el motor de reacción y sus sistemas auxiliares_valentín sáinz díez

EL MOTOR DE REACCIÓN y sus sistemas auxiliares

Valentín Sáinz Díez

EL MOTOR , DEREACCION

Jefe Unidad Instrucción Dirección Técnica de Vuelo

Iberia Líneas Aéreas

Director de la Escuela de Pilotos American Flyers España

y sus sistemas auxiliares

OCTAVA EDICIÓN

THOIVISON

PARANINFO

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El motor de reacción y sus sistemas auxiliares © Valentín Sáinz Díez

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8" edición, 2" reimpresión, 2004

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In dice

Prólogo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 9

l. Principios generales del motor de reacción . . . . . . . . . . . 13

Antecedentes históricos de la propulsión a reacción.Diferencias entre los motores de reacción y los aeromotores de explosión: cualidades de operación.- Motor de reac-ción.- Leyes del movimiento de Newton.- Componentes del motor de reacción.- Ciclo Brayton.- Comparación de los ciclos Otto (alternativo) y Brayton (reacción).Empuje.- Potencia.- Factores que afectan al empuje: Efecto de la Presión.- Efecto de la Velocidad.- Efecto Dinámico.- Efecto de la temperatura.- Efecto de la Altitud.- Efecto de las R.P.M.- Resumen de los factores que afectan el empuje. Consumo específico.- Factores que afectan al consumo específico: Efecto de la Velocidad.Efecto de la Altitud.- Efecto de las R.P.M.- Impulso o empuje específico.- Diagrama de calidad.- Rendimiento en los motores de reacción: Rendimiento termodinámico o motor.- Rendimiento propulsivo.- Rendimiento global o motopropulsor.- Designación de las estaciones del motor.Tipos de motores de reacción.- Turbohélices.- Tipos.Reductor.

Il. Conductos de entrada . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 49

Generalidades.- Conductos de entrada subsónicos.Conductos de entrada supersónicos.- Diagrama P-V-T del difusor.

III. Compresores . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 57

Generalidades.- Compresores centrífugos.- Compresores axiales.- Diagrama P-V-T.- Tipos de ,compresores axiales.- Motores de doble flujo (turbofan).- Indice de derivación (n).- Inestabilidad y pérdida en el compresor (Compresor Stall): Válvula de descarga del compresor.Estator de incidencia variable (V.S.V.) Materiales empleados en la fabricación del compresor.- Difusor precámaras.

© Editorial Paraninfo/5

ÍNDICE

IV. Cámaras de combustión

Generalidades.- Tipos de cámaras de combustión: Cámaras individuales.- Cámara anular.- Cámara mixta.- Requisitos

· de una cámara de combustión.- Materiales empleados en las cámaras.- Control de combustible (FUEL CONTROL).FADEC.- Inyectores. Inyección de agua: Principios de utilización.- Diagrama P-V-T.

71

V. Thrbinas . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 87

Generalidades.- Tipos de turbinas.- Turbina centrípeta o radial.- Turbina axial.- Grado de reacción de una turbina.Turbinas de acción o de impulso.- Turbinas de reacción.Turbinas de acción-reacción.- Esfuerzos en los álabes.Turbinas refrigeradas.- Métodos de refrigeración.Diagrama P-V-T.- Materiales de turbina.

VI. Toberas . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 97

Generalidades.- Tobera convergente o subsónica.- Tobera convergente-divergente o supersónica.- Tobera de área variable.- Diagrama de P-V-T.- Post-combystión. Supresores de ruido.- Contaminación atmosférica.- Indices de medidas: Índices de emisión y de humo.- Contaminación en las diferentes operaciones de motor.- Motor Propfan.Descripción del motor.

VII. Instrumentos de motor

Tacómetros: Tacómetros eléctricos.- Tacómetros electromagnéticos .. - Tacómetros electrónicos.- Transmisor de EPR.- Indicador de límite de EPR o N .- Termómetro (EGT-Exhaust Gas Temperature).- Indica~or de vibraciones.- Manómetros.- Sistema de presentación de instrumentos de motor.- Flight Management System (F.M.S.).Electronic Flight Instrument System (E.F.I.S.).

117

VIII. Sistema de combustible . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 139

Tipos de combustible.- Sistema de combustible.Depósitos.- Repostado y vaciado.- Ventilación.Alimentación a motores.- Indicaciones del sistema de combustible-motor.- Transvase.- Alimentación cruzada.Lanzamiento de combustible (DUMP).

6/© Editorial Paraninfo

ÍNDICE

IX. Sistemas auxiliares del motor . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 153

Sistema de aceite: Tipos y propiedades de los lubricantes.-Pour Point (punto de congelación).- Flash Point (punto de inflamación).- Descripción del sistema de aceite.Indicaciones del sistema de aceite.- Sistema de encendido.Esquema general.- Encendido desde una fuente de corrien-te continua.- Sangrado de aire.- Antihielo de motor.Consideraciones en la operación.- Reversa.- Grado de inversión.- Puesta en marcha.- Esquema generaLOperación de puesta en marcha.- Anormalidades durante la puesta en marcha.- Puesta en marcha con batería.Arranque cruzado.- Regímenes del motor (Engine Ratings): Empuje de go-around.- Empuje de despegue húmedo.Empuje de despegue seco.- Empuje máximo continuo.Empuje máximo crucero.- Ralentí.- Empuje reducido.Causas de deterioro en las actuaciones del motor.

X. A.P.U. (Auxiliary Power Unit) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 181

Generalidades.- Utilización.- Controles e indicadores.-Panel de control de tierra.- Operación.

XI. Sistema contra incendios . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 189

Generalidades.- Protección de fuego.- Sistema de detec-ción.- Sistema de sensor gaseoso.- Sistema de rayos infrarrojos.- Sistema de detección de humo. Sistema de extin-ción de fuego fijos.- Pruebas del sistema.

XII. Limitaciones . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 199

Limitaciones del Sistema de Combustible.- Limitaciones del motor y sus sistemas auxiliares: Neumático.- R.P.M.E.G.T.- Aceite.- Ignición.- Motor de puesta en marcha.Reversa.- Limitación del A.P.U.

XIII. Operación normal: Fases de operación (listas de chequeo), misceláneas y mantenimiento . . . . . . . . . . . . . 203

Prevuelo.- Puesta en marcha.- Rodaje.- Despegue y Subida.- Crucero.- Descenso.- Aterrizaje.- Parada.ETOP'S.- Mantenimiento del motor.- Q.E.C.- Revisiones generales.- Boroscopos.

Símbolos. Definiciones. Velocidades. Abreviaturas usuales en Aeronáutica . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 215


ÍNDICE

APÉNDICE

Mecánica ..................................... .

Magnitud escalar.- Magnitud vectorial.- Fuerza.Momento de una fuerza con respecto a un eje.- Energía cinética.- Energía potencial.- Potencia.- lmpulso.Cantidad de movimiento.- Impulso y cantidad de movimiento.- Velocidad angular.- Aceleración angular.Relaciones entre las magnitudes lineales y angulares.Aceleración centrípeta.- Fuerzas centrípeta y centrífuga.

Fluidos ....................................... .

Densidad.- Viscosidad.- Peso específico.- Presión.Régimen incomprensible.- Régimen estacionario.Ecuación de continuidad.- Teorema de Bernouilli.Aplicaciones de la ecuación de continuidad y del teorema de Bernouilli a los difusores y toberas.- Difusor.- Tobera.Velocidad del sonido.- Número de Mach.- Condiciones críticas.- Área crítica.- Número de Reynolds.- Leyes de los gases.- Ley de Boyle.- Ley de Charles.- Ley de GayLussac.- Ley general de los gases perfectos.- Escala centígrada o Celsius.- Escala Fahrenheit.- Conversión de escalas.- Escala Termodinámica absoluta o Kelvin.

221

221

223

Parámetros totales de remanso . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 230

Termodinámica . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 231

Sistema termodinámico.- Sistema abierto.- Sistema cerra-do.- Equivalente mecánico del calor.- Primer principio de la Termodinámica.- Calor específico de los gases.Transformación isobárica.- Transformación isócora.Transformación isotérmica.- Transformación adiabática.Segundo principio de la Termodinámica.- Entalpía o calor total.

Conversión de unidades . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 235

Bibliografía . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 237

Índice alfabético . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 239


Prólogo

En el breve comentario a la presente obra, debo mencionar en primer lugar, que su autor une a su excelente preparación técnica una amplia experiencia en la e~señanza de motores y sistemas de aviones a reacción, para Pilotos y Tripulantes Técnicos y personal de Operaciones de la Compañía IBERIA, Líneas Aéreas de España.

Seguramente por esta razón, el lector encontrará un trabajo en el que se ha sabido hacer una síntesis clara de los fundamentos y razones de funcionamiento del motor y una buena exposición que va desde los principios elementales a los más modernos adelantos de la tecnología que, como es sabido, ha experimentado en este campo, en los últimos años, un desarrollo casi revolucionario con la incorporación de los nuevos aviones y las siempre crecientes necesidades de la industria del transporte aéreo en cuanto se refiere a economía de funcionamiento, rendimiento, nivel de ruidos, etc.

Todo ello está trátado con sencillez y claridad sin sacrificar un buen nivel científico y técnico que hacen del texto, a la vez, un magnífico medio para el estudiante que se inicia en la materia y una buena obra de referencia para aquellos profesionales que deseen refrescar o poner al día sus conocimientos.

Desde estas modestas líneas deseo reconocer y agradecer a V. Sáinz el esfuerzo y dedicación que supone un trabajo semejante.

J. Reixa Cárdenas Jefe Instrucción en Vuelo en IBERIA, Líneas Aéreas


DEDICATORIA:

A mi padre

Nota del autor.-En los capítulos relativos a Sistemas, Limitaciones, etcétera, se ha preferido utilizar como ejemplo de distintos parámetros, los correspondientes a los aviones DC-9 y B-727 por ser en estos aparatos donde empiezan su vida aeronáutica civil una gran mayoría de Pilotos y Oficiales Técnicos a Bordo.


CAPITULO J Principios generales

del motor de reacción

ANTECEDENTES HISTORICOS DE LA PROPULSION AREACCION

Las limitaciones impuestas por los motores alternativos o de émbolo, impulsaron al desarrollo del motor de reacción durante las décadas de los años 30 y 40.

Es sabido, que a velocidades por encima de unos 700 kmlh, las palas de las hélices alcanzan velocidades sónicas y la potencia decrece rápidamente. Asimismo, la velocidad relativa de dichas palas es la suma de la velocidad de rotación y de vuelo.

Por lo tanto, parece pertinente utilizar distintos tipos de motores, dependiendo de la altura y velocidad a las que operan.

El 17 de Diciembre de 1903 los hermanos Wright realizaron el primer vuelo con motor, recorriendo 36 metros en 12 segundos. El aparato "Flyer 1", iba propulsado por un motor de 4 cilindros, refrigerado por agua, 12 C.V. de potencia y 81 Kp de peso, con una relación peso/potencia de 6,75 Kp/C.V.

En 1927 el avión monomotor Ryan de Charles A. Lindbergh realizaba el vuelo Nueva York - París de 5.809 Km. El motor un "Whirlwind" de 9 cilindros radiales tenía una potencia de 365 C.V. a 2.100 r.p.m.

Los últimos grandes aviones propulsados por motores alternativos, como el Loocked "Superconstellation" desarrollaron potencias de hasta 4.000 HP. Basta decir, para hacemos una idea de la evolución de los motores de reacción, que un avión del tipo A-320 necesitarla dos motores de émbolo de unos 35.000 HP.

La propulsión por reacción se conoce desde la antigüedad y es atribuido al ftlósofo griego Heros, el diseño de un aparato consistente en una esfera instalada en dos soportes, sobre los que giraba al salir el vapor por dos conductos diametralmente opuestos.

Ell6 de enero de 1930, el británic~ Frank Whittle patentaba el diseño de la primera turbina de gas, que no llegó a construirse hasta 1937.


PRINCIPIOS GENERALES DEL MOTOR DE REACCION

Desde esas fechas hasta nuestros días ha ido evolucionando para propulsar actualmente la mayoría de los aviones comerciales y militares que operan en todo el mundo.

En agosto de 1939 vuela el Heinkell78, primer avión impulsado por un motor de reacción y en 1952lo hace el Comet de Havilland, primer avión comercial que incorpora estos motores.

Durante la década de los 50, los motores turbohélice comenzaron a sustituir a los motores alternativos, fundamentalmente en aviones de peso reducido.

El primer motor turbohélice en Aviación Comercial impulsaba al VICKERS VISCOUNT, operado por la compañía B.E.A. en la ruta Londres - París que realizó su primer vuelo el 29 de julio de 1950.

El primer reactor comercial fue el cuatrimotor COMET 1 de B.O.A.C.; realizó su primer vuelo el 2 de Mayo de 1952 entre LondresJohanesburgo.

De este avión, ingenieros y diseñadores sacaron importantes consecuencias, en cuanto a sistemas y estructuras (fatiga, termofluencia ... ).

Al COMET siguieron el Boeing 707 y el Douglas DC-8, siendo el B-707 el primer reactor comercial que realizó la vuelta al mundo con pasajeros en octubre de 1959.

El pionero de los aviones de fuselaje ancho fué el Boeing 747 que realizó su primer vuelo el 9 de enero de 1969 y el primer reactor comercial supersónico ha sido el Concorde que comenzó sus vuelos el 21 de enero de 1976.

DIFERENCIAS ENTRE LOS MOTORES DE REACCION Y LOS AEROMOTORES DE EXPLOSION: CUALIDADES DE OPERACION

La aviación actual se basa en dos grandes parámetros: altitud y velocidad unido en los aviones comerciales a una gran carga útil.

Para permitir que los motores alternativos incrementasen su potencia, las plantas de potencia comenzaron a aumentar su peso así como el área frontal, lo que supone una disminución de la relación potencia/superficie frontal.



Existe un término importantísimo en todo tipo de motores que es la relación potencia/peso (en los alternativos) y empuje/peso (en los de reacción).

Para los primeros esa relación está en el entorno a 2 CV /K.p, es decir, por cada Kp que pese el motor, dará 2 C.V. de potencia. Haciendo las conversiones correspondientes en los motores de reacción estaría por encima de'lbs de los 10. Es importante insistir que cuanto mayor sea este valor, mayor será la carga que podremos transportar.

Otro factor importante a tener en cuenta es que la potencia desarrollada por un motor alternativo es independiente de la velocidad del avión, creando a veces problemas con la adaptación de la hélice a la velocidad de vuelo en cada momento. Por el contrario en el motor de reacción su empuje aumenta al aumentar la velocidad de vuelo en crucero.

Debemos tener en cuenta, asimismo, que los motores de émbolo plantean problemas de alimentación con la altura debido a la disminución de densidad.

Este efecto negativo se corrige con motores sobrealimentados o sobrecomprimidos, aunque el aumento de peso y la complejidad mecánica que conllevan reducen esa ventaja. Los turbocompresores para estos motores suelen funcionar a distintos regímenes según la altura de vuelo, por lo que difícilmente estos motores superan los 7.000 m.

El motor de reacción por el contrario, supera con creces esas alturas, pues uno de los elementos fundamentales que le constituyen es un compresor, encargado de aspirar y comprimir la masa de aire de entrada.

Además, así como en el motor alternativo hay una respuesta inmediata sobre el régimen y la potencia del motor en el momento de mover la palanca de gases, en el reactor, al no actuar directamente sobre la admisión de aire (como se verá en el capítulo de Combustión) existe un cierto retardo a dicha aceleración.

Finalmente, añadir que los turborreactores no requieren complejos sistemas de refrigeración y presentan innumerables ventajas de tipo mecánico al ser elementos rotatorios la mayoría de sus componentes, lo que elimina válvulas, empujadores ... , así como disminuyen las vibraciones al no existir elementos alternativos.

Es conveniente recordar en este punto, que en un motor alternativo, los émbolos son enormemente acelerados para frenarlos, invertir el sentido y volverlos a acelerar varias miles de veces por minuto.

© Editorial Paraninfo/ 15


MOTOR DE REACCION

Entre las varias clasificaciones que pueden realizarse sobre motores mecánicos, hay una importante que establece dos tipos: endotérmicos y exotérmicos.

Los primeros, entre los que cabe citar el motor de reacción y el alternativo, se· caracterizan porque tanto el órgano donde se realiza la combustión como el encargado de realizar el trabajo se encuentran dentro (endo) del motor, mientras que en los exotérmicos, como la máquina de vapor, el elemento encargado de realizar el trabajo, se encuentra fuera (exo) de la zona de combustión.

Se denonúna motor de reacción al motor térmico en el que la energía liberada en la combustión se transforma en energía cinética de la corriente del gas que sale del motor. La fuerza de reacción que se obtiene de dicha corriente (empuje) sirve para impulsar la aeronave.

Esta característica es la que, en principio, diferencia a los motores de reacción de los motores de émbolo o alternativos.

El motor de émbolo transforma la energía de la combustión en trabajo para mover el eje de la hélice, siendo ésta quien crea el empuje y, por tanto, el órgano propulsor del avión.

LEYES DEL MOVIMIENTO DE NEWTON

Dentro de la Mecánica, al estudio de la relación entre las fuerzas y los movimientos que provocan se denomina Dinánúca.

Existen tres leyes fundamentales de la Dinámica enunciadas por Isaac Newton en el siglo XVII.

La primera de ellas se conoce como ley de inercia y establece que: "una partícula libre se mueve siempre con velocidad constante, es decir, sin aceleración. "

La partícula libre es la que no está sujeta a interacción alguna y aunque no existen partículas sin dicha interacción en la práctica, a algunos cuerpos podemos considerarlos como partículas libres.

Los principios fundamentales en los que basa su funcionamiento el motor de reacción, son la segunda y la tercera leyes de Newton.



La segunda ley dice: "Recibe el nombre de fuerza la variación del momentum (cantidad de movimiento) de una partícula, con respecto al tiempo." Podemos observar que más que una ley es una defmición y una consecuencia directa del principio de conservación de la cantidad de movimiento, y además, que la primera ley es simplemente un caso especial de la ségunda cuando la fuerza resultante y la aceleración son nulas.

La tercera ley, conocida como "ley de acción y reacción", expresa: "Cuando dos partlculas interactúan, ·la fuerza sobre una partícula es igual y opuesta a la fuerza sobre la otra." No es posible, por tanto, la existencia de una fuerza única, aislada (Fig. 1).

CANTIDAD DE MOVIMIENTO DE ENTRADA ---mv

CANTIDAD OE MOVIMIENTO OE SALIDA ----MV

__ m_v __ 4·~[Mo~~--_.Mv--------•~

mv

MV

ACCION ( MV-mv)

REACCION

Fig. l. Aplicación de las Leyes de Newton.

COMPONENTES DEL MOTOR DE REACCION

Un grupo motopropulsor de reacción se puede considerar constituido por los siguientes componentes básicos: difusor de entrada o campana de admisión, compresor, difusor precámaras, cámaras de combustión, turbina y tobera de escape (Fig. 2).

Es preciso hacer notar que el motor de turbina de gas, como tal, está formado simplemente por compresor, cámaras de combustión y turbina, que son los elementos básicos para su funcionamiento. Una turbina, así constituida, encuentra numerosas aplicaciones prácticas en la indus-



tria. Ahora bien, si lo que pretendemos es un motor de reacción, necesitamos añadir el elemento propulsor, que es la tobera. Dicha tobera equivale a la hélice en los motores alternativos, como elemento propulsor.

Resumiendo, se puede decir que el grupo motopropulsor se compone de motor (compresor, cámaras y turbina) y el propulsor, que es la tobera.

El difusor de entrada es una parte fundamental para las actuaciones y rendimientos del motor, por lo que generalmente .~e estudia conjuntamente con él.

Existen motores de reacción, sin ningún uso en aviación comercial, que carecen de los órganos que componen una turbina de gas.

Tobera

Cámaras Turbina

Fig. 2. Componentes del motor de reacción.

Es decir, no disponen de compresor ni turbina y para realizar la compresión. necesitan una velocidad inicial que en un difusor de entrada se transforma en presión. Son por tanto motores que impulsan aeronaves que deben lanzarse desde un avión nodriza o motores que, ya en vuelo apoyen a los reactores convencionales.

Dichos motores. con algunas variaciones de diseño. se denominan estatoreactores, pulsoreactores o "ramjet".

FUNCIONAMIENTO BASICO DEL MOTOR DE REACCION

El aire que incide en el motor, se comprime debido a la velocidad antes de entrar en el motor, y a través del propio conducto de entrada, dada su forma divergente.


PRINCIPIOS GENERALES DEL MOTOR DE REACCJON

Al llegar al compresor, la masa de aire sufre un gran aumento de presión debido al trabajo suministrado por la turbina.

Se define el trabajo especifico de un elemento como el trabajo que se realiza por unidad de masa del fluido que lo atraviesa.

En el caso de la turbina, dicho trabajo específico aumenta con la velocidad de los álabes y con el giro de la corriente de aire.

El aire comprimido pasa a través del difusor precámaras reduciendo su velocidad, a las cámaras de combustión, donde se le aporta calor a presión constante (teóricamente) debido al combustible quemado en las mismas. Los gases en la salida de las cámaras de combustión poseen una gran presión, temperatura y energía cinética. Parte de esta energía, según el diseño, se convierte en la turbina en trabajo mecánico para mover el compresor y la caja de accesorios, dado que el rotor de la turbina va montado en el mismo eje que el del compresor. Finalmente y enlatobera de salida, la energía no aprovechada se transforma en energía cinética, al acelerar la corriente de los gases de escape.

CICLO BRA YTON

Se denomina ciclo a un proceso termodinámico a lo largo del cual se van cambiando las condiciones iniciales.

El ciclo Brayton (Fig. 3.), se define como el ciclo que corresponde al motor de reacción y se caracteriza por realizarse en él la combustión teóricamente, a _presión constante. Como se ve en la figura, las coorde:

z o ¡¡¡ .... a: 11.

EXPANSION

5

O AIRE AMBIENTE

VOLUMEN

Fig. 3. Ciclo Brayton

---- Ciclo te6rico -Ciclo práctico



nadas del ciclo son Presión-Volumen, si bien pudiera estudiarse atendiendo a otros parámetros.

Veamos las diferentes fases de funcionamiento del motor:

0-1 Compresión de admisión

1-2 Compresión en el compresor

2-3 Combustión en cámaras

34 Expansión en turbinas

4-5 Expansión en tobera

En la ftgura 3 se aprecian los ciclos teórico y práctico. Es interesante observar que el área encerrada dentro del ciclo representa el trabajo útil que vamos a obtener del motor, puesto que:

P =Presión

F= Fuerza

S = Superficie i

T=Trabajo

d = distancia

_F P--S

F=P·S

T=F·d=P·S·d=P· V T=P·V

El cociente de las áreas del ciclo práctico y teórico es precisamente lo que deftne el rendimiento del ciclo (practicabilidad), siendo la diferencia de dichas áreas las pérdidas ocasionadas en las distintas fases de funcionamiento del motor.

La practicabilidad se define como la relación entre el trabajo real obtenido y el trabajo total disponible en la expansión. La practicabilidad aumenta con la temperatura máxima del ciclo.

En el ciclo teórico (ideal) los procesos de compresión y expansión se realizan según una adiabática y los de adición y cesión de calor según una isobara.

Finalmente el rendimiento termodinámico es la relación entre el calor equivalente al trabajo útil del ciclo y el calor total suministrado (por kg de agente combustible). ·



COMPARACION DE LOS CICLOS OTTO (ALTERNATIVO) Y BRAYTON (REACCION)

En la fJgura 4 se muestra el ciclo del motor alternativo o ciclo OTTO Como puede verse, la diferencia fundamental con el Brayton, es que en el OTTO, la explosión (combustión) se realiza a volumen constante y en el Brayton a presión constante.

Teóricamente, con la adición de calor a volumen constante (ciclo OTTO) se consigue mejorar el rendimiento y el consumo en comparación con la adición de calor a presión constante.

A pesar de ello, el proceso de adición de calor a volumen constante no ha tenido aplicación en los reactores, debido a que dicho proceso exige válvulas y deflectores a la entrada y salida de cámaras, lo cual complica enormemente la construcción del motor, aumenta su peso y disminuye la seguridad de funcionamiento.

p =Cte.

z o ·¡¡; w a: 0..

V =cte.

CICLO PARA MOTOR ALTERNATIVO (OTTO)

CICLO PARA MOTOR DE REACCION (BRAYTON)

VOLUMEN

Fig. 4. CompaTación de ciclos

Existe asimismo una gran diferencia entre las presiones máximas alcanzadas en ambos ciclos. La presión en la explosión de un motor alter-

© Editorial Paran• ljo/21

1'


nativo, puede alcanzar valores superiores a las 1.000 p.s.i., mientras que la presión máxima alcanzada en la combustión de un motor de reacción difícilmente supera las 200 p.s.i. Por tanto, para mejorar el rendimiento en los reactores es necesario emplear elementos rotatorios, como compresores y turbinas, cuyas pérdidas sean mínimas.

También conviene destacar que, mientras el motor de reacción aprovecha la expansión de los gases de salida para obtener empuje, como veremos más adelante, no ocurre lo mismo en el alternativo, donde la expansión se produce en la válvula y colector de escape, sin afectar para nada dicha expansión a la fuerza motriz del motor.

EMPUJE

El parámetro fundamental que caracteriza al motor de reacción como planta propulsora, es el empuje que desarrolla. Conviene recordar antes que nada, que el empuje es una fuerza y por tanto se mide en unidades de fuerza en los distintos sistemas físicos.

Esta fuerza es la resultante de todas las que actúan sobre la superficie exterior e interior del motor. Teniendo en cuenta que la presión en el extremo de la tobera puede ser distinta de la atmosférica, para regímenes de funcionamiento distintos del de diseño, vamos a deducir la fórmula de empuje. El empuje neto, al ser una fuerza, será el producto de la masa por su aceleración.

Y puesto que:

En =m ·a

V m En =m-=- ·V

t t

!!!.... = Wa t t

(1)

(2)

siendo!!!.... el gasto másico y Wa el gasto (en peso) por segundo de aire. t

V= V,- Ve (3)



Sustituyendo (2) y (3) en (1), queda:

Wa En = - (V, - Ve)

g

que es la expresión del empuje neto. Puede decirse que el empuje neto es la diferencia entre la fuerza de aire en la salida del motor y en la entrada. Al primer término de la ecuación se le conoce con el nombre de empuje estático y se puede medir directamente en un banco de pruebas:

Wa Ee=--V,

g

y al segundo término, y puesto que es una fuerza que contrarresta parcialmente al empuje útil, se denomina resistencia de impacto:

E= Wa V r g e

También puede •ntroducirse el gasto de combustible multiplicado por la velocidad de salida, sin tener en cuenta la velocidad de entrada, ya que al ir en el avión, no tiene velocidad inicial.

Wa Wc En=- (V,- Ve)+- V,

g g

Finalmente, considerando la relación presiones-áreas de entrada y salida, se obtiene otro término de la fuerza adicional en la tobera de escape. En definitiva, la expresión completa del empuje neto queda:

En = Empuje neto

W a = Gasto de aire (en peso) por segundo

g = Aceleración de la gravedad

V5 = Velocidad de salida de gases del motor

Ve = Velocidad de entrada del aire al motor

W e =Gasto de combustible (en peso) por segundo

Ps = Presión de salida de gases del motor


1¡·'· r ,,


Pe =Presión de entrada de aire al motor

As = Area de salida de gases del motor

Ae = Area de entrada de aire al motor

Resumiendo, la expresión anterior corresponde al empuje neto, es decir, al que resulta del cambio de la cantidad de movimiento de la masa de aire y de la masa de combustible que pasan a través del motor, más una fuerza adicional en la tobera de escape. La velocidad de entrada de aire es aproximadamente la velocidad del avión y la velocidad de entrada de combustible la consideramos nula, como ya se ha visto, al ir en el avión. Despreciando la masa de combustible frente al aire, pues, como se verá en el proceso de combustión, dicha masa es mucho menor que la del aire, la expresión del empuje rteto queda:

Dicha fórmula obedece a la expresión conocida como teorema de Euler de la cantidad de movimiento, según el cual "la resultante de todas las fuerzas hidrodinámicas que actúan sobre una corriente fluida arbitraria, es igual a la diferencia de la cantidad de movimiento por segun-do del fluido que sale y del que entra". '

El empuje bruto es el desarrollado por la tobera de escape, es decir, el creado por la cantidad de movimiento de los gases de escape más la fuerza adicional de la tobera.

La expresión del empuje bruto es:

El empuje neto y el bruto coinciden con el avión parado y motor en marcha. En este caso desaparece el término Ve de la fórmula En y queda igual que Eb.

Se expuso anteriormente que el empuje estático puede medirse directamente en banco. Al quedar el motor flotante, empuja contra una balanza calibrada que mide directamente el empuje. Una vez instalado el motor en el avión, no puede obtenerse una medida exacta del empuje.



La velocidad angular de giro del motor· en revoluciones por minuto (r.p.m.) constituye a veces una indicación adecuada del empuje en los motores de compresor centrífugo, no así en los de compresión axial. Por tanto y salvo en motores axiales de gran índice de derivación, en lo~ cuales las r.p.m. del fan o tacómetro N 1 constituyen el instrumento primario de empuje, en los demás motores axiales el instrumento primario de la medida-de empuje es proporcional al E.P.R. (Engine Pressure Ratio) ó P17 /P12 , es decir, al cociente entre las presiones totales de salida y entrada en el motor, para una velocidad, altitud, temperatura y posición del mando de gases fiias.

El término P17 (Presión total de salida de gases del motor} es un índice del empuje total, mientras que P17 /P12 lo es del empuje estático. Es decir, si se utiliza P17 como índice de empuje, será necesario corregirlo si varían las condiciones de la corriente de entrada. Precisamente porque las condiciones de entrada varían en el motor en una amplia gama, es preferible utilizar el E.P .R. como índice de empuje.

Finalmente, es interesante tener presente la influencia de la resistencia exterior sobre el empuje del motor de reacción. Hasta ahora hemos supuesto que la corriente que rodea el motor es ideal, es decir, no había fricción ni intercambio de calor con el chorro de gases de escape (adiabática); pero en realidad al instalar el motor fuera del fuselaje, bien en góndolas bajo los planos o en montantes situados en la zona trasera del fuselaje, la resistencia exterior puede disminuir bastante el empuje.

Esta resistencia va aumentando con la velocidad; a velocidades supersónicas es muy notable, pues aparecen resistencias inducidas de interferencia y de ondas. Se denomina empuje efectivo al que se obtiene restando al neto la resistencia exterior.

POTENCIA

Conviene aclarar que no debe emplearse el término potencia en el motor de reacción. Es frecuente oír hablar de potencia de despegue o potencia máxima continua, cuando debiera decirse empuje de despegue o empuje máximo continuo.

En los motores alternativos y turbohélices, es posible medir la potencia empleando las r.p.m. y el par motor aplicado a un eje o a la hélice.

Veamos la razón de ello.

La potencia se defme como el cociente entre el trabajo realizado y el tiempo empleado en realizarlo.



T F·d P=-=--=F· V P=F· V t t

Es decir, como potencia es también fuerza (o empuje) por velocidad, resulta que en un despegue estático con el mando de gases en empuje de despegue (máximo), la potencia que nos da el motor es cero, por serlo su velocidad.

Por tanto, sólo puede hablarse de una potencia equivalente a un empuje dado, cuando fijamos una velocidad. Por ejemplo: queremos saber cuál sería la potencia equivalente de un motor·de reacción de 1.000 kp de empuje que vuela a 720 km/h.

Lo primero pasaremos los km/h a m/seg.

720 km/h : 3,6 = 200 m/seg.

P = F • v = 1.000 kp · 200 m/seg. = 200.000 kpm/seg.

Como 1 C.V. son 75 kilopondímetros/seg., 200.000 kpm/seg. serán 2.666 C.V. de potencia.

Para calcular la potencia equivalente a un empuje dado, se pueden emplear estas equivalencias:

H.P. ::::;. Horse Power

H P = Libras empuje X Millas por hora . . 375

C.V. =Caballos de potencia

C.V.= Kilopondios empuje X kilómetros por hora

270

FACTORES QUE AFECTAN AL EMPUJE

A la vista de la fórmula del empuje, es evidente que los factores que influyen directamente son la masa de aire y la velocidad.

Ahora bien, estos dos parámetros están afectados por los siguientes:



Efecto de la presión

En la expresión del empuje se observa que un aumento de la presión de entrada favorece dicho parámetro.

Partiendo de unas condiciones dadas se puede apreciar en el ciclo Brayton que a mayor presión obtenida en la zona de la combustión (2-3), mayor será su trabajo útil y, en defmitiva, el empuje.

Por tanto, y por este concepto, el empuje aumenta debido al aire de impacto (RAM) y se ve contrarrestado por una baja barométrica o una excesiva altitud.

Efecto de la velocidad

Al estudiar la influencia que tiene la velocidad en el empuje, es preciso tener en cuenta además de la propia velocidad, el efecto de aumento de presión por aire de impacto.

Un aumento de Ve, disminuye directamente el empuje, pues según se ha visto:

Wa E=- (V.I"- Ve)

g

No obstante y dado que se produce un aumento de la densidad del aire debido al impacto, se contrarresta esa disminución.

Efecto dinámico

Este efecto produce un aumento de la presión de aire de entrada al motor y por tanto un aumento de la masa de aire y de la velocidad de salida Vg, por lo cual el empuje aumenta.

Una vez vista la influencia de la velocidad y del efecto dinámico del impacto, observemos la ftgura 5.

A velocidades medias, hasta 700 km/h, la presión dinámica aumenta de tal manera que compensa la pérdida teórica de empuje debida a la velocidad.

A velocidades más altas, el efecto de la presión dinámica, no sólo compensa, sino que incrementa el empuje neto.

©Editorial Paraninf~/27

1! 1


Efecto de la temperatura

Las condiciones que afectan al peso de un volumen de aire dado, son presión, temperatura y, en menor importancia, la humedad.

X/ _.,. ---- 1 1

SIN EFECTO DINAMICO

1 1

700 Km/h

Fig. 5. Efecto de la velocidad en el empuje.

