jueves, 10 de marzo de 2016

Tomas de aire supersónicas

En los post dedicados a los difusores de entrada se habló algo de las tomas de aire supersónicas. Los diseños de estos conductos son algo diferentes a los que se han comentado. El mayor problema con el que tiene que lidiar una de estas tomas de aire es con el hecho de que los motores a reacción convencionales trabajan en un régimen subsónico. Loa aviones que vuelan en regímenes transónicos y supersónicos deben de adoptar otro tipo de difusores de entrada que se adapten a estos rangos de velocidad variando el flujo. Por ello estas tomas de aire son a veces denominadas de geometría variable. 

las ondas de choque en los difusores de entrada. 

Estas ondas son llamadas en inglés shock waves y en realidad es aire a presión que se concentra o agolpa en la entrada de los difusores de entrada. Si estas ondas se forman en cualquier parte del difusor, entonces crearán una variación del flujo de aire. Cuanto mayor sea la onda de choque mayores variaciones en presión, velocidad, densidad y temperatura. esto es algo indeseable. Tal como habíamos comentado en los post anteriores dedicados a la pérdida del compresor, precisamente estas variaciones en el flujo suave de aire son las causantes de la mayoría de estos fallos del motor. De lo que se trata pues, es de hacer que el flujo transite de forma suave y que vaya perdiendo velocidad desde el Mach 1 y más hasta el Mach 0,45, que es considerado el mejor régimen de entrada para el primer escalón de compresión de los modernos motores comerciales. Una onde de choque es "normal" al punto del fluido en el que se alcanza la velocidad sónica, pero es oblicua a velocidades mayores de la del sonido.




En la imagen siguiente se pueden ver las ondas de choque a velocidades supersónicas de Mach 2 en la entrada de aire de un motor. La fotografía se ha realizado con técnicas Schlieren.


En aerodinámica supersónica se llama "unstart" a la violenta ruptura del flujo de aire supersónico. La palabra viene de la jerga utilizada por los ingenieros en los túneles de viento supersónicos donde se le decía "starting" cuando el flujo pasaba a supersónico. "unstart es el proceso contrario. De lo que se trata es de prevenir esta situación. El aire supersónico debe de transcurrir de forma suave desde el plano perpendicular de captura a la entrada hasta el plano de captura del primer escalón de compresión del motor. Si el diseño no es el correcto se puede producir el unstart con catastróficas consecuencias para la dinámica de vuelo. Aviones con notables problemas de unstart fueron el Lockheed SR-71 Blackbird, el B-70 Valkyrie y el F-107. El Concorde por su parte utilizaba el FADEC para controlar el flujo de aire y prevenir este efecto.

Los difusores supersónicos


Las tomas de aire supersónicas deben funcionar perfectamente en tres zonas de velocidad: subsónico, transónico y supersónico. Aunque cada una de estas zonas de velocidad necesita un diseño de conducto de entrada ligeramente diferente, se puede conseguir un buen rendimiento generalizado mediante el diseño de la forma de aire supersónica con algunas modificaciones.



La mayoría de los problemas con las tomas de aire supersónicas comienzan cuando el aire se desplaza en las cercanías o justo a la velocidad del sonido. Tal como se comentaba más arriba, a estas velocidades se forma una onda de presión (shock wave) que de no controlarse dará lugar a una gran pérdida de presión y de flujo de aire en los conductos de entrada, a demás podrá causar vibraciones interiores, lo que se conoce como "inlet buzz". Este zumbido o vibración es la fluctuación del flujo de aire que se vuelve inestable a causa de la onda de choque. El aire comienza a ser ingerido y expelido de forma alternativa en la entrada de admisión.

Para que el aire que llega a la primera etapa del compresor, lo haga de manera suave, este  debe de haber reducido su velocidad a niveles subsónicos. para lograrlo, existen dos métodos:


  1. Tomas de aire de geometría variable (Variable Geometry Inlet)
  2. Creación de ondas de choque intencionales

Las tomas de aire de geometría variable a su vez pueden ser de dos tipos:

a) Las que usan una punta o espiga móvil dentro de la toma (los "souris" de los Mirage)
b) las que incorporan restricciones por medio de rampas o paletas móviles.


a) toma de aire subónica. b) toma transónica gracias al elemento colocado delante para crear la onda de choque antes de la entrada. c) to de aire supersónica de geometrí variable operando a su velocidad de diseño. e) entrada de aire con rampa operando por debajo de su velocidad de diseño. d) entrada de aire con rampa operando a su velocidad de diseño. f)  entrada de aire con rampa con múltiples ondas de choque oblicuas. 

