmente en NOx, como podemos apreciar en la tabla 4.1 . Éstas se encuentran 
en torno a 8-12 g/kg combustible y dado su gran peso en el total de los contaminantes, 
su reducción es el caballo de batalla que los fabricantes afrontan en la actualidad. 
 
 
 
 
 
Arquitectura del Turbofan 
 
 
Nuevas Tecnologías para la Propulsión Página | 39 
 
 
 
Tabla 4.1: Porcentaje de contaminantes en las emisiones durante el despegue/aterrizaje y durante 
crucero 
4.2.2 Reducción de emisiones 
 
En este capítulo vamos a resumir los diferentes métodos que se utilizan para 
disminuir las emisiones, principalmente las de Óxidos de Nitrógeno, que como hemos 
comentado anteriormente, son las más numerosas. 
En el estudio del ciclo termodinámico hemos visto que el aumento de la 
temperatura de entrada a la turbina nos da mayores rendimientos y mayores trabajos 
específicos, lo que hace que en la medida que la tecnología y los materiales nos lo 
permitan, intentemos ir a las temperaturas más elevadas posibles. Sin embargo, si 
estudiamos la influencia de la temperatura en las emisiones contaminantes, vemos 
que cuanta mayor temperatura se alcance en la cámara de combustión, mayores 
niveles de NOx. En la figura 4.10a y 4.10b podemos ver la fuerte dependencia que 
tienen las emisiones de NOx con la temperatura y el tiempo de residencia, 
convirtiéndose en el parámetro más crucial en la formación de óxidos de nitrógeno. 
 
 
 
 
 
Arquitectura del Turbofan 
 
 
Nuevas Tecnologías para la Propulsión Página | 40 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Figura 4.10: (a) Emisiones de NOx en función del tiempo de residencia y la temperatura para un dosado 
estequiométrico relativo igual a la unidad. (b) Emisiones de NOx en función de la temperatura de llama 
para un combustible líquido y otro gaseoso. 
Para una cámara convencional el rango de temperaturas en la zona de 
combustión está acotado por las emisiones de CO y por NOx. Por la parte inferior, a 
1670 K, demasiada cantidad de CO es emitida al ambiente, mientras que la cota 
superior se establece a 1900 K, donde las emisiones de NOx se hacen inadmisibles. 
 
 
 
 
 
 
 
 
Figura 4.11: Emisiones de NOx y Dióxido de carbono en función de la temperatura de llama. 
a) b) 
Arquitectura del Turbofan 
 
 
Nuevas Tecnologías para la Propulsión Página | 41 
 
 
Todos los métodos usados en aviación tienen el claro objetivo de mantener la 
temperatura de la zona o zonas donde tiene lugar la combustión en el estrecho 
margen antes citado. 
4.2.3 Métodos para la reducción de emisiones 
 
Geometría variable 
El sistema de geometría variable se caracteriza por introducir grandes 
cantidades de aire secundario para refrigerar y mantener la temperatura de la zona 
primaria de combustión cuando se encuentra en las condiciones de máxima potencia. 
Con la reducción de la potencia requerida, gran cantidad de este aire es redirigido a la 
zona de dilución, manteniendo la temperatura en la zona de combustión en el rango 
en el que las emisiones son menores. En la práctica se recurre a sistemas de área 
variable que controlan el swirl, entradas de aire variable en la zona de dilución o 
combinaciones de ambas. 
Todos los sistemas de geometría variable incluyen complejos mecanismos de 
control, lo que incrementa el coste y peso, además de reducir la fiabilidad. 
Este tipo de sistemas controlan la emisiones sin apenas sacrificio del 
rendimiento, no permiten que caiga la temperatura de 1670 K y tienen altas 
velocidades de reacción, permitiendo una reducción del tamaño y peso de la cámara 
de combustión. En el contexto de la aviación tiene además el beneficio de una amplia 
estabilidad. 
Combustión escalonada 
Este método mantiene constante la distribución de aire pero el flujo de 
combustible varía de una zona a otra con el mismo objetivo que el anterior sistema, 
mantener la temperatura en la zona de combustión. Un ejemplo de la aplicación de 
esta solución es la inyección de combustible selectiva. Con esta técnica, el combustible 
se aplica por una combinación de inyectores para las distintas condiciones de potencia. 
Arquitectura del Turbofan 
 
 
Nuevas Tecnologías para la Propulsión Página | 42 
 
 
Éste método juega con el dosado relativo para 
responder a las variaciones de potencia y mantener la 
temperatura. En condiciones de baja potencia se opera con 
un dosado relativo de alrededor de 0.8, logrando una alta 
eficiencia en la combustión y bajas emisiones de CO e 
hidrocarburos sin quemar. En el lado opuesto, para alta 
potencia, el dosado es bajo, en torno a 0.6, para minimizar 
humos y la