La influencia de la temperatura en el empuj\! de un reactor puede dar lugar a variaciones en el mismo de hasta un 20 por l 00 con respecto al empuje a temperatura standard ( 15° C). Es, por tanto, uno de los parámetros que tiene una importancia más directa y decisiva en el empuje.

Se puede resumir este efecto, diciendo que a mayor temperatura que la standard, el empuje disminuye y viceversa.

Veamos someramente el proceso. Al disminuir la temperatura del aire, su densidad aumenta; esto quiere decir que para unas r.p.m. fijas y el mismo gasto volumétrico, el gasto másico y, por tanto, el empuje, serán mayores.

Existen fundamentalmente dos formas de actuación de los motores de reacción atendiendo a sus curvas de empuje en función de la temperatura. Dichas formas son: "full throttle" (plenos gases) y "part throttle" (gases parciales).

La actuación "full throttle" (Fig. 6) se suele emplear en los motores que equipan aviones militares y su ajuste se realiza para que a nivel del mar, en condiciones standard, produzcan el máximo empuje con los ga-



ses completamente avanzados. Cualquier variación que ocurra en la temperatura ambiente con los gases avanzados al máximo, causará variaciones en el empuje. Aumentos de temperatura por encima de 15° C causarán un descenso en el empuje, mientras que una temperatura por debajo de la standard, hará que el empuje aumente.

EMPUJE

100.,.

15• C zt•C TEMPERATUR

Fig. 6. Plenos gases.

FLAT RATED f:ULL THROnLE:

A efectos de obtener una máxima confiabilidad y mejores "performances". en un día caliente, así como economía en la operación, los motores de aviones comerciales operan con niveles de empuje más conservadores, denominados "part throttle" (gases parciales) o "flat rated" (Fig. 6).

Un motor "flat rated" se ajusta a niv~l del mar, en condiciones standard, para producir el máximo empuje, pero con los gases sin llegar a la posición completamente adelante. Cuando la temperatura ambiente aumenta por encima de la standard, 15° Ca nivel del mar, el empuje todavía puede mantenerse hasta una temperatura límite (generalmente 29° C) avanzando el mando de gases. ·

El recorrido de avance de gases disponible para mantener el nivel de empuje "flat rated" está determinado por las temperaturas límites operativas del motor.

Por ejemplo, el empuje de despegue del motor General Electric eF6-50, motor de alto índice de derivación operando "flat rated" a nivel del mar y en condiciones standard, es 15° e inás 14° e, es decir, 29° e, en cuyo punto el motor alcanza la EGT límite.



A partir de ese punto, cualquier aumento de la temperatura ambiente causará un descenso proporcional en el empuje.

A temperaturas ambientes por debajo de la standard, el empuje se mantiene a los valores máximos igual que en un día caliente. De esta forma, un motor "flat rated" puede producir un empuje constante en una amplia gama de temperaturas ambientes sin dafíar el motor.

! ... >

FATIGA I'IOTOR lOOY.

Fig. 7. Fatiga·Motor.

La húmedad que comentamos al principio de este efecto, sólo se tendrá en cuenta cuando se requiera el cálculo exacto del empuje, recordando que un aumento de humedad causará una disminución de la densidad del aire y, consecuentemente, del empuje.

La figura 7 muestra la relación entre la vida del motor y la fatiga. Se observa como disminuye a medida que se mantiene a altos empujes.

Efecto de la altitud

Si mantenemos constantes las r.p.rn., al aumentar la altitud, el empuje disminuye, como se puede apreciar en la Fig. 8.

Al aumentar la altitud, disminuye la presión atmosférica y por tanto, la densidad, la masa de aire y, en definitiva, el empuje.

Este fenómeno, como otros ya vistos, se contrarresta en parte por el beneficio que representa al empuje el descenso de temperatura. El cambio que aparece en la pendiente de la recta se debe a que aproximadamente a 11.000 metros desaparece el fenómeno favorable de disminución de temperatura, pues en la estratosfera la temperatura permanece casi constante.



Si se considerase solamente el motor, esa altitud de 11.000 metros sería la altitud óptima para vuelo a LONGE RANGE, justamente antes del brusco descenso de empuje por efecto de la mayor altitud.

EMPUJE 100°/o

o 11.000 metros AlnJRA

Fig. 8. Efecto de la altura en el empuje.

Efecto de las r.p.m.

De todos los estudiados hasta ahora, las revoluciones por minuto (r.p.m.) o velocidad angular constituyen el único factor intrínseco del motor y que tiene una enorme importancia en el empuje.

El empuje es función de los flujos de combustible y de aire. El flujo de combustible está controlado por el control de combustible (Fuel Control), que será estudiado en el Capítulo IV.

Quien se encarga de controlar el flujo de aire son precisamente las r.p.m., si bien a través del ya mencionado CONTROL DE COMBUSTIBLE, para que en ningún momento se sobrepasen presiones, velocidades ni temperaturas. La figura 9 muestra cómo el empuje aumenta con las r.p.m., si bien tiene una subida brusca a partir del 60 por 100 de r.p.m. aproximadamente.

* LONG RANGE - Operación que se realiza a una velocidad mayor que la que precisa para obtener el máximo alcance con una pérdida del 1% de éste.


"'


RESUMEN DE LOS FACTORES QUE AFECf AN EL EMPUJE

El estudio de los distintos factores que hemos ido viendo ha sido parcial, es decir, hemos considerado todos los factores que influyen en el empuje constantes, y hemos analizado las consecuencias de la variación de uno de ellos en particular.

EMPUJE 100 .,0

60°/o 100.,o RPM

Fig. 9. Efecto de las R.P.M. en el empuje.

Es claro que establecer una resultante defmitiva cuando actúan todos ellos a la vez es muy difícil y colistituye un estudio sumamente complejo. No obstante, podemos sacar una serie de conclusiones de tipo general a modo de resumen de lo expuesto hasta ahora.

1.0 El empuje del motor no es siempre el mismo. Está influenciado por una serie de factores, como son presión, temperatura, velocidad, altitud, etc.

2.0 Las dos variables que influyen de una manera más directa son la altitud de presión y la temperatura.

Así mismo podemos afamar que las "performances" del motor de reacción en general son más eficientes al aumentar la velocidad y la altura, pues disminuyen la resistencia y el consumo elevándose el rendimiento motopropulsor.



CONSUMO ESPECIFICO

Pua establecer una comparación en el consumo de combustible entre motores, dicho consumo se reduce a un denominador común, aplicable a todos los tipos y tarnaftos de motores de reacción. Este término empleado es el consumo específico o TSFC (Thrust Specific Fuel Consumption). Se defme como el combustible consumido por hora dividido por el empuje neto.

C = Consumo Combustible e Empuje neto

Wc ó T.S.F.C. =-E,

Wc = Consumo combustible en lb./h ó kp/h. E11 = Empuje neto en lb. ó kp.

Para motores de doble flujo, su valor actualmente oscila entre 0,5 y 0,9 kp/h/kp en crucero.

Por supuesto, el consumo específico varía para las distintas fases de vuelo y condiciones externas, en la misma proporción que lo hagan el consumo y el empuje.

FACTORES QUE AFECTAN AL CONSUMO ESPECIFICO

Dado que esos dos parámetros varían en distinta medida, veamos los principales factores que influyen en el consumo específico.

Efecto de la wlocidad

Vimos al hablar de la variación del empuje con la velocidad que a medida que ésta aumentaba, el empuje disminuía (sin tener en cuenta el efecto dinámico).

R~cordemos que el consumo:

Q=pvS

Q =caudal

p =densidad

v = velocidad S =sección

©Editorial Paraninfo/33

r·

PRINCIPIOS GENERALES DEL MOTOR DE REACCJON

Como además, al aumentar la velocidad, el consumo aumenta, quiere decir que el consumo específico aumenta con la velocidad (Figura 10).

Ce Kg/Kp.h

0,80

D,50

0,30

0.20

0,10

O Km

2K"' •Km ~~ 10Kift

o,oo,-+---,--...,...-...,...-....,....-....,....-....,....--.--....,....---.----. o,oo 0,10 0,20 0,30 o,.a o,so o,eo 0,10 o,eo 0,110 1,00

N2 MACH

Fig. JO. Variación del Ce con la velocidad y la altura.

Efecto de la altitud

Con la altitud disminuyen tanto el consumo como el empuje. A pesar de disminuir ambos, es mayor la reducción de consumo que la de empuje, por lo cual el consumo específico disminuye con la altura. En la figura 1 O podemos apreciar el aumento del consumo específico con la -velocidad y la disminución con la altura.

Efecto de la r.p.m.

}>ara analizar el efecto de las r.p.m. sobre el consumo específico es preciso observar la relación de presiones de descarga del compr~sor (1r12 ), que es función directa de las r.p.m.

341© Editorial Paraninfo


En la Fig. 11 se puede apreciar cómo el gasto de aire tiene una pendiente constante, mientras que el empuje aumenta a partir de un 60 por 100 de r.p.m., como ya se ha visto. Esto trae como consecuencia que a altas r.p.m. el consumo específico disminuye, puesto que existe una proporcionalidad entre el gasto de aire y el de combustible, como se verá en el Cap. IV.

EMPUJE 100%

Reglaje del motor

60% 100% RPM

Fig. 11. Efecto de llls r.p.m. en el Ce.

Es conveniente permitir ciertas variaciones en las r.p.m. para compensar pequeñas diferencias de empuje que puedan producirse por tolerancias de fabricación. El control de combustible puede ajustarse para variar el empuje y las r.p.m. A las r.p.m. que dan el empuje calculado en condiciones standard y a nivel del mar se denomina "velocidad de ajuste de motor".

La utilización de la temperatura de entrada en turbina como límite de operación, permite la operación del motor a empuje máximo en cualquier condición ambiente. No obstante, al ser la temperatura de entrada a la

©Editorial Paraninjo/35


turbina proporcional al mando de gases, es conveniente que exista algún sistema que relacione la variación de las r.p.m. con la temperatura de entrada al motor o T1r Este sistema se denomina "cambio ajustado de velocidad" y se regula dentro del control de combustible.

Con diseño de temperatura de entrada a las turbinas constante se consigue que el empuje sea menor un día caluroso y mayor un día frío, pues al avanzar el mando de gases, en el primer caso, se alcanzará antes la EGT máxima. Es decir, una posición de la palanca de gases supone sólo de forma aproximada el porcentaje del empuje máximo.

Esta es la razón por la cual es conveniente utilizar el E.P.R. como medida de empuje en lugar de la posición de palanca o r.p.m.

IMPULSO O EMPUJE ESPECIFICO

Se define el impulso de un reactor como la relación entre el empuje que desarrolla y el gasto de aire que consume. Se denomina también empuje específico y su expresión será:

( Kp - seg.) Kp/seg.

Por lo tanto, el impulso se mide en segundos, y representa los Kp de empuje obtenidos por cada Kp de aire que atraviesa el motor.

Su valor oscila de 50 a 70 seg.

DIAGRAMA DE CALIDAD

El gráfico que resulta en coordenadas consumo específico (C) e impulso (1), respecto a parámetros como temperatura de entrada en t~ubinas (T15) y relación de compresión ( 1r) (ver pág. 51), se denomina diagrama de calidad y nos permite comprobar la influencia de dichos parámetros.

Una observación rápida del gráfico que se muestra (fig. 9a) nos permite ver que:

- El Ce disminuye al aumentar 1r.

- Aumentos de 1r, por tanto, economizan combustible.



Para valores de rr muy grandes, 1 disminuye rápidamente.

- Al aumentar la altura de vuelo, el Ce disminuye.

- Mach 0.8 a Nlvet del mar.

•-- Mach 0.8 a 11000 m.

Ce( Kg 1 h•Kg.) '!11!

o~ .....

2.5 11 11

2.0

1.5

1.0

40 60 80 100 1 (seg.)

Fig. 9a. Diagramas de calidad.

Rendimientos en los motores de reacción

Los rendimientos internos de un motor, expresan la bondad del mismo como fuente de calor y básicamente significan el porcentaje de la energía calorífica que en forma de combustible se quema, y la energía cinética de los gases de salida que utiliza el reactor.

Rendimiento termodinámico o motor

Se define como la relación entre la potencia mecánica que se ha generado y la potencia calorífica que se gasta en generarla.



w La potencia mecánica tiene por expresión: P M =En V0 +

2; (Vs-Vi

y la potencia calorífica: Pe·= Wc L. Así pues, el rendimiento termodinámico será:

Rendimiento propulsivo

Se define como la relación entre la potencia útil que se obtiene y la mecánica, y es en definitiva un índice del aprovechamiento del motor como elemento propulsor.

Pu En Vo Su expresión es: 17 =-=---------

P PM w En Vo + 2ga (Vs- VoJ2

Si sustituimos, En por la expresión de la página 21, nos queda:

2 V0 17p = ----=--- = Vs + Vo 1 ~ Vs

V o

2

Conviene tener presente que un aumento de V0 significa un aumento de11Jp· ·

En los reactores, la mayor parte de la energía térmica se utiliza en el movimiento del compresor. Por lo tanto, todo aumento de gasto de aire y presión en cámaras, sin incremento de la energía calorífica, supop.e aumentar el rendimiento del motor.

Asimismo, éste, puede mejorarse aumentando la velocidad de aire por impacto.

38/it Editona/ Paran1nju


Rendimiento global o motopropulsor (fig. 9b)

Se define como la relación entre la potencia útil obtenida y la potencia calorífica consumida.

pu 1'\Mp=-=---=

pe Wa Vo (V -V) w L S o g e

El rendimiento motopropulsor es por tanto, inversamente proporcional al consumo específico.

Es decir, el TJMJ' será igual al rendimiento motor por el rendimiento propulsor. Cuanao Vs = V O' el TJMP será cero.

En = Empuje neto.

Wa = Gasto de aire en peso por segundo.

g = Aceleración de la gravedad.

Vs = Velocidad de salida de gases.

V0

=Velocidad de entrada de aire.

W = Gasto de combustible en peso por segundo. e

L = Poder calorífico del combustible.

0.5 1.0 1.5 2.0 2.5 3.0 N" Mach.

Fig. 9b. Variación. de los rendimientos con la velocidad.

Como se ve en la Fig. 9b el 1'\MP aumenta con la velocidad, hasta un n° de Mach, en el que cae.

DESIGNACION DE LAS ESTACIONES DEL MOTOR

Para facilitar la referencia a las distintas secciones del motor de reacción, se suelen designar numéricamente las estaciones más importantes.



En la Fig. 12 pode~os apreciar la numeración de estaciones de un motor de compresor único, en el cual la zona O, ó AM corresponde a una zona no perturbada delante del motor.

La estación 1 sería la entrada al difusor delantero o campana de admisión; la 2 la entrada al compresor; la 3 la salida del compresor y la entrada en cámaras; la 4 la salida de cámaras y la entrada en turbina; la 5 la salida de turbina, la 6 estaría al final del conducto de salida y la 7 al final de la tobera de escape.

AM

2

Difusor entrada

3

Compresor Cámaras

4 5 6 7

Turbina Conducto Tobera salida

Fig. 12. Estaciones (Compresor simple).

Para un motor de doble compresor, la designación de estaciones se muestra en la Fig. 13.

En la Fig. 14 se ve el orden de estaciones en un motor turbofán.

Y fmalmente la Fig. 15 nos muestra las correspondientes a un turbohélice de un solo compresor.

Al referirnos más adelante a estas estaciones, veremos que P12 $ignifica presión total en la estación 2; Ps4 presión estática en la estación 4; T12 temperatura total de entrada al compresor, etc.



i 6.:!

Compresor E Oi Cámaras de de baja 8 ~ combustión

am 2 3 4 5678 9

Fig. 13. Estaciones (Doble compresor).

Otro término usado a veces es Pb , que significa presión interna en la zona de combustión (bumer).

2 2.5 3 F 4 4 5 6 7 8 9

Fig. 14. Estaciones (turbofán).

TIPOS DE MOTORES DE REACCION

Según el proceso de funcionamiento, clase de combustible y esquema de disefío, los motores de reacción pueden dividirse en varios tipos.



Compresor Cámaras 3

Fig. 15. Estaciones (turbohélice).

Existen dos grandes grupos: autónomos o cohetes y no autónomos o turboreactores. Los cohetes llevan consigo no sólo el combustible, sino también el oxidante o comburente. A su vez se dividen en cohetes de combustible sólido y líquido.

Los turborreactores abarcan los tipos más extendidos actualmente en aviación y a su vez se dividen en motores de reacción con y sin compresor. Nosotros nos fijaremos solamente en los primeros, pues representan la totalidad de los motores empleados hoy día en la aviación comercial.

La división que vamos a utilizar es muy simple, pues se refiere al tipo de compresor utilizado. Así pues, pueden ser: CENTRIFUGOS y AXIALES.

Los primeros tienen un gran campo en pequeños aviones civiles y militares donde no es fundamental una elevada relación de compresión. (Fig. 16.)

Fig. 16. Motor de compresor centrifugo.



Los grandes motores actuales exigen mayores rendimientos y relaciones de compresión, que solamente pueden obtenerse en motores de compresor axial. (Fig. 17 .)

Cámaras Turbina

Fig. 17. Motor de compresor axial.

Tanto los motores de compresor centrífugo, como axial, pueden ser de compresor simple o doble, e incluso triple. En los motores axiales de doble compresor (Fig. 18), una turbina arrastra al compresor de baja y otra al de alta, funcionando ambas independientemente.

Dentro de estos grandes grupos y al hablar de compresor veremos diferentes tipos.

TURBOHELICES

Fig. 18 Conjunto compresor-turbina.

El turbohélice es un motopropulsor formado por una turbina de gas y una hélice arrastrada por la turbina, a través de un reductor de gran


t:i!l

,, ,,


desmultiplicación. Es por tanto la hélice, de igual manera que en los motores de émoolo quien efectúa la propulsión en lugar de la tobera (fig. 19).

Fig. 19. Turbohélice de turbina ligada.

Existe una gama de velocidad de crucero de 200 a 450 m.p.h. aproximadamente, en la cual el comportamiento y rendimiento de estos motores es mejor que el del resto. Su rendimiento a baja velocidad es menor que el de un alternativo. Los turbohélices son más rentables a alturas y velocidades altas, si bien algo inferiores a los motores de reacción.

Básicamente, es una turbina de gas de compresor axial o centrífugo, la cual lleva incorporado entre el motor y la hélice un reductor de velocidad.

Su diseño varía del reactor normal, pues en éste, aproximadamente la tercera parte de la energía liberada en las cámaras de combustión se invierte en mover la turbina y el resto en obtener empuje por incremento de cantidad de movimiento, como ya se ha visto. Por el contrario, el turbohélice recoge aproximadamente las nueve décimas partes de la energía en la turbina para mover la hélice y el resto lo emplea como reacción. Por esta razón, el proceso de expansión del gas en la turbina de un turbohélice se efectúa hasta una presión próxima a la atmósfera y, consecuentemente, el número de escalones de la turbina de un turbohélice suele ser mayor que para un reactor. La energía transmitida en este caso por la turbina supera con mucho a la necesaria para el accionamiento del compresor, transmitiendo a la hélice la sobrante a través del compresor y el reductor de velocidad.


l


Una característica del turbohélice es que los cambios de potencia no están relacionados con la velocidad del motor, sino con la temperatura de entrada en turbinas. Durante el vuelo, la hélice se encarga de mantener una velocidad constante del motor.

Los cambios de potencia se consiguen variando el flujo de combustible, lo cual origina un aumento de la temperatura de entrada en turbinas y, por tanto, un aumento de la energía disponible. La turbina transmite entonces más energía en forma de par torsor, a la hélice, la cual, con el fin de absorber ese aumento del par, aumentará el ángulo de la pala, manteniendo así constantes las r.p.m. del motor.

La potencia suministrada a la hélice SHP (Shaft Horse Power) debe añadirse al efecto del empuje producido por el motor, cuando quiera buscarse la potencia total.

La ecuación para la obtención del ESHP (Equivalent Shaft Horse Power) es la siguiente:

En ESHPstatic = SHPprop + --

2,5

SHP prop = Shaft Horse Power

ESHP = Euivalent Shaft Horse Power

En= Empuje neto

Cuando ESHP se da en Hp y En en libras de empuje.

Para hallar la potencia suministrada por la hélice en C.V., cuando el empuje viene dado en kg, se multiplican éstos aproximadamente por 0,9.

Por ejemplo:

SHP = 4.000 C.V. En= 500 kg

ESHP = 4.000 + 500 · 0,9 = 4.450 C.V.

De la misma forma que en los reactores empleamos el consumo específico (TSFC) como parámetro básico para evaluar la economía del motor, en los turbohélices se utiliza el consumo específico equivalente ESFC (Equivalent Specific Fuel Consumption), el cual se define como la relación del gasto de combustible dividido por la potencia equivalente del eje (ESHP).

ESFC= ESHP



w ...J ce ¡::: 1.6 en ::::J ce 1.4 ::!!: o 1.2 u w e o u 0.8 ¡¡: 'ü

0.6 w 0.. en

0.4 w o ::!!: 0.2 ::::J en z o o 0.2 0.4 0.6 0.8 u 1.2 N° DE MACH

EN VUELO

Fig. 20. Consumo comparativo.

A baja velocidad, la economía de los motores alternativos y turbohélices es mejor que la de los reactores. Por el contrario, a gran velocidad y debido a la pérdida de rendimiento de la hélice, el rendimiento de los alternativos y turbohélices se hace menor que el del reactor. Fig. 20.

TIPOS

Atendiendo al tipo de compresor que utilizan, pueden ser:

De compresor axial (sencillo o doble).

De compresor centrífugo (sencillo o doble).

De compresor axial y centrífugo.

En cuanto a la forma en que la hélice recibe movimiento puede ser de:

- Turbina libre.

- Turbina fija o ligada.



En los primeros, la hélice es arrastrada de forma independiente del compresor por medio de una turbina libre. La ventaja en este caso es que la hélice puede girar a distintas r.p.m. que el compresor.

Los turbohélices que utilizan turbina ligada, la hélice va unida a la parte delantera del compresor mediante el reductor y por tanto las vueltas son proporcionales.

REDUCTOR

Es sabido que la velocidad lineal de un cuerpo que gira, es función de su radio. Es decir, para una velocidad angular constante, la velocidad lineal será directamente proporcional al radio. (V= w · R).

A fin de evitar la formación de ondas de choque por alta velocidad en las puntas de las palas de las hélices, es necesario colocar un reductor o cambiador de par que disminuya el número de vueltas de la hélice, respecto al del conjunto compresor-turbina.

El reductor debe ser ligero de peso y bien lubricado siendo el tipo más empleado en turbohélices el "satélite-planetario" (fig. 20). Este reductor está formado por: corona, núcleo y satélites. El eje del motor mueve el núcleo en el que engranan los satélites. los cuales lo hacen en la corona que está fija, lo que harán que se desplacen recotTiendo la corona y transmitiendo el movimiento a la hélice. La reducción, será por tanto, función de los diámetros o número de dientes entre el núcleo y los satélites.

Como ejemplo, se puede afirmar que la gama de velocidad angular en las hélices, oscila en el entorno de las 2.000 r.p.m. Los motores alternativos oscilan entre las 4.000 y 6.000 r.p.m., por tanto su reducción será de 112 ó 113. Por el contrario, las turbinas pueden llegar a las 40.000 r.p.m., siendo la reducción en este caso de 1/20.

El TORQUIMETRO o medidor del par (torque) es el instrumento fundamental en los turbohélices para conocer la potencia del motor. Dicha indicación del par absorbido por la hélice, se utiliza junto con el indicador de r.p.m. (tacómetro) para conocer el valor de la potencia desarrollada.

Conviene recordar que la potencia efectiva en C.V. viene dada por la expresión:

21r • F • r · w P=-----• 75.60


,. ·~


o SHP = lrr. F. r. w en H.P. (1 H.P. = 550 lb.ft. ) 550.60 seg.

siendo: F = fuerza en Kilopondios.

r = distancia en metros.

F · r =PAR MOTOR.

w = revoluciones por minuto.

Si bien pueden ser eléctricos, el funcionamiento del torquímetro clásico, se basa en la deformación experimentada en un tubo Bourdon por efecto de las variaciones de presión hidráulica proporcionales al par motor o torque.

CORONA

NUCLEO

SATELITE

Fig. 20. Reductor del tipo satélite-planetario.

La señal utilizada por el par del torquímetro, se utiliza también para · determinar la posición de la pala de la hélice, pues dependiendo del par disponible se acoplará el ángulo de ataque para optimizar el rendimiento.


GENERALIDADES

CAPITULO II Conductos de entrada

La misión fundamental del conducto de entrada es recuperar al máximo la presión total del aire y enviarla al compresor con un mínimo de pérdidas a lo largo del mismo.

Suele denominarse a esta misión "efecto de recuperación de la presión" es decir, la relación entre la presión total obtenida y la que sería posible sin ningún tipo de pérdidas. Además, el conducto de entrada no debe presentar fenómenos de turbulencia y su resistencia aerodinámica debe ser mínima para no restar características ni rendimientos al avión.

La cantidad de aire que suministrará el motor dependerá de las r.p.m., de la velocidad del avión y de la densidad del aire ambiente. Un reactor actual consume de 300 a 600 Kgs/seg.

Como ya se ha comentado al hablar de los componentes del motor de turbina de gas, el conducto de entrada no es una parte integrante del mismo; sin embargo, dicho conducto es tan importante para las actuaciones del motor que sus estudios deben ir paralelos. Por estas razones, el conducto de entrada suele ser diseñado por el fabricante del avión y no por el del motor.

Los conductos de entrada pueden clasificarse atendiendo a su situación como delantero, alas, anulares, etc.; sin embargo las dividiremos en primer lugar en dos grandes grupos, dependiendo del número de Mach para el cual se diseñan: SUBSONICOS Y SUPERSONICOS.

CONDUCTOS DE ENTRADA SUBSONICOS

A pesar de que estos conductos pueden diferir entre sí en la forma del conducto interior, generalmente tienen forma de conducto divergente (Fig. 21), y cambian la energía de velocidad o cinética en energía de presión. En realidad en un difusor aumenta la P5 y disminuye la PT, y además la presión dinámica al disminuir la velocidad. Es decir disminuye Ec y aumenta la energía de presión.


.. CONDUCTOSDEENTRADA

Fig. 21. Conducto de entrada subsónico.

A igualdad de velocidad, densidad, forma del perfil, etc. las pérdidas por presión a lo largo de un conducto son tanto mayores cuanto más largo sea el conducto y mayor sea su curvatura.

Los conductos subsónicos pueden ser simples y divididos. El conducto simple (Fig. 22), es el más sencillo y eficaz al estar situado en la parte delantera del motor.

Esta disposición permite una aspiración de aire sin turbulencia y además se puede diseñar totalmente recto o con una pequeña curvatura. En los monomotores, donde el motor se aloja en el interior de la estructura, el conducto de admisión suele ser más largo que en los motores de aviones polimotores, en los cuales, al ir los motores en el exterior, el difusor de entrada de aire es sensiblemente más corto.

Fig. 22. Conducto de entrada simple.


CONDUCTOSDEENTRADA

El conducto de entrada dividido (Fig. 23) suele emplearse en aviones militares de alta velocidad en los cuales se ha bajado y adelantado la posición del piloto para permitirle mayor visibilidad; además la zona frontal va ocupada por equipos de radar, tiro, etc ...

Fig. 23. Conducto dividido.

Por lo visto anteriormente, este conducto dividido plantea siempre más problemas que el simple, debido a la admisión de aire y a las pérdidas de presión que ocasiona. Las pérdidas de presión vienen dadas por la expresión: ~p = '12 p J.l v2 k, siendo k el coeficiente según la forma del conducto.

A fin de disminuir las pérdidas en el proceso de compresión, se diseña el difusor de forma que la disminución de la velocidad de la corriente de aire, se realice antes de la entrada en el motor. Esta disminución de velocidad trae como consecuencia un aumento de presión (Fig. 24 ). Este aumento de presión se realiza prácticamente sin pérdidas.

Fig. 24. Disminución de la velocidad.

v, © Editorial Paraninfo/51

CONDUCTOSDEENTRADA

Teóricamente, el valor V¡/V0 debe oscilar alrededor de 0,4, si bien en la práctica se escoge de 0,7 a 0,8, pues el gasto de aire pudiera resultar pequeño a altos regímenes de motor.

La longitud del difusor y el ángulo que forman las paredes con el eje del motor deben cumplir determinados requisitos (Fig. 25).

Fig. 25. Difusor de entrada.

La longitud debe ser adecuada para mantener el flujo de aire sin excesi-v·a resistencia, pues ya se ha comentado que las pérdidas de presión en un conducto aumentan con la longitud, entre otros factores. En cuanto al ángulo de divergencia del difusor, no suele pasar los go para evitar que se produzcan zonas turbulentas. Ambos requisitos condicionan una admisión insensible a los diversos valores operativos de ángulo de ataque. La separación del flujo de aire se dificulta cuanto mayor es la longitud del difusor " y menor la relación de áreas. Así mismo, el rendimiento del difusor aumenta con la velocidad. Los valores aproximados en las relaciones LongitQ.d-Diámetro y Area de salida-Area de entrada son:

~ = 0,4 7 1,2 As = 1.1 7 2 A e

Como las velocidades del motorvarían independientemente de la velocidad de la aeronave, el diseño del conducto de entrada resulta muy complejo.


CONDUCTOSDEENTRADA

Es por tanto de suma importancia, mantener una distribución uniforme de velocidad y presión en la corriente de entrada, pues variaciones sensibles en esos parámetros causarían altos consumos y, posiblemente, la inestabilidad o entrada en pérdida del compresor, como se verá más adelante.

CONDUCTOS DE ENTRADA SUPERSONICOS

A velocidades de vuelo supersónicas, las pérdidas asociadas con la creación de ondas de choque adquieren un valor considerable. Detrás de la onda disminuye la velocidad y aumenta la presión y la temperatura, dando lugar a una disminución del grado de compresión y a un aumento de la resistencia exterior.

La compresión supersónica se consigue reduciendo la velocidad del aire a ·través de una onda de choque hasta que la corriente de aire se haga subsónica.

Se denomina toma adaptada cuando para una determinada velocidad el difusor funciona en régimen crítico.

Régimen crítico es aquel en el que la onda de choque se produce en la garganta del difusor. Con este régimen el gasto de aire y la recuperación de presión son máximos.

Una vez que el número de Mach se ha reducido a un valor menor que la unidad, el aire se decelera aún más en un difusor subsónico para su adecuada entrada en el motor. Es decir, la velocidad de entrada de aire

, debe ser subsónica antes de alcanzar el compresor.

El ejemplo más simple de conducto de entrada supersónico es el de tipo Pitot (Fig. 26) en el cual la compresión supersónica se consigue a través de una sola onda normal de choque y la compresión se aumenta en un difusor subsónico simple.

SECOON SUPERSONICA

Fig. 26. Conducto de entrada supersónico.


CONDUCTOS DE ENTRADA

Si se coloca una superficie inclinada por delante de la onda de choque (Fig. 27) se produce otra onda de choque oblicua que reduce la intensidad de la primera. De esta forma, las pérdidas totales son menores.

Fig. 2 7. Dos ondas de choque.

El área .de entrada se puede variar a menudo automáticamente por medios mecánicos, para mantener una sección idónea, de acuerdo con la velocidad del avión. Un conducto de este tipo recibe el nombre de conducto de entrada de geometría variable.

Como el motor sólo aceptará una cantidad determinada de aire, el exceso que exista durante la fase transónica será desviado a la corriente de aire libre. Esto se consigue variando el área de entrada o mediante tubos de vertido al exterior (spül vents) (Fig. 28).

Fig. 28. Tubos de vertido. VERTIDO POSTERIOR

DIAGRAMA P-V-T DEL DIFUSOR

La Fig. 29 representa el diagrama presión-velocidad-temperatura en un conducto de entrada o difusor.


Fig. 29. Diagrama P- V-T del difusor.

CONDUCTOSDEENTRADA

TEMPERATURA

Como se puede observar, son valores cualitativos en los que se aprecia cómo la velocidad disminuye y la presión y la temperatura aumentan.


GENERALIDADES

CAPITULO 1 I I Compresores

El proceso de la combustión del aire y combustible a la presión ambiente no sería suficiente para producir un trabajo útil con rendimiento aceptable. Dado que la energía que se obtiene es proporcional a la masa de aire, para un aumento del rendimiento, es necesario más aire del que se obtiene a presión barométrica normal. Esta es la razón por la cual el aire debe ser comprimido, es decir, para poder almacenar la máxima cantidad de aire en un volumen dado.

Los compresores se pueden dividir en dos grandes grupos, que son: turbocompresores y compresores volumétricos.

Los primeros se utilizan para comprimir grandes gastos de forma continua a presiones moderadas. Por el contrario, los compresores volumétricos son más apropiados para comprimir pequeños gastos a altas presiones de forma discontinua.

Uno de los factores fundamentales que afectan al compresor y a la eficiencia del motor es la relación de compresión. Relación de compresión (n12) es el cociente entre la presión total de salida del compresor y la presión total de entrada en el mismo. Altas relaciones de presión condicionan motores de mayor rendimiento. El empuje aumenta con 1r hasta un determinado valor en el que empieza a disminuir pues el flujo de aire llegará a cámaras a una temperatura elevada.

Un compresor ideal debe tener pequeña área frontal, lo que dará lugar a pequeña resistencia aerodinámica, y alta relación de presión para obtener mayores rendimientos. Debe ser además, ligero y resistente a los fenómenos de pérdida o inestabilidad (compresor stall).

Atendiendo a su diseño y forma, los turbocompresores se dividen en dos grandes grupos: CENTRIFUGOS Y AXIALES.

COMPRESORES CENTRIFUGOS

Son los más sencillos en cuanto a su diseño y forma de trabajo. De ahí que fuesen los primeros utilizados en motores de reacción.


COMPRESORES

DIFUSOR SALIDA

ENTRADA

Fig. 30. Compresor centrífugo.

En un motor de compresor centrífugo, la entrada de aire es prácticamente axial, es decir, paralela al eje del motor y debido al rotor dicho aire sale despedido por fuerza centrífuga (de ahí su nombre), hacia la periferia.

Esencialmente sus componentes son: rotor, difusor y colector (figura 30).

Veamos someramente de qué manera se realiza el aumento de presión en un compresor centrífugo.

