Desarrollo de turborreactores en la RAE - Turbojet development at the RAE

Entre 1936 y 1940, Alan Arnold Griffith diseñó una serie de motores de turbina que se construyeron bajo la dirección de Hayne Constant en el Royal Aircraft Establishment (RAE). Los diseños fueron avanzados para la época, típicamente con un diseño de "dos carretes" con compresores de alta y baja presión que individualmente tenían más etapas que los motores típicos de la época. Aunque avanzados, los motores también eran difíciles de construir, y solo el diseño "Freda", mucho más simple, llegaría a producirse, como el Metrovick F.2 y más tarde el Armstrong Siddeley Sapphire . Gran parte del trabajo pionero se utilizaría más tarde en los diseños de Rolls-Royce , comenzando con el exitoso Rolls-Royce Avon .

Trabajo temprano

En 1920, WJ Stern, del Laboratorio del Ministerio del Aire en South Kensington, escribió un informe en respuesta a una solicitud del Comité de Investigación Aeronáutica (ARC) sobre las posibilidades de desarrollar un motor de turbina de gas para impulsar una hélice . Su informe fue extremadamente negativo. Dado el rendimiento de los turbocompresores existentes, dicho motor parecía ser mecánicamente ineficiente. Además del alto peso y la baja eficiencia del combustible , Stern se mostró escéptico de que hubiera materiales disponibles que serían adecuados para su uso en las áreas de alta temperatura de la turbina.

Griffith, que en este momento era el oficial científico principal de la RAE en Farnborough, leyó el informe de Stern y respondió con una solicitud de que el Laboratorio Nacional de Física debería estudiar el problema de los materiales. Mientras tanto, Griffiths comenzó a estudiar los problemas con el diseño de compresores. En 1926 publicó An Aerodynamic Theory of Turbine Design , en la que se señalaba que los diseños de compresores existentes utilizaban palas planas que estaban esencialmente " atascadas " y que la eficiencia podía mejorarse drásticamente dándoles forma aerodinámicamente .

En octubre, Griffith presentó el documento a un pequeño grupo del Ministerio del Aire y la RAE. Apoyaron unánimemente el inicio de un proyecto de desarrollo para estudiar los diseños de compresores de Griffiths. El trabajo inicial comenzó en 1927, y en 1929 este proyecto había progresado hasta el punto de construir un "motor" extremadamente simple de 4 pulgadas de diámetro (100 mm) que constaba de un compresor de una sola etapa y una turbina con una sola fila de estatores al frente. de cada. Diseñado únicamente para probar el concepto básico, el equipo demostró sin embargo excelentes eficiencias aerodinámicas de hasta 91%.

Al mismo tiempo, el equipo de RAE introdujo la "cascada", que consta de varias filas de palas de compresor unidas a placas planas. Sin estar convencido de que la aerodinámica de una sola pala en un túnel de viento igualaría el rendimiento real de un compresor de múltiples etapas, la cascada permitió probar varios diseños de compresores simplemente moviendo las placas en una placa de montaje dentro del túnel de viento. Esto también permitió que el ángulo de ataque se variara fácilmente girando las placas con respecto al flujo de aire. Según la NASA , una de las razones por las que el diseño de motores del Reino Unido se mantuvo por delante de los EE. UU. En la década de 1950 fue que las pruebas y la teoría en cascada se usaron ampliamente en el Reino Unido, mientras que en los EE. UU. Generalmente se ignoraron.

CR.1

Durante este período, Griffith fue ascendido a oficial científico principal en el Laboratorio de South Kensington del Ministerio del Aire. Aquí volvió al trabajo teórico y publicó un informe en noviembre de 1929 que describía el diseño y el rendimiento teórico de un motor de turbina de 500 hp que impulsaba una hélice. Contrariamente al informe anterior de Stern, Griffith demostró que si el diseño del banco de pruebas existente pudiera ampliarse con éxito, tendría un rendimiento muy superior al de los motores de pistón existentes.