Las tomas de geometría variable también pueden hacer uso del sangrado para eliminar un exceso de aire delante del motor. Otro de los métodos usados para decelerar el aire es el uso de ondas de choque progresivas en el interior del conducto de admisión. estas ondas son creadas intencionalmente en puntos específicos del conducto. Cada vez que el flujo de aire cruza por una de estas ondas de choque pierde velocidad hasta llegar a un régimen subsónico aceptable para el compresor del motor. La mayoría de las vences, los diseñadores usan una combinación de ambas técnicas. 

A velocidades transónicas (cercanas a Mach 1), el conducto de entrada está normalmente diseñado para mantener las ondas de choque fuera del conducto. Esto se hace posicionando una sonda delante del conducto de entrada -se puede ver en (b)- de esta manera a velocidades ligeramente por encima de Mach 1,0 la espiga establecerá una onda de choque normal (el arco de la onda en rojo) en frente del conducto de entrada. Esta onda de choque normal producirá un aumento de presión y una disminución de la velocidad, dejando el flujo en velocidades subsónicas antes de acceder al conducto de entrada real. La entrada será entonces un diseño subsónico detrás de una onda de choque normal. En vuelo supersónico a bajos números de Mach, la fuerza de la onda de choque normal no es demasiado grande, y este tipo de entrada es bastante práctico. Pero en números de Mach más altos, la onda de choque normal se vuelve muy intensa y causa una gran reducción en la presión total del aire recuperado por el conducto, además de un aumento excesivo de la temperatura del aire en el interior del conducto. En la foto se puede ver al famoso F-100 Super-Sabre con su característica toma de aire elíptica y su sonda para frenar el aire antes de la entrada. este avión tenía una velocidad máxima de Mach 1.3, por encima de estas velocidades, la onda de choque se volvía oblicua y era necesario adoptar otro sistema si se quería ir más rápido. Este es el típico ejemplo de un avión con una buena célula y que podría ir mucho más rápido, pero que estaba limitado por la entrada de aire.


A velocidades superiores al arco de onda normal, el flujo se convertirá en una onda de choque oblicua [(c) y (d)]. Resultando que la velocidad del aire detrás de la onda de choque oblicua siga siendo supersónica. Para mantener las velocidades supersónicas fuera del conducto de entrada, se necesita establecer una onda de choque normal, en la entrada del conducto. El flujo de aire se controla de manera que la velocidad del aire en la entrada del conducto es exactamente igual a la velocidad del sonido. En este momento el aumento de la presión del conducto será debido a:

  1. Un aumento de la presión de choque oblicua
  2. Un aumento de la presión normal del choque
  3. Un aumento de la presión de la sección divergente subsónica


A medida que aumenta la velocidad del aire, el ángulo de la onda de choque oblicua se verá forzado a inclinarse hacia atrás por la mayor velocidad del aire que entra hasta que haga contacto con las ondas de choque oblicuas que se forman en el borde exterior del conducto. Cuando esto ocurre, habrá un ligero aumento en el empuje debido a un aumento en la presión de entrada del motor y el flujo de aire, debido a que la energía contenida en la onda de choque está ahora encerrado dentro del conducto y suministrado con menos pérdida de presión. Este punto se denomina " duct recovery point" o punto de recuperación del conducto (e).

En números de Mach más altos (alrededor de 1,5 y por encima) el conducto de entrada debe crear una o más onda de choque oblicuas y una onda de choque normal (f). Los choques oblicuos ralentizarán las velocidades supersónicas, el choque normal reducirá la velocidad a subsónico, entonces la sección subsónica disminuirá aún más la velocidad antes de que el aire entre en el compresor. Cada disminución en la velocidad producirá un aumento de presión.

Tomas de geometría variable puras 

Para cumplir con el requisito de poder operar en regímenes de vuelo supersónico alto y subsónico/transónico en otras fases del vuelo, el uso de un diseño de geometría variable es la mejor solución. Una toma de are de geometría variable cambia y adapta su forma para obtener la óptima en consonancia con el número de Mach al que se vuela. El diseño puede tomar cualquiera de las siguientes formas que ya se han mencionado anteriormente:

Mover la espiga de entrada (hacia delante y hacia atrás) a fin de mantener la onda de choque oblicua en el borde del labio exterior del conducto (c). En este método, forma una serie de ondas de choque a partir de la onda oblicua más fuerte en el borde, seguidas de otras ondas de choque progresivamente más débiles, hasta que la onda de choque normal llega a la en la garganta. La compresión del aire se produce a medida que este cruza las ondas. Parte de la onda de choque de compresión se produce fuera de la toma de aire (compresión externa) y el resto de la onda de choque y la compresión se produce en el interior de la toma. este tipo de difusores de entrada también se conoce como la difusores de compresión externa-interna.

El primer dibujo muestra una compresión exterior, e el medio una compresión interna y el ultimo muestra el difusor compresor exterior-interior

Las tomas del tipo de geometría que lleva el concorde son muy características. En la ilustración se puede apreciar la complejidad de las rampas móviles para cambiar la geometría interior de la garganta con respecto a los regímenes de vuelo.




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