El aire de entrada tiene una velocidad V0 y el de salida del rotor una velocidad V1 , siendo V1 > V0 • Puesto que la velocidad lineal (tang~ncial) en un movimiento circular uniforme es igual a la velocidad angular por el radio, es decir: ·

V0 = r0 w

v. = r¡ w

Dado que la w (velocidad angular), es constante para cualquier punto de la rueda, al ser r 1 > r0 , V1 > V0 (Fig. 31).

58/© Ldiwrial Paraninfo

COMPRESORES

ro

Fig. 31. Diferencia de radios en el rotor.

Una vez que se ha conseguido el aumento de velocidad del aire por diferencia de radios, se cambia en presión en el difusor y de aquí es recogido por el colector para ser enviado a las cámaras de combustión.

Es evidente que interesan altas velocidades angulares para obtener mejores relaciones de compresión.

Existen compresores centrífugos de doble cara (Fig. 32), los cuales pueden presentar menor diámetro debido a que la compresión se realiza por ambas caras, si bien la posterior disminuye el rendimiento con relación a la anterior.

Fig. 32. Doble cara. Fig. 33. Doble compresor Fig. 34. Triple compresor.

El compresor centrífugo puede ser también doble (dos compresores), (Fig. 33), e incluso triple (Fig. 34).

Su orden de rendimiento oscila entre 0,65 y 0,75 y su relación de compresión difícilmente sobrepasa el 4:1, pues a partir de estos valores el rendimiento del compresor cae sensiblemente (Fig. 35).


1·

COMPRESORES

El gasto de aire por debajo del cual aparece la inestabilidad, se denomina límite de pulsación.

COMPRESORES AXIALES

El aire en un compresor axial sigue un tlujo paralelo completamente al eje del motor sin ninguna componente centrífuga. El compresor está formado por una serie de escalones, cuyas componentes fundamentales por escalón son: rotor y estator (Fig. 36).

100

AXIAL

a:: 5! UJ

8: ::E 8 ~ CENTRIFUGO ffi i i5 ~ 0::

0~---------L----------~--------~--------~ 1 ~

RELACION DE COMPRESION

Fig. 35. Comparación de rendimientos.

La misión de los álabes del rotor (movidos por la turbina), es aumentar la velocidad del aire y la presión dinámica, pues dicho rotor está recogiendo la energía que le entrega la turbina. La presión estática aumenta· también en el rotor, pues en el disefio de los álabes, se les da mayor sección de salida que de entrada, haciendo por tanto un efecto oe difusor.

Fig. 36. Componentes del compresor axial.


COMPRESORES

En el estator, la velocidad decrece a medida que aumenta la presión estática, mientras que la presión dinámica disminuye al hacerlo la velocidad, si bien esta disminución queda compensada por el aumento, ya comentado, en el rotor.

Resumiendo, en el rotor aumentan la velocidad y la presión total y en el estator disminuye la velocidad y aumenta la presión total a pesar de la disminución de la presión dinámica. El aire va pasando del rotor al estator y así sucesivamente, aumentando la energía de la masa de aire para que llegue a las cámaras en la cantidad y a la presión adecuadas.

La Figura 3 7 muestra el diagrama de velocidades de un compresor axial.

zz HOLGURA ggt

DE ALABES

1 ~~

~~

~~bRIE-~ liS~ /( ~S

AIREDE ~ 1 ~ ENTRADA .....___,_..... ~~~~~~

SALIDA DEL R.WO

VELOCIDAD ESTATOR

VELOCIDAD ROTOR

DE AIRE CON LA PRESION INCREMENTADA

RESULTANTE DESCARGA DEL

ROTOR

Fig. 37. Triángulo de velocidades del compresor axial

1

La temperatura aumenta al aumentar la presión, debiao a que parte de la energía mecánica se convierte en energía calorífica.

Los motores de bajo índice de derivación (ver pág. 50) suelen llevar en la entrada del compresor una etapa de álabes guía fijos al soporte del eje y a la carcasa exterior, es decir, son estáticos. Tienen una doble misión. En primer lugar dirigir convenientemente el aire al primer escalón


.·• itl

' .. r

COMPRESORES

del rotor (de ahí su nombre) y además permitir pasar aire caliente sangrado de las últimas etapas del compresor cuando se pone afl:tihielo (ENGINE ANTI-ICE).

El rendimiento de estos compresores suele ser superior al 0,85 y la relación de compresión total (.n"n) alcanza en algunos casos valores superiores a 20 a 1, muy superior, por tanto, al centrífugo. El incremento de presión por escalón es una función exponencial por tanto será mayor en los últimos escalones.

Se define el grado de reacción de un escalón como el cociente entre el aumento de presión en el rotor y el aumento de presión del conjunto rotorestator.

Cualquier disminución en las pérdidas llevará consigo un aumento de rendimiento en el compresor.

El conjunto que forman el compresor y la turbina está diseñado de tal forma que sus actuaciones alcancen el máximo rendimiento en cru· cero, si bien deben mantener unas características aceptables en cual· quier operación del avión.

El compresor axial, al ser mayor su rendimiento que el centrífugo, obtiene mayor energía calorífica en el flujo de aire para un mismo consumo, Y. por tanto, mayor compresión, aumento de la velocidad y mayor empuJe.

Por el contrario, el compresor axial presenta una gran dificultad en el acoplamiento compresor-turbina para que su funcionamiento sea estable en toda la gama de operación. Asimismo el compresor axial sufre más los problemas de suciedad, erosión y vibraciones.

El consumo de combustible y el empuje están muy ligados con la relación de comprensión (1r 1 2 ) y la temperatura de entrada en turbina (Tts ), parámetro éste que, como veremos más adelante, es el más limitativo del motor.

Un aumento en la relación de compresión eleva el techo de actuación del motor.

DIAGRAMA P-V-T

En la figura 38 se muestra el diagrama presión-velocidad-temperatura a lo largo de un comprensor axial. Como puede verse, la presión y la temperatura aumentan y la velocidad apenas varía o disminuye ligeramente.


COMPRESORES

R S R S

Fig. 38. Diagrama P-V-T del compresor

TIPOS DE COMPRESORES AXIALES

En general, pueden ser simples, dobles e incluso triples (Rolls-Royce RB-211).

Un compresor simple se muestra en la figura 39. Dicho motor, en correspondencia, llevará una sola turbina, independientemente del número de escalones que ésta tenga.

Fig. 39. Compresor simple Fig. 40. Compresor doble

El compresor será doble (Fig. 40) cuando esté formado por dos compresores, denominados respectivamente de baja y de alta, y estando alimentado cada compresor por su propia turbina. Entre ambos ejes compresor-turbina no hay ningún contacto mecánico y ambos giran li-


COMPRESORES

bremente apoyándose en sus respectivos cojinetes. El tanto por ciento de vueltas de los compresores se denomina N 1 y N 2 •

MOTORES DE DOBLE FLUJO (TURBO-F AN)

Los motores de doble flujo merecen un estudio especial, dada su enorme utilidad.

En ellos (Fig. 41) el flujo de aire que entra en el motor se divide en dos. Por el interior del motor entra el flujo primario y por el exterior el flujo secundario.

Estos motores suelen denominarse turbofan o by pass, según el criterio americano o inglés delconstructor.

AM 1

'-IV O-c "' IV :J ... ..... .... ·-e OCI) FAN

2

Cámaras

2.5 3 F4 4 9

Fig. 41. Motor doble flujo.

Un jan (ventilador) como muestra la figura 42, es por tanto una o varias etapas del compresor sobredimensionadas, es decir, de mayor diámetro que el resto.

La misión· del fan es obtener empuje aumentando la cantidad de movimiento de la masa de aire, sin quemarlo en ningún momento.

Las principales ventajas de un turbofan son: - Bajo consumo específico. - Mayor empuje.


COMPRESORES

- Mantener un empuje aceptable - Mejor aceleración y deceleración. a baja velocidad. - Buenas características de puesta

- Bajo nivel de ruido. en marcha.

Fig. 42. Motor turbo-fan.

INDICE DE DERIV ACION (n)

Es la relación entre el flujo secundario y el primario. Y también se denomina by-pass ratio.

_ Flujo secundario n - Flujo primario

A partir de 3 a 1 se denominan motores de gran índice de derivación, tales como el General Electric CF 6-50 (DC-10, Airbus) y Pratt Whitney JT9D (Boeing 747), en los cuales el índice de derivación es de 5 a 1 o superior.

Es importante resaltar que estos motores desarrollan mucho más empuje debido al flujo secundario que al primario, pues prácticamente la relación de empuje coincide con la de flujos, obteniéndose aproximadamente un 80 por 100 del empuje por el fan y el 20 por 100 en el flujo primario que atraviesa el motor.


COMPRESORES

INESTABILIDAD Y PERDIDA EN EL COMPRESOR (COMPRESSOR STALL)

El fenómeno de la inestabilidad y el de la pérdida son tan similares que en la práctica plantean el mismo problema. De ahí su estudio conjunto. Básicamente es una falta de continuidad en la corriente de aire.

Es necesario tener presente que el peñtl de un álabe del compresor es parecido a un peñtl aerodinámico, es decir, al plano del avión, por ejemplo, y tendrá problemas similares a los de éste.

La ftgura 43 nos muestra la velocidad de entrada Vz y la velocidad de rotación U, siendo Q el ángulo de ataque y {j el ángulo del álabe.

Para que el compresor trabaje en régimen estable, es preciso que la relación VzfU tenga un determi,nado valor. Cuando hay un aumento de vueltas ( U) o bien una disminución de V z (Fig. 44 ), el ángulo de ataque ex aumenta y a partir de ciertos valores puede ocasionar la pérdida.

La mejor forma de sacar el compresor de la pérdida es retrasar la palanca de gases y acelerar muy despacio hasta el empuje adecuado, para permitir a V z seguir a U. Así mismo abrir sangrados del sistema neumático hace la operación del motor más estable.

LINEA DE PERDIDA

Fig. 42 b.


Dirección del aire a través del motor

Flujo de aire

COMPRESORES

e: a..o a. ~ ·g ~ Dirección de

::2!: tí o -¡¡¡ la rotación a..Q)~-

a:w.!!!~

Fig. 43. Velocidades y ángulos del álabe.

Salvo problemas intrínsecos del motor o fallo del control de combustible, la pérdida suele ocurrir por:

- Vuelo en zona turbulenta con desigualdad de presiones en la entra-da del motor.

- Aceleraciones bruscas del motor. - Admisión de hielo en el motor. - Operar la reversa a baja velocidad. - Posición del avión que produzca un ángulo de ataque inadecuado. Toda entrada en pérdida, así como la condición en que se produjo,

debe ser reflejada en el parte de vuelo del avión. La pérdida suele ser un síntoma de mal funcionamiento del motor o que se ha operado fuera de los límites operacionales autorizados.

. La fig. 42-b muestra la zona de pérdida en función de ¡r y de flujo de alfe. Se observa como una deceleración aleja al compresor de la línea de pérdida.

La pérdida está causada, como hemos visto, por la perturbación aerodinámica de la corriente de aire, normalmente estable a través del motor. Suele manifestarse por la variación anormal de ruidos del motor, estrépitos, caída de r.p.m., lenta respuesta del mando de gases, alto fuel flow y/o alta EGT o rápido incremento de la misma. En general, movimientos rápidos del mando de gases tienden a incrementar la probabilidad de la pérdida.

Si no se consigue sacar al motor de la pérdida se debe parar el motor, o si se requiere, operar a mínimo empuje.


COMPRESORES

AIRE A TRAVES DEL MOTOR

' \.

Fig. 44. Entrada en pérdida.

Estos parámetros se verán con detalle en el capítulo VII. Para paliar este problema los motores suelen ir dotados de válvulas de descarga ó de estator de incidencia variable.

Válvula de descarga del compresor

Consiste en dos válvulas situadas en la parte trasera del compresor o en la zona in ter-compresores, si son dos los compresores.

Actúan por presión diferencial que reciben de diferentes puntos del motor por ej. P12 y Ps3, y cuando dichas presiones se desequilibran, esto es, al aproximarse la pérdida, abren y descargan ese tapón de aire al conducto del fan, estableciendo una especie de corriente de aire.

Si estas válvulas quedasen agarrotadas en posición cerrada, habrá dificultades en el arranque al no acelerar convenientemente los rotores (arranque colgado).

Si por el contrario quedasen blocadas en posición abierta, en el arranque se producirán altos E.G.T. y r.p.m. y bajos E.P.R. y Fuel Flow.

Estator de incidencia variable (VSV)

Este sistema está formado por una serie de etapas de estator, actuadas nonnalmente por el control de combustible. Este recibe, como vere-


COMPRESORES

mos más adelante, una serie de informaciones que pueden hacer sospechar una posible entrada en pérdida: Entonces, y por medio de un varillaje adecuado, gira un cierto ángulo esos álabes del estator, lo que en definitiva es una corrección del ángulo de ataque.

Fig. 44-b. ESTATOR INCIDENCIA VARIABLE

MATERIALES EMPLEADOS EN LA F ABRICACION DEL COMPRESOR

Si bien cada fabricante dispone de una serie de elementos metálicos y aleaciones para la fabricación de los distintos elementos del motor, daremos a título de orientación los materiales más empleados en general en los distintos componentes del motor de·reacción, una vez estudiados dichos componentes.

El cárter del compresor se realiza de aleaciones ligeras (Al) o aleaciones de magnesio ultraligeras. La baja densidad de estos materiales y su fácil mecanización por moldeo, constituyen sus ventajas fundamentales. Se debe tener en cuenta el coeficiente de dilatación, pues el cárter estará unido o en contacto con diferentes elementos de distintos materiales.

El disco del compresor se realiza en aleaciones de aluminio ligeras, para temperaturas de hasta 200° e y aleaciones de titanio para temperaturas superiores a 200° C. Si bienestas últimas presentan mayores problemas de mecanizado, reducen en cambio el peso hasta en un 20 por 100 y se emplean en temperaturas de hasta 450° C.

Los materiales empleados en la fabricación de los álabes del compresor se eligen teniendo en cuenta los fenómenos de fluencia, fatiga, corrosión y erosión.


COMPRESORES

Se emplean aleaciones de titanio hasta 450° C y aceros de baja aleación (Cromo-Molibdeno-Y anadio) de buenas características mecánicas hasta los 500° e, pero que requieren protección contra los fenómenos de oxidación.

Es importante tener en cuenta los esfuerzos a tracción de los álabes del rotor originados por fuerza centrífuga. Las aleaciones soportan esfuerzos a tracción del orden de 10 kg/mm2 y en el caso de los aceros de hasta 30 kg/mm2

DIFUSOR PRECAMARAS

Al abandonar el aire el compresor, pasa a través de un escalón de estator, denominado álabes guías de salida del compresor y entra en el difusor precámaras (Fig. 45).

lURBINA

COMPRESOR DIFUSOR CAMARA

Fig. 45. Difusor precámaras.

Recordemos que un difusor o conducto divergente cambia la velocidad en presión, esto es, la energía cinética de los gases en entalpía o energía de presión.

La razón de que un difusor se localice en esta zona, es que permite reducir la velocidad hasta unos valores apropiados para su mezcla con el combustible- en lás cámaras. Es decir, altas velocidades de aire de entrada en las cámaras pueden producir el apagado de llama. La velocidad del aire a la entrada del difusor es de unos 50 a 120 m/seg., y se reduce hasta unos 1 O ó 20 m/seg.

Del difusor salen unos conductos, en algunos motores, que son salidas de aire para diferentes servicios en los que se necesite aire sangrado ~el motor, dado que en este punto, la presión y temperatura de la masa de aire son máximas (Sistema Neumático). Por ejemplo, la tt4 en el JT8D es de unos 40<rC a régimen de despegue y a nivel del mar.

En motores de doble compresor axial, suele haber otras salidas de aire en la zona entre compresores o en la zona intermedia del compresor de alta, que se estudian con detalle en el Sistema Neumático del avión. 70/© Editorial Paraninfo

GENERALIDADES

CAPITULO IV Cámaras de combustión

La combustión es una reacción química, es decir, un proceso termodinámico en el cual varía la composición química; su importancia radica en el hecho de que durante el mismo se libera energía calorífica.

La misión de las cámaras (Fig. 46) es realizar la combustión de la mezcla aire-combustible y entregar la energía resultante a la turbina a una temperatura permisible para su correcto funcionamiento.

Para que una cámara de combustión sea aceptable, debe tener unas pérdidas de presión mínimas (ver zona 2-3 del ciclo Brayton), y no debe tener tendencia al apagado .

..

0.5

6 10 14xJQ-'i

Fig. 46. Rendimien/0 de la comlmstián.

El rendimiento de la combustión oscila alrededor de 0.95 y se define como el cociente entre la temperatura absoluta que se alcanza en la cámara y la que se alcanzaría en condiciones ideales. Dicho rendimiento podemos expresarlo en los términos:

© Editorial Paraninfon 1

CAMARAS DE COMBUSTION

_ Pres. entrada cámaras x Temp. entrada cámaras T1c - velocidad media cámara

Los turborreactores tienen un límite operativo en altura como consecuencia de la disminución del 1Jc al disminuir el numerador. Así mismo las posibilidades de reencendido en vuelo aumentan cuando lo hacen P y T. es decir bajas alturas y medias/altas velocidades.

Las pérdidas de presión en las cámaras suelen ser proporcionales a la relación de presión del compresor. Es decir, a mayor relación de compresión, mayores pérdidas en las cámaras hasta valores del 6 por l 00 de caída de presión. Se- pretende que dichas pérdidas de presión sean lo más pequefias posible.

El proceso de la combustión se realiza de la siguiente forma:

Aproximadamente, un motor de reacción toma 60 a 100 partes de aire por cada parte de combustible que entra en las cámaras. De estas 60 partes de aire, solamente 15 se queman en la combustión, dado que la relación estequiométrica o ideal es de 15 partes de aire por 1 de combustible.

O lo que es lo mismo, solamente el 25 por 100 del aire que entra en el motor combustiona, y el 7 5 por 1 00 restante abandona la cámara sin arder, utilizándose para refrigerar la superficie de la cámara y para mezclarse con los gases quemados, reduciendo la temperatura de entrada en turbinas hasta límites permisibles.

Estas 60 partes, para motores de un solo flujo. En motores de doble flujo es superior a las 1 00 y en los de gran índice de derivación de 300 por cada parte de combustible.

TIPOS DE CAMARAS DE COMBUSTION

Pueden ser fundamentalmente de tres tipos: individuales, anulares o mixtas.

