Motor de reacción

La Pratt & Whitney F100 motor de turboventilador para el F-15 Eagle y el F-16 Falcon se prueba en Robins Air Force Base, Georgia, EE.UU.. El túnel detrás del motor amortigua el ruido y permite de escape para escapar

Simulación de una flujo de aire de turborreactor

Un motor a reacción es un motor de reacción que descarga un movimiento rápido chorro de fluido para generar empuje de acuerdo con el de Newton tercera ley del movimiento . Esta definición amplia de motores a reacción incluye turborreactores, turboventiladores, cohetes, ramjets, chorros de pulso y bombas de los jets. En general, la mayoría de los motores a reacción son También existen motores de combustión interna, pero las formas no-combustión.

En el uso común, el término "motor de reacción" se refiere generalmente a un turbina de gas impulsado motor de combustión interna, un motor con un compresor rotativo alimentado por una turbina (" Ciclo Brayton "), con el poder de sobra proporcionar empuje. Estos tipos de motores a reacción son utilizados principalmente por las aeronaves de reacción para viajes de larga distancia. El avión de reacción temprana utilizado turborreactores que eran relativamente ineficiente para el vuelo subsónico. Avión de reacción moderno suele utilizar alta derivación motores turbofan que ayudan a dar a altas velocidades, así como, a través de largas distancias, dando una mejor eficiencia de combustible que muchas otras formas de transporte.

Acerca de 7,2% del aceite usado en 2004 se consumió en última instancia por los motores a reacción En 2007 , el costo del combustible de aviación, mientras que muy variable de una aerolínea a otra, un promedio de 26,5% de los costos totales de operación, por lo que es el gasto de operación más grande solo para la mayoría líneas aéreas.

Historia

Los motores a reacción se remonta al siglo I dC, cuando Herón de Alejandría inventó el aeolipile. Este poder vapor utilizado dirige a través de dos toberas de chorro a fin de causar una esfera a girar rápidamente sobre su eje. Hasta donde se sabe, fue poco utilizado para el suministro de energía mecánica, y las posibles aplicaciones prácticas de la invención del héroe del motor a reacción no fueron reconocidos. Simplemente se considera una curiosidad.

Jet propulsión sólo literal y figurativamente se fue con la invención de la cohete por los chinos en el siglo 11. Escape Rocket se utilizó inicialmente en una forma modesta para fuegos artificiales, pero poco a poco evolucionaron para propulsar formidable armamento; y existe la tecnología se estancó durante cientos de años.

En la Turquía otomana en 1633 Lagari Hasan Çelebi se fue con lo que se describió como un cohete en forma de cono y luego se deslizó con alas en un aterrizaje exitoso ganar una posición en el Otomano ejército. Sin embargo, esto era esencialmente un truco.

El problema era que los cohetes son simplemente demasiado ineficiente a baja velocidad para ser útil para la aviación general. En 1913 René Lorin le ocurrió una forma de motor a reacción, el subsónico estatorreactor, lo que hubiera sido un poco más eficiente, pero no tenía manera de alcanzar velocidades suficientemente altas para su funcionamiento, y el concepto sigue siendo teórica desde hace bastante tiempo.

Sin embargo, los ingenieros estaban empezando a darse cuenta de que el motor de pistón se auto-limitante en términos del rendimiento máximo que podría alcanzarse; el límite era esencialmente uno de hélice eficiencia. Esto parecía pico como puntas de las hojas se acercaron a la velocidad del sonido. Si el motor, y por lo tanto la aeronave, el rendimiento era siempre para aumentar más allá de una barrera de este tipo, una manera tendría que ser encontrado para mejorar radicalmente el diseño del motor de pistón, o un totalmente nuevo tipo de motor tendría que ser desarrollado. Esta fue la motivación detrás del desarrollo del motor de turbina de gas, comúnmente llamado un motor de "jet", que se convertiría casi tan revolucionario para la aviación como los hermanos Wright el primer vuelo.

Los primeros intentos de los motores a reacción fueron diseños híbridos en los que una fuente de alimentación externa primero aire comprimido, que luego se mezcla con combustible y quemado por chorro de empuje. En un sistema de este tipo, llamado ThermoJet por Secondo Campini pero más comúnmente, Termorreactor, el aire se comprime por un ventilador accionado por un motor de pistones convencional. Ejemplos de este tipo de diseño eran Henri Coanda de Coandă-1910 aviones, y el mucho más tarde Campini Caproni CC.2, y los japoneses Motor de Tsu-11 destinados a propulsar Ohka aviones kamikazes hacia el final de la Segunda Guerra Mundial . Ninguno fue un éxito completo y la CC.2 terminó siendo más lento que el mismo diseño con una combinación tradicional motor y la hélice.

La clave para un motor a reacción práctica era la turbina de gas, que se utiliza para extraer energía de el propio motor para accionar el compresor. La turbina de gas no era una idea desarrollada en la década de 1930: la patente para una turbina estacionaria fue concedido a Juan Barbero en Inglaterra en 1791. La primera turbina de gas para ejecutar correctamente autosostenible fue construido en 1903 por el ingeniero noruego Egidio Elling. Las primeras patentes para la propulsión a chorro se emitieron en 1917. Las limitaciones en el diseño y la ingeniería práctica y metalurgia impidieron estos motores alcanzan fabricación. Los principales problemas son la seguridad, la fiabilidad, el peso y, sobre todo, la operación sostenida.

Albert Fonó En 1915 ideó una solución para aumentar el alcance de la artillería, que comprende un proyectil de pistola luanched que iba a estar unidos con una unidad de propulsión del estatorreactor. Esto fue para que sea posible obtener una larga gama de velocidades iniciales iniciales bajos, permitiendo proyectiles pesados para ser disparado desde armas relativamente ligeras. Fonó presentó su invención al Ejército austrohúngaro, pero la propuesta fue rechazada. En 1928 se solicitó una patente alemana sobre estatorreactores supersónicos, y esto fue galardonado en 1932.

En 1923, Edgar Buckingham de la Oficina Nacional de Standard publicó un informe expresando escepticismo de que los motores a reacción serían económicamente competitivo con prop aviones impulsados en las bajas altitudes y velocidades de la época: "no parece ser, por el momento, ninguna perspectiva lo que propulsión a chorro de la especie aquí considerado alguna vez tener un valor práctico, incluso para fines militares ".

En cambio, por la década de 1930, el motor de pistones en sus muchas formas diferentes (radial rotativo y estático, refrigerado por aire y refrigeración líquida en línea) era el único tipo de motor disponibles para los diseñadores de aviones. Esto era aceptable, siempre y cuando se requiere único avión de bajo rendimiento, y de hecho todos los que estaban disponibles.

La Whittle W.2 / 700 motor voló en el Gloster E.28 / 39, el primer avión británico para volar con un motor turborreactor, y el Gloster Meteor

En 1928, RAF Cranwell Colegio cadete Frank Whittle presentó formalmente sus ideas para un turborreactor a sus superiores. En octubre de 1929 desarrolló sus ideas. . En 16 de enero 1930 en Inglaterra, Whittle presentó su primera patente (concedido en 1932). La patente mostró una de dos etapas compresor axial alimentar una sola cara compresor centrífugo. Fueron posibles compresores axiales prácticas por las ideas de AAGriffith en un papel seminal en 1926 ("Una teoría aerodinámica del diseño de la turbina"). Whittle más tarde concentrarse en el compresor centrífugo más simple solamente, para una variedad de razones prácticas. Whittle tuvo su primer motor en marcha en abril de 1937. Era-combustible líquido, y se incluye una bomba de combustible autónomo. El equipo de Whittle experimentó casi pánico cuando el motor no se detendría, acelerando incluso después de que el combustible se apaga. Resultó que el combustible se había filtrado en el motor y acumulado en piscinas. Así que el motor no se detendría hasta que todo el combustible derramado se había quemado. Whittle fue incapaz de interesar al gobierno en su invento, y el desarrollo continuó a un ritmo lento.

Heinkel He 178, primer avión del mundo en volar sólo con la energía turborreactor

En 1935 Hans von Ohain comenzó a trabajar en un diseño similar en Alemania , aparentemente sin darse cuenta del trabajo de Whittle. Su primer motor era estrictamente experimental y sólo podía ejecutarse con alimentación externa, pero fue capaz de demostrar el concepto básico. Entonces Ohain se introdujo a Ernst Heinkel, uno de los industriales de aviones más grandes de la época, que de inmediato vio la promesa del diseño. Heinkel había adquirido recientemente la empresa de motores Hirth, y Ohain y su maquinista maestro Max Hahn se establecieron allí como una nueva división de la compañía Hirth. Tuvieron su primera HeS 1 centrífuga motor en marcha en septiembre de 1937. A diferencia del diseño de Whittle, Ohain utiliza hidrógeno como combustible, suministrado bajo presión externa. Sus diseños posteriores culminaron en la alimentado por gasolina HeS 3 de 1.100 lbf (5 kN), que fue instalado en Heinkel de simple y compacto He 178 fuselaje y volado por Erich Warsitz en la madrugada del 27 de agosto de 1939 , de aeródromo Marienehe, un impresionante corto tiempo para el desarrollo. El He 178 fue el primer avión a reacción del mundo.

Mientras tanto, el motor de Whittle empezaba a parecer útil, y su Poder Jets Ltd. comenzó a recibir Dinero del Ministerio del Aire. En 1941 una versión flyable del motor llamado el W.1, capaz de 1.000 lbf (4 kN) de empuje, se ajustó a la Gloster E28 / 39 fuselaje construido especialmente para ella, y voló por primera vez en 15 de mayo de 1941 en RAF Cranwell.

