Rolls-Royce Olympus

El Olympus 593 era un turborreactor de 2 ejes con recalentamiento. Los compresores LP y HP tenían ambos 7 etapas y cada uno era accionado por una turbina de una sola etapa. Debido a las altas temperaturas del aire de entrada en Mach 2 crucero - más de 120 grados C - los tambores y las palas del compresor fueron hechos del titanio excepto para las 4 etapas pasadas de los últimos que eran Nimonic 90 aleación del níquel. Normalmente, las aleaciones de níquel solo se requerían en las zonas más turbias de la turbina, pero las elevadas temperaturas que se producían en las últimas etapas del compresor a velocidades de vuelo supersónicas dictaron su uso en el compresor también. Tanto las palas de rotor de turbina HP como LP se enfriaron.

Se instaló un post-quemador parcial (20% de empuje) para dar el empuje de despegue requerido. También se utilizó para la aceleración transónica de apenas debajo de Mach 1 hasta Mach 1.7; El motor supercruised encima de esa velocidad y en crucero el empuje a través de los montajes del motor aportó el 8% del empuje del sistema de propulsión completo.

Todos los componentes principales del 593 fueron diseñados para una vida de 25.000 horas, con la excepción del compresor y las palas de la turbina que fueron diseñados para una vida de 10.000 horas. Un motor podría ser cambiado en una hora y 50 minutos.

La entrada de geometría variable del Concorde, diseñada por BAC, como cualquier motor de inyección, tiene que entregar el aire al motor a la presión más alta posible (recuperación de presión) y con una distribución de presión (distorsión) que puede tolerar el compresor. La baja recuperación de la presión es una pérdida inaceptable para el proceso de compresión de la admisión y una distorsión inaceptable provoca que el motor crezca (debido a la pérdida de margen de sobretensión). Si el motor es un turborreactor de post-combustión, la admisión también tiene que suministrar aire de refrigeración para el conducto de post-combustión caliente y la boquilla del motor. Cumplir con todos los requisitos anteriores sobre las partes pertinentes del área de operación era vital para que Concorde se convirtiera en un avión comercial viable. Se encontraron con geometría variable y un sistema de control de admisión que no comprometió el funcionamiento del motor ni el control de la aeronave.

La recuperación de presión supersónica se dirige por el número de ondas de choque que se generan por la ingesta, cuanto mayor es el número, mayor es la recuperación de presión. El flujo supersónico es comprimido o retardado por cambios de dirección. Las rampas delanteras de entrada de Concorde cambiaron la dirección del flujo causando choques externos oblicuos y compresión isentrópica en el flujo supersónico. El TSR-2 había utilizado un medio-cono que traduce el cuerpo-centro para cambiar la dirección. La recuperación de presión subsónica se soluciona mediante la eliminación de la capa límite (en la ranura de purga de la rampa) y la configuración adecuada del difusor subsónico que conduce al motor. La recuperación de alta presión para la toma de Concorde en el crucero dio una relación de presión de admisión de 7.3: 1.

Las ondas de choque dieron lugar a un excesivo crecimiento de la capa límite en la rampa delantera. La capa límite se eliminó a través de la ranura de purga de rampa y se evitó el difusor subsónico y el motor donde de otro modo habría causado una pérdida excesiva del conducto y una distorsión inaceptable en el motor. Dado que la ranura de purga de rampa estaba en el difusor subsónico, y aguas abajo del sistema de choque, los cambios en el caudal requerido por el motor se acomodarían con los correspondientes cambios en el flujo de la ranura de sangrado sin afectar significativamente el patrón de choque externo. Las reducciones de flujo del motor causadas por el estrangulamiento o el apagado se trataron con la apertura de la puerta de descarga.

Las puertas de descarga se cerraron durante el crucero para evitar la pérdida de empuje, ya que el escape de aire del conducto no contribuye a la recuperación de presión en la entrada.

En el despegue, dado que la zona de admisión estaba dimensionada para el crucero, se requería una entrada auxiliar para cumplir con el mayor caudal del motor. La distorsión del flujo en la cara del motor también tuvo que ser dirigida conduciendo a una cascada aerodinámica con la puerta auxiliar.

Las fuerzas del flujo de aire interno en la estructura de admisión se sitúan hacia atrás (drag) en la sección convergente inicial, donde tiene lugar la deceleración supersónica, y hacia adelante en el conducto divergente en el que se produce una desaceleración subsónica hasta la entrada del motor. La suma de las 2 fuerzas en el crucero dio el 63% de empuje contribución de la parte de admisión del sistema de propulsión.

Con el fin de lograr la precisión necesaria en el control de la rampa de admisión y la posición del derrame, se encontró necesario utilizar un procesador de señal digital en las Unidades de Control de Entrada de Aire. Esto se desarrolló relativamente tarde en el programa (~ 1972) por la división de Sistemas Electrónicos y Espaciales de la British Aircraft Corporation en Filton, Bristol. Las unidades de control de admisión de aire garantizaron la economía de combustible necesaria para los vuelos transatlánticos. El procesador digital también calculó con precisión la programación de la velocidad del motor necesaria para asegurar un margen de sobretensión adecuado bajo todas las condiciones de funcionamiento del motor y de la célula.

El sistema de control de admisión de aire de Concorde también fue pionero en el uso de autopistas de datos digitales (buses de datos serie multiplexados) que conectaron las unidades de sensor de aire que recogían datos aerodinámicos en la nariz del avión (presión total, presión estática, ángulo de ataque y deslizamiento lateral) Se envió a las unidades de control de admisión de aire situadas más cerca de las tomas de aire utilizando cables de par trenzado y blindado para reemplazar un peso mucho mayor en el cableado de la aeronave solo se había utilizado cableado de señal analógica.

El sistema de control de admisión tenía la capacidad única de mantener los motores funcionando correctamente y de ayudar a la recuperación, independientemente de lo que los pilotos, la aeronave y la atmósfera estaban haciendo en combinación en ese momento.

La relación de presión total para el motor en el crucero Mach 2.0 a 51.000 pies fue de aproximadamente 82: 1, con 7.3: 1 de la toma y 11.3: 1 de los 2 compresores del motor. La eficiencia térmica con esta relación de alta presión fue de aproximadamente 43%.

Boquilla de escape de geometría variable del Concorde.

El uso del sistema de escape de Concorde cuando A) despegue B) supersónico C) empuje inverso.

La boquilla de escape de geometría variable, desarrollada por SNECMA, constaba de dos "párpados" que variaban su posición en el flujo de escape dependiendo del régimen de vuelo, por ejemplo cuando estaban completamente cerrados (en el flujo de escape) actuaban como inversores de empuje, Aterrizando a la velocidad del taxi. En la posición de crucero totalmente abierta, junto con la boquilla del motor, formaron una boquilla eyector para controlar la expansión del escape. Los párpados formaron el conducto divergente mientras el escape del motor expulsaba o bombeaba el flujo secundario desde la ranura de purga de la rampa de admisión.

El flujo de expansión en la sección divergente provocó una fuerza de empuje hacia delante sobre la boquilla de escape, su contribución del 29% al empuje general del sistema de propulsión en el crucero.

Durante el crucero en Mach 2,05 cada Olympus 593 estaba produciendo alrededor de 10.000 lb de empuje, equivalente a 36.000 caballos de fuerza (~ 27 MW) por motor.

La boquilla de escape primaria y la tubería de chorro fueron diseñados para una vida de 30.000 horas. La estructura TRA (inversor de empuje en popa) para una vida de 40.000 horas.