Cámaras individuales

Las cámaras individuales o independientes (Fig.47), en número variable de 5 a 10, son las más empleadas en motores de compresor centrífugo y en algunos axiales. Constan de una doble pared o tubo, de las cuales la interior se denomina "tubo de //a111(l" por estar en contacto directo con la combustión.



~~~ Descarga a turbina Descarga del

compresor

Fig. 47. Cámara individual.

Cada cámara de combustión lleva su propio inyector y dos de las cámaras van dotadas de bujía de encendido. La razón d~ llevar dos bujías es exclusivamente por seguridad, pues con una sola sería suficiente.

En realidad, el motor de reacción. no necesita encendido continuo una vez que el motor ha arrancado, dado que al haber un foco encendido e inyectar permanentemente combustible, la combustión se mantiene sin necesidad de llevar conectado el sistema. Se conectará en despegue, toma de tierra y ciertas condiciones anormales de turbulencia, ingestión de agua volando en lluvia fuerte, etc., y se llevará desconectado en vuelo normal. Para que la combustión alcance todas las cámaras independientes, éstas van unidas por unos tubos de propagación de llama (Fig. 48.) denominados interconectares de llama.

Cámaras de combustión

Quemadores

Tubos de propagación de llame

Fig. 48. Disposición de las cámaras independientes.

El aire de descarga del compresor al entrar en la cámara se divide en dos. El aire primario (25 por 1 00 del total) entra por el centro de la cá-



mara para realizar la combustión y el 75 por lOO restante o aire secundario pasa entre el "tubo de llama" y la carcasa exterior de la cámara.

El "tubo de llama" lleva una serie de taladros por los cuales penetra el aire secundario que reduce la temperatura de aproximadamente 2.000° e que se alcanzan en la zona de combustión, a unos 1.300° e que puede permitir la turbina. Además, este aire secundario, forma una capa de aire de refrigeración entre la cámara y el exterior.

Estas cámaras tienen mejor resistencia estructural y ligereza de peso, además de un mantenimiento y sustitución más sencillo, pero su rendimiento es inferior ~ las anulares.

Puede ocurrir, si se presentan averías en algunos inyectores, que los álabes del primer escalón de estator de turbina estén sometidos a diferencias de temperatura que produzcan deformaciones en dichos álabes.

Cámara anular

Algunos motores de compresor axial llevan este tipo de cámara (Figura 49), sobre todo motores de gran índice de derivación.

Esta cámara consta de anillos circulares interiores y exteriores alrededor del eje compresor-turbina. Es, por tanto, una especie de anillo que rodea al motor.

Fig. 49. Cámara anular.

La combustión se realiza en la parte delantera. Suele llevar un colector de tipo circular que rodea toda la cámara con unos 30 orificios de salida o inyectores, y dos bujías de encendido.



Tienen un rendimiento más alto que las independientes, realizándose mejor la mezcla aire-combustible y presentando menores pérdidas de presión, así como una mejor refrigeración de los gases durante la combustión.

Como desventaja, podemos decir que en ellas no puede quitarse normalmente el tubo de llama sin desmontar el motor del avión, lo cual presenta mayores problemas de costos y tiempo a Mantenimiento.

Cámara mixta

Esta cámara (Fig. 50) mantiene las ventajas de las independientes y anulares, evitando alguna de sus desventajas.

Consta de una serie de cámaras independientes dentro de una cámara anular.

\

Soporte exterior

Combustión

Refrigeración

Fig. 50. Cámara mixta o can-anular.

Esta disposición permite un aumento de la longitud efectiva de la cámara sin un aumento apreciable de sus dimensiones físicas. Su pequeiia longitud hace que la expansión de los gases entre la salida del compresor y la zona de combustión rio sea excesiva, consiguiendo una distribución uniforme de temperaturas a la entrada de la turbina.

REQUISITOS DE UNA CAMARA DE COMBUSTION

Las exigencias fundamentales de una cámara son:

1.0 Estabilidad del proceso de combustión que asegure un trabajo del motor sin fallo, en todos los regímenes de vuelo.

2.0 Valores altos de energía obtenidos por unidad de volumen, lo que implica dimensiones mínimas para un determinado valor de energía calorífica.

© Editorial Paraninfo/7 5

1o11

··.:;


3.° Campo uniforme de temperaturas a la entrada de turbinas.

4.0 Posible reencendido en caso de apagado en cualquier condición de tierra o vuelo.

5.° Comodidad de entretenimiento de la cámara, fácil inspección, etc.

MATERIALES EMPLEADOS EN LAS CAMARAS

Para elegir el material, se deben tener en cuenta una serie de fenómenos, a los cuales están sometidas las cámaras de combustión durante su funcionamiento, como son, la oxidación, fatiga, fluencia y que presente buenas propiedades de conductibilidad y fácil soldadura en caso de fisuras.

Así mismo el material estará sometido a muy altas temperaturas y pequeños esfuerzos mecánicos, al ser un componente estático y con pequeñas cargas.

Un material muy empleado es el Nimonic 75, cuya base es el níquel (75 por 100), aleado con cromo, titanio, aluminio y cobalto. Se emplea también el Discaloy, material modificado del acero inoxidable con la adición de molibdeno, wolframio y titanio, que mejora las características en caliente, y· el Nimoplay, compuesto por un núcleo de cobre plaqueado con Nimonic 75.

CONTROL DE COMBUSTffiLE (FUEL CONTROL)

El control de empuje de un reactor se efectúa regulando la cantidad de combustible inyectado dentro de las cámaras. Cuando se requiere un empuje elevado, se adeiantan las palancas de gases (THROTTLES) y la presión en las cámaras aumenta debido a un mayor flujo de combustible.

La cons~cuencia es ~n aumento ~e la corriente de gas y'. en definitiva. de la velocidad a traves de la turbma, la cual se encargara de aumentar las r.p.m. del compresor, incrementando el flujo de aire y produciendo un aumento de empuje.

Esta relación entre el flujo de aire a través del motor y el combustible suministrado, se complica por cambios de altitud, temperatura de aire y velocidad del avión. Estos cambios varían la densidad del aire de entrada al motor y, consecuentemente, la masa de aire que lo atraviesa.



El control de combustible en los motores de compresor axial simple o centrífugos varía el empuje mediante la regulación de las r.p.m., pues en estos motores las revoluciones y el empuje son proporcionales.

Los motores de doble compresor se comportan de manera diferente y en ellos, el aumento de empuje que experimentan en días fríos, se hace a expensas de empuje en los días de mayor temperatura, en los que se red u ce el empuje del motor. Para disponer del máximo empuje posible en los días calurosos, es necesario regular la temperatura de entrada en turbinas (Trs) dentro de una gama de valores y con independencia de las revoluciones y cargas del motor, como ya se comentó en el Cap. 1 (Efecto de la temperatura en el empuje).

Por tanto, la misión principal del control de combustible es dosificar, medir y enviar a los inyectores el combustible adecuado en cada condición.

El piloto tiene mando sobre dicho control desde la unidad de .medición mediante la palanca de gases (throttle) y la llave de corte de combustible (fuellever). (Fig. S 1.)

N~

lt2 ps4

COMBUSTIBLE A INYECTORES

f

UNIDAD DE

MEDIDA

_1 UNIDAD DE

koMPUTACION

......_

i COMBUSTIBLE DE LA BOMBA DE ALTA PRESION

~

L MANDO DE GASE

L LLAVE CORTE DE

COMBUSTIBLE

S

Fig. 51. Control de combus,tible (FUEL CONTROL).



Además, su unidad de computación recibe una serie de parámetros fijos. Los más importantes son: temperatura total de entrada al compresor (T12 ), r.p.m. del compresor de alta (N2 ) y presión de entrada a las cámaras de combustión (P,4 ).

Estas variables, junto con otras secundarias como pueden ser: temperatura de combustible, relación de flujo de combustible, presión de descarga del compresor, etc., variarán la magnitud del empuje para un flujo de combustible dado.

La temperatura de entrada T12 corregirá el empuje como se vió en el Capítulo l. La presión de combustión en la cámara limitará el flujo de ·manera que no se exceda la presión interna del motor sobre todo en condiciones de baja altura y temperatura.

En general, y a efectos de obtener el máximo rendimiento térmico y el máximo empuje, se procura mantener' la temperatura de entrada en turbinas (T15 ) lo más próxima posible a la temperatura crítica.

Además, el .control de combustible debe mantener el funcionamiento del motor dentro de una relación aire-combustible en un margen tal, que evite la posibilidad de un apagado de llama en toda la gama de operación.

Algunos controles de combustible están encargados del mando de los estatores de incidencia variable, los cuales vimos cuando tratamos la entrada en pérdida del compresor, y de la actuación de las toberas de área variable, de las cuales se tratará en el Cap. V.

Finalmente, los motores dotados con sistema de inyección de agua, al conectarlo, envían una señal al control'de combustible para conseguir un aumento del flujo de combustible.

Conviene recordar, como ya expusimos en el Cap. 1, que el empuje der motor de reacción puede variar enormemente con la densidad del aire de entrada al motor. En condiciones estáticas, la densidad del aire es función de la presión barométrica (altitud) y temperatura ambiente (O.A.T.). Además de estos parámetros, en vuelo, el empuje se ve afectado por la velocidad del aire de impacto (ram). La densidad del aire es función de la temperatura total de entrada (T12 ).

Para una posición fija del mando de gases, el control de combustible compensa automáticamente las variaciones de densidad de aire y temperatura de entrada, enviando el flujo de combustible a las cámaras, de acuerdo con la demanda de r.p.m. del motor.



F .A.D.E.C. (Full Authority Digital Engine Control)

Hasta el momento, los controles de combustible como el descrito, eran de tipo hidromecánico, pero su enorme complejidad, a. la vez que el incremento de parámetros que se les va añadiendo, aconsejan dispositivos de cálculo electrónico. El primer paso hacia mecanismos tipo F ADEC, lo constituyen los dispositivos electrónicos que vigilan el comportamiento de las unidades hidromecánicas, como el que incorpora el motor JT9 D - 7R4 que propulsa el A-310 ó el CFM 56 del A-320.

Fundamentalmente el F ADEC, es un Control de Combustible de regulación electrónica que reduce el consumo de combustible y disminuye los costos de mantenimiento, además de aliviar a la tripulación de parte de su tarea.

El primer turborreactor civil equipado con un FADEC ha sido el Pratt Whitney PW 2037 que motoriza a algunos B-757 entre otros. Este FADEC desarrollado por Hamilton Standar va montado en el cárter de la primera etapa del fan e incorpora unos amortiguadores de vibración. Está refrigerado por aire y lleva dos calculadoras digitales separadas entre sí. Cada calculadora actúa sobre un canal independiente y cualquiera de ambos puede actuar por sí mismo sobre el motor.

Estos canales se comparan entre sí antes de decidir cualquier camo10 en la posición de la válvula de control del combustible. Siempre, un canal actúa como principal, pero si falla el control pasa automáticamente al otro.

Lleva además todo tipo de dispositivos de seguridad, aislamiento. cableado contra los efectos de los rayos y una alimentación eléctrica propia, independiente de los circuitos normales del avión, si bien también puede alimentarse en determinados momentos de la energía del avión.

Además de la optimización de la explotación del motor ya comentada, los tiempos de mantenimiento se reducen considerablemente, puesto que para el reemplazo de una unidad F ADEC se requieren aproximadamente 15 minutos, mientras que un Fuel Control hidromecánico puede llevar más de tres horas.

El equipo cumple los requerimientos impuestos por las Aviaciones Civiles de fiabilidad de los motores. El régimen de fallos catastróficos de avión debe ser inferior al 0,1 por millón de horas de vuelo de todas las causas de motor.

Desde el punto de vista de la tripulación es sabido que el mayor rendimiento de los motores de gran índice de derivación se obtiene a elevadas temperaturas, si bien estos motores son muy sensibles a la superación de los límites previstos (EGT). En determinadas ocasiones las



tripulaciones sobrecargadas en sus tareas en el momento del despegue, no pueden garantizar un control y ajuste preciso de los motores.

A menudo esos límites son superados y las consecuencias para el motor desastrosas. El F ADEC no permite sobrepasar esos límites en ninguna circunstancia, por lo que la tripulación no debe tomar precauciones especiales en la operación del motor.

El F ADEC de Hamilton Standar es también responsable del arranque del motor. El piloto sólo tiene que selectar ralentí en Jas palancas de control de combustible y los motores arrancan enviando sus parámetros al CRT de cabina para indicar que todo funciona correctamente.

En el caso de aviones computerizados como el A-320, esta función también puede ser realizada por el sistema de gestión de vuelo (FMS), pudiéndose preveer para el futuro una combinación del FADEC con el FMS en un solo sistema.

INYECTORES

El combustible se inyecta en la cámara a través del inyector o inyectores (Fig. 52).

La misión de los inyectores consiste en asegurar una buena pulverización del combustible. La eficacia de la pulverización se mide por el valor del diámetro medio de las gotas (grado de pulverización o atomización). A mayor grado de pulverización, o sea, cuanto menor es el diámetro de las gotas, tanto mayor es, para un gasto dado de combustible, la superficie total de las gotas y los procesos de vaporización y combustión se realizan con mayor rapidez. La pulverización del combustible suele conseguirse con inyectores centrífugos. Este tipo de inyector lanza el combustible en forma de una capa hueca cónica entre 60° y 90°. Los inyectores más utilizados en la Fig. 52. Distribución de/flujo de combustible.


actualidad son los de presión y atomización por aire sangrado del compresor para prevenir formación de carbón en los orificios.

Frecuentemente se emplean inyectores múltiples (Fig. 53) para dosificar grandes cantidades de combustible con una adecuada distribución y evitar los problemas que causaría la obstrucción de un inyector.

El sistema más empleado en motores grandes es utilizar un colector primario y otro secundario.


LLAVE CORTE COMBUSnBL.E

Fig. 53. Inyector múltiples.

Estos colectores se denominan a veces piloto y principal, respectivamente. El primario o piloto envía suficiente combustible para operación con bajo empuje. A altos regímenes de empuje, el secundario o principal entra en funcionamiento al sobrepasar una determinada posición de la palanca de gases. El combustible comienza entonces a fluir por el primario y secundario de los inyectores.

En inyectores de este tipo, el combustible primario es enviado a través de un orificio en el centro del inyector y el combustible secundario se lanza pulverizado a través de una serie de orificios que rodean concéntricamente al primario central.

INYECCION DE AGUA: PRINCIPIOS DE UTILIZACION

Ya se comentó en el Cap. I al desarrollar el empuje, que éste dependía en gran medida de la densidad y en defmitiva de la masa que atravie-



sa el motor. Así mismo, vimos que se produce una caída de empuje al disminuir la presión con la altitud, o cuando aumenta la temperatura ambiente.

Bajo estas condiciones el empuje puede mantenerse e incluso aumentarse enfriando el flujo de aire con agua (Fig. 54).

-20 o 20 40 60 TEMPERATURA Al RE

Fig. 54. Restauración del empuje añadiendo agua.

Conviene aclarar que inyectar agua en un motor de reacción aumenta el empuje, en principio, al añadir una masa adicional a la expresión del empuje, como lo son la masa de aire y la de combustible.

El agua puede inyectarse en alguno de estos puntos: entrada al compresor, difusor precámaras o en las propias cámaras de combustión (Figura 55). El método más utilizado en motores de compresor axial es la inyección en las cámaras, pues la distribución del líquido se realiza mejor.

Veamos el efecto al inyectar agua en la entrada al compresor. Allan~ zar esa película de agua pulverizada en la entrada al motor, !á-temperatura de la corriente de aire disminuye y como consecuencia la densidad del aire y el empuje aumentan. Si se inyecta solamente agua, se reducirá la temperatura de entrada en turbinas (TtS para los motores de doble compresor). Téngase en cuenta además, que al disminuir la temperatura del aire, necesitamos sacar menos energía en turbinas, pues requiere menos energía comprimir aire frío que caliente.

82/© Editoridl Paraninfo


A veces, en lugar de agua desmineralizada exclusivamente, se emplea una mezcla de 30 por 100 de m etanol y 70 por 100 de agua. Con la adición del metano!, se eleva de nuevo la temperatura de entrada en turbinas: puesto que se quema en las cámaras, y por tanto el empuje se restaura sin ajustar el flujo de combustible.

Fig. 55. Diferentes puntos de inyección.

Cuando se inyecta en las propias cámaras, la masa de descarga a través de la turbina y la tobera se incrementa y esto supone un aumento en la presión estática de descarga de gases y, consecuentemente, un empuje adicional (Fig. 56 a). La reducción de Tts debido a la inyección de agua se compensa al programar el control de combustibl~ un flujo adicional q_ue liberará una mayor energía en las cámaras, aumentando algo la velocidad de rotación (r.p.m.) y en definitiva obteiliendo un empuje adicional. Al igual que en el caso anterior, si se añade metanol al

p

V

Fig. 56 a). Aumento de empuje en el Ciclo Brayton. © Editorial Paraninfo/83


agua, la temperatura de entrada en turbinas se restaura de nuevo a sus valores primitivos por la combustión del metanol. Así pues, cuando se actúan las bombas de inyección de agua, el control de combustible recibe información de que se ha conectado la inyección a efectos de aumentar el flujo de combustible.

El efecto del metano!, además de evitar el empobrecimiento de la mezcla ya comentado, evita en parte el engelamiento, sobre todo cuando se inyecta en la eptrada al compresor.

Por tanto, con el empleo de la inyección de agua se consigue mantener empujes a temperaturas más altas e incluso aumentos que oscilañ del lO' por 100 al30 por 100.

Sin embargo, el consumo específico aumenta bastante con relación al empuje seco. Por ejemplo, un aumento de un 12 por 100 en el empuje, incrementaría el consumo de combustible en un 35 por 1 OO.

Se emplea exclusivamente en 'despegues cuando se r«fQuiere restaurar el empuje deseado (por ejemplo en el B-747, un máximo de 2,5 minutos) y que se ha deteriorado como consecuencia de altas temperaturas o bajas presiones, es decir, en los casos de mucho peso, aeropuertos altos, alta temperatura exterior, etc.

La inyección de agua es un sistema adicional para determinados motores y sólo se suministra a demanda del operador.

Para utilizar este sistema se tendrán en cuenta además otra serie de requisitos, como son:

- La temperatura no será inferior a aproximadamente -l8°C para evitar problemas de engelamiento.

- La altitud-presión del aeropuerto no será inferior a 10.000 pies.

Así mismo, y si se utilizan todas las bombas de lanzamiento de agua, deberán estar operativos todos los alternadores y energizando al avión, por el exceso de cargas eléctricas que se requiere.

La Fig. 56 b) representa el esquema de la inyección de agua del B-747.

El depósito tiene una capacidad de 2.360 Kg; cuatro bombas de paletas centrífugas movidas por potentes motores eléctricos se encargan de enviar el agua hacia los motores y todas las bombas están actuadas por un único interruptor. En el conducto de alimentación hay sensores de presión y de flujo, para dar aviso del funcionamiento del sistema. Obsér-


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Fig. 56 b). Inyección de agua (B 747)

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DESCARGA DEL COMPRESOR DE ALTA

A LAS CAMARAS

DEL MOTOR 3

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vese como la información a la válvula de corte se la proporciona una señal neumática procedente del compresor de alta, sólo cuando el mando de gases está adelantando aproximadamente 90°, que equivale a un 92 por ciento de N2 y que evidentemente sólo se alcanzará en despegue.

Si no se utilizase todo el agua, debe drenarse al exterior durante la primera media hora de vuelo.

El sistema de drenaje del exterior está protegido contra el engelamiento por una resistencia eléctrica de calentamiento accionada por el mecanismo de cambio de modo tierra/vuelo (Ground Safety Relay).

DIAGRAMA P-V-T

El diagrama Presión-Velocidad-Temperatura de una cámara de combustión se muestra en la Fig. 57.

Ya vimos al hablar del Ciclo Brayton que la combustión se realiza teóricamente a presión constante. Si bien la temperatura cae a lo largo de la cámara, el gradiente positivo del gráfico trata de representar el alto nivel térmico alcanzado en dicho elemento.

VELOCIDAD ( CTE)

PRESION ( CTE)

Fig. 57. Diagrama P-V-T de cámaras.


GENERALIDADES

CAPITULO V Turbinas

La misión de la turbina en un motor de reacción, es convertir aproximadamente la tercera parte de la energía liberada en la combustión, en energía mecánica para mover el compresor y la caja de accesorios. Esta energía liberada es suma de las de presión y cinética. El resto de la energía pasa a la tobera para obtener empuje por el principio de acción-reacción.

Conviene aclarar que en los regímenes de equilibrio del conjunto compresor-turbina, se cumplen las siguientes condiciones:

1.0 El gasto de gas en la turbina. es igual a la suma del gasto de aire en el compresor y del gasto de combustible, sin tener en cuenta la cantidad de aire cedida por el compresor al sistema de sangrado de aire.

2.0 El número de revoluciones del compresor es igual al número de revoluciones de la turbina.

3.0 El trabajo de la turbina se emplea en el accionamiento del compresor y la caja de accesorios, bombas de combustible del motor y de aceite, generador, etc.

4.0 La presión a la entrada de la turbina se diferencia de la presión a la salida del compresor, en las pérdidas en las cámaras de combustión.

TIPOS DE TURBINAS

Al igual que los compresores y de acuerdo con la dirección del fluido que mueven, las turbinas pueden ser de dos tipos: centrípetas y axiales.

TURBINA CENTRIPETA O RADIAL

La turbina centrípeta trabaja al revés que el compresor centrífugo, puesto que en éste, el gas sale hacia la periferia (centrífugo) y en la tur-


TURBINAS

bina la componente del gas va dirigida de la periferia al centro (centrfpeta).

ROTOR DE TURBINA ESTATOR DE TURBINA

Fig. 58-a. Turbina radial o centrípeta.

La turbina centrípeta se emplea para pequefl.os gastos y su uso se limita a pequefl.os motores como la unidad de potencia auxiliar (APU), o equipos accesorios del avión, pero en absoluto para motores de reacción.

TURBINA AXIAL

Es este tipo de turbina el que ha tenido un más amplio desarrollo en el campo de los motores de reacción.

Está formada por uno o varios escalones, cada uno de los cuales lo componen un estator y un rotor (Fig. 58).

El estator está formado por una o varias coronas de álabes montados radialrnente y ftjos a la carcasa o cárter de la turbina y dispuestos entre las diversas etapas del rotor. Presentan forma de tobera, es decir, tienen menor área de salida que de entrada, por lo cual aceleran los gases hacia el rotor.

El rotor está formado por una serie de álabes ftjos al disco que gira con el eje del motor, debido a la acción del fluido que le atraviesa. Dicho eje es el encargado de mover el compresor.

Los motores turbofán (doble flujo), al tener dos compresores de baja y de alta, son movidos por las turbinas de alta y de baja (Fig. 59) mediante dos ejes coaxiales.

Así como el compresor va disminuyendo la sección a medida que comprime el aire (menor volumen), la turbina va aumentando la sección, pues expansiona el mismo. 88/© Editorial Paraninfo

Rotor

Turbina de alta

Turbina de baja

TURBINAS

Fig. 58. Componentes de turbina Fig. 59. Turbinas de alta y baja.

Una turbina axial suele tener menor número de escalones que el compresor al que mueve, dado que la energía desarrollada por escalón de turbina es muy superior a la que necesita un escalón de compresor, de tal manera que un solo escalón de turbina puede mover 4 ó 5 escalones de compresor, o incluso más.

Atendiendo al tipo de álabes gue inc01:poran las turbinas axiales pueden ser de acción, de reacción y de acción-reacción.

GRADO DE REACCION DE UNA TURBINA

La forma y disposición de los álabes del rotor de la turbina axial es debido al grado de expansión o caída de presión y que se define por su grado de reacción.

Grado de reacción (K) es el cociente entre la expansión producida en el rotor, partido por la expansión del conjunto estator-rotor.

Expansión rotor K=---=------

Expansión estator-rotor

TURBINAS DE ACCION O DE IMPULSO

Son aquellas cuyo grado de reacción es cero. Es decir, no obtienen ninguna expansión en el rotor, al ser la velocidad de entrada igual a la de salida (Fig. 60).

La turbina de acción varía únicamente la dirección de la corriente en el rotor, produciendo una gran deflexión y obteniendo a la vez el giro.

© Ediloridl l'<~r<~ninfo/89

TURBINAS

Fig. 60. Turbina de acción o de impulso.

Velocidad relativa de /. , , ~, / /// entrada /~/ ,~ // /~:. /

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Fuerza · '~~', · '~''' · '"~' · . ' ' ,,, ,,, de a1re , , , , , , , , ' ' ,,, ,,,, ' ' ,,, ,, Velocidad relatiya de descarga

Puede verse además la forma típica de perfil del rotor.

TURBINAS DE REACCION

Son aquéllas que efectúan parte de la expansión en el rotor y el resto en el estator. Su grado de reacción (K) varía de 0,2 para las de un solo escalón, a 0,5 para las de varios.

El peñtl del álabe se muestra en la Fig. 61. Así pues, los álabes del rotor forman una salida convergente en forma de tobera, aumentando la velocidad de la corriente y disminuyendo la presión.

Velocidad ~ ¡L/;%~ relativa de // / //

entrada((/ ~/ / 1 r 1 1 .: 1 f f ~ 1 1 1 ;·

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~ <~~ ~~~'\ "'"' "'-, En:' PUJe ~"9:l ).. ~-~"""'"""'"""' "- Fig. 61. Turbina de reacción.

~~2" Reacción @ ~~- ' ' Fuerza efectiva de giro

TURBINAS DE ACCION-REACCION

La forma de peñd comúnmente empleada en las turbin.as de motores de reacción es una combinación de los dos estudiados, y se denomina de acción-reacción.

El principio de actuación es similar a las otras y se basa en la expansión de los gases con la correspondiente disminución de temperatura. 90/© Editorial Paraninfo

Los gases llegan al estator de la turbina con una distribución prácticamente uniforme de velocidad, presión y temperatura. El estator se encarga de acelerar y deflectar los gases un ángulo adecuado para su entrada en el rotor.

El álabe de este tipo de turbinas (Fig. 62) tiene en su base un perfil de acción y en la punta un perfil de reacción, de tal forma que la sección va variando constantemente a lo largo del álabe.

TURBINAS

Fig. 62. Alllbes de acción y reacción.

Con esta configuración, la variación de presión de la base a la punta se indica en la Fig. 63.

Se aprecia cómo la mayor presión en el extremo del álabe reduce las pérdidas de presión hacia la periferia, que tenderían a producirse por fuerza centrífuga, mejorando considerablemente el rendimiento del álabe. En realidad la máxima presión se obtiene en el borde de ataque de la punta del álabe. ·

G 1 RO DEL ROTOR

Fig. 63. Variación de presión en el áltlbe.

Existen además turbinas que incorporan en los extremos de los álabes del rotor unas pequefias placas mecanizadas que poseen unas hendiduras que permiten que se puedan acoplar las placas de los álabes contiguos (fig. 64).


TURBINAS

Este tipo de álabes se denominan apoyados y los que no presentan estas placas en el extremo, álabes sueltos o en voladizo. Los álabes apoyados consiguen mejorar el efecto de pérdida de presión en el extremo de los álabes de acción-reacción y además evitan vibraciones en la punta del álabe. Cuando por disefio una turbina trabaje en una gama de temperaturas muy cercana a la crítica, n(; conviene situarle álabes apoyados, pues supone una masa adicional que aumentará el esfuerzo de tracción en la rotación. En este caso, el primer escalón será en voladizo y el resto de los escalones, apoyados.

PLACAS DE APOYO

, ENCASTRE "COPA DE ABETO"

ESFUERZOS EN LOS ALABES

Fig. 64. Alabes apoyados.

Los esfuerzos fundamentales en los álabes, tanto del compresor como de la turbina, son los siguientes:

1.0 Esfuerzos de tracción, motivados en general por la fuerza centrífuga en la rotación. En cuanto a su magnitud, son los más importantes.

2.0 Esfuerzos de flexión, debidos a la fuerza de los gases. Tienen mayor impdrtancia en turbinas que en compresores.

3. 0 Esfuerzos secundarios, debidos fundamentalmente al no alineamiento del centro de gravedad de los perfiles que constituyen el álabe. Son de menor importancia que los anteriores.

Así mismo y en el caso de las turbinas, se dan esfuerzos de termofluencia y fatiga ténnica, originados por los rápidos cambios de temperatura, dado que, por ejemplo, pocos segundos después de la puesta en marcha, la turbina ya ha alcanzado su temperatura de funcionamiento. Estas rápidas extensiones y contracciones del álabe se ven incrementadas en el caso del rotor, donde además existen esfuerzos de tracción motivados por la fuerza centrífuga.


TURBINAS

La zona más crítica en los álabes de rotor del compresor es la zona del encastre, en el álabe del rotor de turbina, la del encastre, y en los álabes apoyados, la punta. En estas zonas no se admite, en general, Ílingún tipo de mecanizados para recuperar un álabe que presente fisuras o deformaciones.

TURBINAS REFRIGERADAS

Además de los diferentes sangrados del motor para aire acondicionado, presurización, antihielo, etc., el motor está dotado de una serie de sangrados internos para su propio uso.

Estos sangrados internos actúan siempre, son automáticos y no tenemos ni indicación ni actuación sobre ellos. Hay dos sangrados fundamentales: uno para la presurización del sistema de aceite en cojinetes y otro para la refrigeración de turbinas, además del sangrado para inyectores ya comentado.

Para esta última misión se sangra aire de los primeros escalones del compresor y se hace pasar por dentro de los ejes, hasta la zona de turbinas.

Los álabes del estator de turbina, y en algunos casos del rotor, llevan una serie de orificios transversales o cámaras internas para la circulación de este aire de refrigeración, con la ventaja adicional de aligerar el peso del álabe sin disminuir sensiblemente su resistencia mecánica.

METODOS DE REFRIGERACION

- Convección.

- Transpiración o efusión.

El fundamental es el de transpiración o efusión que consiste en un material poroso que se rodea de una película de aire permanentemente en toda su superficie.

DIAGRAMA P-V-T

La Fig. 65 muestra el diagrama presión-velocidad-temperatura en los componentes estator-rotor de una turbina.


TURBINAS

E R E R

Fig. 65. Diagrama P-V-Ten la turbina.

En ella podemos apreciar cómo la velocidad aumenta en el estator (tobera de turbina) y disminuye en el rotor. La presión sufre un descenso (expansión) y consecuentemente disminuye la temperatura.

MATERIALES DE TURBINA

El estator de primer escalón, "es la zona de turbina sometida a mayor temperatura. Ya se ha comentado anteriorptente que este parámetro T15 , en los motores de doble compresor, es el más limitativo del motor en cuanto a sus actuaciones.

El material para los álabes del estator debe presentar gran resistencia a la corrosión y oxidación, así como a las variaciones de temperatura o choques térmicos.

Las características mecánicas del material para estos álabes no son muy rígidas por su condición estática.

En su mecanización se ha sustituido la forja por moldeo a la cera. Para bajas temperaturas se emplean aceros inoxidables y para altas temperaturas superaleaciones de base níquel o cobalto. Estas superaleaciones poseen buenas características mecánicas y de oxidación a temperaturas de hasta 1.100° C. ·

No se emplean en absoluto aleaciones de aluminio o titanio por los problemas de fusión y moldeo. ·

Los álabes del rotor están sometidos, como hemos visto en el apartado sobre esfuerzos, a la combinación temperatura-carga más importante del motor.


TURBINAS

Así pues, además de los requisitos de resistencia al choque térmico y oxidación vistos para el estator, en el rotor es un factor determinante la carga de rotura por termofluencia.

La termofluencia se puede defmir como el aumento constante de longitud que se produce en un material al aplicarle una carga, cuando la temperatura es suficientemente elevada. En el caso de una gran carga a temperatura ambiente, la fluencia producida en el material produce una deformación que se estabiliza en un gran período de tiempo, no así cuando la temperatura es mu-y:· alta, como en el caso que nos ocupa.

A lo largo del álabe, la zona intermedia es la que se ve sometida a mayor temperatura y sin embargo es la zona del encastre más crítica, por ser ahí mayores los esfuerzos.

Los materiales más empleados en el álabe de rotor son aleaciones tipo Nimonic, comentado ya cuando tratamos las cámaras de combustión, y superaleaciones de níquel con un 1 O por 100 de cobalto. El material empleado dependerá también del escalón correspondiente, pudiendo variar el material de un escalón al siguiente, al ser distintos sus requerimientos. Generalmente se obtienen por forja. Ultimamente se están fabricando álabes de turbina de estructura monocristalina o realizados por solidificación direccional.

En cuanto al carter de turbina se suele emplear acero inoxidable con buenas propiedades de resistencia a la temperatura.

El disco de turbina está sometido en el borde exterior a temperaturas de hasta 700°C y en el centro del eje, de unos 400°C. Suelen emplearse aceros ferríticos cuando la temperatura no sea muy elevada. Para altas temperaturas se utilizan aceros inoxidables austeníticos con molibdeno o niobio y para grandes esfuerzos superaleaciones del tipo hierro-cromoníquel o Discaloy (hierro-cromo-cobalto).

Se han efectuado ensayos con álabes de cerámica (cermets: cerámicametal) hasta 1.6000 C sin refrigerar. El mayor problema es su fragilidad. Se mezclan con determinadas sustancias plásticas.


GENERALIDADES

CAPITULO VI Toberas

Todos los motores de reacción llevan incorporada a su salida, una tobera de escape. La tobera expande los gases desde la turbina hasta la presión atmosférica, de manera que produzca un máximo empuje. En definitiva, tiene como misión transformar la entalpía del gas a la entrada de la tobera, en energía cinética del chorro de gas.

Esta transformación, va acompañada de una disminución de presión, es decir, de una expansión. Cambia pues la presión en velocidad, al revés que un difusor.

Ya se com~ntó anteriormente que la tobera es el órgano propulsor del motor de reacción al igual que la hélice lo es para el motor alternativo.

Se define el grado de expansión de una tobera como:

G = pt7 = ptotal entrada tobera

e p O p estática de descarga

Los motores de reacción que propulsan actualmente aviones subsónicos en condiciones estáticas y a nivel del mar, tienen grados de expansión en la tobera del orden de 3 a 4 y pueden llegar a 20 en las supersónicas. Para estas relaciones de presión es suficiente utilizar una tobera convergente, sin que las pérdidas debidas a la expansión superen el 1 por 100 del empuje.

TOBERA CONVERGENTE O SUBSONICA

Si la tobera está calculada para un salto sub-crítico de presiones, deberá tener forma convergente (Fig. 66).


TOBERAS

TOBERA lE ESCAPE

Fig. 66. Tobera convergente.

La necesidad de que sea convergente en este caso, se explica porque en una corriente subsónica el aumento de velocidad va acompaftado de una disminución relativamente lenta de la densidad del gas.

Por tanto, este tipo de tobera es el comúnmente empleado en todos los reactores que operan en régimen subsónico.

En el interior de la tobera van instalados unos montantes o riostras, cuya misión, además de hacer de soporte a los ejes del motor con la carcasa o cárter exterior, es actuar como guía para orientar los gases de escape en la dirección más axial posible, evitando la componente tangencial de la velocidad y canalizan el flujo axialmente.

Conviene recordar que el producto presión por área de salida del motor constituye un sumando en la fórmula de empuje.

TOBERA CONVERGENTE-DIVERGENTE O SUPERSONICA

Al aumentar la velocidad, se eleva la relación de presión y a Mach2, la relación de presiones puede llegar a ser 20 como ya se ha comentado. Para estos valores, las pérdidas de expansión externas son del orden del 12 por 100 del empuje bruto y se debe añadir un conducto divergente que controle la expansión, para conseguir de esta forma una expansión interna completa del gas. A velocidades de vuelo suficientemente grandes, el salto de _presiones en la tob~ra de salida llega a ser tan grande que la utilización de toberas convergentes conduce a una pérdida notable del empuje y a un aumento del consumo de combustible.

El diseño es función exclusivamente de la relación de presión a través de la tobera y por tanto variará con el número de Mach.


TOBERAS

Al ser constante el gasto en todas las secciones de la tobera, el área de la sección deberá aumentar, pues si se siguiera estrechando una vez alcanzado Mach 1, estrangularíamos la corriente con las pérdidas de empuje consiguientes. La garganta donde se alcanza la velocidad sónica se denomina garganta crítica. A altitud constante, al aumentar la velocidad de vuelo, aumenta la presión en el interior del motor y con ello el grado de expansión.

Para segurar la expansión completa en la tobera será preciso aumentar la relación de área salida/garganta crítica (As/Ag) permitiendo la expansión a velocidad supersónica.

Este tipo d~ tobera se conoce con los nombres de tobera supersónica, convergente-divergente o tobera de Laval (Fig. 67).

SUBSONICO

----- TOBERA SALIDA

GARGANTA CRITICA

Fis. 67. Tobera con11ergente-di11ergente.

TOBERA DE AREA VARIABLE

Por todo lo expuesto anteriormente sobre el funcionamiento de una tobera y su diseño, se comprende que su trabajo y rendimiendo óptimos, se producirán en una gama operacional. Sin embargo, en ciertos


TOBERAS

motores, so.bre todo supersónicos, esa gama varía enormemente, pues los saltos de velocidad, presión, temperatura, etc., serán totalmente distintos de volar a 0,7 Machó a 2,5 Mach, por ejemplo.

Esta es la razón fundamental por la cual ciertos motores llevan incorporada la tobera de sección variable.

Dicha tobera, en su forma más simple (Fig. 68), consiste en dos pequeñas placas que aparecen ,en la parte posterior de la tobera convencional, con lo cual se reduce su sección y en defmitiva se aumenta el empuje. Esta disposición (Caravelle VI) actúa al pasar el mando de gases de una determinada posición, aproximadamente el 80 por l 00, como ocurre en los despegues.

Fig. 68. PlactU móvile1 en tobera.

Otra manera de obtener esa sección variable consiste en retrasar el cono de salida (Fig. 69), con lo que la sección disminuye.

Finalmente, el tipo más empleado en motores con postquemador consiste en una serie de láminas o flaps (Fig. 70), mandadas por actuadores neumáticos. Estas láminas abren o cierran su sección con arreglo a los parámetros que reciben.

1 00/© Editorial Paraninfo

Fig. 69. Cono móvil en tobera.

Fig. 70. Tobera de área variable.

DIAGRAMA P-V-T

Area reducida

TOBERAS

Como se ha expuesto, a lo largo de una tobera la velocidad aumenta, y .la presión y la temperatura disminuyen, como se ve en el diagrama P-V-T que se muestra en la Fig. 71.


TOBERAS

e S

Fig. 71. Dillgram~~ P-V-T en una tobera.

POST -COMBUSTION

Como la inyección de agua, la post-combustión constituye un método eficaz de aumento de empuje en un reactor.

Al hablar del proceso de la combustión vimos que solamente un 25 por 100 del aire que atraviesa el motor se quema, aproximadamente, en dicho proceso. Ese 75 por 100 del aire restante es el que hace posible la postcombustión. Los gases desde la turbina entran al postquemador entre 200 y 300 metros/seg. por lo que hay que reducirlo. La temperatura en el postquemador puede alcanzar los 1.700 oc.

Un post-quemador (Fig. 72) consiste en una enorme cámara de combustión tubular (sin tubo de llama) que va situada al final del motor, detrás de las turbinas.

Fig. 72. Post-quemador


Eliminador de ruidos

TOBERAS

La alimentación de combustible llega desde el fuel-control al actuar el post-quemador, o bien en otros aviones al adelantar la palanca de gases y entrar en la zona de post-combustión. El encendido actúa en unos al poner post-combustión y otros llevan una bujía permanentemente encendida.

La longitud del post-quemador viene a ser igual a la del motor y su peso una décima parte del de éste.

El aumento de empuje que representa su uso, puede llegar a un 50 por 100 del que proporciona el motor, pero su empleo debe limitarse a períodos de tiempo muy breves, pues el consumo de combustible es tres veées superior al del motor funcionando sin post-combustión. Por ejemplo, el avión de combate F-104, cuyo motor es la versión militar del JT8D, consume en crucero UJias 3.500 lb/horas y en regimen de post-combustión unas 12.000 lb/horas. Téngase en cuenta que la capacidad de combustible del F-104 son 8.000 lb.

Un ejemplo de post-combustión en aviación comercial es el post-quemador que lleva adosado el motor Olimpus 593 del "Concorde".

El incremento de empuje obtenido, del 10 por 100 al 15 por 100, permite a los motores mejores performances en el despegue.