Una imagen de un motor centrífugo temprano ( DH Goblin II) seccionado para mostrar sus componentes internos

Un diseñador británico de motores de avión, Frank Halford, trabajando desde las ideas de Whittle desarrolló un "cruzado" versión del chorro centrífuga; su diseño se convirtió en el De Havilland Goblin.

Uno de los problemas con estos dos primeros diseños, que se llaman motores de centrífuga de flujo, fue que el compresor trabajó por "tirar" (aceleración) de aire hacia el exterior desde el centro de la ingesta a la periferia exterior del motor, donde el aire se comprime por una configuración de conducto divergente, la conversión de su velocidad en presión. Una ventaja de este diseño es que estaba ya bien entendido, después de haber sido implementado en centrífuga compresores, entonces en uso generalizado en los motores de pistones. Sin embargo, dadas las primeras limitaciones tecnológicas en la velocidad del eje del motor, el compresor necesario para tener un diámetro muy grande para producir la potencia requerida. Esto significaba que los motores tenían una gran área frontal, lo que hizo menos útil como un motor de aviones debido al arrastre. Una desventaja adicional era que el flujo de aire tenía que ser "doblado" a fluir hacia atrás a través de la sección de combustión y la turbina y el tubo de escape, añadiendo complejidad y la reducción de la eficiencia. Sin embargo, estos tipos de motores tenían las principales ventajas de peso ligero, simplicidad y fiabilidad, y el desarrollo progresaron rápidamente a los diseños de las condiciones de aeronavegabilidad prácticos.

Un corte del motor Junkers Jumo 004.

Austriaco Anselm Franz de División de motores Junkers '(Junkers Motoren o Jumo) abordó estos problemas con la introducción del compresor de flujo axial. Esencialmente, esta es una turbina en sentido inverso. El aire que entra en la parte delantera del motor es soplado hacia la parte trasera del motor por una etapa de ventilador (conductos convergentes), donde se aplastó contra un conjunto de hojas no giratorias llamadas estatores (conductos divergentes). El proceso no es tan poderoso como el compresor centrífugo, por lo que un número de estos pares de ventiladores y estatores se colocan en serie para conseguir la compresión necesaria. Incluso con toda la complejidad añadida, el motor resultante es mucho más pequeño en diámetro y por lo tanto, más aerodinámico. Jumo fue asignado el siguiente número de motor en la secuencia de numeración RLM, 4, y el resultado fue el Jumo 004 motor. Después se resolvieron muchas dificultades técnicas menores, la producción en masa de este motor se inició en 1944 como un motor para el primer avión jet de combate del mundo, la Messerschmitt Me 262 (y más tarde primer avión jet-bombardero del mundo, la Arado Ar 234). Una variedad de razones conspiró para retrasar la disponibilidad del motor, este retraso causó el luchador llegar demasiado tarde para influir decisivamente en la posición de Alemania en la Segunda Guerra Mundial . Sin embargo, será recordado como el primer uso de motores a reacción en el servicio.

En el Reino Unido, su primer motor de flujo axial, la Metrovick F.2, corrió en 1941 y fue trasladado en avión por primera vez en 1943. Aunque más poderosos que los diseños de centrífugas en el momento, el Ministerio consideró su complejidad y falta de fiabilidad de un inconveniente en tiempos de guerra. El trabajo en Metrovick llevó a la Motor de Armstrong Siddeley Sapphire que se construiría en los EE.UU. como la J65.

Tras el final de la guerra los motores de aviones a reacción y alemanes fueron estudiados ampliamente por los aliados victoriosos y contribuyeron a trabajar en aviones de combate soviéticos y estadounidenses temprana. El legado del motor de flujo axial se ve en el hecho de que prácticamente todos los motores a reacción en aeronaves de ala fija han tenido algo de inspiración de este diseño.

Motores centrífuga de flujo han mejorado desde su introducción. Con mejoras en la tecnología de cojinete se aumentó la velocidad del eje del motor, reduciendo en gran medida el diámetro del compresor centrífugo. La longitud del motor corto sigue siendo una ventaja de este diseño, particularmente para uso en helicópteros donde el tamaño total es más importante que la zona frontal. Además, sus componentes del motor son robustos; compresores de flujo axial son más susceptibles de daños por objetos extraños.

Aunque los diseños alemanes eran más avanzados aerodinámicamente, la combinación de simplicidad y la metalurgia británica avanzada significaba que los diseños derivados de Whittle fueron mucho más fiable que sus homólogos alemanes. Motores británicos también tenían licencia ampliamente en los EE.UU. (véase Misión Tizard), y fueron vendidos a la URSS que les ingeniería inversa con el Nene de pasar a alimentar el famoso MiG-15. Diseños americanos y soviéticos, tipos de flujo axial independientes en su mayor parte, no están del todo en su propio hasta la década de 1960, aunque el General Electric J47 proporcionaba un servicio excelente en el F-86 Sabre en la década de 1950.

Por la década de 1950 el motor a reacción fue casi universal en los aviones de combate, con la excepción de la carga, de enlace y otros tipos de especialidades. En este punto algunos de los diseños británicos ya fueron despejadas para el uso civil, y había aparecido en los primeros modelos como el De Havilland Comet y Canadair Avión. Por la década de 1960 todos los grandes aviones civiles fueron también accionado jet, dejando el motor de pistón en los roles de nicho aquí también.

Mejoras implacables en la turbohélice empujó el motor de pistón fuera de la corriente por completo, dejando sólo la más pequeña porción diseños de aviación general, y un cierto uso en aviones no tripulados. La ascensión del motor a reacción para uso casi universal en la aeronave tomó bien menos de veinte años.

Sin embargo, la historia no era bastante en un extremo, para la eficiencia de los motores de turborreactor era todavía bastante peor que los motores de pistón, sino por la década de 1970 con el advenimiento de motores de alta derivación a reacción, una innovación no prevista por los primeros comentaristas como Edgar Buckingham, a altas velocidades y altitudes altas que parecían absurdas a ellos, sólo entonces la eficiencia del combustible finalmente superó la de los mejores motores de pistón y hélice, y el sueño de rápida segura, viajes, económico alrededor del mundo por fin llegó, y su adusta, si bien fundada por el momento, las predicciones de que los motores a reacción nunca es gran cosa, muerto para siempre.

Tipos

Hay un gran número de diferentes tipos de motores a reacción, todos los cuales alcanzan la propulsión de un chorro de escape de alta velocidad.

Principios físicos generales

La dependencia de la eficiencia energética (η) de la relación de velocidad de escape velocidad / avión (c / v) para airbreathing jets

La dependencia de la eficiencia energética (η) de la relación de velocidad la velocidad del vehículo / escape (v / c) para los motores de cohetes

Todos los motores a reacción son los motores de reacción que generar empuje mediante la emisión de un chorro de fluido hacia atrás a velocidad relativamente alta. Las fuerzas en el interior del motor necesaria para crear este chorro dar un fuerte empuje en el motor que empuja hacia delante la artesanía.

Los motores a reacción hacen su chorro de propelente de Datos del tanque que está conectada al motor (como en un 'cohete') o de la succión en el líquido externo (muy típicamente aire) y expulsarlo a mayor velocidad; o más comúnmente, una combinación de las dos fuentes.

Empuje

El impulso de movimiento del motor es igual a la masa de fluido multiplicado por la velocidad a la que el motor emite esta masa:

I = mc

donde m es la masa de líquido por segundo y c es la velocidad de escape. En otras palabras, un vehículo recibe el mismo empuje si se emite una gran cantidad de gases de escape muy lentamente, o un poco de escape muy rápidamente.

Sin embargo, cuando un vehículo se mueve con cierta velocidad v, el fluido se mueve hacia él, creando un arrastre ram oponerse a la entrada:

mv

La mayoría de los tipos de motor a reacción tienen una ingesta, que proporciona la mayor parte del fluido que sale del tubo de escape. Motores de cohetes convencionales, sin embargo, no tienen una ingesta, el oxidante y el combustible tanto están realizando dentro del vehículo. Por lo tanto, los motores de cohete no tienen arrastre carnero; el empuje bruto de la boquilla es el empuje neto del motor. En consecuencia, las características de empuje de un motor de cohete son completamente diferentes de la de un motor a reacción de respiración de aire.

El motor a reacción con una ingesta sólo es útil si la velocidad del gas del motor, c, es mayor que la velocidad del vehículo, v, ya que el empuje neto motor es el mismo que si el gas se emite con el cv velocidad. Así que el empuje es en realidad igual a

S = m (cv)

Eficiencia energética

Para todos los motores a reacción del eficacia de la propulsión (esencialmente eficiencia energética) es más alto cuando el motor emite un chorro de escape a una velocidad que es la misma que, o casi la misma que, la velocidad del vehículo. La fórmula exacta para motores de aspiración de aire, tal como figura en la literatura, es

Un corolario de esto es que, particularmente en los motores de respiración de aire, es más eficiente de la energía para acelerar una gran cantidad de aire por un poco de una pequeña cantidad por una gran cantidad, a pesar de que el empuje es el mismo.

Además de la eficiencia de propulsión, otro factor es la eficiencia del ciclo; esencialmente un motor a reacción es típicamente una forma de motor térmico. La eficiencia del motor de calor se determina por la relación de temperaturas que se alcanzan en el motor para que se agotan en el de la boquilla, que a su vez está limitada por las relación global de presión que se puede lograr.