El motor descrito en el informe era bastante complejo y consistía principalmente en un generador de gas de catorce etapas . A diferencia de los diseños típicos en los que el compresor y la turbina están separados y conectados en un eje, en el diseño CR.1 había una serie de discos que contenían una sola etapa de compresor en la circunferencia interna y una etapa de turbina en la exterior. Cada uno estaba montado de forma independiente en un eje de soporte no giratorio en el centro y podía girar independientemente de las otras etapas. Estaban dispuestos para girar en direcciones opuestas.

El aire entraba en la parte trasera del motor, pasaba a través de las etapas del compresor en el centro, entraba en una nueva cámara de combustión giratoria que también invirtió la dirección del flujo de aire y luego salió de los quemadores a través de las etapas de la turbina en el exterior. Se utilizó una turbina separada para alimentar la hélice o, en diseños posteriores, un ventilador de varias etapas.

En abril de 1930, Griffith propuso construir una versión de prueba de su diseño, pero el ARC concluyó que estaba demasiado lejos del estado actual de la técnica . En 1931 Griffith regresó a la RAE. En algún momento durante este período le dieron el diseño del motor de Frank Whittle usando compresores centrífugos y devolvió una respuesta negativa; luego de señalar pequeños errores en los cálculos, afirmó que el diseño centrífugo era ineficiente y su gran tamaño frontal lo haría inadecuado para el uso de aviones. También afirmó que la idea de Whittle de usar el escape caliente directamente para el empuje era ineficiente y no coincidiría con el rendimiento de los motores existentes, a pesar de que Whittle se concentraba en el uso de alta velocidad donde sería más efectivo (las hélices sufren una caída dramática en la eficiencia). por debajo de la velocidad del sonido ( M.1 )).

Algún tiempo después, Armstrong Siddeley construyó un solo ejemplo de este "turbocompresor de contraflujo", que era bastante compacto. Sin embargo, la fuga de aire entre el compresor y las áreas de la turbina fue un problema importante, hasta el 50% del aire se filtró entre los sellos, en comparación con el 4% previsto. Otros problemas incluyeron las grandes diferencias de temperatura a lo largo de un solo rotor debido a que la turbina y el compresor son una sola unidad. El concepto no se utilizó para desarrollos posteriores.

Anne y betty

En 1936, ARC, ahora bajo la dirección de Henry Tizard , volvió al concepto de motor de turbina después de enterarse de que Whittle seguía adelante con sus diseños en su nueva compañía, Power Jets . Tizard convenció a Hayne Constant de regresar a la RAE desde el Imperial College para ayudar con el desarrollo de los diseños de Griffith. Se dispusieron a construir una versión de 150 mm (6 pulgadas) de diámetro de la parte interior del motor Griffith, conocida como Anne , que consta de un cubo y ocho etapas de compresor sin las partes exteriores de la turbina. En su primera ejecución, un sello defectuoso permitió que el aceite se drene del motor y la cuchilla se quitó después de solo 30 segundos de funcionamiento. En 1937, mientras se construía Anne, Griffith visitó a Jakob Ackeret de Brown Boveri , otro pionero de las turbinas, y se convenció de que el diseño del compresor / estator era superior a su propio concepto de "todos los compresores" de rotación contraria . Después de que sufriera daños, Anne fue reconstruida con el nuevo diseño y comenzó a funcionar de nuevo en octubre de 1939. Continuó utilizándose en pruebas hasta que fue destruida en un bombardeo alemán por KG 54 el 13 de agosto de 1940, " Día del Águila ".

En este punto hubo cierto debate sobre cómo proceder después de Anne. El equipo, que incluía a Griffith, Constant, Taffy Howell y D. Carter, estudió una serie de enfoques para construir un motor completo, en contraposición a la Anne de solo compresor. Decidieron que la única solución razonable para la baja eficiencia del compresor era usar lo que hoy se llamaría un diseño de "dos carretes", con compresores separados de alta y baja presión. Sin embargo, el equipo consideró que los ejes concéntricos necesarios para este diseño eran demasiado complejos (aunque las razones de esto no están claras), y se consideró el uso de dos secciones de compresor / turbina completamente separadas "una al lado de la otra". Finalmente se decidieron por construir uno de los dos motores que se utilizarían en tal disposición, con el fin de estudiar los problemas mecánicos.