También puede emplearse la post.-combustión como un.a reserva de empuje para la aceleración transóniá, lo que permite al Concorde pasár la barrera del sonido a una mayor altitud, reduciéndose así el efecto del "boom" en el suelo.

SUPRESORES DE RUIDO

El sonido es un movimiento de ondas producidas por variaciones o perturbaciones de presión. Estas ondas sonoras son perceptibles por el oído humano en una gama de frecuencia que oscila aproximadamente entre 20 ciclos/segundo y 20.000 ciclos/segundo, y muy especialmente entre 1.000 y 5.000 ciclos/seg. La onda sonora transfiere energía y movimiento de un. punto a otro sin transporte de masa.

La intensidad del sonido es función de las variaciones de presión cuando alcanza el receptor. Si la frecuencia es alta, puede producir dafí.os en el oído. Tal puede ser el caso del ruido ocasionado ppr el escape en las toberas. La tobera suele ser la principal fuente de ruidos, seguida por el fan, sobre todo en los motores de gran índice de derivación.


TOBERAS

Debido al gran intervalo de intensidades para las cuales es sensible el oído humano, es más conveniente utilizar una escala logarítmica que una escala natural. De acuerdo con ello, se define el nivel de intensidad en dB de una onda sonora por la expresión.

1 dB= 10 log-Io

La unidad es el decibelio; /0 es una intensidad arbitraria de referencia de valor lQ-16 watio/cm2 y corresponde al sonido más débil que puede oírse. ·

Cómo ejemplo, el nivel de intensidad de una conversación en voz baja es de unos 20 dB; a partir de los 120 dB comienza el umbral de la sensación desagradable.

En el caso del ruido que se produce en una tobera, el nivel de ruido varía al pasar de una velocidad de salida Vs a otra V's:

dB=30Iogf 1

Se observa por tanto, que la forma más inmediata de reducir el ruido es disminuyendo la velocidad de salida de gases, solución que llevan implícita los motores de doble flujo o turbofan de gran índice de derivación.

Pero existen otras muchas formas de reducir el ruido. Uno de los medios más eficaces para atenuar el ruido provocado por los compresores, consiste en aumentar la distancia entre los álabes del estator y la etapa de álabes del rotor, lo que permite la dilatación de los torbellinos engendrados al nivel del borde. de salida de los álabes del estator, que en consecuencia pierden velocidad (Fig. 73).

Así mismo, se emplean entradas de aire especiales (Fig. 74). En a) se han dispuesto dos anillos concéntricos colocados paralelamente a la dirección del flujo de entrada. En otros casos, se utilizan recubrimientos con paneles antirruido en el difusor de entrada.

*Nota: El ruido aerodinámico que se origina en la estructura, por ejemplo, es el que se produce por el flujo de aire de la capa límite y es proporcional a la velocidad elevada a la sexta potencia.

104/ © Editorial Paraninfo

Fig. 73. Dilatación de torbellinos.

a)

TOBERAS

b,

Fig. 74. Anillos en la entrada.

El segundo dibujo muestra una configuración de cono de entrada ancho o "en bombilla". Este diseño sirve para limitar hacia adelante las propagaciones del ruido del compresor. Desde el punto de vista aerodinámico es más interesante la entrada de anillos concéntricos.

Las partes rayadas en ambas figuras corresponden a los elementos dotados con material termoplástico para amortiguar las vibraciones sonoras a base de polímeros. Se hace muy frecuente el empleo de estos materiales en las barquillas, difusor de entrada, canal de derivación, etc., pues se consigue atenuar el ruido entre 7 y lS dB.

Finalmente y como sistema más empleado veamos la figura 7 S, en la que se puede apreciar dos tipos d~ amortiguadores de ruido en toberas, ya que, repetimos, ahí reside su principal foco.

Estos amortiguadores de ruido de tobera, producen una disminución de empuje y por tanto un aumento del consumo específico.

Algunos llevan una serie de orificios alrededor de la. tobera por los . que entra el aire que pasa por la periferia del motor, formando una especie de envoltura entre la corriente de salida intensamente calentada y acelerada y el aire en calma exterior.

Esta envoltura (Fig. 76) reduce el nivel sonoro de igual forma que lo hacen los motores de gran índice de derivación por diseño.

© Editorial Paraninfo/! OS

TOBERAS

Fig. 75. Supresores de ruido.

Dado el enorme interés que tiene el no sobrepasar el nivel de intensidad de cada aeropuerto en ninguna circunstancia, es muy interesante que el piloto observe estrictamente los valores máximos de empuje a los que puede operar, para no incurrir en las penalizaciones impuestas por las autoridades del aeropuerto. Como norma en el rodaje (taxiing) no debe pasarse el SS_ por 100 de N 1 , en motores tipo JT8D.

Fig. 76. Envolvente de la co"iente de salida.

El Anexo 16 de la Organización de Aviación Civil Internacional (O.A.C.I.) se ocupa del "ruido de las aeronaves". En dicho anexo se especifica y regulan una serie de normas así como los límites máximos permitidos, dependiendo del tipo de avión (motor alternativo, turbohélice, reactor) así como del número de motores que lleven.


TOBERAS

Los métodos de evaluación del ruido efectúan mediciones laterales, de sobrevuelo en el despegue y en la aproximación. En general, estos niveles de ruido oscilan de 89 a 108 EPNdB (Effective Percived Noise decibel). La unidad de medida se realiza en decibelios de nivel efectivo de ruido pe~~ibido (EPNL) según el citado Anexo 16.

1 El procedimiento y perfil de un despegue antirruido está calculado para miniminar el ruido sobre áreas especialmente sensitivas, bien virando antes de alcanzar dichas áreas o bien obteniendo la máxima altitud posible y reducir el empuje al sobrevolar la zona.

Después de comprobar un gradiente de subida positivo, se retrae el tren manteniendo el calaje de flap de despegue.

Se mantendrá una subida inicial de V 2 + 1 O nudos hasta alcanzar 1000 pies sobre el campo. Entonces, reducir el régimen de subida manteniendo de 500 a 1000 pies/min.

Continuar acelerando y retraer flaps a las velocidades correspondientes.

En la Fig. 77 se puede apreciar el procedimiento de despegue antirruido para el B-727 .

• Aa:olome •R-~ on

flap/ ..... -. .. • Comploto AFTER,

TAKEOFF Choddilt • Roll out ·~.-t19rtly

.......__ • Set dimb thrust ~ •Miint.lnV2+ IOku

30011 1t or el- of ---·-noilecriticlt.,.. ~

• Set ukooff thrult prior 10 80 kts

!500ft ~ ..

• Politiw .... of

•G.' up

NOTE: No no1oo ...._ dlmb ._ind if., __., or

- lclng -hlono occur.

Slroight CUmb Out ·-flop llltlnt ·v2 +10kta.

Fig. 77. Procedimiento de despegue antirruido B-727.

©Editorial Paraninfo/lO?

TOBERAS

Al alcanzar entre 200- 235 nudos reducir el empuje para disminuir el ruido y continuar acelerando hasta 3000 pies.

En este punto se ajustará nuevamente el empuje de subida par¡¡ acelerar a la velocidad adecuada.

Durante los entrenamientos se recomienda utilizar siempre este procedimiento, salvo que el despegue se realice sobre agua o se requieran virajes excesivamente pronunciados de salida, pues normalmente el perfil de viraje se inicia a bajas altitudes.

No se realizará este procedimiento si ocurriese cualquier anormalidad que pueda comprometer la seguridad o si se manifiestan condiciones de engelamiento severo.

Se recomienda, si el piloto automático dispone del modo "I.A.S. hold" (mantenimiento automático de velocidad), utilizarlo para control de cabeceo.

Si ocurriese un fallo de motor mientras se realiza este procedimiento, inmediatamente se pondrá empuje máximo continuo en los motores operativos. Por supuesto durante el despegue se seguirá con empuje de despegue en los motores restantes. Si ocurriese después de la reducción se aplicará empuje máximo continuo.

CONTAMINACION ATMOSFERICA

Como todos los motores, en el caso de los turborreactores, la contaminación atmosférica es importante y existe un denodado esfuerzo de los fabricantes por disminuir el nivel de contaminación en similar medida a como hemos comentado con el ruido.

Fundamentalmente, las emisiones de contaminantes afectan a bajas alturas, en el entorno de los aeropuertos y tienen transcendencia en vuelo en cuanto al medio ambiente, debido al enorme número de aviones que operan en el mundo.

Los contaminantes fundamentales son:

a) Partículas.

b) Monóxido de carbono y anhídrido carbónico.

e) Oxidantes químicos,


TOBERAS

d) Oxido de nitrógeno.

e) Dióxido de azufre.

a) Material sólido o líquido de tamaño inferior a 500 IJ. (micrones) dispersos en el aire.

Una concentración media anual de 75 IJ. gr/m3 puede causar problemas de salud.

Un máximo de 260 IJ. gr/m3 en 24 horas, puede tolerarse una vez al año.

b) El anhídrido carbónico (C02) es un gas incoloro, inodoro _y altamente venenoso que aparece en combustiones incompletas.

e) Se forman oxidantes fotoquímicos cuando los hidrocarburos y los óxidos de nitrógeno se exponen a la luz solar.

Los oxidantes fotoquímicos y la exposición prolongada del cuerpo humano al dióxido de nitrógeno, puede dar lugar a irritación del sistema respiratorio y digestivo.

La contaminación del medio ambiente de un aeropuerto suele provenir de una de estas fuentes:

a) Gases de escape en los motores.

b) Repostado de combustible.

e) Equipos de servicio de tierra y Unidades de Potencia Auxiliar (A.P.U.).

d) Plantas térmicas.

Los contaminantes contenidos en los escapes de los motores se componen principalmente de monóxido y dióxido de carbono, hidrocarburos, óxidos de nitrógeno, hollín y otras partículas sólidas, además de ácidos orgánicos y componentes de carbono y azufre.

El monóxido de carbono y ciertos hidrocarburos (HC) se forman por combustiones incompletas. En cuanto al humo puede llegar a afectar a la visibilidad en aproximaciones y despegues.

En el proceso de combustión y además de los contaminantes citados, se produce vapor de agua (H20) y anhídrido carbónico (C02).

Asimismo, los humos y HC producen olores, a veces intensos y que pueden sentirse incluso dentro del avión que rueda o despega detrás de otro. Los gases de escape del primero son ingeridos por los motores del que le sigue y pasa a través del sistema neu~ático y de aire acondicionado hasta la cabina.

©Editorial Paraninfo!l09

TOBERAS

INDICES DE MEDIDAS: INDICES DE EMISION Y DE HUMO

Los índices de medida de contaminantes o índice de emisión (lE) se definen cómo la masa de contaminante emitido por kilogramo de combustible quemado. En general, la masa de contaminante, se da en partes por millón.

El índice de emisión de contaminantes viene dado por la expresión:

/E= J0--3 p MC (] + r )e PMG r e

P Me = Peso molecular contamin3:nte.

P MG = Peso molecular gases escape.

r =Relación combustible/aire.

Ce = Concentración contaminante en partes por millón.

El índice de humo (IS) se obtiene haciendo pasar los gases de escape de tobera a través de un papel-filtro y observando mediante distintos procedimientos la zona afectada por la emisión. Comparando la parte oscurecida del filtro con la limpia, se puede fijar el índice de humo.

Se pueden producir humos a elevados empujes o si no existe suficiente aire durante el proceso de combustión.

CONTAMINACION EN LAS DIFERENTES OPERACIONES DE MOTOR

Durante el ralentí se corre el riesgo de una combustión incompleta dando lugar a la formación de monóxido de carbono e hidrocarburos, que al no quemar en su totalidad producen el típico olor de keroxeno que se menciona anteriormente (fig. 77a).

En el rodaje aumenta la emisión de monóxido de carbono y disminuye la de HC.

En despegue y fase inicial de subida hay un descenso importante de CO y un aumento de óxidos de nitrógeno, siendo ésta la fase de máximo empuje del motor y, por tanto, en la cual la contaminación es mayor, si bien el tiempo medio oscila de 2 a 3 minutos. Conviene no confundir estos 2 ó 3 minutos de despegue y subida inicial a unos 2.000 pies con el


TOBERAS

fe¡ contam . . COíñbUSl

co

o RALENTI RODAJE DESPEGUE ATERRIZAJE

Fig. 77a. Valores límite de índices de contaminación por fases de operación.

empuje y despegue que fija el F.A.A. hasta 5 minutos e incluso hasta 10 minutos como se verá en regímenes de motor, muy inferior normalmente al tiempo de rodaje para despegue.

Finalmente, durante la aproximación y aterrizaje con bajo empuje, vuelve a aumentar el CO y descienden los óxidos de nitrógeno. Cuando la combustión de los hidrocarburos es incompleta e incide la luz solar, se puede formar gas metano que al mezclarse con el ozono produce humo-niebla conocido con el término inglés "smog".

MOTORES PROPF AN

Propfan es un término general utilizado para describir un concepto de propulsión, que combina las características de. turbohélice con las del turbofan. En principio, se aplica a unas palas de alta velocidad, con espesor, flecha e inclinación variable.

Aunque se ha intentado buscar un término único a estos motores, actualmente Boeing los denomina (U.B.E.)- Ultra Bypass Engine o (U .D.F.)

-Unducted Fan y MC Donnell Douglas (U.H.B.)- Ultra High Bypass.


TOBERAS

Se caracterizan por tener un altísimo índice de derivación y todas las denominaciones responden a idéntica filosofía.

Los que han superado los ensayos y pruebas iniciales debieran haber comenzado a impulsar a algunos aviones de la década de los 90, disponen de dos fanes o filas de álabes impulsores girando en sentidos opuestos y que sobresalen visiblemente de la carcasa del motor.

Los álabes de los fanes están conducidos por dos turbinas que, naturalmente, giran en sentidos contrarios o también por una caja de accesorios y una turbina convencional. Disponen dichos álabes, además, de incidencia variable, permitiéndoles adaptar su ángulo de ataque a la velocidad de vuelo, empuje de reversa, etc.

DESCRIPCION DEL MOTOR

El U.D.F. (Unducted fan) de General Electric ofrece significativas mejoras con respecto a los motores de propulsión subsónicos y ha realizado pruebas satisfactorias en los aviones MD-80 y B-727. Este motor está desarrollado a partir del F404, que propulsa los aviones de combate F-18 y Northrop F-20.

Puede producir 25.000 lb. de ~m puje estático (15.000 H.P .) con un bypass ratio o !ndice de derivación de 35. Se estima que puede ahorrar hasta un 25% de consumo específico con respecto a los turbofanes convencionales, como puede apreciarse en la figura 78.a.

El U.D.F. consiste en un motor de doble eje, una turbina de dos etapas girando en sentidos opuestos (counter-rotating) que incorpora fan de álabes variables, una nacelle y un sistema de escape.

El núcleo es idéntico al de un motor de reacción convencional con algunas modificaciones como~

Caja de accesorios

Estructura del compresor

Bypass Duct. (aumentando sangrados de aire)

Starter Compresor y extractor variable


Crucero Ce

TOBERAS

(35.000 ft. 0.8M, STO DAY} TURBO JET

~ TURBO FAN ~ INDICE DERIV.

o ~ dO ~l;JRBO FAN O -v ~LTO INDICE DERIV. u

-:.,_ PROP. FAN ---- --~~

1950 1960 1970 1980 1990 2000 2010

Fig. 78a. Tendencia histórica en la disminución del Ce en motores subsónicos

Como hemos visto, en las turbinas convencionales, cada escalón de rotor está seguido de un estator que canaliza y adapta el flujo de aire al próximo escalón. En el UDF, en vez de estator, hay una fila de álabes de turbina contrarotatoria.

En la Fig. 78.b se muestra el esquema del UDF.

Los seis escalones montados en la parte más exterior del motor conducen los 8 álabes del prop-fan.

Los otros seis escalones conducen el prop-fan trasero en sentido contrario al anterior.

Estos álabes son de incidencia variable, permitiendo acomodar el ángulo de ataque de los mismos a la velocidad de vuelo, optimizando las performances del motor. Además, y como ya se ha comentado, los álabes variables permiten la operación en modo de reversa.

Los álabes tienen un diámetro de 11.7 ft. y una velocidad en su punta de 750 a 800 ft/s.


TOBERAS

Alabes

---+-·----·-----

(8 álabes cada etapa)

---·---·-·-· Fig. 78 b. Esquema general del UNDUCTED FAN

gases

Están fabricados de un compuesto de carbón y fibra de vidrio, separados inicialmente. Los elementos se unen alrededor de un compuesto de titanio y se funden en una pieza colocando una película de niquelalloy sobre el borde de ataque del álabe, para protegerlo contra la erosión.

El motor original tiene una carga de disco de 65 H.P/ft2, un índice de derivación de 35 y una relación de presión de 1.17. Incorpora E.P.R. además de N1 con un máximo de 1.400 r.p.m.

El sistema de control del U.D.F. se compone de un DEC y un FADEC. El DEC (Digital Electronic Control) sumi~istra funciones supervisoras para ajustar el control de combustible hidromecánico.

El F ADEC (Fu el Authority Digital Electronic Control) regula la posición de los álabes variables y sincroniza los rotores.

Además y cuando el piloto selecciona empuje de reversa retrayendo los mandos de gases y tirando hasta una posición de DETENT, el F ADEC coloca los álabes en posición de enipuje de reversa. ·


TOBERAS

El DEC calcula los regímenes de motor y ajusta el flujo de combustible de la unidad de control hidromecánica para proporcionar una· relaCión directa entre la posición del mando de gases y el tanto por ciento de empuje.

Además controla los álabes del conjunto de baja y la geometría variable del compresor de baja. La unidad hidromecánica controla la geometría variable del conjunto de alta.

Asimismo el DEC incluye una función de protección por alta vibración que proporciona una rápida parada de motor en caso de pérdida o rotura de los álabes del fan.


CAPITULO VII Instrumentos de motor

Puede decirse frente a los motores alternativos, que la característica fundamental de los motores de turbina es su sencillez. La ausencia de complejas piezas móviles, válvulas y otro tipo de dispositivos, conduce a una mayor seguridad y facilidad de manejo.

No obstante, desde los comienzos de su aplicación a la aviación se constató la diferencia de indicaciones de motor que debían utilizarse con respecto a los alternativos.

Los instrumentos del motor de reacción suelen ir agrupados en el panel central de pilotos, para facilitar la visión a toda la tripulación, sin necesidad de repetirlos.

Los fundamentales (Fig. 79 a) son:

_ Indicador de E.P.R. o de N1, como parámetro fundamental de empuje en reactores y par motor y "torque" en turbohélices.

- Tacómetros N 1 y N 2 , que dan información de las revoluciones de los conjuntos compresor-turbina de baja y alta respectivamente.

- Termómetro E.G.T., que indica la temperatura de salida de gases. - Indicador de vibración del motor, si bien este instrumento, como

se verá, es menos importante a efectos de operación desde cabina. Suele ir situado en el panel del CM-III. *

Además, el panel central de instrumentos suele agrupar las luces de reversa y los indicadores de fuel-flow, pues aunque no constituyen instrumentos del motor propiamente dicho, sino de sistemas auxiliares, son de una enorme importancia en la operación del motor.

Así pues, veamos los tipos y características fundamentales de estos instrumentos. Al final del capítulo se analiza la nueva presentación de instrumentos de motor en tubos de rayos catódicos (CRT), disposición generalizada en la última generación de aviones en servicio.

* CM-III- Crew Member III (Mecánico de Vuelo)


INSTRUMENTOS DE MOTOR

Fig. 79 a). Indicadores de motor típicas de despegue (JTJD ).


EGT


TACOMETROS

Son los instrumentos destinados a dar la lectura del número de revoluciones del motor (R.P.M.). Como hemos visto, las revoluciones son uno de los parámetros fundamentales en las actuaciones del motor, de ahí la importancia de dicho instrumento. Recordemos que las vueltas de los rotores de baja y alta se denominan N 1 y N 2 .

Las revoluciones, ep. el caso de los motores de reacción, son una medida de empuje. Por tanto, en los motores de doble compresor será necesario disponer de dos tacómetros, uno para el compresor de baja y otro para el de alta.

Atendiendo a su principio de funcionamiento, fundamentalmente los tacómetros pueden ser:

- Centrífugos -A fricción - Magnéticos - Eléctricos - Electromagnéticos - Electrónicos.

Los más empleados actualmente son los electromagnéticos y electrónicos.

Veamos someramente una descripción del resto de los tacómetros enumerados.

Los centrífugos basan su funcionamiento en la rotación de unas masas giratorias. Cuando aumentan las revoluciones, las masas giratorias se separan por fuerza centrífuga.

Su unión con el motor se realiza mediante una transmisión flexible hasta el indicador.

El fundamento del tacómetro a fricción se basa en un disco que gira con velocidad angular constante y otro que introduce la velocidad de rotación del motor y que gira rozando con el disco anterior. Los desplazamientos del disco arrastrados por el motor se llevan a una aguja en el instrumento. Tienen gran precisión y se emplean generalmente como patrón para homologar otro tipo de tacómetros y en bancos de prueba.

Los tacómetros magnéticos constan de un imán transmisor arrastrado por el motor, el cual crea un campo magnético que tiende a girar un pequei\o tambor, arrastrado por el imán. Su giro queda limitado por el fre-



no de un muelle antagonista. A medida que aumentan las r.p.m. del motor, el imán gira más deprisa, se hace mayor el campo magnético de arrastre y el muelle irá cediendo. Estos tacómetros se suelen montar conjuntamente con los eléctricos.

Tacómetros eléctricos

·· Constan de un generador eléctrico, arrastrado por el eje del motor, siendo la fuerza electromotriz que produce el generador función directa del número de r.p.m.

La corriente generada se emplea en excitar una bobina móvil en el interior de un imán permanente, que constituye el indicador. Por tanto, la desviación a que está sometida dicha bobina depende de la tensión que recibe y, en definitiva, de las vueltas del motor.

El generador suele constar de un estator de dos a seis polos, cuyo rotor envía la corriente generada hacia el colector, y éste mediante escobillas a la bobina móvil.

La principal ventaja de los instrumentos que emplean la corriente eléctrica como medio de unión del transmisor con el instrumento indi.cador, consiste en que la distancia que puede existir entre la medición y el panel de instrumP-ntos es teóricamente ilimitada.

T ACOMETROS ELECTROMAGNETICOS

El tacómetro electromagnético utiliza como transmisor un alternador trifásico, cuyo rotor es un imán permanente arrastrado por el motor, generalmente a través de una desmultiplicación de transmisión flexible. El eje de arrastre del generador hace girar al rotor dentro de las bobinas del estator, generando señales eléctricas alternas. Estas señales se transmiten al motor síncrono del indicador del tacómetro por medio de un sistema bifllar, mientras que la tercera fase va a masa. Las señales eléctricas alternas hacen que gire el eje de arrastre del motor sincrónico del indicador. Este giro, a través de un acoplamiento inductivo, tiende a hacer girar la aguja del indicador que está restringida por un muelle. La velocidad del motor sincrónico determina la cantidad de giro de aguja, que será proporcional a la velocidad del motor del compresor correspondiente.



Este tipo de tacómetro, Fig. 79b), es autogenerador y muy utilizado en casi todos los aviones propulsados por motores de bajo índice de derivación (JT3-D - DC-8, JT8D - B-727, DC-9, ... ), es decir estos instrumentos no requieren en absoluto de la alimentación eléctrica del avión. La energía eléctrica del avión se necesita solamente para la iluminación integral del instrumento.

Generador de tacómetro Fig. 79 b). Tacómetro elsctromagnético.

A veces se asocia con un indicador de desincronización con el fin de dar una indicación conjunta del funcionamiento de los motores.

El indicador de desincronización consta de una luz situada en el panel central de instrumentos, que indica falta de sincronización. Los dos terminales de la luz están conectados a la fase correspondiente de los circuitos de los tacómetros; cuando éstos se hallen desincronizados, existe un desequilibrio en la frecuencia de voltaje entre los generadores, proporcional a las vueltas de cada motor.

TACOMETROS ELECTRONICOS

Basan su funcionamiento para medir las revoluciones, en circuitos electrónicos de medida.



Existen dos tipos:

- Aquéllos en que el transmisor capta campos magnéticos.

- Los que se basan en corriente., parásitas o de Foucault.

En los primeros el transmisor detecta la velocidad de rotación del motor y dicho transmisor es un generador de impulsos electromagnéticos.

Constan de un conjunto de alojamiento y un conjunto de rueda excitatriz.

El conjunto de la rueda excitatriz está unido al eje de arrastre del motor y contiene un imán permanente soldado al disco de la rueda. A medida que el imán permanente va pasando frente a la bobina captadora, ésta transforma la señal magnética en señal electromagnética y la envía al indicador. El indicador capta la señal y la hace pasar a través de unos circuitos de medición amplificador e integrador. Para el funcionamiento de estos circuitos se requiere alimentación eléctrica exterior debidamente amplificada y rectificada. La señal de salida de estos circuitos llega a un servomotor encargado de mover el sistema de engranaje y aguja. Por esta razón, estos instrumentos no son autogeneradores, pues sí dependen de la energía eléctrica del avión. La indicación suele ser de aguja y contador numérico a la vez.

Los tacómetros basados en corrientes parásitas constan de un transmisor que comprende: Una unidad sensora, un amplificador y un circuito divisor. La unidad sensora es un módulo alojado dentro de una cápsula que contiene un imán permanente y una bobina.

El indicador, Fig. 80, es básicamente un medidor de frecuencia de tipo servo de posición. Además de la aguja, del indicador numérico y de una pínula de indicación máxima, el indicador lleva una bandera de aviso, que cae frente a las cifras del contador, cuando no recibe energía eléctrica, ésta es baja o existe un fallo mecánico prolongado.

Este tacómetro capta las revoluciones del motor mediante la sensación del paso de los álabes, detectando por tanto las masas magnéticas que pasan frente a la cápsula captadora y contando los pasos. Si se dividen los pasos por el número de álabes del escalón del rotor del compresor, frente al cual se ha colocado·la cápsula, se obtendrán las revoluciones del motor.

Los tacómetros electrónicos se utilizan en motores de gran índice de derivación, (CF6-50 -. DC-10, Airbus), (JT9D- B-747), ... ,en los cua-



_:"'ii:IIIC~.J.- Aguja de indicación máxima

Fiv. RO. Tndicadores de tacómetros electrónicos.

Aguja

Aguja de indicación máxima

Contador numérico

les vuelve a ser el N 1 (número de revoluciones del fan) el instrumento primario de empuje del motor.

TRANSMISOR DE EPR

En el Cap. 1 se vieron los factores intrínsecos del motor que intervienen en el empuje, sin tener en cuenta los externos. Estos factores son: la geometría de disefio, condiciones de admisión de aire, condiciones de la salida del gas y relación de presión del motor. Pero conviene fijarse en el hecho de que cuando un motor opera a velocidad, altura y temperatura exterior constantes, para una posición fija del mando de gases, la variación d.el empuje es función únicamente de la relación de presiones del motor.

Para un turborreactor de doble compresor axial, esta relación de E.P.R. (Engine Pressure Ratio) es Pt7 /P12 •

P17 - Presión total del gas a la salida de turbina.

P12 -Presión total del aire de entrada al compresor.

En principio se utilizó solamente P17 como índice del empuje corr~spondiente a la velocidad cero, si bien se ha visto sustituido con ventaja por la relación de presiones ya mencionada.

El sistema de EPR consiste generalmente en una sonda de presión de entrada P12 y varias sondas, unas seis, de presión de salida P17 , un trans-



misor de EPR y un indicador de relación de presión. Las presiones de entrada y salida se envían al transmisor, el cual mide la relación de presión y da señales de salida proporcionales al EPR que se envían al indicador de cabina.

La sonda Pt2 se calienta con el fin de evitar la formación de hlelo, lo que pudiera dar lecturas incorrectas. Suele ir situada en el centro del obús de entrada.

El sistema opera cuando se da energía de 115 V de corriente alterna al transmisor y al indicador.

La gama de lecturas del indicador varía de 1 a 3 aproximadamente para los motores de bajo índice de derivación. El instrumento dispone de una aguja que señala el EPR y una ventanilla donde se coloca el EPR de referencia (Fig. 81 a).

Por;no de ajuste del CQntaáor de referencia

Fig. 81 a). Indicador de EPR.

Una vez o~tenido el EPR a selectar, en función de la presión y temperatura, medtante las correspondientes tablas (despegue, subida, crucero, go-around, etc.), se coloca dicho valor en la ventanilla de referencia con el botón de ajuste, el cual a su vez mueve la pínula alrededor del instrumento. Una vez hecho esto, se ajustará el mando de gases a ese valor, o bien servirá como referencia, si es necesario emplearlo (go-around).

Algunos instrumentos, además de la ventanilla de referencia, llevan otra que indica el valor real que marca la aguja, es decir, el EPR en cada momento y una bandera de aviso de fallo que aparece en el instrumento cubriendo las cifras del contador en caso de mal funcionamiento.


INDICADOR DE LIMITE DE E.P.R. ó N 1

(THRUST RATING INDICATOR).


El cálculo del empuje para cada fase de vuelo se realiza normalmente utilizando las correspondientes tablas de empuje. Por ejemplo, para despegue dichas tablas dan, en función de la altitud-presión del aeropuerto y de la temperatura exterior, el ajuste de E.P.R. o N 1 • Si hubiese sangrados por aire acondicionado o antihielo, habrá que hacer las correcciones oportunas.

Algunos aviones (DC-10, A-300 ... ) incorporan un computador de empuje (Thrust Rating Computer), cuya misión es proporcionar automáticamente el empuje límite, en función de una serie de parámetros (Fig. 81 b).

El equipo que se muestra pertenece al Airbus, A-300 y consta de un computador y un indicador (Display Unit). El computador recibe del A.D.C. (Air Data Computer) información de número de Mach, altitud y velocidad, y por otro lado la T .A.T. y sangrados de aire. Con es-

MAX. E.P.R. INDICATION

E.P.R. INDICATOR

MODE

TAT

15)

LIMIT E.P.R. CONTROL

ANO DISPLAY UNIT

T.A.T. -----~~~~~~Ir'~

AIRBLEED ----------~·l ....... --E.P.R.

DEMANDS

Fig. 81 b). Computador de empuje.



tos parámeuos y el modo selectado en el indicador, el computador dará la indicación del E.P.R. límite, por un lado al indicador de E.P.R. y por otro a la ventanilla del propio Display. Los modos de que dispone el equipo son (Fig. 81 C): Take-off, Flexible Take-off, Go Around, Maximum Climb, Maximum Cruise y MaximumContinuous .

.....- EPR LIM---, TAT

FLX T.O. TEMP.

~ Fig. 81 e). E.P.R. límite y display.

MAXIMUM CONTINUOUS:

MAXIMUM CRUISE

Al pulsar el modo correspondiente y de acuerdo con la información recibida del computador, aparecerá en la ventanilla "E.P.R. LIMIT", el máximo para esa fase.

El modo Flexible Take-off, en otros aviones "ALTN. T.O" (Altemate Take-off) es el que corresponde a un despegue con empuje reducido (ver pág. 176), es decir, cuando para una pista dada, el peso del avión y las condiciones ambiente, hacen que no se requiera el empuje límite para ese despegue (Fig. 81 d).

La temperatura máxima (T.F.) a la cual puede despegar el avión se obtiene del Manual de Operación y se inserta en la ventanilla inferior "FLX. T.O. TEMP".

Cuando se selecta el modo FLX. T.O., el c;:omputador utiliza esta temperatura en lugar de la T.A.T. para calcular el máximo E.P.R. y efectuar una reducción óptima de empuje.


@ r-n 9,

~ ei ;;)' ¡;¡ ::J :;· O' ---tv ....:¡

FLX. T.O OPERATION co . • 1

.

E. P.R.

OPERAT· ING

MANUAL

MAXTHRUSTI (T.O. SELECTEDI ~~----~---~

\

THRUST ~ OPTIMUM 1 ' (FLXTO ·~------_.---~------·-~,

SELECTED)

TAT ISA +15

TF OAT

Fig. 81 d). Operación "Flexwle Take otr:

>i<

z "' ..., ;oc e: ~

~ ~ o tTI ~

§ ;oc

~.,, \'" ; '

\


TERMO METRO

EGT (Exhaust Gas Temperature)

La medida de EGT se efectúa mediante la obtención de una f.e.m. por un procedimiento puramente térmico, en un circuito formado por dos metales distintos, ~uyas soldaduras se mantienen a temperaturas diferentes.

El conjunto de los dos metales constituye un par termoeléctrico; la f.e.m. del circuito se denomina fe.m. térmica o fe. m. Seebeck (Figura 82).

Cr+Ni

JUNTA

AI+Ni

JUNTA FRIA

Fig. 82. Par termoeléctrico.

Si se mantiene constante la temperatura de referencia t0

(junta fría), se obtiene una f.e.m. Seebeck que es función de la diferencia con temperatura t de la soldadura de prueba, llamada también junta caliente.

Este hecho permite utilizar el par termoeléctrico como termómetro, puesto que la escala de galvanómetro que mide el paso de corriente, se convierte en indicador de temperatura EGT (Fig. 83), y no requiere alimentación eléctrica, siendo por tanto, como los tacómetros, un instrumento autogenerador.

El principal inconveniente radica en que la relación entre la temperatura y la f.e.m. correspondiente no es lineal, lo que dificulta la graduación del elemento indicador y su lectura.

También resulta algo complejo el ajuste del equipo para misiones de control.

Este inconveniente es la causa de que en muchos casos se utilicen "termistores" en lugar de termopares y pirómetros de radiación.


Luz de aviso de sobretemperatura


Indicador de EGT

b==-1111!'!:+!--!--- Aguja de indicación máxima

Fig. 83. Indicador de EGT.

El "termistor" está constituido por una resistencia eléctrica de gran precisión, encerrada en una cápsula de vacío. La resistencia disminuye con la temperatura y dicha variación es prácticamente lineal. Otra aplicación importante de los "termis tares" se encuentra en el sistema de detección de incendios, como se verá más adelante.

Los metales del termopar suelen ser Cromo-Aluminio y Cromo-Níquel.

Los motores de reacción llevan varios termopares, generalmente de 6 a 8, colocados en la zona de salida de turbinas, conectados en paralelo.

La estación del motor a medir será por tanto T17 en las de doble compresor (JT-8D, JT-3D .... ). En otras se mide más adelante, en la estación 5.4, por ejemplo CF-6-50, JT9-D, etc. En estos últimos motores los indicadores reciben alimentación· eléctrica.

Conviene tener presente que la temperatura que realmente nos interesa medir no es T17 , sino T15 , es decir, la temperatura de entrada en turbinas, que como ya se ha discutido es el parámetro más limitativo del motor. Ahora bien, la masa de gas que atraviesa la turbina se va expansionando y por tanto su temperatura disminuye. Esa es la razón por la cual se mide la temperatura en·esta zona más fría, ya que presenta rilenos problemas de medición con termopares, y evita la posibilidad de rotura de los mismos con el consiguiente deterioro, si la medición fuese a la entrada de turbinas.



Pirómetro de radiación

La medición de temperatura de Jos gases de escape utilizando termopares puede verse distorsionada por el uso, así como por la variación de indicación en función de la refrigeración de turbina.

Para sensar directamente la temperatura de turbinas se están utilizando pirómetros de radiación. Basan su funcionamiento en la propiedad de que la radiación emitida por un cuerpo en cualquier longitud de onda, es función de la temperatura de emisión.

Consta de una cabeza pirométrica, una articulación óptica de fibra, detector y amplificador.

La radiación que emiten los álabes es recogida por una lente de zafiro y mediante la fibra óptica llega a la unidad detectora que mediante una célula de silicio convierte la señal óptica en una señal eléctrica.

El amplificador recibe alimentación de corriente alterna.

INDICADOR DE VffiRACIONES

Los motores de reacción necesitan un instrumento que dé el nivel de vibración de los conjuntos rotatorios. Por tanto este nivel se analiza en las zonas más críticas del motor: compresor y turbina.

El conjunto consta de captadores de vibración, indicador de vibración e interruptor de selección de vibraciones y basa su funcionamiento en la propiedad piezoeléctrica de los cristales de cuarzo.

El sistema necesita 115 V de corriente alterna y opera de la siguiente forma:

Al vibrar el motor, el captador de vibración sigue el movimiento, mientras que la masa de dentro tiende a permanecer en reposo. Esto da lugar a una aceleración variable con una fuerza proporcional a la aceleración que se aplica a los cristales. Debido a la propiedad piezoeléctrica de los cristales, se crean señales de carga variable proporcionales a la fuerza aplicada. Estas señales de carga se convierten en señales de voltaje. Un integrador cambia las señales sinusoidales de aceleración de vibración en señales sinusoidales de velocidad o longitud de vibración. Las señales convertidas se transmiten al indicador, el cual transforma las señales de entrada en desviaciones de aguja en la escala de vibraciones (Figura 84).



1 s- s- s- S-- - -4- 4- 4- 4-3- 3- 3- 3-- - -2-::: 2- 2- 2 .... - - -1- 1- 1- 1-- - - -o- o- o- o-

ENGINE VIBRATION PICKUP

INLET

@) TURBINE

Fig. 84. Indictldores de vibración.

lntemJptor select9rde captadores

El interruptor de dos posiciones (INLET-TURBINE) nos permite selectar la zona del motor a medir, delantera (compresor) o trasera (turbina).

Algunos indicadores vienen en unidades MILS (milésima de pulgada/ segundo). A veces llevan una luz adicional que se enciende al pasar el nivel de un determinado valor.

Los valores absolutos de vibración del motor tienen mayor importanciá durante la prueba en banco. Una vez instalado en el a~ón sirve fundamentalmente para ver los valores relativos, es decir, el aumento que pudiera experimentar con relación a vuelos anteriores.

En vuelo, las lecturas delsistema de vibración AVM (Airborne Vibration Monitoring) deben hacerse con los elementos hipersustentadores (flaps y slats) recogidos, para evitar un aumento de la vibración del avión que pueda interferir o deformar las lecturas.

MANOMETROS

Son .instrumentos destinados a medir presiones. Son muchos los sistemas en el avión que requieren la medida de la presión, si bien nos vamos



a referir exclusivamente a los utilizados en sistemas auxiliares del motor, como los empleados en los sistemas de aceite y combustible.

Estos manómetros pueden basar su funcionamiento en transmisiones hidráulicas o eléctricas.

En los manómetros hidráulicos el indicador es un tubo Bourdon al cual se hace llegar la presión desde el conducto general. A medida que aumenta la presión, el tubo circular tiende a estirarse moviendo el sistema de engranajes y, por tanto, la aguja indicadora.

Los manómetros eléctricos evitan la conducción del fluido a medir hasta el indicador y con ello posibles averías y falsas lecturas.

Constan de un sensor captador de la presión, generalmente un presostato, el cual acciona un transmisor eléctrico que transforma dicha presión en una señal eléctrica que es enviada al indicador.

El transmisor puede ser de tipo "Autosyn", "Girosyn", o ''Magnesyn".

Estos manómetros suelen llevar incorporado aviso de baja presión, en forma de aviso luminoso. Dicho aviso suele ser independiente del sistema de medición, debiendo por tanto coincidir el punto crítico de medida en el indicador y el aviso luminoso.

Las presiones fundamentales a medir en el motor de reacción, son: Presión total de aire de impacto en la entrada (Pr2 ), Presión total de gases en la descarga (Pt7) y Presión de descarga del compresor (Pr4 ). En cuanto a sistemas auxiliares, la de aceite y la de combustible, ambas además, con indicación luminosa de baja presión.

En la Fig. 85a) se muestra el panel central de instrumentos de motor en la cabina del B-72 7. De arriba hacia abajo y para los tres motores, podemos ver las luces de reversa "UNLOCKED", (desblocada) e "IN TRANSIT" (en tránsito), de las que nos ocuparemos en el Cap. IX al estudiar la reversa. Siguiendo hacia abajo vemos los indicadores de E.P.R., N 1 ,

EGT, N 2 y finalmente las de "FUEL FLOW" y "FUEL USED". En la parte inferior a la derecha las luces de baja presión de aceite o filtro obstruido de las que se tratará en el Cap. IX, en el apartado sobre el Sistema de Aceite.

Todos los indicadores de aceite, salvo esas luces, así como los indicadores de vibración de motores, en este avión, van situados en el panel del Mecánico de Vuelo (ver Fig. 91)



2 3 LOW OIL PRESSURE OR FILTER BY PASS

Fig. 85 a). Panel central de instrumentos de motor (B-727).



SISTEMA DE PRESENT ACION DE INSTRUMENTOS DE MOTOR

La indicación de los sistemas del avión en general y del motor en particular ha sufrido cambios fundamentales en la distribución de los puestos de la cabina de vuelo, en una serie de aviones de la última generación (B-757; B-767; A-310 ... etc.).

En este sentido las casas constructoras están desarrollando el nuevo concepto F.F.C.C. (Forward Facing Crew Concept), que elimina el panel lateral del CM-111*.

El sistema cambia fundamentalmente la representación analógica a una representación digital, es decir, el cambio de "relojes" por tubos de rayos catódicos (CRT), en colores de alta resolución.

Esta nueva corriente ha terminado con los instrumentos de función específica, para pasar a las "All Glass Cockpit" o cabinas de cristal, donde los CRT se encargan de funciones múltiples (navegación, ra4ar, sistemas de avión ... etc.). De esta manera se eliminan la mayoría de los instrumentos convencionales y a la vez se reduce el espacio de presentación de los distintos sistemas.

Aunque no es un tema dentro del campo de los motores, veamos a grandes rasgos el funcionamiento del CRT.

Básicamente, el tubo de rayos catódicos ''CRT", que se conoce mejor por su aplicación a los receptores de televisión, tiene un cátodo de incandescencia, cuya: emisión de electrones concentrada en forma de rayo y dirigida a través de un sistema deflector, se hace visible como puntó luminosó sobre una pantalla fluorescente (por ej. de sulfuro de cinz). La concentración tiene lugar por medio de electrodos que actúan como una lente eléctrica, o bien mediante bobinas de concentración que hacen el efecto de una lente magnética. La deflexión del rayo se suele realizar magnéticamente, obteniéndose mayores ángulos de deflexión.