Impulsión específica en función de la velocidad para diferentes clases de aviones con queroseno (hidrógeno I _sp sería aproximadamente el doble). Aunque la eficiencia cae en picado con la velocidad, mayor distancia están cubiertos, resulta que la eficiencia por unidad de distancia (por km o millas) es más o menos independiente de la velocidad de los motores a reacción como grupo; Sin embargo fuselajes convertido en ineficiente a velocidades supersónicas

Combustible / consumo de carburante

Un concepto estrechamente relacionado (pero diferente) a la eficiencia energética es el consumo de carburante. Consumo de propelente en los motores a reacción se mide por Consumo específico de combustible, El impulso específico o Velocidad de escape eficaz. Todos ellos miden lo mismo, impulso específico y la velocidad de escape eficaz son estrictamente proporcional, mientras que el consumo específico de combustible es inversamente proporcional a los demás.

Para los motores airbreathing tales como la eficiencia energética turborreactores y el propelente (combustible) la eficiencia son lo mismo, ya que el propelente es la fuente de valor energético de un combustible. En los cohetes, el propelente es también el escape, y esto significa que un propulsor de alta energía da mejor eficiencia de propelente, pero menor eficiencia energética.

Comparación de los tipos

Idoneidad comparativo de (izquierda a derecha) turboeje, bajo bypass y turborreactor a volar a los 10 km de altitud en varias velocidades. Eje horizontal - Velocidad, m / s. El eje vertical muestra la eficiencia del motor.

Turboprops obtienen poco empuje de efecto jet, pero son útiles para la comparación. Son motores de turbina de gas que tienen un ventilador rotativo que toma y acelera la gran masa de aire, sino por un cambio relativamente pequeño en la velocidad. Esta baja velocidad limita la velocidad de cualquier propulsado por hélice de avión. Cuando la velocidad del avión supera este límite, hélices ya no proporcionan ningún empuje (cv <0). Sin embargo, debido a que aceleran una gran masa de aire, turbohélices son muy eficientes.

turborreactores y otros motores similares acelerar una masa mucho más pequeña del aire, y se quema combustible, pero que emiten que a las velocidades mucho más altas posibles con una tobera de Laval. Es por eso que son adecuados para velocidades supersónicas y superiores.

Turbofans bajos de derivación tienen los gases de escape mezclado de los dos flujos de aire, funcionando a diferentes velocidades (C1 y C2). El empuje del motor es tal

S = m1 (C1 - v) + m2 (c2 - v)

donde m1 y m2 son las masas de aire, que salgan de los ambos tubos de escape. Tales motores son eficaces a velocidades más bajas, que los chorros puros, pero a velocidades más altas que las turboshafts y hélices en general. Por ejemplo, en los 10 km de altitud, turboshafts son más eficaces en alrededor de 0,4 mach, turbofans bajos de derivación a ser más eficaces en alrededor de 0,75 Mach y turborreactores se vuelven más eficaces como escape de motores mixtos cuando la velocidad se acerca 2-3 mach - 2-3x la velocidad del sonido.

Motores de los cohetes tienen velocidad extremadamente alta de escape y por lo tanto son los más adecuados para altas velocidades ( hipersónico) y grandes altitudes. En cualquier acelerador dado, el empuje y la eficiencia de un motor de cohete mejora ligeramente al aumentar la altitud (debido a la contrapresión cae aumentando así empuje neto en el plano de salida de la tobera), mientras que con un turborreactor (o turboventilador) la densidad de caída del aire entrar en la admisión (y los gases calientes que salen de la boquilla) hace que el empuje neto a disminuir al aumentar la altitud. Motores de los cohetes son más eficientes que incluso scramjets arriba aproximadamente Mach 15.

Ruido

El ruido es debido a ondas de choque que se forman cuando el chorro de escape interactúa con el aire exterior.

La intensidad del ruido es proporcional al empuje, así como proporcional a la cuarta potencia de la velocidad del chorro.

En general entonces, las boquillas de impulsión de velocidad inferior emitidos por los motores como motores turbofan de alta derivación son los más silenciosos, mientras los chorros más rápidos son los más ruidosos.

Aunque alguna variación en la velocidad de chorro a menudo se puede disponer de un motor a reacción (como por estrangulación espalda y el ajuste de la boquilla) es difícil para variar la velocidad del chorro de un motor a través de una gama muy amplia. Por lo tanto, ya que los motores de los vehículos supersónicos como Concorde, aviones militares y cohetes inherentemente necesita tener escape supersónico a toda velocidad, por lo que estos vehículos son especialmente ruidoso incluso a bajas velocidades.

Los tipos más comunes

Turborreactores

Un turborreactor, en su forma más simple es simplemente una turbina de gas con una boquilla unida

Un turborreactor es un tipo de motor de combustión interna a menudo se utiliza para propulsar aviones . El aire es aspirado en el compresor giratorio a través de la ingesta y se comprime, a través de etapas sucesivas, a una presión superior antes de entrar en la cámara de combustión. El combustible se mezcla con el aire comprimido y encendida por la llama en el remolino de una titular de la llama. Este proceso de combustión aumenta significativamente la temperatura y el volumen del aire. Productos de combustión calientes que salen de la cámara de combustión se expanden a través de un gas turbina, donde se extrae energía para accionar el compresor. Este proceso de expansión reduce tanto la temperatura del gas y la presión, pero suficiente combustible se quema de modo que ambos parámetros son por lo general todavía muy por encima de las condiciones ambientales en la salida de la turbina. La corriente de gas se expande a la presión ambiente a través de una boquilla de propulsión, la producción de un chorro de alta velocidad que el de escape. Si la velocidad del chorro es superior a la velocidad de vuelo de la aeronave, hay un avance neto de empuje sobre la estructura del avión.

En circunstancias normales, la acción de bombeo del compresor evita cualquier reflujo, facilitando así el proceso de flujo continuo del motor. De hecho, todo el proceso es similar a una ciclo de cuatro tiempos, pero con la inducción, compresión, ignición, expansión y escape, teniendo lugar simultáneamente, pero en diferentes secciones del motor. La la eficiencia de un motor a reacción es fuertemente dependiente de la relación global de presión (/ presión de entrega ingesta de presión de entrada de la cámara de combustión) y la temperatura de entrada de la turbina del ciclo.

También es quizás instructivo comparar turborreactores con motores de hélice. Turborreactores toman una relativamente pequeña masa de aire y aceleran por una gran cantidad, mientras que una hélice tiene una gran masa de aire y lo acelera en una pequeña cantidad. Los gases de escape a alta velocidad de un motor turborreactor hace que sea eficiente a altas velocidades (especialmente velocidades supersónicas) y grandes alturas; Concorde utilizan este tipo, por ejemplo. En más lento aeronave y las requeridas para volar etapas cortas, una con motor de turbina de gas propulsor del motor, comúnmente conocido como un turbopropulsor, es más común y mucho más eficiente. Muy pequeños aviones convencionales generalmente utilizan los motores de pistón para impulsar una hélice, pero pequeños turbohélices son cada vez menor a medida que mejora la tecnología de la ingeniería.

El turborreactor descrito anteriormente es un diseño de una sola bobina, en la que un solo eje conecta la turbina al compresor. Dos diseños de carrete tienen dos sistemas de turbina y compresor concéntricos, que giran de forma independiente con la turbina y compresores para cada sección conectado desde extremos opuestos del motor a través de ejes concéntricos. Esto permite una mayor relación de compresión, así como una estabilidad mejorada del compresor durante los movimientos del acelerador del motor. También existen tres diseños de carrete.

Motores turbofan

La mayoría de los motores a reacción modernos son en realidad turboventiladores, donde el compresor de baja presión actúa como un ventilador, suministrar aire sobrealimentado no sólo al núcleo del motor, pero a un conducto de derivación. El flujo de aire de derivación sea pasa a una "boquilla fría 'separado o se mezcla con los gases de escape de la turbina de baja presión, antes de expandirse a través de un' boquilla de flujo mixto".

Turboventiladores se utilizan para aviones porque dan una velocidad de escape que se corresponde mejor para aviones subsónicos, a la velocidad de vuelo aviones turborreactores convencionales generan un escape que termina viajando muy rápido hacia atrás, y esto desperdicia energía. Al emitir los gases de escape de manera que termina viajando más lentamente, se logra un mejor consumo de combustible. Además, la velocidad de escape menor ruido da mucho menor.

En la década de 1960 hubo poca diferencia entre los motores a reacción civiles y militares, aparte del uso de postcombustión en algunas aplicaciones (supersónicas). Turboventiladores Civiles hoy tienen una velocidad de escape de baja (baja empuje específico empuje -net dividido por el flujo de aire) para mantener el ruido de chorro al mínimo y mejorar la eficiencia del combustible. En consecuencia, la relación de derivación (by-pass de flujo dividido por el flujo del núcleo) es relativamente alto (relación de 4: 1 hasta 8: 1 son comunes). Sólo se requiere una sola etapa ventilador, porque un empuje específico bajo implica una relación de baja presión del ventilador.

Turboventiladores militares de hoy, sin embargo, tienen un relativamente alto impulso específico, para maximizar el empuje de un área frontal dado, ruido de los aviones es menos preocupante en usos militares en relación con usos civiles. Ventiladores multietapa normalmente se necesitan para llegar a la relación de presión del ventilador relativamente alto necesario para alto empuje específico. Aunque las temperaturas de entrada de la turbina de alta se emplean a menudo, la relación de derivación tiende a ser baja, por lo general significativamente menor que 2,0.

Una ecuación aproximada para calcular el empuje neto de un motor a reacción, ya sea un turborreactor o un turboventilador mezclado, es:

donde:

la ingesta decaudal másico

velocidad del chorro completamente expandido (en el penacho de escape)

velocidad de vuelo de la aeronave

Mientras que la término representa el empuje bruto de la boquilla, eltérmino representa el arrastre carnero de la ingesta.

Motores de cohetes

La tercera forma más común de motor a reacción es el motor del cohete.