El resultante Betty diseño consistía en un compresor de nueve etapas 1 ¹ / ₂  pies de diámetro unidos a través de un acoplamiento a una turbina de cuatro etapas. Se invirtió una cantidad considerable de esfuerzo de diseño en varios dispositivos para aliviar el estrés mecánico debido a la expansión térmica. Por ejemplo, el compresor y las palas de la turbina estaban unidos a grandes rotores huecos que, según ellos, se expandirían y contraerían más como la carcasa exterior del motor que como una serie de discos sólidos como se usaba en Anne. Los extremos del rotor de la turbina se cerraron con conos dobles, que tenían suficiente flexibilidad para expandirse con el rotor sin dejar de estar sólidamente unidos al eje de potencia.

El compresor y la turbina se unieron entre sí a través de otro rotor, lo que permitió que las dos secciones se separaran fácilmente. Cuando se unieron, se colocaron "al revés", con la entrada del compresor cerca del centro del motor y su salida en un extremo. Aquí ingresó a dos tubos largos con las cámaras de combustión, conduciendo el aire caliente resultante al extremo de entrada del motor por donde ingresó a la turbina. La salida de la turbina estaba junto a la entrada del compresor. Finalmente, la turbina se enfrió por agua, ya que se creía que incluso las últimas aleaciones de alta temperatura como el ERA / ATV de Hadfield eventualmente se deformarían bajo un funcionamiento constante.

Betty, también conocida como B.10 , se probó por primera vez como secciones separadas de compresor y turbina utilizando vapor para alimentarlas. En octubre de 1940 se utilizaron por primera vez como un solo motor completo. Durante las pruebas, se decidió que el enfriamiento por agua no era necesario y fue reemplazado por un sistema de enfriamiento por aire, y se permitió que la turbina funcionara al rojo vivo a 675 C.Los experimentos con Betty convencieron al equipo de que cualquier tipo de tubería entre las secciones conducía a pérdidas inaceptables, por lo que el concepto de "motor distribuido" que Betty fue construido para probar probablemente sería ineficiente. Al mismo tiempo, se decidió que las relaciones de presión generales del orden de 5: 1 serían suficientes para los motores a corto plazo, por lo que se decidió abandonar el enfoque de dos carretes por el momento.

Un callejón sin salida

Durante la construcción, Constant produjo un nuevo informe, La turbina de combustión interna como motor principal para aviones , RAE Note E.3546. En este punto, varias aleaciones de alta temperatura estaban disponibles con una resistencia a la fluencia de hasta 700 ° C, y Constant demostró que el uso de estos materiales en un motor produciría lo que ahora se llamaría un turbohélice que superaría a los motores de pistón existentes, excepto en altitudes muy bajas. . Además, las continuas mejoras en estos metales permitirían mejoras en las relaciones de compresión que lo llevarían a ser completamente superior a los motores de pistón en todos los sentidos. El informe también señaló que tal motor sería considerablemente menos complejo que un motor de pistón de potencia similar y, por lo tanto, más confiable.

Basado en el trabajo con Betty y el informe de Constant, ARC dio luz verde al equipo para construir un motor turbohélice completo. El nuevo diseño del D.11 Doris consistía en un compresor de 17 etapas / turbina de 8 etapas más grande , similar a Betty, y una turbina de baja presión de 5 etapas mecánicamente separada para impulsar la hélice. Diseñado para proporcionar unos 2.000 hp, la construcción de Doris comenzó en 1940.

En ese momento, los diseños de compresores centrífugos de Whittle estaban en pleno funcionamiento y se estaban realizando planes para comenzar la producción de los primeros modelos. El progreso había sido tan rápido que el argumento de Whittle de que el diseño centrífugo era mecánicamente superior a los diseños axiales parecía confirmarse. Además de sus problemas, en junio de 1939 Griffith dejó el equipo y comenzó a trabajar en Rolls-Royce . En Rolls volvió a sus diseños anteriores de "contraflujo" y finalmente produjo un diseño de este tipo en 1944, pero el concepto fue abandonado por ser demasiado complejo.