La colocación de los CRT en la cabina depende del fabricante, optando Boeing, por ejemplo, por la colocación de dos CRT, uno encima de otro en el lugar que tradicionalmente ocupan los instrumentos de motor y alimentados por dos computadores. Estos CRT (Fig. 85 b), además de presentar los parámetros de motor, pueden dar información de otros sistemas del avión, si ·así se le demanda. Boeing denomina a este sistema, EICAS (Engine Indication Crew Alerting System) y, como se aprecia,

* CM-III-Crew Member IIl (Mecánico de Vuelo)


Fig. 85 b). Engine Indication Crew Alerting System. (Ver figura en color en la contraportada del libro).

-o•LP a 47144 515

1 ~ ~ 1 OIL ENG

T V 1351120 111

+ ~

TAT 12"C 1.70 CRZ 1.70

""-1~5( ePR e; 1.60

EGT ~ EGT 525 525

./ .,./

e~~


da información en ambos CRT de los distintos parámetros de motor así como de los subsistemas. Estas indicaciones corresponden al motor Rolls-Royce RB-211 - 535 de 37.400 lb. de empuje, uno de los motores que opcionalmente puede propulsar al B-757 (obsérvese el N3 como indicación del número de vueltas de un tercer eje).

El control de los CRT ¡mede ser automático o manual. El manual se gobierna desde un panel de control y selección de modos; así mismo los avisos de mal funcionamiento pueden ser auditivos y visuales. En el panel de techo existen una serie de botones que se iluminan para dar el aviso de fallo. El propió botón que se enciende hace la misión de interruptor y la tripulación lo único que debe hacer, en general, es pulsar el botón encendido como acción correctora. Según los fabricantes, este sistema (Lighted Push Switches) presenta como ventajas la reducción de acciones incorrectas por parte de la tripulación, es decir, fuerza la confrrmación visual de la posición del interruptor, evitando la confianza al tacto y, como resultado, eliminando la actuación errónea del interruptor.

Citemos como desventaja la imposibilidad de las tres posiciones existentes en algunos interruptores convencionales.

Es obvio que este texto no pretende introducirse ni siquiera de forma somera en el complejo campo de la Navegación y la Aviónica. No obstante, y dada su enorme actualidad en aeronáutica, así como su relación con la instrumentación del motor, describiremos muy escuetamente el F.M.S. v el E.F.I.S.

FLIGHT MANAGEMENT SYSTEM (F.M.S.)

El sistema de gestión de vuelo o F.M.S. es un equipo integrado, que centraliza, compara y ejecuta toda la información de vuelo con excepción de los sistemas de avión. & decir, provee navegación automática, guía y optimación de performances durante todo el vuelo.

El sistema va duplicado pudiendo hacer cruce de información en caso de fallo de una de ellas. Básicamente, cada sistema consta de un computador (F .M.C.) y una upidad de control y presentación de datos o Control Display Unit (C.D.U.).

A través del teclado alfanumérico del C.D.U., el piloto introduce los datos al sistema y si los desea los obtiene a través de otras teclas. La información que aparece en la pantalla del C.D. U., se presenta en varias líneas de escritura, sin gráficos ni esquemas.


Fig. 85c. Flight Management System


PILOTO AUTOMATICO

GASES AUTOMATICOS

INS

ADC

CRT'S DE VUELO Y NAVEGACION

CRT'S DE MOTOR Y SISTEMAS ETC ..•.

Como vemos en la Figura 85.c el F.M.C. recibe datosdelC.D.U., Ine1 tial Navegation System (I.N.S.), V.O.R., etc. y envía señales al C.D.U., Gases automáticos, Piloto Automático ...

Cada sistema está conectado a sus correspondientes C.R.T. 's equivalentes a la A.D.I. y H.S.I. convencionales que en éonjunto constituyen el sistema denominado E.F.I.S. (Electronic Flight Instrument System).

El F .M.S. envía señales al Autothrottle, bien para ajustar empujes máximos (despegue, subida, máximo continuo ... ) o bien para mantener una velocidad/Mach calculada por el F.M.C. o seleccionada por los pilotos.

ELECTRONIC FLIGHT INSTRUMENT SYSTEM (E.F .I.S.)

El Sistema de Instrumentos Electrónicos de vuelo representa la última tendencia en lo que a presentación instrumental se refiere (C.R.T.) y forma ya parte de la mayoría de los aviones de reciepte fabricación.

El E.F.I.S. proporciona una forma flexible para mostrar la información primaria de vuelo y de navegación a la tripulación. Este sistema nc solamente proporciona la información del A.D.I./H.S.I., sino también información adicional en el mismo C.R.T.

Por ejemplo, el equipo del B-737-300, se compone de los siguientes elementos:

2 P.F.D. (Primary Flight Display) - 2 N.O. (Navigation Display)



2 Generadores de Símbolos 2 Paneles de control 2 Sensores de luz

Los 2 P.F.D. y los dos N.D. constituyen cuatro de los C.R.T. 's situados en cabina, dos para el C.M.l. y dos para el C.M. Il.

El P.F.D. se denomina también E.A.D.I (Electronic Altitude Director lndicator) y el N.D., E.H.S.I. (Electronic Horizontal Situation lndica-tor).

El sistema consigue aumentar la eficiencia del piloto, reduciendo el movimiento de los ojos y facilitando la captura de información de vuelo. Las C.R.T.'s, también dan al sistema la capacidad de quitar determinados parámetros de la pantalla cuando no se necesitan, reduciendo la tensión y la carga de trabajo de la tripulación.


l

TD'OS DE COMBUSTmLE

CAPITULO VIII Sistema de combustible

Desde su invención, las turbinas de gas fueron alimentadas con keroseno, por preferir éste al gas-oil que se hubiera congelado durante las pruebas de vuelo. Al ser grande la demanda, se necesitaban productos cuya disponibilidad fuese también grande. Se empezaron utilizando gasolinas de aviación, pero eran demasiado volátiles.

Para el estudio del combustible se deben tener en cuenta dos tipos de propiedades básicas: físicas y químicas.

Las físicas son fundamentalmente la volatilidad, grado de atomización y viscosidad. Las químicas: estabilidad, acción corrosiva y formación de residuos. Volatilidad, es la tendencia de un combustible a evaporarse a una cierta temperatura. Se mide mediante la tensión de vapor REID. A mayor tensión de vapor, más volátil.

Estabilidad, es la resistencia que presenta un combustible a descomponerse a altas temperaturas.

La acción corrosiva del combustible se debe fundamentalmente al azufre que al quemarse forma dióxido de sulfuro, que al mezclarse con agua forma ácido sulfuroso, muy corrosivo.

La densidad disminuye cuando aumenta la temperatura. Es decir, a igualdad de volumen en depósitos, un día frío el avión cargará más peso de combustible, que un día caluroso.

La primera especificación británica relativa al combustible para turborreactores, hacía referencia a un keroseno clásico cuya temperatura de congelación fuera de -40° F. La Marina Norteamericana. utilizó gasolina para alimentar sus primeros aviones de reacción, pero la corrosión causada en las turbinas por el tetraetilo de plomo, así como su gran volatilidad, originó grandes problemas.

La primera especificación norteamericana de combustible para turborreactores fue JP-1 emitida en 1944 y que en 1950 recibió la nueva designación MIL-F-5616.

Posteriormente se han desarrollado el JP-3 y JP-4 para llegar al keroseno más utilizado, el ATK (Aircraft Transport Kerosene) JET-A-l (según la

©Editorial Paraninfo!l39

SISTEMA DE COMBUSTIBLE

ASTM - American Society for Testing and Materials). Las especificaciones U.S.A.le conocen también como JP-1 A y MIL-J-5616.

El JET-A-l tiene una tensión de vapor muy baja, su densidad varía de 775 a 840 Kgs/m3, punto de congelación -50° e, punto de inflamación 38° e, destilación entre 200 y 300° e y un calor de combustión o poder calorífico de 10.200 Kcal/Kg. Es incoloro o ligeramente amarillo.

El keroseno se obtiene por destilación del ~tróleo entre 17 5° C y 265° C, su peso específico es de 0,83 kg/dm y su poder calorífico 10.133 kcal/kg. Su tensión de vapor es unas 20 veces menor que la del JP-4, es decir, su volatilidad es muy pequefia. Por esta razón, en caso de lanzamiento debe hacerse por encima de 5.000 pies para evitar que llegue líquido a tierra. Desarrolla electricidad estática debido a su gran viscosidad. Arde en contacto con superficies de más de 200° C.

El JP-4 es más inflamable que el keroseno, pues en tanto que en éste la inflamación puede produCirse a los 30° e, en el JP-4 puede hacerlo desde los -20° C.

Los aviones supersónicos suelen utilizar JP-7, keroseno muy refinado, cuya temperatura de inflamación es muy elevada.

En aviones supersónicos comerciales, la elección del combustible depende esencialmente de la temperatura en depósitos y de la velocidad de crucero. El "Concorde" y el "TU-144", cuya velocidad de crucero es de Mach 2. -2.2, utilizan keroseno parafínico, pero fue necesario resolver el problema de la estabilid~d térmica del combustible con temperaturas próximas a 90° C .en depósitos y a 200° C en las bombas. A estas temperaturas, la eficacia de los filtros y los termointercambiadores está mermada por la autooxidación, fenómeno que se acentúa en presencia de cuerpos extraños microscópicos. La volatilidad se reduce mediante la presurización del depósito.

'! • Además, como la carga útil de un TSS corresponde aproximadamente a la mitad de un avión subsónico, a la vez que lleva un lO por lOO más de combustible, es evidente el interés que ofrece una reducción del consumo específico.

Dentro de los esfuerzos encaminados a aumentar la seguridad pasiva, esto es, aumentar las posibilidades de supervivencia en un accidente, el combustible puede ser un factor importante.

Se ha comprobado que los incendios post-accidente son los causantes del mayor número de víctimas. Así pues, se ha tratado de buscar un medio que evite la inflamación del combustible y retrase su propagación. Uno de los intentos para paliar estos dafios consiste en un aditivo (Avgard)



que, aftadido al keroseno, impide su pulverización, con lo que disminuye el riesgo al incendio tras el impacto.

Se han realizado experimentos patrocinados por la N.A.S.A. y la F.A.A., consistentes en ·provocar accidentes controlados. Utilizando el mencionado combustible A.M.K. (Antimisting Kerosene) se ha comprobado que es compatible con los circuitos de combustible.

Finalmente, puede decirse que si en el motor alternativo lo más importante es la calidad antidetonante, en el motor de turbina el factor primordial es la pureza del combustible.

Para hacemos una idea de la importancia del combustible en los costes de_ ?peración o D:O.C. (Direct Operating Cost), baste decir que para un av10n de 150 pasaJeros, representa el 24% de dichos costes.

B<;>eing ha desarrollado el HLFC (Control híbrido de flujo laminar). Const~t~ en un s_istema de succión que aspira una pequeña parte del aire superftctal a traves de poros o taladros sobre la superficie del ala.

. Las turbulencias en la capa límite crean una resistencia de fricción que mcrementa el consumo de combustible. Este sistema podrá reducir el consumo hasta el 10%.


Depósitos

El combustible va almacenado en el avión en unos depósitos que en general comprenden la zona de los planos y la sección de fuselaje a la altura de dichos planos, (Fig. 86).

El número de depósitos varía de unos aviones a otros, siendo lo normal tres o más, y se numeran de izquierda a derecha. Cuando estos depósitos forman parte de la propia estructura del avión, como suelen ser los de los planos y a veces el central, se les denomina depósitos integrales. Los depósitos llevan unas unidades compensadoras para adecuar la variación de densidad.

Los depósitos llevan unos mamparos dotados de válvulas de chapaleta que evitan que el combustible se desplace lateralmente.

Repostado y vaciado

EJ avión y la cisterna de combustible deberán estar correctamente conectados a tierra (masa) antes del repostado para prevenir la posibilidad



DEPOSITO No 2

BOCA DE LLENADO POR GRAVEDAD

DEPOSITO No 1

Fig. 86. Depósitos de combustible.

CAJA DE VEN TI LACION

de explosión o fuego debido a las descargas de electricidad estática. La operación de repostado se efectúa por una o dos bocas de llenado y desde un panel (a veces dos) situados en la parte delantera del borde de ataque del plano (Fig. 87). Para esta operación automática se necesita corriente alterna (AC) para los indicadores y corriente continua (DC) para las electroválvulas (Fueling shutoff). En el caso del DC-9, sólo con dar al interruptor POWER en el panel, disponemos desde la batería de ambos tipos de corriente para esos cometidos, DC directamente y AC a través de un inversor que entra en funcionamiento.

En el B-727, para poder repostar, es condición imprescindible que el A.P.U. este en marcha o bien el carro de energía exterior de AC conectado.

Fig. 87. Panel de repostado (DC-9).



Una vez energizado el panel, en cualquier caso con el interruptor POWER, al accionar el interruptor de la electroválvula de cada depósito, el combustible de la cistema·fluirá hasta dicho depósito.

En los depósitos existen unos sensores de corte automático, que convierten la señal de peso en señal de volumen y cierran las válvulas de repostado automáticamente, cuando el depósito está lleno. Si no se requiere cargar a tope, se debe vigilar el indicador de cantidad del depósito respectivo y cerrar el interruptor cuando se desee. Esto, en cuanto a repostado automático disponiendo de corriente.

Si el indicador de cantidad de un depósito está inoperativo se puede repostar la cantidad de combustible deseado, transvasando desde un depósito con el indicador operativo.

Si no disponemos de ningún tipo de corriente, ni de la batería siquiera, las válvulas de repostado se pueden abrir a mano, mediante una pequeña palanca que lleva adosada cada válvula; por lo tanto, se puede cargar con presión de la cisterna y medir el combustible mediante una serie de varillas que van situadas en la parte inferior del plano. Estas varillas (sticks) son magnéticas (DC-9) con una especie de flotador que permiten, al soltarlas, caer hasta que la varilla encuentra el campo magnético del flotador, el cual sube y baja con el nivel del combustible. Otro tipo es el de varillas de rebose (B-727), en los cuales el combustible cae por el interior de la varilla hueca, cuando, al bajarla, el orificio alcanza el nivel de combustible. Para interpretar la lectura, según unas marcaciones en pulgadas de las diferentes varillas, éstas van numef!idas y su lectura se interpreta en unas tablas en las cuales se señala para cada indicación de varilla, la cantidad de combustible almacenado por ese depósito. Un sistema muy utilizado para la medición de combustible, es el de capacitancia.

Se basa en la variación de la constante dieléctrica del condensador. A medida que se consume combustible, el dieléctrico del condensador, pasa a ser aire.

Conviene recordar que la capacidad del condensador, tiene por expresión: C= S.eld, siendo E, la constante dieléctrica.

Para aumentar la exactitud, se utiliza el CADENSICON que consiste en un condensador, un densímetro y un sensor de "attitude" o posición de avión.

Algunos aviones llevan encima de los planos unas bocas ·de llenado por gravedad, si bien su uso es muy limitado. En el DC-9, al estar situadas casi en la punta del plano, se puede meter más combustible al avión por este procedimiento, una vez llenos los depósitos por el sistema automático.



El vaciado de combustible en tierra, se puede efectuar, si fuese necesario, por cualquiera de estos procedimientos:

- Impulsando el combustible con las bombas de depósito. - Succionando desde la cisterna. - Empleando ambos sistemas a la vez para ahorrar tiempo.

Generalmente será necesario abrir manualmente la mis~a válvula que se utiliza para el transvase (válvula de vaciado, Fig. 86) y que suele estar situada en un registro en el plano, cerca del panel de repostado. Una vez abierta, el combustible llega al colector de entrada de combustible y de ahí a la cisterna.

Se deben mirar los drenajes que el avión lleva incorporados debajo de los planos, para detectar la presencia de agua en el combustible, una vez que el avión esté parado y repostado hace bastante tiempo,. ya que, de lo contrario, el agua estará mezclada con el combustible. Para ello se dispone de unos registros (cuatro o seis) que el personal de mantenimiento sangra con un útil adecuado a un recipiente hasta que comience a caer combustible.

Al tener el agua más densidad que el combustible estará decantada en la parte inferior del plano. Cantidades importantes de agua, pueden plantear engelamiento y obstmir filtros, ocasionando serios problemas e incluso parada de motor.

Ventilación

La ventilación de los depósitos de combustible es necesaria para prevenir daños en los planos debido a presiones excesivas, tanto positivas como negativas dentro de los depósitos, y mantener presión de aire de impacto en los mismos.

Así mismo, la ventilación disminuye la evaporación de combustible que tiende a producirse y suministra una pequeña presión en la superficie del combustible que mejora la alimentación a las bombas.

Las cajas de ventilación van situadas en la punta de cada plano (Figura 86), con un orificio al exterior, libre de formaCión de hielo. Es conveniente recordar que algunos aviones ventilan cada depósito por la punta del plano contrario y en caso de fallo del corte automático, en el repostado de combustible, éste se derramaría por la' punta del plano cuyo depósito no ha fallado.


Sangrado Aire caliente

compresor

Entrada aceite ···~


Palanca de corte ...,.t---- combustible

Palanca de gases

Salida aceite

Colector primario

Inyectores

Medidor de flujo combustible

Fig. 88. Alimentación de combustible al motor (JT-8D).



Alimentación a motores

Cada depósito dispone de una serie de bombas sumergidas (boost) de 115 V AC-400 c.p.s., trifásicas, las cuales, una vez dispongamos de AC en el avión, al conectarlas envían el combustible hacia el motor. La presión de salida de estas bombas es de unas 15 p.s.i. (OC-9) ó 30 p.s.i. (B-727). Las bombas están refrigeradas por el propio combustible.

Siguiendo el esquema de la Fig. 88, veamos la alimentación al motor desde los depósitos, en el avión DC-9.

El combustible llega desde los depósitos aspirado por las mismas bombas movidas por el motor o en operación normal impulsado por las bombas eléctricas sumergidas en los mismos. Las bombas mecánicas de motor, pueden ser de émbolo y plato variable o de engranajes.

Las del motor JT-8 D, son de engranajes con una entrega constante de baja presión y flujo proporcional a la velocidad del motor.

La presión de entrada al motor viene a ser de unas 15 psi (libras/pulgada2) que es la presión de suministro de las bombas de depósitos. Si la presión de entrada al motor cae por debajo de un determinado valor, aproximadamente 5 psi, se enciende en cabina una luz de baja presión INLET FUEL PRESS LOW. El combustible llega a la bomba de baja presión movida por el motor, cuya misión es enviar el combustible hacia el cambiador de calor y el filtro. Si por cualquier circunstancia la bomba se rompe, hay una derivación anterior a ella con una válvula by-pass para enviar el combustible a la bomba de alta presión. Siguiendo el camino normal, el combustible llega al cambiador de calor aire/combustible (en algunos motores) con una válvula by-pass en su entrada por si se obstruyese. Dicho cambiador de calor tiene como misión hacer pasar aire caliente sangrado del último escalón del compresor de alta (Ps4 ),

calentando de esta manera el combustible que pudiera obstruir el filtro por hielo. La válvula de sangrado se controla por un interruptor en cabina, mediante un timer que enciende además la luz FUEL HEAT ON. Al actuar el interruptor se abre la válvula y el tinier se encarga de cerrarla al minuto, automáticamente.

Uno de los motivos para abrir la válvula será cuando se encienda la luz FUEL FILTER PRESS DROP, o si la indicación de temperatura de combustible es de O" C. Al obstruirse el filtro por hielo, tendremos una caída de presión a través de él, que encenderá,dicha luz. Aunque se obstruya el filtro hará by-pass por lo cual el motor no se para.

Antes del filtro va situado el sensor de temperatura de combustible, que envía una señal al indicador en cabina. Al llegar a la bqmba de alta presión, el combustible eleva su presión de 500 a 1.000 p.s.i, y pasa al control de combustible, que recoge información de T12 , Ps4 Y N 2 •



A la salida del control hay un sensor de gasto que envía su señal al medidor de flujo (fuel flow) y al contador de combustible (fuel used). La escala circular de "fuel flow" indica el consumo instantáneo. La ventanilla del "fuel used" se pone a O antes de cada puesta en marcha mediante un interruptor.

Una vez dosificado el combustible, llega al radiador combustible/aceite, cuya misión es enfriar el aceite del motor, cediendo calor al combustible. Por tanto, su principal misión es enfriar el aceite.

A la salida se encuentra la válvula de presurización. Esta válvula actúa como divisora de flujo. Cuando la presión de combustible es baja, la válvula lo dirige al colector primario solamente. Al aumentar la presión lo envía también al colector secundario, además del primario.

Finalmente el combustible llega a inyectores y entra en las cámaras para efectuar la combustión.

INDICACIONES DEL SISTEMA DE COMBUSTIBLE-MOTOR

Vamos a enumerar de nuevo las principales indicaciones del combus-tible-motor:

-Presión de entrada al motor o de salida de bombas

- Temperatura de combustible

- Flujo de combustible (fu el flow)

- Combustible consumido (fuel used)

- Luz de presión diferencial de filtro obstruido.

En la Fig. 89 podemos ver el panel de combustible del B-727, que dispone de tres depósitos. Se aprecian los interruptores de bombas con sus luces de aviso de baja presión. En este avión dicha presión se mide a la salida de la bomba y no en la entrada al motor como en otros (Por ejemplo DC-9).

Podemos ver también los indicadores de combustible en Kg, así como un totalizador que suma las indicaciones de los tres depósitos. Es decir, un fallo en la indicación de un depósito lo acusará también el totalizador, pues "suma agujas".

El botón "FUEL QTY TEST" sirve para probar el sistema de medida. Al pulsarlo se introduce una falsa señal al sistema de capacitancias de medida que hace caer la aguja del instrumento que se prueba y subir la del totalizador. Al soltar, ambas agujas recuperan su posición inicial. En



la parte inferior se aprecian los selectores de las tres válvulas CROSSFEED y las luces asociadas a dichas válvulas rotuladas "VALVE IN TRANSIT". Esta operación se verá a continuación. Finalmente, las luces rotuladas "FUEL V AL VE CLOSED" indican la. posición de la válvula "SHUT OFF" de combustible. El panel inferior es el de calefacción de combustible. Hay tres luces, una por cada motor, rotuladas "ICING". Dicha luz se encenderá cuando se detecte obstrucción en el filtro de combustible del motor correspondiente. Al colocar en ON los interruptores de la parte inferior, se encenderán las luces de válvula en tránsito y se sangrará aire caliente de descarga del compresor de alta para eliminar el hielo del filtro. Se pone durante 1 minuto y al cabo de ese tiempo se pasan a OFF los interruptores, pues este avión no lleva "timer".

En la zona inferior izquierda se observa el indicador de temperatura de combustible, cuyo sensor en este avión va situado en el depósito izquierdo.

Transvase

La operación de transvase consiste en sacar combustible de un depósito y enviarlo a otro, sin consumirlo. Si bien hay aviones que pueden efectuar el transvase en vuelo, ni el DC-9 ni el B-727 pueden hacerlo más que en tierra. Para ello disponen de una válvula manual cerca del panel de repostado, la cual, una vez abierta, permite el paso de combustible del depósito que estamos vaciando al que queremos cargar, una vez abierta su respectiva válvula de repostado, y ayudándonos de las bombas del depósito que vaciamos. Esto quiere decir que para efectuar el transvase necesitamos disponer de corriente alterna en el avión, pues de lo contrario no dispondremos de las bombas de depósitos.

Alimentación cruzada

La alimentación cruzada es un procedimiento que permite alimentar a cualquier motor (uno o varios) desde cualquier depósito.

Hemos comentado al tratar la alimentación de los motores que cada depósito alimenta a un motor en operación normal. Prácticamente todos los aviones disponen de un depósito central, el cual se carga a la vez que los otros o bien una vez se han llenado los depósitos de planos y que por el contrario, se vacía en primer lugar.

La razón de esta operación es que como sabemos, en vuelo, los momentos que se crean en los planos tienden a flexar a éstos hacia arriba,

148/© Edi~orial Paraninfo


por tanto, cuanto más combustible llevemos en los planos y más lejos se encuentre éste del eje de simetría, del avión, en mayor medida contrarrestaremos dichos momentos.

Así pues, por diseño, el depósito central envía combustible a todos los motores hasta agotarse (DC-9), o bien al menos hasta que su cantidad iguale a la de los laterales (B-727), con necesidad de alimentación cruzada.

La operación del avión fija un máximo de combustible asimétrico para los depósitos de planos. Por ejemplo, 1.000 libras el B-727 y 1.500 libras el DC-9. Es decir, si por algún motivo, como puede ser la parada de un motor, actuar con él a· empuje reducido, etc., nos aproximamos a esa cantidad fijada, debemos emplear la alimentación cruzada. En el avión DC-9 consiste en una palanca situada en el pedestal, a la derecha del mando de gases, que al ser accionada abre una válvula mecánica que comunica ambos motores a cualquier depósito. Se debe vigilar los FUEL QUANTITY para volver a alimentar normalmente cuando se requiera.

El avión B-727 dispone en el panel del mecánico (Fig. 89), de tres selectores de alimentación cruzada, que conectan cada uno de los tres depósitos con un colector común. Estos selectores mueven unas válvulas eléctricas de corriente continua.

El sistema de alimentación cruzada se emplea en ciertos aviones en conjunción con el sistema de transvase y el de lanzamiento de combustible (DUMP).

Lanzamiento de combustible (DUMP)

El sistema de lanzamiento o vaciado rápido, como también se denomina, permite reducir rápidamente el peso del avión, lanzando combustible de todos los depósitos, o bien equilibrar el avión lanzando de alguno de ellos si no pudieran equilibrarse por otro procedimientb como la alimentación cruzada.

Conviene recordar que el máximo peso al aterrizaje (Maximum landing weight) es inferior al peso máximo de despegue (Maximum take-off weight), por lo que existe la posibilidad de tener que volver a aterrizar por un problema o emergencia con un peso superior al permitido.

Para lanzar combustible, el avión dispone de dos pequeñas mangueras, una en cada punta de plano.

Para realizar la operación de lanzamiento, necesitamos disponer de las bombas de depósitos y, por tanto, de corriente alterna. Una vei se encuentre el combustible en el colector de lanzamiento, al actuar los inte-

© Editorial Paraninfo!l49


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1

PUMP OFF

Fig. 89.- Indicaciones del sistema de combustible (B-727).

150/© Ed;torial Paraninfo

OH

FUEL HEAT EH& 1 EHG 2 EHG 3

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rruptores de las válvulas de punta de plano comenzará a salir al exterior. El ritmo de lanzamiento depende del tipo de avión y para cada avión varía con el número de bombas de depósitos que estén operando. Como ejemplo, el B-727 lanza aproximadamente 1.060 kg por minuto con todas las bombas de depósitos operando simultáneamente.

El sistema de lanzamiento lleva una serie de válvulas de control automáticas, que se encargan de alimentar en primer lugar a los motores y cortan automáticamente el lanzamiento al llegar a un determinado nivel de combustible por depósito, supuesto que queramos reducir el peso del avión al máximo.


CAPITULO IX Sistemas auxiliares del motor

SISTEMA DE ACEITE: TIPOS Y PROPIEDADES DE LOS LUBRICANTES

Un lubricante es cualquier sustancia natural o artificial que tenga propiedades aceitosas y que pueda ser usado para reducir la fricción entre dos superficies. De acuerdo con su procedencia, los lubricantes pueden ser de origen mineral, vegetal, animal o sintético.

Debido a las altas temperaturas que se alcanzan en los motores de reacción, se emplean casi exclusivamente aceites sintéticos, llamados así porque no proceden de aceites naturales. La composición de los aceites sintéticos es: 96% esteres (ácidos inorgánicos y alcohol) y 4% aditivos.

Las propiedades fundamentales del aceite para lubricación son:

- Altas características de anti-fricción. - Poca variación de la viscosidad con la temperatura. - Mantener alta fluidez a bajas temperaturas. - Gran capacidad de refrigeración. - Resistencia a la oxidación. - No tener propiedades corrosiVas, ni formar depósitos.

El aceite en el motor, además de lubricar, refrigera las partes en contacto y traslada las partículas metálicas para depositarlas en el filtro.

En los motores de reacción se está empleando actualmente aceite tipo 11, denominándose también aceite "5 centistokes". Esto significa que el aceite debe tener una viscosidad cinemática mínima de 5 cSt a la temperatura de 100° C.

En un motor de reacción, los únicos componentes que requieren lubricación son los cojinetes de los ejes y la caja de accesorios, independientemente de que otros elementos requieran también aceite para su lubricación o funcionamiento, como la puesta en marcha, unidad de velocidad constante (CSD), etc.

POUR POINT (Punto de congelación)

Temperatura a la cual el aceite deja de fluir por acción de la gravedad.


SISTEMAS AUXILIARES DEL MOTOR

FLASH POINT (Punto de inflamación)

Temperatura a la cual el aceite produce suficiente vapor para poder ser inflamado, pero no quemado continuamente.

DESCRIPCION DEL SISTEMA DE ACEITE

La Fig. 90 muestra el sistema de aceite del JT8D. El aceite contenido en un depósito alimenta por gravedad a la bomba principal (de engranajes) movida por el motor y ubicada en la caja de accesorios. La capacidad del depósito es de unos 5 galones, de los cuales 3,5 son utilizables.

El espacio restante se utiliza como contenedor de la espuma y para expansión. El depósito envía una señal a cabina, donde un indicador OIL QUANTITY alimentado por 115 V A.C. muestra la cantidad remanente.

Desde la bomba, el aceite es forzado a través del filtro .principal. La presión de suministro de la bomba es de unas 50 p.s.i. El filtro está diseñado para retener todas las partículas con un diámetro superior a 40 J.Lm que lleve el aceite. Si el elemento filtrante llegase a obstruirse, se abrirá una válvula y el aceite hará by-pass a través del centro del filtro, a la vez que unos sensores, colocados delante y detrás de dicho elemento, encenderán, por presión diferencial entre 34-38 p.s.i., la luz OIL STRAINER CLOGGING (DC-9) o LOW OIL PRESSURE OR FILTER BY PASS (B-727). La bomba principal de aceite está regulada por la válvula reguladora de presión para mantener un flujo y presión determinados (55 p.s.i.). Esta presión puede excederse en el arranque cuando se opera en tiempo muy frío, pero debe demorarse el despegue, hasta que se alcancen valores normales.

Cuando la presión de suministro tiende a subir de ese valor, la válvula abre y retoma parte del aceite a la cara delantera de la bomba.

La presión de aceite, la presión de los respiraderos (BREATHER) internos del motor, la presión del depósito y el flujo son sensiblemente constantes con los cambios de velocidad del motor y altitud.

El aceite llega al radiador o cambiador de calor combustible/aceite, donde parte del calor del aceite se transfiere al flujo de combustible en su camino entre el control de combustible y las cámaras de combustión como se ha comentado al tratar del combustible del motor. La razón fundamental de este cambiador de calor es, por tanto, enfriar el aceite.


Cantidad

Válvula___._....._, by-pass

Filtros

Bombas


Presión aceite

de recuperación

Fig. 90. Sistema aceite IT-8D.

Si el cambiador se obstruyese, hay una válvula by-pass que se abre para no interrumpir el flujo. Después del cambiador se encuentra el sensor de presión para dar aviso a la luz OIL PRESSURE LOW.



Dicha luz se encenderá aproximadamente por debajo de 35 p.s.i. Inmediatamente detrás se encuentra el sensor de temperatura y el de presión de alimentación. La temperatura de funcionamiento oscila entre 40° C y 120° C, siendo la normal de 60° C a 80° C. A partir de los 120° e y hasta 157° e tiene una limitación máxima de 15 minutos, pues pasado ese tiempo, el aceite habrá perdido sus propiedades lubricantes. El sensor de presión manda indicación al manómetro de aceite, cuyos valores normales oscilan de 40 a 55 p.s.i., coincidiendo con la iluminación de la luz OIL PRESSURE LOW.

Finalmente y antes de lubricar los cojinetes y en la línea de alimentación, se encuentran los filtros secundarios, cuya misión principal es recoger las posibles partículas metálicas del flujo de aceite, en caso de que el filtro principal esté haciendo by-pass.

Los surtidores inyectan aceite a presión a los cojinetes. Estos, en número de siete, están situados a lo largo del motor y son del tipo rodillos o bolas, dependiendo de los esfuerzos a los que esté sometido el motor en cada punto.

Una vez lubricados los cojinetes, el aceite es recogido por 4 bombas de recuperación (SCAVENGE) con 5 escalones, movidas también por el motor y cuya misión es enviar el aceite al depósito para comenzar el ciclo de nuevo. Conviene tener presente que el aceite atraviesa el motor de 2 a 3 veces por minuto.

Todas las indicaciones del sistema de aceite funcionan con corriente alterna; por tanto, en caso de una puesta en marcha con batería, no dispondremos de ninguna de estas indicaciones.

Así mismo, conviene tener presente que este sistema tiene unas pérdidas estáticas internas de hasta 2 Galones U.S.A .. Esto trae consigo efectuar las mediciones de aceite dentro de los 30 minutos siguientes a la parada del motor. De no hacerlo así, se corre el peligro de rellenar en exceso el depósito, con los consiguientes riesgos de daños y pérdidas en el sistema.

Los problemas asociados a este sistema son fundamentalmente baja presión o alta temperatura.

En cualquiera de ambos casos y si no es posible solucionarlo siguiendo el procedimiento correspondiente del manual de vuelo, habrá que parar el motor para no causarle graves daños.

El consumo normal está entre 1/16 y 1/4 de galón U.S.A. Consumos superiores a 1/2 galón requieren investigar la causa.



INDICACIONES DEL SISTEMA DE ACEITE

Como hemos comentado anteriormente, las principales indicaciones del sistema de aceite son:

- Cantidad de aceite - Temperatura de aceite - Presión de aceite - Luz baja presión de aceite - Luz filtro obstruido.

La Fig. 91 corresponde a una parte del panel del Mecánico de Vuelo en el B-727. En él se aprecia de arriba hacia abajo y para los motores 1, 2 y 3, indicadores de capacidad con marcaciones en galones U.S.A., indicadores de temperatura, con zona de precaución a partir de 120° C, e indicadores de baja presión con aviso por debajo de 35 p.s.i. y por encima de 55 p.s.i. El botón OIL QTY TEST permite probar el sistema de cantidad. Al pulsarlo, introduce una falsa señal al sistema de indicadores y las agujas caen a cero. Al soltarlo recuperan su posición inicial.

En este panel observamos también los indicadores de vibración con el interruptor de TEST para prueba del sistema y el interruptor PICKUP que permite, al selectar INLET o TURBINE, ver el nivel de vibración de los motores en esa zona.

SISTEMA DE ENCENDIDO

Su misión es producir mediante una corriente pulsatoria una chispa en la cámara y dar origen a la combustión de la mezcla aire-combustible.

Ya se ha comentado la forma de conexión de las cámaras independientes para la propagación de la llama, así como que siempre hay'dos bujías en el motor, por seguridad.

En el caso de tener que reencender el motor en vuelo a grandes alturas, las bajas temperaturas existentes originan un descenso en la volatilidad del combustible que dificulta enormemente el arranque. Existe en todos los manuales de operación un gráfico que nos indica la envolvente de velocidades y alturas a las que es posible dicho arranque en vuelo (Inflight Start). (Mejor a bajas alturas y medias-altas velocidades).

Las principales características de un sistema de encendido son alta tensión, alta intensidad y alta energía siempre en doble circuito.



ENGINE VIBRATION

TURBIN~

INLET PICKUP

Fig. 91. Indicadores de sistema de aceite y de vibración.



Dos son los sistemas que se utilizan normalmente: - Alimentación de corriente continua, en aviación general. - Alimentación de corriente alterna, en aviación comercial.

El sistema de corriente continua posee las siguientes características:

- Tensión de alimentación 24 voltios - Tensión en bujías 4.000 V. corriente QUlsatoria - Energía 20 julios.

Esencialmente los mQtores dotados de este sistema toman su alimentación de la batería del avión o de la conexión auxiliar desde tierra. Pasa a través de un excitMor dotado de una serie de filtros, amplificadores, condensadores y levas y fmalmente un transformador de alta tensión.

El sistema de corriente alterna es de uso más común que el anterior. Como ejemplo de dicho sistema, veamos las especificaciones del correspondiente al motor JT8-D.

Este motor tiene un sistema de encendido con dos circuitos independientes de 4 julios y 20 julios, que pueden energizarse para encender una, o ambas bujías. Normalmente para el arranque en tierra o en vuelo se encienden ambas bujías. Cuando es necesario asegurar la combustión, puede encenderse una sola bujía (condiciones meteorológicas adversas, al poner antihielo de motor, etc.).

La potencia de descarga y el amperaje son muy altos, pues si bien la energía no es muy alta, al ser el tiempo muy pequeño, la relación entre energía y tiempo invertido alcanza· valores muy elevados.

Esquema general

Siguiendo el esquema de la Fig. 92 podemos ver que la energía eléctrica para el encendido de cada motor proviene de su correspondiente barra de corriente alterna (DC-9) alimentada desde el propio generador movido por el motor, o bien desde la conexión exterior de tierra. Es decir, en condiciones normales, cada barra de alterna alimenta a su propio motor.

En el encendido normal, como suele denominarse, la corriente part~ de esta barra y llega a las bujías pasando a través de las llaves de corte de combustible, selector de encendidc y excitadores.

El selector no envía corriente, sino que selecta una o ambas bujías, es decir, al colocarle en A, la corriente irá a una bujía de cada motor, y al colocarle en B, a la otra, una vez se abran las llaves de corte de combustible en el pedestal, ya que si no el circuito sigue abierto. En la posición


SISTHP.S AUXILIARES DEL MOTOR

Excitador A

Motor Izquierdo

Fig. 92. Encendido del motor CA.

OVERRIDE se envía directamente corriente a ambas bujías, sin pasar por las llaves de corte.

Conviene insistir una vez más en que cada barra alimenta a su propio motor. Por ejemplo, si se coloca el selector de encendido en A, al abrir la



llave de corte de combustible izquierda, fa corriente de la barra izquierda pasará a alimentar a una bujía del motor izquierdo y al abrir la llave de corte derecha, desde la barra alterna derecha llegará la corriente h -sta una bujía del motor derecho.

En el B-727. (Fig.93), que incorpora el mismo motor que el DC-9, las bujías de las cámaras 4 y 7 (RIGH~ y LEFT ignition, respectivamente) reciben corriente de las barras A C Standby y A C EssentiiJI, pasando todas las posiciones de encendido a través de la llave de corte de combustible en el pedestal.

IUJIA CAMARA

7

IUJIA CAMA lit

4

EXCITADOR

ENCENDIDO 1----~

IZQDO

UCITADOR

OCHO

Fig. 93. Encendido B-727.

ESS. AC.BUS 115 V AC

STANDIY AC BUS 115 AC

Una vez selectada la bujía a utilizar, al abrir la llave de corte de combustible, durante su primer recorrido, se cierra el circuito de ignición que llega a la bujía.

Los excitadores de encendido suministran una salida de corriente de alto voltaje y alta frecuencia para el encendido de las bujías. Cada excitador (Fig. 94), suministra un circuito de arranque de descarga de 20 julios accionado por corriente alterna, para cada bujía. Lleva un conector de entrada y otro de salida. La energía de entrada se aplica a través del filtro anti-ruidos de radio al primario de un transformador de energía, en el cual se obtiene alto voltaje. De ahí pasa al duplicador de voltaje, donde se aumenta éste y se rectifica la corriente alterna en continua.

La corriente sigue hasta el condensador de almacenamiento, donde el potencial aumenta hasta ser lo suficientemente alto para ionizar los entrehierros de los tubos de descarga. Finalmente el transformador de alta tensión suministra una salida de potencial suficiente para ionizar el entrehierro de la bujía y permitir que salte la chispa, la cual encenderá la mezcla aire-combustible. Los cables de ignición son de núcleo multifilar


~,,


r------------------~

1 Duplicador 1 Filtro Entrada Trai\Sfor- de voltaje 1 1

anti-ruidos mador y

radio 1 1

rectificador

1 1 1 1 1 1 Condensador Tubos Transformador Salida l. 1 ~ de i"""""+ de de

a la buj(a't almacenamien~o descarga alta

1 1

L-------------------_J Fig_ 94. Diagrama del excitador de encendido.

con':enientemente aislados y con funda metálica exterior para evitar interferencias.

Al utilizar alta energía, a diferencia del encendido de motores de explosión, puede causar erosión en los electrodos, por eso se limita su tiempo, además de un amperaje elevado que causa mucho calor.

Veamos someramente los datos de especificación del excitador de encendido del JT 8D.

- Altitud: Nivel del mar a 70.000 pies