Motores de cohetes se utilizan paracohetes porque su extremadamente alta velocidad de escape y la independencia del oxígeno atmosférico que permite alcanzar vuelo espacial.

Esto se utiliza para el lanzamiento de satélites,la exploración del espacioy el acceso tripulado, y permitióel aterrizaje en la Lunaen 1969.

Sin embargo, la alta velocidad de escape y los más pesados ​​resultados masivos propulsor en vuelo menos eficientes que los turborreactores, y su uso está ampliamente restringida a altitudes muy elevadas o donde muy altas aceleraciones son necesarios como motores de cohetes mismos tienen una muy altarelación empuje-peso .

Una ecuación aproximada para el empuje neto de un motor de cohete es:

Donde es el empuje, es el impulso específico, es un gravedad estándar,es el área de la campana de escape a la salida yes la presión atmosférica.

Componentes mayores

Los componentes principales de un motor a reacción son similares en todos los principales tipos de motores, aunque no todos los tipos de motores tienen todos los componentes. Las partes principales son:

• Sección Fría:
  • Entrada de aire (entrada) - El estándar de marco de referencia para un motor a reacción es la propia aeronave. Para las aeronaves subsónicas, la toma de aire a un motor a reacción no presenta dificultades especiales, y consta esencialmente de una abertura que está diseñado para minimizar la resistencia, como con cualquier otro componente de aeronave. Sin embargo, el aire que llega al compresor de un motor a reacción normal debe estar viajando por debajo de la velocidad del sonido, incluso para aviones supersónicos, para sostener la mecánica de flujo de los álabes del compresor y la turbina. A velocidades de vuelo supersónicas, ondas de choque se forman en el sistema de admisión y reducen la presión recuperado en la entrada al compresor. Así que algunas tomas de supersónicas utilizan dispositivos, tales como un cono o rampa, para aumentar la recuperación de la presión, haciendo un uso más eficiente del sistema de onda de choque.
  • Compresor o Fan - El compresor se compone de etapas. Cada etapa consta de paletas que giran, y estatores que permanecen estacionarios. Como el aire es aspirado a través del compresor más profundo, sus aumentos de calor y presión. La energía se deriva de la turbina (ver abajo), pasado a lo largo del eje .
  • Conductos de derivacióngran parte de la idea central de prácticamente todos los motores a reacción modernos vienen de aire del compresor delante que no pasa por la sección de turbina de la cámara de combustión y el gas que conduce directamente a la boquilla o postcombustión (si existe).
• Común:
  • Eje - El eje conecta la turbina al compresor , y se ejecuta la mayor parte de la longitud del motor. Puede haber tantos como tres ejes concéntricos, que gira a velocidades independientes, como con muchos conjuntos de turbinas y compresores. Otros servicios, como una purga de aire frío, también pueden correr por el eje.
• Sección caliente:
  • Combustoro¿Puedeo FlameholdersoCámara de combustión- Se trata de una cámara donde el combustible se quema de forma continua en el aire comprimido.
  • Turbine - La turbina es una serie de discos de tipo cuchilla que actúan como un molino de viento, la obtención de energía a partir de los gases calientes que salen del combustor . Parte de esta energía se usa para accionar el compresor , y en algunos motores de turbina (es decir, turbohélice, turboeje o motores de turboventilador), la energía se extrae por discos de turbina adicionales y se utiliza para conducir los dispositivos tales como hélices, ventiladores de bypass o rotores de helicópteros. Un tipo, una turbina libre , está configurado de tal manera que el disco de turbina accionar el compresor gira independientemente de los discos que alimentan los componentes externos. Aire relativamente fresco, sangrado del compresor, se puede utilizar para enfriar los álabes de la turbina y las paletas, para evitar que la fusión.
  • Afterburner o recalentamiento (principalmente del Reino Unido) - (principalmente militares) Produce empuje adicional por la quema de combustible extra, por lo general de manera ineficiente, para elevar significativamente Entrada Boquilla de temperatura en el escape . Debido a un flujo de volumen más grande (es decir, menor densidad) en la salida de la cámara de postcombustión, se requiere un mayor área de flujo de la boquilla, para mantener la coincidencia satisfactorio del motor, cuando la cámara de postcombustión está encendida.
  • De escape o de la boquilla - Los gases calientes que salen del escape del motor a la presión atmosférica a través de una boquilla, con el objetivo de producir un chorro de alta velocidad. En la mayoría de casos, la tobera es convergente y de área de flujo fija.
  • Tobera supersónica - Si la relación de presión de la boquilla (boquilla de entrada de presión / presión ambiente) es muy alta, para maximizar el empuje puede ser útil, a pesar del peso adicional, para ajustarse a un convergente-divergente (de Laval) de la boquilla. Como el nombre sugiere, inicialmente este tipo de tobera es convergente, pero más allá de la garganta (área de flujo más pequeño), el área de flujo comienza a aumentar para formar la porción divergente. La expansión a la presión atmosférica y la velocidad de gas supersónico continúa aguas abajo de la garganta, mientras que en una tobera convergente la expansión más allá de la velocidad del sonido se produce externamente, en el penacho de escape. El primer proceso es más eficiente que el segundo.

Los distintos componentes mencionados anteriormente tienen restricciones sobre cómo se ponen juntos para generar la mayor eficiencia o rendimiento. El rendimiento y la eficiencia de un motor no pueden ser tomadas de manera aislada; por ejemplo, la eficiencia de combustible / distancia de un motor de jet supersónico maximiza en alrededor de Mach 2, mientras que el arrastre para el vehículo que transportaba está aumentando como una ley del cuadrado y tiene mucho arrastre extra en la región transónica. La eficiencia de combustible más alta para el vehículo en general es, pues, por lo general a Mach ~ 0.85.

Para la optimización de motor para su uso previsto, importante aquí es el diseño de entrada de aire, tamaño total, el número de etapas del compresor (conjuntos de cuchillas), tipo de combustible, el número de etapas de escape, la metalurgia de los componentes, la cantidad de aire de derivación se utiliza, donde la carretera de circunvalación se introduce aire, y muchos otros factores. Por ejemplo, consideremos el diseño de la toma de aire.

Tomas de aire

Entradas subsónicos

Modos de funcionamiento ingesta de Pitot

Tomas de Pitot son el tipo dominante para aplicaciones subsónicas. Una entrada de pitot subsónico es poco más que un tubo con un carenado aerodinámico alrededor de ella.

En el cero la velocidad aérea (es decir, descanso), el aire se aproxima a la ingesta de una multitud de direcciones: desde directamente por delante, radialmente, o incluso desde detrás del plano del labio de admisión.

A velocidades bajas, el tubo de corriente se aproxima el labio es más grande en sección transversal que el área de flujo de labios, mientras que en el número de Mach de vuelo de diseño ingesta de las dos áreas de flujo son iguales. A altas velocidades de vuelo del tubo de corriente es más pequeño, con un exceso de derramamiento de aire sobre el labio.

Comenzando alrededor de 0,85 Mach, ondas de choque pueden ocurrir como el aire se acelera a través de la garganta de admisión.

Se requiere de radios cuidadosa de la región de los labios para optimizar la recuperación toma de presión (y distorsión) en toda la envolvente de vuelo.

Entradas supersónicos

Ingestas supersónicos explotan ondas de choque para desacelerar el flujo de aire a una condición subsónico en la entrada del compresor.

Hay básicamente dos formas de ondas de choque:

1) las ondas de choque normal se encuentran perpendiculares a la dirección del flujo. Estos forman frentes afilados y el choque del flujo a velocidades subsónicas. Microscópicamente las moléculas del aire chocan contra la multitud subsónica de moléculas como los rayos alfa. Ondas de choque normales tienden a causar una gran caída en la presión de estancamiento. Básicamente, cuanto mayor es el número de Mach supersónico entrada a una onda de choque normal, menor será la salida número Mach subsónicos y el más fuerte el choque (es decir, mayor es la pérdida en presión de estancamiento a través de la onda de choque).

2) cónico (3 dimensiones) y las ondas de choque oblicuas (2D) están en ángulo hacia atrás, como la ola de proa de un buque o barco, y irradian de una perturbación del flujo, como un cono o una rampa. Para un número de Mach de entrada dado, son más débiles que la onda de choque normal equivalente y, aunque el flujo se ralentiza, permanece supersónico a lo largo. Ondas de choque oblicuas cónicas y gire el flujo, que continúa en la nueva dirección, hasta que se encuentre otra perturbación del flujo aguas abajo.

Nota: Los comentarios hechos en relación con 3 ondas de choque cónicas dimensiones, por lo general se aplican también a las ondas de choque oblicua 2D.

Una versión fuerte de labios de la ingesta de Pitot, descrito anteriormente para aplicaciones subsónicas, se desempeña muy bien a velocidades de vuelo supersónicas moderados. Telesilla de formas de onda de choque normal, justo por delante del labio de entrada y 'shocks' el flujo hacia abajo a una velocidad subsónica. Sin embargo, a medida que aumenta la velocidad de vuelo, la onda de choque se vuelve más fuerte, causando una disminución en porcentaje mayor presión de estancamiento (es decir, recuperación de la presión más pobre). Un caza supersónico estadounidense temprano, la F-100 SABRE estupendo, utiliza una ingesta tales.

