Repsol YPF

Turbinas

O desenvolvemento da turbina para avión foi levado a cabo en forma independente en Alemaña e Gran Bretaña nos anos ‘30. En Alemania Hans Von Ohian desenvolveu o motor para o primeiro voo jet en 1939. Alemaña, xa nos derradeiros momentosda Segunda Guerra Mundial, desenvolveu o Messerschmitt 262.

En Gran Bretaña, Frank Whittle obtivo a patente para o propulsor a turbina polos anos ‘30 e no 41 foi desenvolvida a aeronave. O primeiro avión jet inglés, o Gloster Meteor, voou ao final da Segunda Guerra Mundial.

Principios de operación

O principio de operación da turbina é conceptualmente simple. Converte a enerxía cinética dun fluído en movemento en enerxía mecánica mediante o movemento do fluído cara ao rotor. O rotor está conectado a un dispositivo que realiza un traballo útil. O fluído en movemento pode ser auga, vapor, aire, ou gases quentes. As turbinas movidas por vapor son amplamente usadas para a xeración de electricidade.

A turbina de avión xera calor e gas presurizado pola combustión dun combustíbel nun espazo confinado.

O gas, no proceso de escape dende o motor, fai que a turbina, en cambio, faga traballar o compresor para comprimir o aire que entra ao motor. Os gases quentes comprimidos saen do motor a alta velocidade, xerando a forza ou o pulo que move ao avión cara a adiante.

A turbina de aeronave é, ás veces, denominada motor a reacción porque exemplifica a terceira lei de Newton:

Para cada acción hai unha igual pero de sentido oposto. Neste caso, a acción é a expulsión do gas de escape quente da parte traseira da turbina. A reacción é o pulo impartido ao motor, forza que o motor transmite ao resto da aeronave.

A turbina consta de tres seccións, cada cal cunha función diferente: sección de compresión, sección de combustión e sección da turbina.

A sección de compresión introduce e comprime aire do ambiente e entrega aire comprimido á sección de combustión.

Na sección de combustión, o combustíbel é continuamente inxectado no aire comprimido por medio dun conxunto de inxectores. O combustíbel é evaporado a medida que se mestura co aire quente e combustiona. Os gases quentes de combustión son entón forzados dentro da sección da turbina pola alta presión á saída do compresor.

A sección da turbina contén unha serie de penlas no estátor e outra no rotor. As penlas do estátor son estacionarias e aceleran o fluxo de gas para empurralo sobre as penlas do rotor.

Os rotores están conectados ao compresor por un eixe. O pulo dos gases de combustión en movemento contra as penlas do rotor move a turbina, e por conseguinte, o compresor. 

Finalmente, a mestura quente dos gases de combustión e o aire é acelerado a través dunha tobeira á parte traseira da turbina. É este fluxo de escape o que produce o pulo que move o avión.

A combinación dunha turbina, o compresor que acciona e o eixe de conexión chámase spool.

Tipos de turbinas

Turbojet. As primeiras turbinas tiñan un spool único e chamáronse turbojet. Ten mellor performance a elevadas altitudes e maiores velocidades.

Turbohélice. Unha turbohélice utiliza un turbojet como corazón pero ten montado unha roda de penlas moi grande na parte frontal da sección do compresor. Estas penlas ou paletas son visíbeis nos avións comerciais. A roda de penlas, a cal, como nos compresores, é conducida por unha turbina, actúa como un propulsor; empurra o aire para crear o pulo. Este difire do convencional propulsor en que ten moitas paletas distribuídas próximas entre si e é rodeado por unha axustada cuberta de protección.

Parte do aire levado polas hélices vai directo ao corazón da turbina mentres que o resto pasa externamente rodeando a turbina. Este by pass de aire, no caso dun motor turbohélice, prové a maioría do pulo, aproximadamente o 85%, mentres que os gases quentes de escape provén só un 15% de pulo.

Combustión no motor

A turbina posúe un acendedor que permite iniciar a combustión. Despois disto, a combustión mantense por unha inxección continua de combustíbel dentro da lapa.

Para que a combustión sexa continua requírese unha lapa estábel, e á súa vez esta necesita a adecuación da relación entre o combustíbel e o fluxo de aire á velocidade de propagación da lapa.

Esta velocidade é lixeiramente lenta, varía no rango de aproximadamente 0,5 m/segundo para unha mestura estática, ata ao redor de 10 a 30 m/segundo baixo condicións de fluxo turbulento. A lapa na zona de combustión é estábel só se a súa velocidade de propagación é maior que a velocidade do aire primario. Doutro xeito a lapa apagaríase.