-Temperatura operacional: 270° F

- Voltaje entrada: 115 V AC 400Hz - Entrada máxima de energía: 2,5 Amperios (valor eficaz) a 115 V

ACy 400Hz

- Régimen de repetición de chispa: 0,5 impulsos por segundo (1 chispa cada dos segundos)

-Voltaje de salida: De 22 a 26 kV a una frecuencia máxima de 1 MHz aplicada al terminal de la bujía

El encendido en el motor de reacción solamente es necesario durante la puesta en marcha del motor, si bien por razones de seguridad es obligatorio llevarlo conectado en todas las tomas y despegues, para ase-



gurar un reencendido en caso de apagado del motor. Aunque por seguridad prácticamente todos los motores disponen de dos bujías de encendido, con una sería suficiente.

ENCENDIDO DESDE UNA FUENTE DE CORRIENTE CONTINUA

Veamos ahora otra posibilidad de encendido en caso de fallo total de corriente alterna o bien en una puesta en marcha sin carro exterior de alterna, ni A.P.U. (esta unidad se verá con detalle en el Cap X).

En cualquiera de esas situaciones la única fuente de corriente de que disponemos es la batería del avión.

En el avión DC-9 el encendido se alimenta automáticamente de la BA TTER Y DIRECT BUS, pues el Relé de Potencia de encendido del inversor, al no recibir corriente alter:na, se pega a dicha barra (Fig. ?S a).

Desde el relé la corriente pasa al inversor que convierte los 28 V de CC en 115/200 V AC.

A partir de aquí sigue el camino visto anteriormente, es decir, las llaves de corte de combustible y selector de encendido.

En el avión B-727 en el. caso de fallo total de alterna o arranque con batería (BATTERY START), no se dispone más que de una bujía (la de la cámara número 4 ó Derecha), pues la única barra de alterna que se puede energizar desde la batería es la STANDBY BUS cuando se coloque esa posición en el selector de corriente ESSENTIAL del avión. Al efectuar esta operación entra en funcionamiento el inversor que alimenta a las barras STANDBY de corriente continua y alterna. La puesta en marcha con batería se analiza más adelante en este mismo capítulo.

Algunos aviones llevan ambos tipos de encendido en cámaras, es decir, una bujía a alterna y otra a continua, si bien lo normal es el encendido de alterna.

SANGRADO DE AIRE

Los motores de reacción van dotados de una serie de sangrados para alimentar diversos sistemas, además de las válvulas de sangrado ya comentadas para evitar las pérdidas en el compresor.

El aire sangrado alimenta fundamentalmente a:

- Aire acondicionado y presurización - Puesta en marcha (si es neumática)



Emergencia switch

Engine start pump & ign•••r·~--

inverter

potencia de encendido del inversor

Fallo de ignición normal

Fig. 95 a). Encendido a partir de CC.

- Antihielos (motores, planos y empenaje) - Reversa (si es neumática)



El motor suele llevar varios sangrados. Los fundamentales son uno de baja presión y otro de alta, que se extrae del último escalón del compresor.

Además existen una serie de sangrados para el propio uso del motor, como presurización de juntas de cojinetes, evitando pérdidas de lubricante y refrigeración de turbinas.

ANTIHIELO DE MOTOR

Los problemas que afectan al engelamiento en general están contemplados en el F.A.R. 25 (Federal Aviation Regulations).

En determinadas condiciones, gotas de agua subenfriadas y con tempera:tura por debajo del punto de congelación pueden presentarse aún en estado líquido. Cuando son distorsionadas o al entrar en contacto con alguna superficie, ceden calor de fusión e inmediatamente se forma hielo. Pues bien, cuando un avión vuela a través de una nube subenfriada, las gotas que golpean la estructura, y que se mantenían líquidas, se transforman inmediatamente en hielo.

Los cristales de hielo pueden causar problemas y falsear lecturas e indicaciones, sobre todo en los tubos de pitot, antenas, indicadores de presión, etc ...

Aunque teóricamente estas gotas subenfriadas no pueden existir a temperaturas por debajo de 40°C, sí pueden ser transportadas a altitudes más altas y frías. En la práctica se ha observado éste fenómeno a temperaturas tan bajas como -60°C.

Los motores pueden ser susceptibles al hielo a temperaturas varios grados por encima del punto de congelación.

Cuando el aire entra en el motor, el aumento de la velocidad del aire causa inicialmente una caída de temperatura, pues cae la presión.

El agua subenfriada se transforma en hielo y afectará al difusor de entrada, álabes guías de entrada, compresor de baja y álabes del fan.

La acumulación de hielo en estas zonas, puede causar una seria pérdida de empuje, de las r.p.m. del motor o ambas, dependiendo del tipo de motor.

Los sistemas de protección de hielo varían según los motores. Por ejemplo; en los aviones DC-8, DC-9 y B-727, cuando se pone antihielo de motor, el aire caliente sangrado de las etapas traseras del compresor se dirige hacia el difusor de entrada y se introduce a través de los álabes



guías hasta el obús de entrad-a, para ser expulsado hacia la corriente de entrada.

En el DC-1 O con motor JT9D, la protección de hielo afecta al difusor de entrada y al primer escalón del estator del compresor de baja. Sin embargo, ese mismo avión equipado con motor CF6, solamente calienta el difusor de entrada.

Así pues, cuando se acumula hielo en la entrada del motor, puede ser ingerido por éste. Si la cantidad de hielo es importante, el flujo de aire de entrada al motor se verá restringido o distorsionado, pudiendo producirse un "compressor stall". Bajo determinadas condiciones un "compressor stall" puede causar daños en el motor e incluso su apagado ("flameout").

Los motores, que como el JT8D incorporan en el obús de entrada la sonda de Pr2 , tendrán problemas de lectura en caso de formación de hielo.

Recordamos que estos motores emplean como instrumento primario de empuje el E.P.R., que es la relación entre la presión de salida Pt7 y la de entrada Pr2 . En caso de formación de hielo, el orificio de la sonda Pt2 se irá reduciendo y, por tanto, aumentará la velocidad y disminuirá la presión Pr2 . Como la presión de salida Pr7 no ha sido afectada, la relación E.P.R. tenderá a aumentar y en cabina se puede observar como la aguja de E.P.R. tiende a subir, sin que se haya variado para nada la posición del mando de gases.

Las curvas de la Fig. 95 b ), muestran como un piloto fiándose de la lectura del instrumento puede creer que lleva el empuje correcto, cuando, de hecho, es mucho menor.

Consideraciones en la operación

- Durante las operaciones en tierra se debe poner antihielo de motor siempre que la temperatura sea inferior a 6°C y haya humedad visible.

En ausencia de humedad visible, si el punto de rocío está 3°C próximoa la tempetatura, también debe conectarse.

- Durante las operaciones en vuelo, pueden existir condiciones de hielo cuando la T.A.T. está por debajo de unos 10°C y haya humedad visible.



2 .O r-------r------r-------. J DC-9 1

~ ..... w 1 .8 t------+----.-..J.f---1-----1

1 o 1

lndicated EPR ---1 V J :3 1.6 ~----+---~-+-----~ '.11 '.11 e; '-:l.

60 80 100

NI-% RPM

Fig. 95 b. Efecto del bloqueo de P,2 en el E. P.R.

- En todos los aviones existen determinadas zonas del exterior de la cabina, no calentadas, donde comienzan a formarse los cristales de hielo (limpiaparabrisas, etc ... ).

La utilización óptima del sistema de protección de hielo debe ser a juicio del piloto. Una antigua regla aconseja: "En caso de duda, póngalo". Sin embargo, la utilización del antihielo incrementa el fuel-flow.

La Fig. 95 e) muestra el aumento de combustible consumido en dos versiones del DC-9 como consecuencia de la calefacción de motor o planos.

El desarrollo actual de un prototipo detector de hielo ha revelado una significativa reducción en la operación del sistema antihielo.



BOOr-------~B~a-s7ic~D~C~--~9------~~----~

--Super 80 j Engine Ice Protection

Note: Typical Airspeeds for Climb and Cruise

0~----~----~~----~----~ 10 20 30 40

Altitude - 1 .000 ft

Fig. 95 c. Aumento del Fuel Flow debido a la protección de hielo.

REVERSA

La reversa es un sistema que permite contrarrestar aproximadamente hasta la mitad del empuje en el momento del aterrizaje, reduciendo de esta forma la carrera y evitando el empleo excesivo de frenos. Este dispositivo es opcional, es decir, para la certificación del avión por la F.A.A. (Federal Aviation Administration), no es obligatorio.

El accionamiento de la reversa puede ser de dos tipos:

- Hidráulica - Neumática.

En general, la única condición para poder actuar la reversa, es que el mando de gases esté retrasado a "IDLE" (ra/entí). Es decir, existe una



imposibilidad mecánica para poder actuar las reversas con los mandos de gases adelantados. Y viceversa, cuando tenemos empuje de reversa, no se pueden adelantar los mandos de gases.

Para operarla, lleva una pequefía palanca que pivota encima de la palanca de gases del motor. Al levantarla, en hi parte trasera del motor salen dos conchas o deflectores (Fig. 96), que impiden la salida hacia atrás de los gases, deflectando la corriente hacia adelante.

MANDO DE REVERSA

PEDESTAL

- A MTRAER

Fig. 96. Reversa extendida.

En cabina suelen encenderse dos luces por cada reserva. Una ámbar en el momento de desblocarse las conchas "REVERSER UNLOCKED" y otra azul cuando la reserva está en tránsito "REVERSER IN TRANSIT" (B-727). En otros aviones en vez de la luz en tránsito se enciende la luz azul "REVERSE THRUST" cuando los deflectores están totalmente cerrados en posición de empuje de reversa.

Es conveniente no utilizar reversa por debajo de unos 60 nudos, pues los gases pudieran afectar la entrada del motor originando la pérdida en el compresor (compressor stall), como ya se ha visto.

Los motores de doble flujo con descargas independientes llevan dos reversas por motor, una para el flujo secundario y otra para el primario, siendo mucho más práctica la primera en motores de gran índice de derivación, debido a la mayor masa de aire que mueve.

El empuje de reversa es más efectivo a altas velocidades. El úso de reversa puede reducir la distancia de toma entre 500 y 800 pies. Cuando



DISTANCIA EN PIES

Fig. 96-b. Efecto del empuje de reserva.

se utiliza en pistas muy resbaladizas, donde la tracción se minimiza, la reversa puede reducir dicha distancia en 2.000 pies o más.

GRADO DE INVERSION

Se define como la relación entre el valor absoluto del empuje negativo y el máximo empuje positivo estático.

En general, el grado de reacción oscila entre el 30 y el 50 % y refleja, por tanto, el empuje que se contrarresta en el momento del aterrizaje.

PUESTA EN MARCHA

El sistema de puesta en marcha acelera el motor hasta unas r.p.m. mínimas, a partir de las cuales es capaz de obtener energía para su propio funcionamiento.

Fundamentalmente puede ser de dos tipos: - Eléctrica -Neumática

Prácticamente todos los reactores actuales en aviación comercial van dotados de puesta en marcha neumática.

El sistema de puesta en marcha neumática puede proceder de una de las siguientes fuentes:

- Conexión neumática en tierra - A.P.U. (si lo lleva el avión) - Otro motor en marcha

170/© Editorial l'ar,lllinli>


ESQUEMA GENERAL

En la Fig. 97 podemos ver cómo se realiza la operación de este siste~ ma.

Sangrado del

C=Oi~:r=::::¡¡:O~-..a·.,...&~C:==:::>-~0

escalón

1 1

Sangrado del 130 escalón

r----- _____ __. 1 1 1 1 1

1 1 1 1 1 1

•• Conexión neumática en tierra

APU

Fig. 9 7. E ~quema de puuta en marcha.

El aire de sangrado procedente de cualquiera de las fuentes mencionadas llega a la válvula de puesta en marcha una vez abierta la llave CROSS FEED del sistema neumático. El colector de aire de sangrado del sistema neumático debe marcar unas 36 p.s.i., como mínimo, al nivel del mar y puede marcar 1 p.s.i. menos por cada mil pies de altura del campo, antes de iniciarse la puesta en marcha (DC-9).

Como podemos apreciar en la Fig. 98, el flujo de aire llega hasta la mariposa y entra a la cámara del accionador para mantener la mariposa cerrada. A la vez, ese aire sigue hacia el filtro y válvula solenoide. Esta válvula es la que accionamos eléctricamente al actuar en cabina el START. Al energizarse atrae al vástago y bola que se aprecian en la figura, dejando que el aire llegue a la parte superior del accionador, venciendo éste la acción del muelle y permitiendo que la válvula abra. El siste-

© Editorial Paraninfo/l 7 l


ma suele ir dotado de un dispositivo de regulación de presión. Así mismo, podemos ver en el esquema que en caso de fallo de la válvula de solenoide es posible forzar al vástago y bola, mediante un botón de conmutación manual. Este botón permite al personal de Mantenimiento realizar manualmente la operación de apertura de la START VALVE coordinando la operación con la tripulación.

Una vez selectado el encendido en A-B u OVERRIDE, se acciona el interruptor ST ART correspondiente al motor que se va a arrancar (iz-

Mecanismo d!!conmutac•6n a manua 1

-Venti laci6n

~v, e'ltjaclón

Accionador

FJujo f\ a1re 1.1

Fig. 98. Válvula de puesta en marcha.

quierdo o derecho), el cual desbloca eléctricamente la válvula de puesta en marcha, como se ha comentado, que sin embargo abre neumáticamente.

Es decir, es de blocaje eléctrico y accionamiento neumático.

Al abrir encenderá en cabina la luz START V ALVE OPEN y el aire de sangrado del sistema neumático llega a la turbina de puesta en marcha (Fig. 99 a) que se encarga de iniciar el giro del N 2 •



Esta turbina alcanza una velocidad de unas 55.000 r.p.m.

A un determinado valor de N2 , aproximadamente el 20 por 100, se abre la llave de corte de combustible, con lo cual en el motor comienza la combustión.

Mecanismo ele puesta en marcha de motor

Pil'l6n diferencia 1

Fig. 99 a). TurbiTUZ de puesta en miiTcha.

Entreel 30 y el40 por 100 de N 2 se suelta el interruptor START, cerrándose la válvula y apagándose la luz ST ART V AL VE OPEN.

En la figura se puede apreciar también los sangrados típicos del sistema neumático, así como el selector de encendido.



OPERACION DE PUESTA EN MARCHA

La secuencia de puesta en marcha del motor se realiza por un procedimiento similar al siguiente:

Presión neumática ........................... COMPROBAR Alimentación cruzada neumática ................... ABIERTA Luces INLET FUEL PRESS WW . . . . . . . . . . . . . . . . APAGADAS Selector de encendido ............................ EN A o B Interruptor START ..................... MANTENER EN ON Luz "START V AL VE OPEN" (si la lleva) . . . . . . . . . ENCENDIDA Presión neumática ............................ DESCIENDE N 2 . • ••••••••••••. • ••••••••••••••• COMPROBAR QUE GIRA Presión de aceite ............................... SUBIENDO N 1 · ••••••••••••••••••••••••••••• COMPROBAR QUE GIRA Llave corte combustible .................... ABRIR del 15 AL

20 POR 100 de N2 Fuel Flow .................................... SUBIENDO EGT ........................................ SUBIENDO Interruptor START ............. SOLTAR ENTRE EL 30 y EL

40 POR 100 DEN2 Luz "START V ALVE OPEN" (si la lleva) . . . . . . . . . . . APAGADA Presión neumática . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . SUBE Luz OIL PRESS LOW . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . APAGADA Parámetros de ralentí ...................... ESTABILIZADOS Encendido . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . OFF

Los parámetros de ralentí para el motor JT8D-9 en condiciones standard (nivel del mar y 15° C) son:

E.P.R. = 1 ,04 N 1 = 32 por 100 E.G.T. = 300° C Ni. =55 por 100 F¡F =420kg

Durante el rodaje se comprobarán todos los parámetros y se harán los ajustes correspondientes, no debiendo nunca sobrepasar el 55 por 100 de empuje por las molestias de ruido y posibles daííos a las instalaciones del aeropuerto.



ANORMALIDADES DURANTE LA PUESTA EN MARCHA

Hay una serie de causas que pueden motivar que haya que abortar un arranque y que deben recordarse de memoria.

En general, debe interrumpirse el arranque si:

- No hay rotación de N 1 - No hay aumento de presión de aceite - Alto Fuel Flow durante el arranque - No hay aumento de EGT después de adelantar la FUEL LEVER - Nq hay aumento de N 1 6 N2 después de tener indicación de EGT - Rápido aumento de EGT excediendo los límifes del arranque

Dentro de estas causas hay que distinguir entre si se ha avanzado o no la FUEL LEVER, es decir, si se ha metido combustible al motor o no. Si ya se ha adelantado dicha llave, antes de intentar un nuevo arranque, habrá que efectuar un soplado de motor (motoring), girando el motor solamente con la puesta en marcha durante unos segundos sin meter combustible ni encendido, a efectos de tirar el combustible que pudiera estar almacenado en cámaras y que podría causar una explosión en la puesta en marcha siguiente.

Existen dos causas que condicionan dos arranques típicos y que reci~ ben los nombres de "Arranque colgado" y "Arranque caliente".

Se denomina "ARRANQUE COLGADO" a aquél en el que las revoluciones del motor, se estabilizan por debajo de sus valores normales, es decir, no llegan a alcanzar sus vueltas de funcionamiento normal a ralentí.

Así mismo un "ARRANQUE CALIENTE" se produce cuando se sobrepasa la E.G.T. límite. Un alto Fuel Flow durante el arranque es un indicio de que puede producirse.

PUESTA EN MARCHA CON BATERIA

El tipo de corriente más utilizado para la ignición, como ya se ha comentado en éste mismo capítulo, es la alterna. Sin embargo los motores pueden arrancarse utilizando corriente continua procedente de la batería del avión, cuando no se disponga de corriente alterna.

El procedimiento de arranque es similar al normal, realizándose todos los chequeos previos a la puesta en marcha, como pruebas del sistema anti-incendios de motores y A.P.U., comprobación de distintos sistemas e indicadores, y en general todo lo que no requiera corriente alterna.



En la puesta en marcha con batería, no se dispone del indicador de presión neumática, pues también funciona con corriente alterna. El encendido puede partir de una barra continua, como en el DC-9 y desde ahí a través de un inversor llega a las bujías. En el B-727, al selectar la. posición STANDBY en el selector de corriente ESENCIAL, se energizan las barras ST ANDBY desde la batería.

Es decir, será la batería la que, a través del inversor, alimentará la barra STANDBY AC y desde esta barra se alimentará al excitador y bujía de la ~ámara número 4.

La puesta en marcha se realiza igual, teniendo en cuenta que no disponemos de indicadores, ni luces del sistema de aceite, ni de ninguna otra indicación de ayuda salvo N 1 , N2 y E.G.T.

Una vez arrancado un motor, al meter su alternador en barras, disponemos ya de corriente alterna. Ese será el momento para completar los

' chequeos pendientes por falta de ese tipo de corriente.

ARRANQUE CRUZADO

Se ha analizado cómo un motor con puesta en marcha neumática podía arrancarse utilizando cualquiera de estas fuentes: carro exterior de neumático, A.P.U. u otro motor ya en marcha.

Este último caso es pues el que pasamos a analizar. En general será muy raro el tener que realizar una puesta en marcha por este procedimiento y además no es aconsejable por la enorme aceleración a la que hay que someter al motor en una zona de "parking".

Así pues, si no hubiese otra posibilidad, con los interruptores de neumático abiertos, se debe adelantar el motor funcionando hasta que dé la presión de neumático necesaria para el arranque (de 30 a 40 p.s.i.). En el Pratt & Whitney JT8D habrá que adelantar el mando de gases hasta casi el 80 por 100, por lo que habrá que vigilar cuidadosamente la zona de escape.

Conviene recordar que la puesta en marcha necesita presión de neumático y no flujo. Es decir, no servirá de nada adelantar dos motores al 40 por 100 en vez de uno al80 por 100. De aquella manera tendríamos flujo, pero la presión sería la misma de uno, que de dos motores.

REGIMENES DEL MOTOR (ENGINE RATINGS)

Los regímenes del motor representan los diferentes empujes que pueden ser aplicados en distintas condiciones, tales como despegue, subida,



crucero, etc. Las tablas o gráficos de estos regímenes figuran en el Manual de Operación del avión.

EMPUJE DE GO-AROUND

Es el mismo que el de despegue. pero se realiza con mayor velocidad. Está limitado igual que el de despegue.

EMPUJE DE DESPEGUE HUMEDO (WET TAKEOFF THRUST)

Es el máximo empuje aplicable para motores con inyección de agua. El régimen está restringido a despegue (take-off) un tiempo limitado, y puede tener además limitaciones de altitud, aire ambiente o temperaturas de agua.

EMPUJE DE DESPEGUE SECO (DRY TAKEOFF THRUST)

Es el máximo empuje aplicable sin el uso de inyección de agua, desarrollado estáticamente, en condiciones standard a nivel del mar. El régimen se selecta, colocando la palanca de gas hasta obtener el E.P.R. ó NI preselectado de acuerdo con la temperatura ambiente y la presión barométrica. Tiene un tiempo limitado de 5 minutos (y hasta 1 O m. si está certificado) y se utiliza solamente para despegue y cuando se requiera para las operaciones de aterrizaje con empuje de reversa. El Empuje de Despegue y el Máximo Continuo son los dos únicos que fija el F.A.A. para cada motor.

Dado que el empuje selectado es menor que la disponibilidad de plenos gases (full throttle) del motor, es importante que los parámetros de empuje de despegue cumplan las limitaciones de este régimen.

EMPUJE MAXIMO CONTINUO (MAXIMUM CONTINUOS THRUST)

Es el empuje aprobado por el F.A.A., desarrollado estáticamente o en vuelo, en atmósfera standard y a una altitud específica. Se puede utili-



zar sin restricciones de tiempo. El Empuje Máximo Continuo está autorizado para uso en emergencia (por ejemplo parada de un motor), a discreción del piloto de acuerdo con los requerimientos de certificación del avión y para las operaciones de subida (climb) definidas por el fabricante del avión.

Este empuje en algunos motores coincide con el Máximo de Subida (Maximum Climb Thrust).

EMPUJE MAXIMO CRUCERO (MAXIMUM CRUISE THRUST)

Es el máximo empuje permitido en vuelo de crucero, de acuerdo con la altitud y temperatura.

El Máximo de Subida y el Máximo de Crucero no están sujetos a las especificaciones del F.A.A.

RALENTI (IDLE)

Aunque no es ningún régimen de motor, es sin embargo, la posición mínima de gases para la operación, tanto en tierra como en vuelo.

Se obtiene retrasando la palanca a la posición IDLE (Ralentí).

EMPUJE REDUCIDO

La razón del empuje reducido se fundamenta en evitar la aplicación del empuje normal de despegue (Take Off EPR), cuando exista una diferencia entre M.T.O.W. (Maximum Take Off Weight) y el actual Take Off Weight, aliviando de esta forma a los motores y alargando sus revi-siones y vida útil. ·

A efectos de no disminuir la seguridad del avión, cuando se realiza este procedimiento (depende de las distintas flotas y siempre a criterio del CM-1, pero en general en todos los vuelos salvo el primero del día), la F.A.A. ha impuesto las siguientes limitaciones:

- La máxima reducción de empuje no debe ser superior al 1 O por 1 00 del empuje máximo disponible.

- No utilizar empuje reducido, cuando existan en la pista condicio-



nes de nieve, fango o lluvia, o haya que utilizar el procedimiento anti-ruidos en determinados aeropuertos. ·

- Las velocidades de despegue para esta operación deben cubrir ampliamente los márgenes establecidos para el control del avión en tierra (VMcG) y en el aire (V MeA).

- Comprobar periódicamente que el motor es capaz de proporcionar el máximo empuje de despegue. Esta es la razón por la cual no suele emplearse este procedimiento en el primer vuelo del día.

Asímismo, no se aplicará cuando el M.T.O.W. esté limitado por obstáculos, energía de frenada o velocidad de ruedas.

Este procedimiento satisface las limitaciones de despegue con un motor parado (One engine out take off performances). No obstante, en caso de fallo de un motor se puede selectar E.P.R. de GO-AROUND en el motor o motores restantes, a discreción del CM-l.

En los Manuales de Operación del avión figura un capítulo de Operaciones Especiales en el que existe una tabla que nos da la reducción de E.P.R. en función de una serie de parámetros, como son el Q.F.E. (presión al nivel del aeródromo), O.A.T. (Out-side Air Temperature) y la diferencia entre el M.T.O.W. y el T.O.W., es decir, el peso con el que se va a efectuar el despegue. Los valores de la tabla son válidos para cualquier calaje de flaps.

Para el motor JT8D-9 la reducción oscila de .01 para diferencias de unos 1.000 kg de peso hasta .12 para difer~ncias de 12.000 kg.

La reducción será mayor cuanto menor sea el calaje de flaps. Es decir, cuando se requiera una reducción máxima de E.P.R., se utilizará la posición de flaps de despegue de menor calaje, que es la que proporciona en tablas el máximo peso al despegue, pues de esta manera, la diferencia entre dicho peso y el actual será mayor.

Las velocidades V1 (velocidad de decisión) y VR (velocidad de rotación), se incrementarán aproximadamente en 1 knot por cada .05 de reducCión de E.P.R.

Causas de deterioro en las actuaciones del motor

El número de horas de operación del motor va deteriorando sus "Perfomances". Esta pérdida de actuaciones será tanto menor, cuanto más rigurosamente se hayan respetado sus límites de operación.



Aún así, por ejemplo, un motor con 5.000 horas de vuelo puede sufrir aumentos de fuel-flow en crucero entre 0,4 y 3 por ciento y aumentos de E.G.T. de unos 10°C o l2°C.

Las causas fundamentales de este deterioro son:

- Excesiva holgura entre los álabes, tanto del compresor como de la turbina y la envuelta exterior.

- Fugas de aire del conducto del fan, a través de los sellados de las reversas.

- Pérdida de eficiencia o rendimiento, debido a la erosión de los álabes.

- Acumulación de suciedad en los álabes del compresor.

Para evitar este último problema, que conlleva aumentos de consumo y posibles "compressor stall", los compresores suelen lavarse periódicamente con agua a presión. Por ejemplo, el Pratt Whitney JTSD-9 del B-727 cada 1.300 horas de funcionamiento aproximadamente.

ENTRADA r\. DEAIRE Ll'

----Ca

a : Abertura axial

Ca : Area de captvra de pórticulos

Fjg. 99 b). Diseño de entrada.

En el diseño de motores turbofan se ha comprobado (Fig. 99 b) que un aumento de la abertura axial (a) entre el fan y la carcasa que divide ambos flujos permite una mejor centrifugación de las partículas que puedan erosionar y ensuciar los compresores.


CAPITULO X A. P. U. (Auxiliar y Power Unit)

GENERALIDADES

El A.P.U. o unidad de potencia auxiliar es un elemento instalado en determinados aviones, con el propósito principal de hacerlos autónomos respecto a la ayuda de energía exterior.

Las misiones fundamentales del A.P.U. son suministrar energía eléctrica y neumática.

En general todos los A.P.U. proporcionan estos dos tipos de energía en tierra. En vuelo, varía según los diferentes aviones. Pongamos unos ejemplos.

El DC-9 suministra en el aire sólo potencia eléctrica, el B-727 ninguna de las dos, puesto que su A.P.U. sólo se utiliza en tierra, y el Airbus A-300 puede suministrar además de energía eléctrica, potencia neumática en vuelo hasta unos 15.000 pies.

Vemos por tanto, que en vuelo depende de las características de los distintos aviones y de sus requisitos de potencia eléctrica y neumática.

Básicamente el A.P.U. es un motor de turbina de gas, que puede ser centrífugo, axial o una combinación de ambos. El eje de la turbina está acoplado a la sección de arrastre de accesorios para mover dichos accesorios y al generador (Fig. 1 00).

En la Fig. 100, podemos observar una sección del APU que incorpora el B-727.

La turbina está formada por dos escalones de compresor; el primer escalón es centrífugo de doble cara. Comprimido en parte el aire, ést~ pasa al segundo escalón, también centrífugo, donde recibe el último incremento de presión, para pasar, a continuación, a la cámara de combustión de tipo toroidal, donde se inyectará el combustible y se encenderá la mezcla; finalmente los gases salen al exterior.

En la Fig. 100 se aprecia que el aire, una vez comprimido en el segundo escalón, puede ser sangrado al sistema neumático, una de sus dos misiones fundamentales. La otra, mover un generador para proporcionar


A.P.U. (AUXILIAR Y POWER UNIT)

AL SISTEMA ELECTRICO

COMBPSTIBLE

AL SISTEMA t NEUMA~~=:,:::;,

18' ESCALON DE

COMPRESOR (DOBLE CARA)

Fig.lOO.-EsquemadelA.P.U. (B-727).

·corriente alterna, lo efectúa a través de la caja de accesorios, impulsada ésta por el propio eje de la turbina.

Prácticamente todo el funcionamiento del A.P.U. es autoJllático. En operación normal, lo único que hace el tripulante es ponerlo en marcha y pararlo. En caso de exceso de cargas, el sistema eléctrico tiene prioridad sobre el neumático.

El aceite para su lubricación es un sistema autónomo, de colector seco, es decir, fuera del cárter, que proporciona lubricación a presión atodos los cojinetes y engranajes de la unidad.

El combustible procede de uno de los depósitos y, a través de diferentes válvulas, llega a una sola cámara de combustión. El control de combustible regula el flujo para mantener una velocidad de turbina constante en condiciones de carga variable y para mantener la temperatura de turbinas dentro de la zona de seguridad.

El sistema de puesta en marcha se efectúa a través de un motor de CC que se alimenta de la batería. Asimismo, una bujía en la cámara de combustión, mantiene la ignición hasta que la turbina ha alcanzado un número de vueltas suficiente. Para la puesta en marcha, es imprescindible


A.P.U. (AUXILIARY POWER UNIT)

que el interruptor de BATERIA esté en ON. En algunos aviones (DC-9 y B-727) debe estar la batería en ON durante todo el funcionamiento, pues si se pone el interruptor en OFF se para inmediatamente.

El A.P.U. dispone de una serie de controles que hacen que la unidad una vez iniciado el ciclo de puesta en marcha, realice todo el proces~ automáticamente. Dichos controles automáticos actúan en función de las r.p.m. de la turbina. Conviene recordar los valores más característicos, para la posterior comprensión de la operación del A.P.U.

En la puesta en marcha y hasta el 35 por 100 de r.p.m. actúa el motor de arranque del A.P.U. A esta velocidad se desconecta. La ignición entra en funcionamiento aproximadamente al 5 por 100 de r.p.m. y se desconecta al95 por lOO de r.p.m. A estas vueltas el A.P.U. se estabiliza y a partir de este momento se le puede demandar energía eléctrica o neumática. Si el A.P.U. alcanza el 110 por 100 de r.p.m., se para automáticamente por sobrevelocidad. Igualmente se para en caso de fuego y si la presión de aceite de la unidad cae por debajo de 3 p.s.i. aproximadamente.

El generador movido por el A.P.U. es idéntico al de los motores, si bien no necesita C.S.D. (Constant Speed Orive), pues sólo estará operativo una vez que el A.P.U. se estabilice. A diferencia de los motores, su· turbina no sufre cambios de régimen.

La próxima generación de aviones, vendrán impulsados probablemente por motores "propfan" (U.H.B.) y dispondrán de V.S.C.F. (Variable Speed Constant Frecuency) en fugar de los típicos alternadores que necesitan C.S.D.

Las características de estos dispositivos son: 75/90 KVA, refrigerados por aceite y convertidores en la sección delantera del avión.

Llevarán además A.D.G. (Air Orive Generator) similar al que utiliza. hoy el DC-1 O para uso en emergencia solamente, proporcionando un tercer sistema hidráulico y posible puesta en marcha en emergencia.

UTILIZACION

Ya hemos comentado que, fundamentalmente, el A.P.U. se utiliza ef! tierra. El hecho dq proporcionar energía neumática, evita la utilización de un carro extetior neumático para la puesta en marcha de motores. así como para el acondicionamiento del avión.

Igualmente y una vez estabilizado, se dispone de corriente alterna de un generador, igual que los de los motores.



En el avión DC-9, el generador del A.P.U. es una fuente de reserva en vuelo, en caso de parada de un motor o fallo de uno o los dos generadores.

En el B-727 se utiliza exclusivamente en tierra. Una vez se ha efectuado la toma, y durante el rodaje, el mecánico pone en marcha el A.P.u.: y efectúa la transferencia de los generadores de motores al del A.P.U., pasando éste a hacerse cargo de lás demandas eléctricas. En una escala, se mantienen los motores parados y el A.P.U. como se requiera. El A.P.U. se parará antes de despegar (p. ej. rodando a cabecera de pista).

CONTROLES E INDICADORES

Con algunas variaciones según los aviones, el panel de control en cabina del A.P.U., dispone de los siguientes indicadores (Fig. 101).

AUX POWD UNIT GENERATOR

START CLOSE

ON~t,®® OFF CIRCUIT OPEN TRIP

. nELD CLOSE

AUTO FIRE .. ~ SHUTDOWN '\EJ' ~

OFF TRfP RMED

BOTTLE DISCHARGE

Fig. 101. Panel del A.P.U. en la cabina de vuelo (B,727).



Interruptor MASTER en la parte superior izquierda, con tres posiciones.

La posición OFF recibe una seiíal neumática del propio A.P.U. que incide en el sensor de sobrevelocidad de 110 por 100 de r.p.m. y hace que se pare. Es decir, en operación normal, el A.P.U. se para por sensación de sobrevelocidad, naturalmente sin alcanzarla.

En la posición ON se abre la válvula shut-off de combustible, que arma el circuito de arranque automático.

La posición START (momentánea), energiza el motor de arranque y activa el circuito de arranque automático.

A continuación vemos los interruptores de GENERATOR y FIELD RELAY. El primero sirve para meter el generador en barras y el segundo corresponde al relé de campo del altemador del A.P.U. Las luces asociadas a cada interruptor indican que el circuito está abierto.

Arriba, a la derecha, se encuentra el maneral de fuego del A.P.U. En caso de fuego se ilumina la parte delantera y comienza a sonar un timbre en cabina. Al tirar de él hacia afuera, se corta el combustible y se abren los relés FIELD y GENERATOR, y además, se arma el interruptor BOTTLE DISCHARGE situado en la parte inferior del maneral. Al pulsar dicho botón se efectúa la descarga de la botella de agente extintor para el A.P.U., como se verá en el Cap. XI.

Debajo de ~icho botón se encuentra el interruptor de prueba del sistema y a la izquierda el AUTO FIRE SHUTDOWN, que permite efectuar la prueba con el A.P.U. en marcha, sin pararlo.

Los indicadores de la parte inferior son el amperímetro, para ver las cargas eléctricas cuando el generador del A.P.U. o el EXTERNAL POWER están suministrando cargas al avión, y el indicador de E.G.T. Al demandarle cargas, la temperatura aumenta. Este A.P.U. no lleva tacómetro, como el del DC-9, pero en cambio lleva una luz "A.P.U. CRANK", en el panel auxiliar del Mecánico de Vuelo que se enciende del O al35 por 100 de r.p.m., coincidiendo con el enganche de la puesta en marcha del A.P.U.

PANELDECONTROLDETIERRA

El A.P.U. dispone, además del panel de cabina ya comentado, de un panel en tierra anexo a la propia unidad, que suele estar ubicada en la zona trasera del fuselaje o en los alojamientos del tren principal(B-727).


AP.U. !AUXILIARY POWER UNITl

La misión fundamental de dicho panel es parar el A.P.U. en caso de fuego y efectuar la descarga de la botella extintora, sin necesidad de subir a cabina. Para detectar este aviso desde tierra se enciende una luz en el propio panel a la vez que suena una bocina o timbre.

Ya hemos comentado que el A.P.U. debe pararse automáticamente en caso de fuego, pero la operación es realizar una serie de pasos como si no se hubiese parado.

Algunos aviones permiten, además de la parada desde tierra, la posibilidad de poner en marcha el A.P.U., siempre que en cabina de vuelo estén en ON el interruptor MASTER y la batería.

En la Fig. 102 se muestra el panel en tierra del B-727 situado en el alojamiento izquierdo del tren de aterrizaje, aliado del A.P.U.

A Ja izquierda y bajo guarda, lleva el interruptor de parada. En el centro, el manera! de fuego que se activa tirando de él hacia abajo y arma el botón "BOTTLE DISCHARGE" para efectuar el disparo de la botella. El botón "HORN CUTOUT" sirve para silenciar la alarma de fuego.

OPERACION

La puesta en marcha y parada del A.P.U. obedece, como ya hemos comentado, a determinadas características del avión, que se indican en los procedimientos de su operación.

Es muy importante recordar que antes de la puesta en marcha del A.P.U., se debe comprobar el estado de la batería y que su interruptor se encuentra en ON.

A continuación se coloca el interruptor MASTER en START o se suelta a ON o RUN. Está cargado con muelle en esa posición. Una vez que se ha estabilizado por encima del 95 por 100 de r.p.m. o alcanza su temperatura de funcionamiento, se le demandará energía neumática o eléctrica (metiendo su generador en barras), según se requiera,.

En la parada, es conveniente quitarle las cargas y dejar que se estabilice por debajo de una determinada temperatura. Al colocar el interruptor MASTER en OFF, se alerta el sensor de sobrevelocidad delllO por 100 de r.p.m., al incidir en dicho sensor un sangrado de aire del propio A.P.U.



o Fig. 102. Panel del A.P.U. en tie"a {B-727).


1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1

CAPITULO XI Sistema contra incendios

GENERALIDADES

Existen en el avión una serie de zonas que llevan detección de sobretemperatura mediante avisos en cabina. Estas zonas suelen ser las bodegas, los alojamientos del tren, el voladizo de los motores, etc.

En general, son unos elementos sensores que envían la correspondiente señal a cabina y encienden una luz de aviso. La forma de actuación es seguir un procedimiento que figura en la lista de procedimientos condi-. cionales.

Asimismo, existen en el interior del avión, tanto en el "cockpit" como en cabina de pasaje, botellas extintoras portátiles de diferentes tipos (BCF-Bromocloro Difluorometano-Agua-C02 , etc.), para los diferentes tipos de fuego que puedan producirse en cabina.

En esta descripción, nos vamos a ceñir a la protección de fuego de motores y A.P.U., por constituir emergencias que entran de lleno en el tema que nos ocupa.

Así pues, el sistema contra incendios se divide en dos partes: detección y extinción de incendios, tanto para motores, como para el A.P.U.

PROTECCION DE FUEGO

Esta protección comprende en general el uso de sistemas de:

- detección de fuego -detección de sobretemperaturas - detección de humo -detección de fuego fijos - detección de fuego portátiles - supresión de llama

De alguna forma lo mandatorio y de acuerdo con las F.A.R. Part. 25, las zonas que deben llevar detección y extinción de fuego en aviones reactores son los motores y el compartimento del A.P.U.


SISTEMA CONTRA INCENDIOS

Siguiendo las normas ya mencionadas FAR 25, se requieren extintores de "un solo disparo" en el compartimento del A.P.U., y de "dos disparos" o descargas en cualquiera de los motores del avión.

SISTEMA DE DETECCION

El sistema de detección, proporciona el aviso de fuego en el motor y sus mamparos cortafuegos, así como en el área del A.P.D.

Este sistema es eléctrico, sensible al calor y responde a una señal de sobretemperatura o de fuego localizado. mediante la activación de luces en cabina y timbre de alarma (Fig. 103 ).

CONDUCTORES INTERIORES

BARRA CALIENTE BAT. (HOT BUS)

T INTERRUPTOR DE PRUEBA

(TEST)

O INCONEL

Fig. 103. Sistema detector ( Kidde ).

Los elementos sensibles están encerrados dentro de un recubrimiento que les proporciona protección contra impactos. Hay dos elementos sensores (loop) A y B, dentro de un único recubrimiento, proporcionando de esta manera un sistema duplicado (Fig. 104 a); es decir. cualquiera de dos sistemas puede funcionar independientemente.

Los elementos sensores (Fig. 104 b) son termistores, es decir, materiales que tienen la propiedad de disminuir la resistencia a medida que aumenta la temperatura, al revés de lo que ocurre con los metales. Estos termistores


Carcasa de inconel

Espaciador de asbesto

Elemento detector

Hilo de masa


.-119"1~'!!ollll~......-..__- Recubrimiento

Fig. 104 a). Elemenros sensores.

perforado

Aislamiento del termisor

ELEMENtOS DEL VOLADIZO

ELEMENTOS DEL NUCLEO

ELEMENTOS DEL FAN

Fig. 104 b). Localización de elemellfos sensores !CF6-50).



suelen ser semiconductores con coeficientes térmicos negativos, que producen el efecto comentado.

El elemento, al detectar una sobretemperatura, cierra un circuito, el cual enciende una luz en cabina a la vez que suena un timbre.

El avión DC-9 (sistema AND - En BOTH el avión tiene que ser de A y B), lleva en el overhead panel (panel del techo), seis luces rotuladas, dos a dos, LOOP A y LOOP B, con un interruptor en el centro (Fig. 1 05).

Las dos de la izquierda corresponden al motor izquierdo, las de la derecha al motor derecho y las dos centrales, al A.P.U.

Fig. 105. Panel de aviso de fuego en el techo ( DC-9).

Los interruptores centrales tienen 3 posiciones, LOOP A, BOTH y LOOP B. En operación normal el interruptor va posicionado en el centro (BOTH), con lo cual debe recibir señal de fuego en los dos elementos A y B a la vez.

Además, en el panel de aviso de fallos del techo hay una luz rotulada FIRE DETECTOR LOOP, que se enciende siempre que lo haga cualquiera de las seis luces de LOOP ya comentadas.

Finalmente el aviso más directo de fuego en el motor es un manera} o palanca cortafuegos que se ilumina en rojo en el glare shield panel (panel de visera) encima del panel de instrumentos del motor (Fig. 106).

Así pues, en el DC-9, en caso d·e producirse fuego en un motor, el izquierdo por ejemplo, se encenderán los dos avisos LOOP A y LOOP B del motor izquierdo del techo (siempre que el interruptor vaya en BOT.fU la luz FIRE DETECTOR LOOP, el maneral izquierdo y sonará un timbre en cabina. ·



Si el fuego es en el alojamiento del A.P.U., se encenderán los LOOP A y B del A.P.U., la luz FIRE DETECTOR LOOP y l}na luz roja adyacente a ésta en el panel de avisos del techo, rotulada A.P.U. FIRE, además de las dos MASTER WARNING. En este caso, no suena el timbre.

1 3 [¡] @1s-. ........ al