Un labio unswept generar una onda de choque, que se refleja varias veces en la entrada. Los más reflexiones ante el flujo obtiene subsónica, mejor recuperación de la presión

Más tomas supersónicos avanzados, con exclusión de Pitot:

a) explotar una combinación de onda de choque cónica / s y una onda de choque normal a mejorar la recuperación de la presión a altas velocidades de vuelo supersónicas. Onda de choque cónica / s se usa para reducir el número de Mach supersónico en la entrada a la onda de choque normal, reduciendo de ese modo las pérdidas de choque global resultante.

b) tienen un número de Mach de vuelo diseño golpes en el labio, en la onda de choque cónica / oblicua / s de intercepción del labio capucha, lo que permite que el área de captura tubo de corriente para igualar el área de los labios de admisión. Sin embargo, por debajo del número de Mach de vuelo-shock-en el labio, el ángulo de la onda de choque / s son menos oblicua, causando la línea de corriente que se acerca el labio para ser desviada por la presencia del cono / rampa. En consecuencia, el área de captura de admisión es menor que el área labio de entrada, lo que reduce el flujo de aire de admisión. Dependiendo de las características de flujo de aire del motor, puede ser deseable para reducir el ángulo de la rampa o mover el cono hacia atrás para reorientar las ondas de choque en el labio capucha para maximizar el flujo de aire de admisión.

c) están diseñados para tener un choque normal en el conducto aguas abajo del labio de entrada, de modo que el flujo en la entrada del compresor / ventilador está siempre subsónico. Sin embargo, si el motor es estrangulado hacia atrás, hay una reducción en el flujo de aire corregida del compresor LP / ventilador, pero (en condiciones supersónicas) el flujo de aire corregida en el labio de entrada permanece constante, ya que está determinada por el número de Mach de vuelo y la ingesta de incidencia / guiñada. Esta discontinuidad es superada por el choque normal en movimiento a un área de sección transversal inferior en el conducto, para disminuir el número de Mach en la entrada a la onda de choque. Esto debilita la onda de choque, la mejora de la recuperación global de presión de admisión. Así, el flujo de aire absoluta se mantiene constante, mientras que el flujo de aire corregido en la entrada del compresor cae (a causa de una presión de entrada superior). Flujo de aire de admisión exceso también puede ser objeto de dumping por la borda o en el sistema de escape, para evitar que las ondas de choque cónica / oblicua siendo perturbados por el choque normal ser forzado demasiado hacia delante por el estrangulamiento del motor.

Muchos aviones de combate supersónico de segunda generación contó con un cono de entrada, que fue utilizado para formar la onda de choque cónica. Este tipo de cono de entrada se ve claramente en la parte frontal del Inglés eléctrico del relámpago y MiG-21 aviones, por ejemplo.

El mismo enfoque se puede utilizar para las tomas de aire montados en el lado del fuselaje, donde un medio de cono sirve para el mismo propósito con una toma de aire semicircular, como se ve en laF-104 Starfighter yBAC TSR-2.

Algunas tomas son bicónico; es decir que disponen de dos superficies cónicas: el primer cono se complementa con una segunda superficie cónica, menos oblicua, que genera una onda de choque cónica extra, que irradia de la unión entre los dos conos. Una ingesta bicónico es generalmente más eficiente que la ingesta cónico equivalente, porque la entrada del número de Mach a la de choque normal se reduce por la presencia de la segunda onda de choque cónica.

Una ingesta cónica muy sofisticado apareció en la SR-71 's Pratt & Whitney J58s que podría mover un plano pico cónico y popa dentro de la góndola del motor, evitando que la onda de choque formado en la punta entre en el motor y se cale el motor, manteniendo lo suficientemente cerca para dar una buena compresión. Conos móviles son infrecuentes.

Un diseño más sofisticado que los conos es ángulo de la ingesta de modo que uno de sus bordes forma una rampa. Una onda de choque oblicua se formará en el inicio de la rampa. La Series Century de chorros Presentando varias variantes de este enfoque, por lo general con la rampa en el borde vertical exterior de la ingesta, que luego fue inclinada hacia atrás hacia adentro, hacia el fuselaje. Ejemplos típicos incluyen la República F-105 Thunderchief y F-4 Phantom .

Modos de funcionamiento ingesta Concorde

A finales de este evolucionó de manera que la rampa estaba en el borde horizontal superior en lugar del borde vertical exterior, con un ángulo pronunciado hacia abajo y hacia atrás. Este diseño simplifica la construcción de la ingesta y permite el uso de rampas variable para controlar el flujo de aire en el motor. La mayoría de los diseños desde la década de 1960 ya cuentan con este tipo de ingesta, por ejemplo, el F-14 Tomcat, Panavia Tornado y Concorde .

Desde otro punto de vista, como en una tobera supersónica el flujo corregido (o no dimensional) tiene que ser el mismo en el labio de entrada, en la garganta de admisión y en la turbina. Uno de estos tres puede ser fijado. Para las entradas de la garganta se hace variable y un poco de aire se pasa por alto alrededor de la turbina y se alimenta directamente en la cámara de postcombustión. A diferencia de una boquilla de la entrada es ya sea inestable o ineficiente, porque una normal a la onda de choque en la garganta de repente mover al labio, lo que aumenta la presión en el labio, lo que lleva a arrastrar y la reducción de la recuperación de la presión, dando lugar a aumento de la turbina y la pérdida de un SR-71 .

Compresores

Compresores axiales

Etapa Compresor GE J79

Compresores axiales confían en cuchillas giratorias que tienen secciones de perfil aerodinámico, similar a las alas del avión. Al igual que con las alas del avión en algunas condiciones las cuchillas pueden estancar. Si esto sucede, el flujo de aire alrededor del compresor estancado puede invertir la dirección con violencia. Cada diseño de un compresor tiene un mapa operativo asociado de flujo de aire frente a la velocidad de rotación de las características propias de este tipo (ver mapa compresor).

En una condición de aceleración dado, el compresor funciona en alguna parte a lo largo de la línea de funcionamiento en estado estacionario. Por desgracia, esta línea de operación se desplaza durante los transitorios. Muchos compresores están equipados con sistemas anti-chiringuito en forma de bandas de sangrado o estatores de geometría variable para disminuir la probabilidad de aumento. Otro método consiste en dividir el compresor en dos o más unidades, que operan en los ejes concéntricos separados.

Otra consideración de diseño es la carga media etapa. Esto se puede mantener a un nivel razonable ya sea aumentando el número de etapas de compresión (más peso / coste) o la velocidad de la hoja media (más estrés hoja / disco).

Aunque compresores de flujo grandes son por lo general todo-axial, las etapas posteriores en unidades más pequeñas son demasiado pequeños para ser robusto. En consecuencia, estas etapas son a menudo sustituyen por una sola unidad centrífuga. Compresores de flujo muy pequeños a menudo emplean dos compresores centrífugos, conectados en serie. Aunque en el aislamiento compresores centrífugos son capaces de funcionar a relaciones muy alta presión (por ejemplo, 10: 1), las consideraciones de estrés impulsor limitar la relación de presión que se puede emplear en ciclos globales altos motor de relación de presión.

El aumento de la relación de presión global implica elevar la temperatura de salida del compresor de alta presión. Esto implica una velocidad del eje de alta presión más alta, para mantener la cuchilla dato de número de Mach punta en la etapa de compresor trasera. Consideraciones de estrés, sin embargo, pueden limitar el aumento de la velocidad del eje, haciendo que el compresor original de estrangular-back aerodinámicamente a una relación de presión más baja que datum.

Cámara de combustión GE J79

Cámaras de combustión

Gran se debe tener cuidado para mantener encendida la llama en una corriente de aire en movimiento moderadamente rápido, en todas las condiciones de aceleración, tan eficientemente como sea posible. Desde la turbina no puede soportar temperaturas estequiométricas (una relación de mezcla de alrededor de 15: 1), parte del aire del compresor se utiliza para apagar la temperatura de salida de la cámara de combustión a un nivel aceptable (una relación de mezcla total de entre 45: 1 y 130: 1 se utiliza). Aire usado para la combustión es considerado como flujo de aire primario, mientras que el exceso de aire utilizado para la refrigeración se llama flujo de aire secundario. Configuraciones de cámaras de combustión incluirán puede, anular, y puede anular.

Turbinas

Turbina Etapa GE J79

Debido a una turbina se expande de alta a baja presión, no hay tal cosa como la oleada turbina o de pérdida. La turbina necesita un menor número de etapas de compresor, principalmente porque la temperatura de entrada más alta reduce la deltaT / T (y por lo tanto la relación de presión) del proceso de expansión. Las cuchillas tienen más curvatura y las velocidades de las corrientes de gas son más altos.

Los diseñadores deben, sin embargo, evitar que los álabes de la turbina y paletas de la fusión en un ambiente muy alta temperatura y el estrés. En consecuencia sangrar aire extraído desde el sistema de compresión a menudo se utiliza para enfriar los álabes de turbina / veletas internamente. Otras soluciones son materiales mejorados y / o especial aislante recubrimientos. Los discos deben ser conformados especialmente para soportar las enormes tensiones impuestas por las cuchillas rotativas. Toman la forma de formas de impulso, de reacción, o una combinación de impulso-reacción. Materiales mejorados ayudan a mantener el peso del disco hacia abajo.

Turbobombas

Turbobombas son bombas centrífugas que se hilan por turbinas de gas y se utilizan para elevar la presión propelente por encima de la presión en la cámara de combustión de manera que se puede inyectar y quemado. Turbobombas se utilizan con gran frecuencia a los cohetes, pero ramjets y turborreactores también se han sabido utilizarlos.

Postquemadores (recalentamiento)

Turbofan equipado con cámara de postcombustión

Debido a las limitaciones de temperatura con las turbinas de gas, motores a reacción no consumen todo el oxígeno en el aire ("funcionar estequiométrica '). Postquemadores queman el oxígeno que queda después de salir de las turbinas, pero generalmente lo hacen ineficiente debido a las bajas presiones que se encuentran típicamente en esta parte del motor a reacción; sin embargo, esto gana empuje significativo, que puede ser útil. Motores destinados a un uso prolongado con postcombustión menudo tienen boquillas variables y otros detalles.