Entonces, incluso mientras se construía Doris, los éxitos de Whittle significaron que se consideró obsoleto y el trabajo avanzó lentamente. No fue hasta 1941 que el compresor Doris comenzó a funcionar, y en las pruebas demostró una serie de problemas relacionados con el flujo de aire a alta velocidad que no se pudieron probar en el sistema de túnel de viento en cascada anterior. Se construyó una nueva versión de alta velocidad para probar estos problemas, y más tarde en 1941 se agregaron nuevas palas proporcionadas para abordar los problemas. El concepto Doris se abandonó.

El F.2

Antes de que comenzara la construcción de Doris, el equipo de RAE ya había centrado su atención en el problema de entregar un motor de "jet puro" utilizable lo más rápido posible. Los diseños anteriores se habían construido con el supuesto de que el flujo de aire general debería mantenerse lo más bajo posible y que la energía se extraería a través de una hélice. Esto no era apropiado para un jet puro, donde el flujo de aire también proporciona el empuje. Se diseñó una nueva sección de compresor de 9 etapas conocida como Freda , que aumenta de tamaño a poco más de 22 pulgadas de diámetro y proporciona un flujo de aire de 50 lb / sy una relación de compresión de aproximadamente 4: 1.

Freda tuvo éxito y, en diciembre de 1939, se le equipó con una sección de turbina para convertirse en el primer turborreactor axial autónomo de Inglaterra, el F.1 , que proporcionaba 2150 lbf. La atención se centró de inmediato en un diseño un poco más grande, el F.1A de 2690 lbf. Hubo una serie de cambios en los detalles, incluida la eliminación del enfriamiento por agua para la turbina y varias ampliaciones para aumentar el flujo másico de 38 lb / sa 47.5 lb / s del F.1, más cerca del concepto de diseño original de Freda.

Cuando la atención se centró en un diseño de producción, Constant comenzó a organizar socios industriales con la capacidad de fabricación para establecer la producción en serie. En julio de 1940, Metropolitan-Vickers (Metrovick) se unió al esfuerzo, ya que era un importante fabricante de turbinas de vapor y sería ideal para una rápida ampliación. El F.1A fue entregado a Metrovick en julio de 1940, y comenzó un esfuerzo de producción como el F.2 .

Más trabajo

La RAE continuó trabajando en el diseño de compresores axiales después del éxito del F.2. El compresor Freda original se amplió más tarde a Sarah con la adición de otras cinco etapas de baja presión como parte de una colaboración con Armstrong Siddeley , y finalmente se convirtió en ASX . También trabajaron con la British General Electric Company en una serie de diseños de compresores axiales para otros usos, y se exploraron algunos sobrealimentadores basados ​​en compresores axiales conocidos como E.5 . En este punto, sin embargo, las empresas industriales británicas se habían hecho cargo de gran parte del esfuerzo de investigación y desarrollo, y el equipo de RAE ya no era vital para el desarrollo continuo. Más tarde se incorporó a los Power Jets nacionalizados para formar el Establecimiento Nacional de Turbinas de Gas .

Ninguno de los diseños de RAE sería un éxito por sí solo. El diseño F.2 no se puso en producción, aunque una versión ampliada tuvo mucho éxito como el Armstrong Siddeley Sapphire . Los complejos diseños de Griffith en Rolls nunca funcionaron correctamente y fueron abandonados, pero centró su atención en el diseño AJ.65 más simple, similar al F.2 , y produjo el Rolls-Royce Avon , aún más exitoso , y más tarde el primer turbofan del mundo , el Rolls. -Royce Conway .

Referencias

Bibliografía

• Kay, Antony, Turbojet, History and Development 1930-1960 , Vol 1, Gran Bretaña y Alemania, págs. 12-20, Crowood Press, 2007. ISBN  978-1-86126-912-6