Afterburner GE J79

Boquillas

El objetivo primario de una boquilla es expandir la corriente de escape a la presión atmosférica, y formar en un chorro de alta velocidad para propulsar el vehículo. Para los motores airbreathing, si el chorro totalmente expandido tiene una velocidad mayor que la velocidad aerodinámica del avión, entonces hay una ganancia neta impulso hacia atrás para el aire y habrá un empuje hacia adelante en el fuselaje.

Toberas convergentes simples se utilizan en muchos motores a reacción. Si la relación de presión de la boquilla está por encima del valor crítico (aproximadamente 1,8: 1) una tobera convergente se ahogue, resultando en algunos de la expansión a la presión atmosférica que tiene lugar aguas abajo de la garganta (área de flujo es decir, más pequeño), en la estela de chorro. Aunque gran parte del empuje bruto producido todavía será desde el impulso de chorro, (presión) empuje adicional provendrá del desequilibrio entre la presión estática de la garganta y la presión atmosférica.

Muchos motores de combate militares incorporan una cámara de postcombustión (o recalentamiento) en el sistema de escape del motor. Cuando el sistema está encendido, el área de garganta de la tobera debe ser aumentada, para acomodar el flujo de volumen de escape extra, de modo que la turbomaquinaria es consciente de que la cámara de postcombustión es lit. Un área de la garganta variable se logra moviendo una serie de pétalos solapados, que se aproximan a la sección transversal de la boquilla circular.

A relaciones de presión boquilla de alta, la presión de salida es a menudo superior a la ambiente y gran parte de la expansión tendrá lugar aguas abajo de una boquilla convergente, que es ineficiente. En consecuencia, algunos motores a reacción (en particular cohetes) incorporan una tobera convergente-divergente, para permitir que la mayor parte de la expansión a tener lugar contra el interior de una boquilla para maximizar empuje. Sin embargo, a diferencia de la boquilla con-di fijo utilizado en un motor de cohete convencional, cuando se utiliza un dispositivo de este tipo en un motor turborreactor que tiene que ser un complejo dispositivo de geometría variable, para hacer frente a la amplia variación en la relación de presión de la boquilla encontrado en vuelo y estrangulamiento del motor. Esto aumenta aún más el peso y el coste de dicha instalación.

Tobera de escape variable, en el GE F404-400 bajo de derivación turboventilador instalado en un Boeing F / A-18 Hornet

El más sencillo de los dos es la boquilla de expulsión , lo que crea una boquilla de efectivo a través de un flujo de aire secundario y pétalos resorte. A velocidades subsónicas, el flujo de aire se contrae el tubo de escape a una forma convergente. A medida que la aeronave se acelera, las dos boquillas se dilatan, lo que permite el escape para formar una forma convergente-divergente, acelerando los gases de escape pasado Mach 1. Más motores complejos en realidad puede utilizar un flujo de aire terciario para reducir el área de salida a velocidades muy bajas. Ventajas de la boquilla del eyector son relativa simplicidad y fiabilidad. Las desventajas son el rendimiento promedio (en comparación con el otro tipo de boquilla) y relativamente alta fricción debido al flujo de aire secundario. Aviones Notable haber utilizado este tipo de boquilla incluye el SR-71 , Concorde , F-111, y Saab Viggen

Para un mayor rendimiento, es necesario utilizar una boquilla de iris . Este tipo utiliza "pétalos" se solapan, hidráulicamente ajustables. Aunque más compleja que la boquilla de expulsión, tiene un rendimiento significativamente mayor y el flujo de aire más suave. Como tal, se emplea principalmente en luchadores de alto rendimiento, como el F-14, F-15, F-16, aunque también se utiliza en los bombarderos de alta velocidad, tales como el B-1B. Algunas boquillas iris modernas, además, tienen la capacidad de cambiar el ángulo de la de empuje (ver vectorización de empuje).

Iris boquilla de empuje vectorial

Motores de cohetes también emplean toberas convergente-divergente, pero estos son generalmente de geometría fija, para minimizar el peso. Debido a las relaciones de presión de boquilla muy superiores con experiencia, motores de cohetes con-di boquillas tienen una mayor proporción de área (salida / garganta) de los de los motores a reacción. El Convair F-106 Delta Dart ha utilizado un diseño de este tipo de boquilla, como parte de su especificación de diseño global como un interceptor aeroespacial de gran altitud bombardero intercepción, donde el diseño de boquilla convencional resultaría ineficaz.

En el otro extremo, algunos altos funcionarios de relación de derivación turboventiladores utilizan una relación de área extremadamente baja (menos de 1,01 relación de área), convergente-divergente, la boquilla de la derivación (o de extracción mixto) corriente, para controlar la línea de trabajo del ventilador. La boquilla actúa como si tuviera geometría variable. A baja velocidad de vuelo de la boquilla es menos estrangulado (menos de un número de Mach de la unidad), por lo que el gas de escape se acelera a medida que se acerca a la garganta y luego se ralentiza ligeramente a medida que llega a la sección divergente. En consecuencia, el área de salida de la boquilla controla el partido del ventilador y, al ser más grande que el de garganta, tira de la línea de trabajo del ventilador un poco lejos de sobretensiones. A velocidades de vuelo superiores, el aumento en la ingesta de carnero relación de presión de la boquilla aumenta hasta el punto donde se convierte en estranguló la garganta (M = 1,0). Bajo estas circunstancias, el área de la garganta dicta el partido ventilador y menor que la salida empuja la línea de trabajo del ventilador ligeramente hacia sobretensiones. Esto no es un problema, ya que margen de bombeo del ventilador es mucho mejor a altas velocidades de vuelo.

Inversores de empuje

Estos consisten ya sea de vasos que se mueven a través del extremo de la boquilla y desviar el chorro de empuje hacia adelante (como en el DC-9), o son dos paneles detrás del carenado que se deslizan hacia atrás y retroceso sólo el empuje del ventilador (el ventilador produce el la mayoría de empuje). Este es el caso en muchas aeronaves de gran tamaño, como el 747, C-17, KC-135, etc.

Sistemas de refrigeración

Todos los motores a reacción requieren gas a alta temperatura para una buena eficiencia, consigue típicamente mediante la combustión de hidrocarburos o combustible de hidrógeno. Las temperaturas de combustión pueden ser tan alto como 3500K (5841F) en cohetes, muy por encima del punto de fusión de la mayoría de los materiales, pero los motores normales de chorro de airbreathing utilizar temperaturas más bien bajas.

Los sistemas de refrigeración se emplean para mantener la temperatura de las partes sólidas por debajo de la temperatura de fallo.

Sistemas de aire

Un complejo alrededor de la cámara de combustión y se inyecta en el borde de la turbina de disco giratorio. El aire de refrigeración pasa a través de pasajes complejos dentro de los álabes de turbina. Después de eliminar el calor del material de la cuchilla, el aire (ahora bastante caliente) es ventilado, a través de orificios de refrigeración, en la corriente de gas principal. El aire de enfriamiento para los álabes de turbina se somete a un proceso similar.

De refrigeración del borde de ataque de la pala puede ser difícil, porque la presión del aire de refrigeración justo dentro del orificio de refrigeración puede no ser muy diferente de la de la corriente de gas que se aproxima. Una solución consiste en incorporar una placa de cubierta en el disco. Esto actúa como un compresor centrífugo para presurizar el aire de refrigeración antes de que entre la hoja. Otra solución es utilizar un sello de borde turbina ultra-eficiente para presurizar el área donde el aire de refrigeración pasa a través de al disco giratorio.

Los sellos se utilizan para evitar fugas de aceite, controlar el aire para la refrigeración y el aire fluye a prevenir perdida en las cavidades de la turbina.

Una serie de (por ejemplo) los sellos de laberinto permite un pequeño flujo de aire de sangrado para lavar el disco de turbina para extraer el calor y, al mismo tiempo, presurizar el sello de borde de la turbina, para evitar que los gases calientes que entran en la parte interior del motor. Otros tipos de focas son hidráulicos, cepillo, carbono, etc.

Pequeñas cantidades de compresor de purga de aire también se utilizan para enfriar el eje, pantallas térmicas de turbina, etc. Algunos de aire también se utiliza para mantener la temperatura de las paredes de la cámara de combustión por debajo de crítico. Esto se hace usando airholes primarias y secundarias que permiten que una fina capa de aire para cubrir las paredes internas de la cámara de prevenir un calentamiento excesivo.

Temperatura de salida depende de la turbina de límite superior de temperatura en función del material. La reducción de la temperatura también evitará la fatiga térmica y por lo tanto el fracaso. Accesorios también pueden necesitar sus propios sistemas de enfriamiento usando aire desde el compresor o del aire exterior.

Aire de etapas del compresor también se utiliza para la calefacción del ventilador, fuselaje anti-formación de hielo y para el calor de la cabina. Qué etapa se sangra desde depende de las condiciones atmosféricas en esa altitud.

Sistema de combustible

Además de proporcionar combustible al motor, el sistema de combustible también se utiliza para controlar las velocidades de flujo de aire del compresor de hélice, y el aceite de lubricación fresco. El combustible se introduce por lo general por una pulverización atomizada, la cantidad de la cual es controlada automáticamente dependiendo de la velocidad del flujo de aire.

Así la secuencia de eventos para aumentar empuje es, el acelerador se abre y se incrementa la presión de pulverización de combustible, el aumento de la cantidad de combustible que se quema. Esto significa que los gases de escape son más calientes y así son expulsados ​​con mayor aceleración, lo que significa que ejercen fuerzas más altas y por lo tanto aumentan el empuje del motor directamente. También aumenta la energía extraída por la turbina que acciona el compresor aún más rápido y por lo tanto hay un aumento en el aire que fluye en el motor, así.

Obviamente, es la tasa de la masa del flujo de aire que importa ya que es el cambio en el momento (x velocidad de masa) que produce la fuerza. Sin embargo, la densidad varía con la altitud y por lo tanto la afluencia de la masa también puede variar con la altitud, temperatura, etc. lo que significa que los valores del acelerador variarán de acuerdo con todos estos parámetros sin cambiar manualmente.

Esta es la razón de flujo de combustible se controla automáticamente. Por lo general, hay 2 sistemas, uno para controlar la presión y el otro para controlar el flujo. Las entradas son por lo general de sondas de presión y temperatura de la ingesta y en varios puntos a través del motor. También insumos del acelerador, se requiere que la velocidad del motor, etc. Estos afectan a la bomba de combustible de alta presión.

Unidad de control de combustible (FCU)

Este elemento es algo así como un equipo mecánico. Se determina la salida de la bomba de combustible por un sistema de válvulas que pueden cambiar la presión utilizada para hacer que la carrera de la bomba, variando de este modo la cantidad de flujo.

Tome la posibilidad de aumento de la altitud donde se reducirá la presión de entrada de aire. En este caso, la cámara dentro de la FCU se expandirá que hace que la válvula de escape a sangrar más combustible. Esto hace que la bomba para suministrar menos combustible hasta que la presión de la cámara opuesta es equivalente a la presión de aire y la válvula de derrame vuelve a su posición.

Cuando se abre el acelerador, se libera es decir, disminuye la presión que permite la caída válvula de mariposa. La presión se transmite (a causa de una válvula de contrapresión es decir, no hay espacios de aire en el flujo de combustible) que cierra las válvulas de descarga FCU (como se les llama comúnmente) que entonces aumenta la presión y causa una velocidad de flujo superior.

El regulador de velocidad del motor se utiliza para evitar que el motor exceso de velocidad. Tiene la capacidad de tener en cuenta el control de FCU. Esto se hace mediante el uso de un diafragma que detecta la velocidad del motor en términos de la presión centrífuga causada por la rotación del rotor de la bomba. Con un valor crítico, este diafragma provoca otra válvula de escape para abrir y sangrar de distancia el flujo de combustible.

Hay otras maneras de controlar el flujo de combustible por ejemplo, con la palanca del acelerador dash-pot. El acelerador tiene un engranaje que engrana con la válvula de control (como una cremallera y piñón) haciendo que se deslice a lo largo de un cilindro que tiene puertos en varias posiciones. Al mover el acelerador y, por tanto, deslizando la válvula a lo largo del cilindro, abre y cierra estos puertos como fue diseñado. En realidad, hay 2 válvulas a saber. el acelerador y la válvula de control. La válvula de control se utiliza para controlar la presión en un lado de la válvula de mariposa de tal manera que da derecho a la oposición a la presión de control del acelerador. Esto se hace mediante el control de la salida de combustible desde el interior del cilindro.

Así, por ejemplo, si la válvula de mariposa se ​​mueve hacia arriba para permitir que más combustible en, significará que la válvula de mariposa se ​​ha movido a una posición que permite que más combustible fluya a través de y en el otro lado, los puertos de presión requeridas se abren para mantener el equilibrio de presión para que la palanca del acelerador se queda donde está.

En aceleración inicial, se requiere más combustible y la unidad está adaptada para permitir que fluya más combustible mediante la apertura de otros puertos en una posición del acelerador particular. Los cambios en la presión del aire exterior es decir, la altitud, la velocidad de los aviones, etc son detectadas por una cápsula de aire.

Bomba de combustible

Las bombas de combustible se utilizan para aumentar la presión del combustible por encima de la presión en la cámara de combustión de manera que el combustible puede ser inyectado. Las bombas de combustible son generalmente impulsados ​​por el eje principal, a través de engranajes.

Turbobombas se utilizan con gran frecuencia a los cohetes de combustible líquido y se basan en la expansión de un gas a bordo a través de una turbina.

Turbobombas Ramjet utilizan aire ram expansión a través de una turbina.

Sistema de arranque del motor

El sistema de combustible como se explicó anteriormente, es uno de los sistemas 2 requeridos para arrancar el motor. El otro es el encendido real de la mezcla aire / combustible en la cámara. Por lo general, una unidad de potencia auxiliar se utiliza para arrancar los motores. Tiene un motor de arranque que tiene un alto par de torsión transmitido a la unidad de compresor. Cuando se alcanza la velocidad óptima, es decir, el flujo de gas a través de la turbina es suficiente, las turbinas de tomar el relevo. Hay un número de diferentes métodos de arranque, tales como eléctrico , hidráulico , neumático , etc.

El eléctrico de arranque funciona con engranajes y placa de embrague que unen el motor y el motor. El embrague se utiliza para desenganchar cuando se logra la velocidad óptima. Esto se hace generalmente de forma automática. El suministro eléctrico se utiliza para arrancar el motor, así como para la ignición. La tensión se construye generalmente lentamente como gana velocidad de arranque.

Algunos necesitan aviones militares se inicie más rápido que el método permite eléctricos y por lo tanto utilizar otros métodos tales como un motor de arranque de la turbina. Esta es una turbina de impulso impactado por la quema de los gases desde un cartucho. Está orientado para hacer girar el motor y también conectado a un sistema de desconexión automática. El cartucho se prendió fuego eléctricamente y se utiliza para convertir la turbina.

Otro sistema de arranque de la turbina es casi exactamente como un pequeño motor. Una vez más la turbina está conectada al motor a través de engranajes. Sin embargo, la turbina se activa por la quema de gases de - por lo general el combustible es nitrato de isopropilo almacenado en un tanque y se pulveriza en una cámara de combustión. Una vez más, se enciende con una bujía. Todo es controlado eléctricamente, como la velocidad, etc.

La mayoría de los aviones comerciales y grandes aviones de transporte militar por lo general utilizan lo que se llama una unidad de potencia auxiliar o APU . Es normalmente una pequeña turbina de gas. Por lo tanto, se podría decir que el uso de una APU tal es el uso de una pequeña turbina de gas para iniciar una más grande. Aire a alta presión desde la sección del compresor de la APU se purga a través de un sistema de tuberías a los motores en los que se dirige hacia el sistema de arranque. Este "purgar el aire" se dirige a un mecanismo para iniciar el giro del motor y comenzar tirando en el aire. Cuando la velocidad de rotación del motor es suficiente para tirar de aire suficiente para soportar la combustión, el combustible se introduce y se enciende. Una vez que el motor se enciende y alcanza la velocidad de ralentí, el aire de purga se apaga.

La APU en aviones como el Boeing 737 y Airbus A320 se puede ver en el extremo posterior de la aeronave. Este es el lugar típico para una APU en la mayoría de los aviones comerciales, aunque algunos pueden estar dentro de la raíz del ala ( Boeing 727) o el fuselaje de popa ( DC-9 / MD80) como ejemplos y algunos transportes militares llevar a sus de APU en una de las de aterrizaje principal vainas de engranajes ( C-141).

La APU también proporcionan suficiente energía para mantener las luces de la cabina, la presión y otros sistemas mientras los motores están apagados. Las válvulas utilizadas para controlar el flujo de aire son generalmente controlados eléctricamente. Ellos se cierran automáticamente a una velocidad predeterminada. Como parte de la secuencia de arranque en algunos motores de combustible se combina con el aire suministrado y quemado en lugar de utilizar simplemente aire. Esto por lo general produce más energía por unidad de peso.

Por lo general, una APU se inicia por su propio motor de arranque eléctrico que se apaga a la velocidad adecuada de forma automática. Cuando el motor principal se pone en marcha y alcanza las condiciones adecuadas, esta unidad auxiliar a continuación, se apaga y desconecta lentamente.

Las bombas hidráulicas también se pueden utilizar para iniciar algunos motores a través de engranajes. Las bombas se controlan eléctricamente en el suelo.

Una variación de esto es la APU instalado en un Boeing F / A-18 Hornet; se inicia por un motor hidráulico, que a su vez recibe energía almacenada en un acumulador. Este acumulador se recarga después de que el motor derecho se inicia y desarrolla la presión hidráulica, o mediante una bomba de mano en la mano derecha del tren de aterrizaje principal también.

Ignición

Por lo general hay 2 bujías de encendido en diferentes posiciones en el sistema de combustión. Una chispa de alta tensión se utiliza para encender los gases. La tensión se almacena a partir de un suministro de baja tensión proporcionada por el sistema de arranque. Se acumula en el valor correcto y se libera como una chispa de alta energía. Dependiendo de varias condiciones, el encendedor sigue ofreciendo chispas para prevenir la combustión de fallar si el interior de la llama se apaga. Por supuesto, en el caso de que la llama no se apaga, debe haber disposición de volver a encender. Hay un límite de altitud y velocidad del aire en el que un motor puede obtener una Relight satisfactoria.

Por ejemplo, la General Electric F404-400 utiliza un ignitor para la cámara de combustión y una para la cámara de postcombustión; el sistema de encendido para el A / B incorpora un sensor de llama ultravioleta para activar el encendedor.

Cabe señalar que la mayoría de los sistemas de encendido modernos proporcionan suficiente energía para ser un peligro letal debe ser una persona en contacto con el cable eléctrico cuando se activa el sistema, por lo que la comunicación del equipo es vital cuando se trabaja en estos sistemas.

Sistema de lubricación

Un sistema de lubricación sirve para asegurar la lubricación de los cojinetes y para mantener las temperaturas suficientemente frío, sobre todo mediante la eliminación de la fricción.

El sistema de lubricación en su conjunto debe ser capaz de evitar que el material extraño en el avión, y llegar a los cojinetes, engranajes y otras partes móviles. El lubricante debe ser capaz de fluir fácilmente a temperaturas relativamente bajas y no desintegrarse o romperse a temperaturas muy altas.

Por lo general, el sistema de lubricación tiene subsistemas que tratan individualmente con la presión de un motor, de barrido, y un respiro.

Los componentes del sistema de presión son un depósito de aceite y desaireador,bomba principal de aceite,filtro de aceite principal / válvula de derivación de filtro,válvula de regulación de presión (PRV),enfriador de aceite / por la válvula de pasoytubos / chorros.
Por lo general, el flujo es desde el tanque a la entrada de la bomba y el PRV, bombeado al filtro de aceite principal o su válvula de bypass y radiador de aceite, a continuación, a través de algunos más filtros a chorros en los cojinetes.

Utilizando el método de PRV de control, significa que la presión del aceite de alimentación debe estar por debajo de un valor crítico (por lo general controlado por otras válvulas que puede filtrarse el exceso de aceite de vuelta al tanque si supera el valor crítico). La válvula se abre a una cierta presión y el aceite se mantiene en movimiento a una velocidad constante en la cámara de cojinete.

Si el motor aumenta la velocidad, la presión dentro de la cámara de cojinete también aumenta, lo que significa que la diferencia de presión entre la alimentación y la cámara de lubricante reduce lo que podría reducir la tasa lenta de aceite cuando se necesita aún más. Como resultado, algunos PRV pueden ajustar sus valores de fuerza de resorte el uso de este cambio de presión en la cámara de cojinete proporcionalmente para mantener constante el flujo de lubricante.

Los diseños avanzados

J-58 estatorreactor combinado / turborreactor

El SR-71 's motores Pratt & Whitney J58 eran bastante inusual. Podrían convertir en vuelo de ser en gran medida un turborreactor de ser en gran parte un estatorreactor compresor asistida. A altas velocidades (por encima de Mach 2,4), el motor utiliza álabes de geometría variable para dirigir el exceso de aire a través de 6 tubos de derivación de aguas abajo de la cuarta etapa del compresor en la cámara de postcombustión. 80% de empuje de la SR-71 a alta velocidad fue generado de esta manera, dando mucho mayor empuje, mejorando impulso específico en un 10-15%, y permitiendo el funcionamiento continuo a Mach 3,2. El nombre acuñado para esta configuración es turbo-estatorreactor .

El hidrógeno alimentada motores a reacción

Los motores a reacción se puede ejecutar en casi cualquier combustible. El hidrógeno es un combustible altamente deseable, ya que, aunque la energía por mol no es inusualmente alta, la molécula es mucho más ligero que otras moléculas. Resulta que la energía por kg de hidrógeno es el doble que el de los combustibles más comunes y esto le da dos veces el impulso específico. En los motores a reacción de adición que se ejecutan en el hidrógeno son bastante fáciles de edificios el primer turborreactor nunca fue funcionar con hidrógeno.

Sin embargo, en casi todos los demás aspectos, el hidrógeno es problemático. La desventaja de hidrógeno es su densidad, en forma gaseosa los tanques no son prácticos para el vuelo, pero incluso en forma líquida tiene una densidad catorceavo la del agua. También es profundamente criogénico y requiere aislamiento muy significativo que se opone a que se almacena en las alas. El vehículo global termina muy grande, y que sería difícil para la mayoría de los aeropuertos para acomodar. Finalmente, el hidrógeno puro no se encuentra en la naturaleza, y debe fabricarse ya sea a través de reformado con vapor o electrólisis caro. Ambos son procesos relativamente ineficientes.

Motores a reacción preenfriado

Una idea originada por Robert P. Carmichael en 1955 es que los motores alimentados con hidrógeno teóricamente podrían tener un rendimiento mucho mayor de hidrocarburo motores alimentados si un intercambiador de calor se utiliza para enfriar el aire entrante. La baja temperatura permite que los materiales más ligeros para ser utilizado, un mayor flujo de masa a través de los motores, y permite que las cámaras de combustión para inyectar más combustible sin sobrecalentamiento del motor.

Esta idea conduce a diseños plausibles como SABRE, que podrían permitir una sola etapa a la órbita, y ATREX, que podrían permitir motores a reacción para ser utilizado hasta velocidades hipersónicos y grandes alturas para refuerzos para lanzaderas. La idea también está siendo investigado por la UE para un concepto de lograr sin parar antípoda viajes de pasajeros supersónico a Mach 5 ( Reaction Engines A2).

Estatorreactor de propulsión nuclear

Proyecto Plutón era un estatorreactor de propulsión nuclear, destinado a ser utilizado en un misil de crucero. En lugar de la combustión de combustible como en los motores a reacción regulares, el aire se calentó usando una alta temperatura, reactor nuclear sin blindaje. Esto aumentó dramáticamente el tiempo de combustión del motor, y el estatorreactor se prevé que sea capaz de cubrir cualquier distancia requerida a velocidades supersónicas (Mach 3 a la altura del árbol-top).

Sin embargo, no había forma obvia para detenerlo una vez que se había quitado, lo que sería una gran desventaja en cualquier aplicación no desechable. También, debido a que el reactor era sin blindaje, que era peligroso para estar en o alrededor de la trayectoria de vuelo del vehículo (aunque el propio escape no era radiactivo). Estos inconvenientes limitan la aplicación de ojiva sistema de entrega de una guerra nuclear, que estaba siendo diseñado.

Scramjets

Scramjets son una evolución de ramjets que son capaces de operar a velocidades mucho más altas que cualquier otro tipo de motor de airbreathing. Ellos comparten una estructura similar con estatorreactores, al ser un tubo en forma de especial que comprime aire, sin partes móviles a través de la compresión de aire dinámico. Scramjets, sin embargo, funcionan con flujo de aire supersónico a través de todo el motor. Por lo tanto, scramjets no tienen el difusor requerido por ramjets para frenar el flujo de aire entrante a velocidades subsónicas.

Scramjets empezar a trabajar a una velocidad de al menos Mach 4, y tienen una velocidad máxima útil de aproximadamente Mach 17. Debido ala calefacción aerodinámica a estas altas velocidades, refrigeración representa un reto para los ingenieros.

Consideraciones ambientales

Los motores a reacción generalmente se ejecutan en propelente de combustibles fósiles, y en ese caso, son una fuente neta de carbono a la atmósfera.

Algunos científicos creen que los motores a reacción son también una fuente deoscurecimiento global debido al vapor de agua en los gases de escape que causan formaciones de nubes.

Los compuestos de nitrógeno se forman también del proceso de combustión de nitrógeno atmosférico. A bajas altitudes esto no se cree que es especialmente perjudicial, pero para aviones supersónicos que vuelan en la estratosfera algunos destrucción del ozono se puede producir.

Sulfatos también se emiten si el combustible contiene azufre.

Seguridad y fiabilidad

Los motores a reacción suelen ser muy fiables y tienen un muy buen historial de seguridad. Sin embargo fracasos a veces ocurren.

Una clase de fracasos que ha causado accidentes, en particular, es fracasos no contenidas, donde las piezas giratorias del motor se desprenden y salida a través del caso. Estos pueden cortar las líneas de combustible o de control, y pueden penetrar en la cabina. Aunque las líneas de combustible y control se suele duplicarse para la fiabilidad del Vuelo 232 de United Airlines se produce cuando todas las líneas de control fueron cortados simultáneamente.

El fracaso más probable es el fracaso hoja compresor y motores a reacción modernos están diseñados con estructuras que pueden atrapar estas palas y mantenerlos ellos contenidos dentro de la carcasa del motor. Verificación de un diseño de motor a reacción implica pruebas de que este sistema funciona correctamente.

Huelga de pájaro

Huelga de aves es un término de la aviación de una colisión entre un pájaro y un avión. Se trata de una amenaza común para la seguridad del avión y ha provocado una serie de accidentes mortales. En 1988 un Ethiopian Airlines Boeing 737 aspirado palomas en ambos motores durante el despegue y luego se estrelló en un intento de volver al aeropuerto de Bahir Dar; de las 104 personas a bordo, 35 murieron y 21 resultaron heridos. En otro incidente ocurrido en 1995, un Falcon 20 Dassault se estrelló en un París aeropuerto durante un intento de aterrizaje de emergencia después de chupar avefrías en un motor, lo que causó un fallo de motor y un fuego en el avión de fuselaje; las 10 personas a bordo murieron.

Motores a reacción modernos tienen la capacidad de sobrevivir a una ingestión de un pájaro. Pequeños aviones rápidos, tales como militares aviones de combate, están en mayor riesgo que los grandes de varios motores pesados. Esto es debido al hecho de que el ventilador de un alto-derivación turbofan motor, típico de los aviones de transporte, actúa como un separador centrífugo para forzar materiales ingeridos (aves, hielo, etc.) al exterior del disco del ventilador. Como resultado, tales materiales ir a través de la relativamente sin obstrucciones conducto de derivación, en lugar de a través del núcleo del motor, que contiene los álabes del compresor más pequeño y delicado. avión militar diseñado para el vuelo de alta velocidad tienen típicamente puro turborreactor, o de bajo de bypass motores turbofan, aumentando el riesgo de que ingieren materiales se meterá en el núcleo del motor para causar daño.

El mayor riesgo de la huelga de aves es durante el despegue y elaterrizaje, en bajasaltitudes, que se encuentra en las proximidades de losaeropuertos.