~~~~=~

Fig. 106. Panel de visera IB-727).

En el B-727, es un sistema ORen vez de AND como casi todos los aviones. El aviso es de A ó B. Fig. 105, el procedimiento de detección es similar, si bien, lleva un sistema discriminador que permite dar aviso de fuego o de detector inorerativo. en caso dl' producirse un cortocircuito.

Es decir, en caso de fuego de motores, el valor de la resistencia del circuito, pasa a ser cero en un intervalo de tiempo. La tarjeta de control del circuito, lo analiza y envía una señal que enciende el manera! y hace sonar el timbre de alarma.

Cuando se produce un corto, la resistencia del circuito, pasa de su valor a cero instantáneamente. Inmediatamente la tarjeta de control envía una señal a cabina que enciende la luz DETECTOR INOP.

Posteriormente hay un procedimiento en la lista de procedimientos condicionales, que nos permite saber si el sistema inoperativo es el A o el B.

SISTEMA DE SENSOR GASEOSO

Este sistema consiste en un tubo de acero envuelto con una cubierta de teflón.

El tubo almacena un gas y en su interior hay un espira denominado "elemento discreto" que mantiene o expande el gas en función de la temperatura. Cuando sube la temperatura en el entorno del tubo, la presión del gas aumenta y desplaza el diafragma, que al hacer contacto, activa los avisos de fuego (Fig. 107.a).



A A LOS AVISOS DE FUEGO

ELEMENTO DISCRETO

CONEXION ELECTRICA PARA LA PRUEBA TEST

Fig. 107.a. Sistema de sensor gaseoso.

La ventaja de este sistema es que no necesifa discriminador de fallo, pues es imposible que haya cortocircuito.

Para realizar la prueba de fuego en el prevuelo, el tubo de acero está conectado al sistema eléctrico y se calienta para producir el mismo efecto que si hubiese alta temperatura en el entorno.

SISTEMA DE RAYOS INFRARROJOS

Consiste en células fotoconductoras sensibles a los rayos infrarrojos. Por tanto, el elemento sensor no depende de la temperatura. La célula detectora emite una señal eléctrica proporcional a la intensidad del infrarrojo. Para evitar falsas alarmas, un relé en el control activa la alarma, sólo cuando alcanza un cierto nivel.

SISTEMA DE DETECCIÓN DE HUMO

A veces, en grandes compartimentos de carga, los elementos detectores que se han mencionado, no cubren todo el volumen a proteger.

Además, en estos espacios, se suelen dar a menudo situaciones de elementos que comienzan a arder sin llama, resultando en estos casos más efectivo el sistema de detección de humo.



Se han utilizado sistemas elementales, como forzar el aire de bodegas hasta la cabina, o bien un visor en el panel de instrumentos de cabina, que se ilumina en caso de detectar humo.

Sin embargo, la mayoría de los aviones, en la actualidad utilizan células fotoeléctricas. El sistema está formado por una célula y una lámpara emisora de haz luminoso. La luz y la célula no están alineadas, por tanto ese haz no puede excitar la célula. Al aparecer una concentración de humo tan pequeña como un 10%, el rayo es desviado hacia la célula, originando una pequeña intensidad que la activa. El sistema detector está conectado eléctricamente a luces de aviso y a veces al timbre de aviso de fuego de cabina (Fig. 107.b).

ENTRADA AIRE/HUMO

~ ~-LENTE

1

' 1

' tr>--=--.J CELULA [•-~-----• --f-FÓTOELECTRICA

"----:~: 1 .r AL AMPLIFICADOR DETECTOR DE HUMOS

AIRE/HUMO

Fig. 107.b. Detector de humo de célula fotoeléctrica.

SISTEMA DE EXTINCION DE FUEGO FUOS

Todos los sistemas de extinción en los distintos aviones, son muy similares. Se suele utilizar gas freón (almacenado en forma líquida) como agente extintor, utilizando nitrógeno o aire seco para presurizar las botellas. Tiene la ventaja de que no daña o contamina después de haber sido usado.

El bromotrifluorometano no es venenoso cuando se encuentra almacenado; sin embargo en contacto con otros materiales y en caso de producirse combustión, la reacción química puede generar gases tóxicos.

© Editorial Paraninfo!l95


Es importante, por tanto evitar el contacto con el agente extintor, no respirar sus gases, ventilar las áreas afectadas antes de acceder a las mismas.

Estas botellas están selladas herméticamente con un disco o membrana que será perforada por una pequeña carga explosiva o detonador de fulminato de mercurio (squib) al girar el maneral o pulsar el botón de descarga de la botella (Fig. 107.c).

ENVUELTA

MOTOR O APU

DETONADOR

1 DISCO ROJO (SOBREPRESION)

:::===::::1 DISCO AMARILLO (DESCARGA)

Fig. 107.c. Esquema del sistema extintor de.fitego. ( MorodAPUJ.

Este sistema debe ser eficaz en 2 segundos desde ·que se conoce la condición de fuego. Para la extinción del fuego, una vez comprobados los avisos de cabina que hemos comentado, el avión dispone de botellas extintoras. Su número varía, así como la forma de alimentación. Por ejemplo, el DC-9 lleva dos botellas en la zona trasera del avión, aliado de la escalera ventral, que pueden utilizarse indistintamente para el A.P.D. o para los motores. El B-727 lleva dos botellas para extinción indistintamente de cualquier motor y una exclusivamente para el A.P.D.

Las botellas contienen un gas extintor (freón, bromocloro-difluoro metano, etc.) a unas 600 ±50 p.s.i. en un día standard. La presión para la descarga se efectúa con nitrógeno.

Al detectarse la señal de sobretemperatura, se tira del manera} contraincendios, que estará iluminado, hacia afuera. Esta operación cierra una



serie de válvulas de diferentes sistemas para aislar la condición de fuego y evitar que vaya a más. En general corta la válvula shutoff del sistema de combustible, hidráulico, neumático y abre el field relay o relé de campo del generador. El manera! permanece encendido mientras exista la condición de fuego.

Si el fuego continúa, en el avión DC-9, se gira el maneral en un sentido (descarga de una botella) y si fuese necesario en sentido contrario, con lo que descargaríamos la otra. El vaciado de la botella es total, no puede descargarse parcialmente.

En el avión B-727, una vez se ha tirado del manera! hacia afuera, se pulsa un botón situado debajo del manera! para hacer el efecto de descarga.

Tanto al girar el maneral como al pulsar el botón de descarga, se manda una señal eléctrica a una pequeña carga explosiva ( squib ), situada en la salida de la botella, justamente en el conducto de descarga, como ya se ha comentado.

Al explotar dichas cargas abren una membrana que mantiene el gas a presión. Una vez rota ésta, el agente extintor se dirige al motor y se enciende al lado del manera! una luz rotulada BOTTLE DISCHARGED (B-727), o AGENT LOW PRESS (DC-9) indicando que la botella se ha descargado.

Además, algunos aviones como el B-727, llevan dos discos rojos (uno por botella) y uno amarillo adosados al fuselaje. En caso de despresurizarse alguna botella por descarga térmica salta uno de los discos rojos. Si se ha disparado el sistema por fuego, salta el amarillo. La tripulación, en su chequeo prevuelo exterior al avión, comprobará que dichos discos no han saltado.

El sistema de extinción del A.P.U. es similar al del motor. Como hemos visto al estudiar dicha unidad, lleva un panel de control en cabina y otro exterior al lado del propio A.P.U., para mantenimiento.

Así pues, el aviso de fuego encenderá las luces ya comentadas en cabina y si el avión está en tierra se encenderá la luz FIRE del panel de tierra y sonará una bocina al lado del A.P.U. (DC-9), o en el alojamiento de tren de morro (B-727).

Puede pararse el A.P.U. y descargarse la botella, indistintamente desde el panel de cabina o del panel exterior. De hecho el A.P.U., como vimos, debe pararse automáticamente en caso de detectar fuego, si bien la operación a seguir se realiza igual que si no se hubiese parado.



En cabina al colocar el interruptor FIRE AGENT en OFF (DC-9), o al tirar del propio maneral del A.P.U. que se ilumina (B-727), se para el A.P.U. al cerrarle la válvula shutoff de combustible y además se arma el circuito de disparo de las botellas. Después se pulsa el interruptor BOTTLE DISCHARGE para efectuar la descarga.

Una vez efectuada la descarga a motores o A.P.U., no pueden volver a ponerse en marcha, en tanto mantenimiento efectúe la correspondiente limpieza de elementos.

PRUEBA DEL SISTEMA

En el chequeo prevuelo y antes de la puesta en marcha, se efectúa la prueba del sistema de protección de fuego.

En el DC-9, se pulsan los dos botones situados al lado de los manerales. rotulados TEST LOOPS A y LOOPS B. Se deben encender 12 luces y sonará el timbre. Las luces son: los seis LOOP, FIRE DETECTOR LOOP, APU FIRE, las dos MASTER WARNING y sonará el timbre, que se silencia pulsando el botón BELL OFF (Fig. 1 08).

Fig. /08. Panel de 1-isera !DC-9).

Si algún LOOP estuviese inoperativo, se seleccionará el contrario, para tener protección de fuego y el vuelo es GO.

En el B-727 se realiza por un lado la prueba de fuego de motores y por otro la del A.P.U., por un procedimiento similar.


CAPITULO XII Limitaciones

Todos los Manuales de Operación del Avión, disponen de un capítulo de Limitaciones en el que se contemplan los márgenes de utilización de los distintos sistemas, así como cifras tope durante las diferentes fases de operación.

Una vez más a título orientativo se darán en este capítulo las limitaciones del avión Boeing 727 en el Sistema Combustible, Motor y sistemas auxiliares y A.P. U.

LIMITACIONES DEL SISTEMA DE COMBUSTIBLE

En primer lugar existe una serie de combustibles que cumplen las especificaciones requeridas y que figuran en esta lista de limitaciones. Por ejemplo:

CAMPSA . . . . . . . . . . . . . Petróleo RD/2494 CEPSA ............... Jet A-1 ATK SHELL ............... Aeroshell Turbine Fuel650

La temperatura en los depósitos no debe exceder de 49° C. La temperatura mínima en depósitos se debe mantener 3° C por enci

ma del punto de congelación del combustible usado. Para el Jet A es de -37° C y para el Jet A-1 ó B -47° C.

Conviene aclarar que el sensor de la temperatura de combustible se encuentra en algunos aviones en un depósito de combustible (por ejemplo: B-727) mientras que en otros (por ejemplo: DC-9) dicho sensor se encuentra situado dentro del motor, después de pasar la bomba de baja presión y a continuación del cambiador de calor combustible/aceite.

Pruebas efectuadas en los aviones B-727 y B-747, en recorridos de 500 millas para los primeros y mayores para el B-747 han demostrado que la temperatura de combustible en depósitos difícilmente supera los -20° F (-29° C) siempre que el combustible se haya repostado a más de 6° F ( -15° C). Asímismo se demostró que la caída enorme de temperatura se produce durante las dos primeras horas de vuelo, recuperándose luego y manteniéndose posteriormente.


LIMITACIONES

La calefacción de combustible no debe estar puesta en las tomas, despegues y "go-around", por el sangrado de motor que representa (caída de empuje, subida de E.G.T., etc.).

Asimismo se fija en estas limitaciones la máxima diferencia de peso de combustible en los depósitos de planos, para evitar desequilibrios laterales (UNBALANCE). Para el B-727, 1.000 lbs ( 454 kg) en todas las operaciones: rodaje, despegue, crucero y aterrizaje. Estos desequilibrios pueden evitarse realizando la alimentación cruzada cuando se requiera.

Finalmente se f¡ja la mínima cantidad de .combustible en depósitos que es necesaria para operar el avión (por ejemplo: 1.000 lbs en el B-727), así como el mínimo no lanzable.

LIMITACIONES DEL MOTOR Y SUS SISTEMAS AUXILIARES

NEUMATICO: La primera limitación a tener en cuenta es la presión deJ neumático para la puesta en marcha, que oscila de 30 a 40 p.s.i. según aviones. En el B-727, 30. p.s.i. son suficientes, menos 1/2 para cada 1.000 pies de elevación del campo. En el DC-9 36 p.s.i. menos 1 p.s.i. por cada 1.000 pies de elevación.

R.P.M.: Las R.P.M. del moto.r no deben exceder de 100,1 por 100 de N 1 ydellOOpor 100deN2.

E.G.T.: A continuación se fijan una serie de valores máximos de E.G.T. según las distintas fases de vuelo, por ejemplo: 590° Cal despegue, 545° e máximo continuo, etc.

Temperaturas superiores momentáneas a 590° deben ser apuntadas en el Cuaderno de Vuelo así como la duración de la sobretemperatura.

ACEITE: La presión de aceite debe estar entre 40 y 55 p.s.i. Si cae de 35 p.s.i. se debe parar el motor si las condiciones de vuelo lo permiten, o reducir el empuje al mínimo hasta completar el vuelo.

La temperatura máxima de aceite para operación continua es 120° C. Se permite un máximo de 15 minutos entre 120° C y 157° C. Pasado ese tiempo el aceite pierde sus propiedades y el motor podría sufrir graves daños. El consumo normal para este motor (JT8D-9) está entre 1/16 y 1/4 de galón U.S. por hora. Consumos superiores a 1/4 de galón deben ser apuntados en el Cuaderno de Vuelo y a partir de 1/2 galón deberá investigarse y posiblemente bajar el motor para inspección. La mínima cantidad para despacho es de 2,5 galones U.S. La cantidad de aceite puede ser verificada, en caso de duda de la lectura de los indicadores, J?Or medio de una varilla que lleva el depósito. Asimismo es muy impor-


LIMITA ClONES

tante insistir en que siempre que se recargue alguna cantidad de aceite, debe ser reflejado en el Cuaderno de Vuelo, pues de lo contrario Mantenimiento no puede llevar el historial del motor de manera adecuada (investigación de averías, pérdidas, desmontajes prematuros, etc.).

IGNICION: En cuanto a la ignición, la lista de limitaciones recuerda que debe estar conectada en todos los despegues y aterrizajes. Si hay que mantenerla por más tiempo conectada se debe poner 1 O minutos y desconectarla 20 minutos. Si no es posible, 10 minutos conectada y 10 minutos desconectada, lo que se denomina ciclo duro. Al llevar dos bujías una irá puesta, mientras la otra descansa.

MOTOR DE PUESTA EN MARCHA: Se dan una serie de cifras máximas_para el arranque de motores.

El arranque normal no debe exceder de 30 segundos ("ON") dejándolo 60 segundos desconectado ("OFF").

Si el arranque se queda "coÍgado" (SLOW START)~ se puede mantener 60 segundos "ON" y 60 segundos "OFF". Se harári dos intentos como el comentado, dejando entonces S minutos para enfriamiento.

Si hubiese que efectuar un'sop/adó'(MOTORING) se puede mantener 2 minutos la puesta en marcha para arrojar el combustible y a continuación permitir un período de S minutos para enfriamiento.

Se puede efectuar un arranque normal con viento en cola hasta 40 nudos. Al no expansionar adecuadamente la tobera, la E.G.T. puede resultar más alta de lo norma~ por lo que deberá vigilarse cuidadosamente, para no exceder sus límites de puesta en marcha.

REVERSA: Se recuerda (para este avión) que el empuje intencionado de reversa en vuelo está prohibido.

LIMITACION DEL A.P.U.: En el caso del B-727 la primera limitación nos recuerda su utilización en tierra solamente. Al estudiar el A.P.U. se comentó que algunos aviones lo utilizan en vuelo para obtener corriente alterna desde un generador (DC-9) e incluso como fuente de energía neumática (Airbus A-300).

Las máximas temperaturas se alcanzarán normalmente durante la puesta en marcha del A.P.U. Para la unidad de este avión la máxima temperatura permitida son 710° C y la máxima continua 663° C.

Así mismo, después del arranque y antes de la parada del A.P.U. se debe operar un minuto sin cargas neumáticas. Los tiempos límites de ·arranque son un minuto conectado ("ON") y cuatro minutos desconectado ("OFF').


CAPITULO XIII Operación normal: fases de operación

(listas de chequeo), misceláneas y mantenimiento

A título orientativo, vamos a resumir en este capítulo una serie de operaciones a realizar desde que la tripulación se hace cargo del avión antes del vuelo, hasta que lo abandona, una vez concluido éste.

Dada la enorme cantidad de puntos concretos que hay que revisar de los distintos sistemas del avión, haremos hincapié para nuestro estudio en aquéllos que afectan al motor y sus sistemas auxiliares. Así pues, y poniendo como ejemplo el avión B-727, con tres tripulantes técnicos 1

,

veamos las sucesivas fases, que son:

- Prevuelo (PREFLIGHT) - Puesta en marcha (ST ART) - Rodaje (TAXIING) - Despegue (T AKE-OFF) - Subida (CLIMB) - Crucero (CRUISE) - Descenso (DESCENT) - Aterrizaje (LANDING) - Parada (SHUT DOWN).

Por supuesto, todos estos procedimientos, así como las maniobras de rodaje, despegue, crucero, aterrizaje, etc., se harán de acuerdo con los procedimientos especificados para cada avión.

Así mismo y al final del capítulo se describen de manera somera las distintas revisiones de un avión.

PREVUELO (PREFLIGHT)

En esta fase, la tripulación se hace cargo del avión.

El CM-111 esfectúa el chequeo exterior preliminar y la inspección de cabina, leyendo la correspondiente lista (CM-3 CHECK GUIDE). Por citar algunos puntos de dicho chequeo, verifica el panel exterior del

Nota: CM-1 Crew Member 1 (primer piloto) CM-11 Crew Member 11 (segundo piloto) CM-III Crew Member III (Mecánico de Vuelo).


OPERACION NORMAL: FASES DE OPERACION

A.P.U., presión de la botella de anti-incendios del A.P.U., mandos de vuelo libres, etc. Esta inspección exterior preliminar pretende, que no se causen daños o problemas al energizar el avión con los distintos sistemas.

A continuación realiza la inspección y preparación de cabina comprobando lo primero el estado de la batería y colocando su interruptor en "ON". Seguidamente pondrá en marcha el A.P.U. si fuese necesario, una vez hecha su prueba anti-incendios. Cuando se disponga de corriente alterna (carro exterior o A.P.U.) se completará otra serie de pruebas de cabina y/o puesta en funcionamiento de determinados sistemas como aire acondicionado (si se requiere), prueba de anti-incendios de motores, oxígeno, indicadores de cantidad de combustible, sistema hidráulico, instrumentos del motor (E.P.R., N 1 , N 2 , E.G.T. e indicadores de vibración), se coloca a cero la ventanilla de combustible consumido (FUEL USED) del fuel flow, etc.

Después realiza la inspección exterior, que consiste en ir viendo los diversos puntos y paneles alrededor del avión que requieren atención, las áreas del tren, estabilizadores, motores, etc. De éstos, es interesante observar la etapa de álabes guías y primera etapa del rotor por posibles daños, así como la zona de turbi_nas y tobera.

También se inspeccionarán los drenajes de combustible, libres de pérdidas.

Una vez finalizada dicha inspección visual, el CM-111 sube de nuevo a cabina para completar el chequeo de los sistemas que le afectan, a la vez que los pilotos realizan la parte que les corresponde, mandos de vuelo, equipos de navegación, radio, ayudas, etc.

Cuando se ha finalizado esta parte, se lee la lista de procedimiento normal (NORMAL CHECK LIST) de antes de poner en marcha (BEFORE START), en la cual se comprobará el combustible, puertas, se quitan los aires acondicionados (si se tuvieran puestos) para poder poner en marcha y se mira si la presión de neumático es suficiente para la puesta en marcha (aproximadamente de 30 a 40 p.s.i.).

PUESTA EN MARCHA(START)

Una vez firmada la Hoja de Carga por el CM-1, se la pasará al CM-11 (o al CM-111 si lo hubiera), quien calculará los datos de despegue, que serán confirmados por el CM-l.

Puesto que puede haber riesgo de daños a personas o instalaciones en tierra durante la puesta en marcha, se recomienda la asistencia de personal técnico en tierra.



El Comandante solicitará de la dependencia A.T.S. la hora prevista del despegue y decidirá el momento de puesta en marcha, evitando consumos innecesarios de combustible.

Las comunicaciones con el personal Técnico en Tierra, se harán preferentemente mediante el interfono.

La puesta en marcha la realiza siempre el CM-l. El CM-11 y el CM-III vigilarán los parámetros del motor.

La operación de puesta en marcha se ha descrito en el apartado correspondiente a la PUESTA EN MARCHA (ver Cap. IX). Recordemos que una vez dispongamos de energías eléctrica y neumática, se mandará ésta hacia la turbina de puesta en marcha al accionar el interruptor correspondiente. El CM-111 anunciará la apertura de la START VAL VE en el momento que caiga la presión en el indicador de neumático. El CM-1 verá la indicación de N 2 subiendo. El CM-111 anuncia la presión de aceite subiendo y al alcanzar aproximadamente el 20 por 100 N 2 , el CM-1 adelanta la llave de corte de combustible, siempre que haya algo de N 1 • 'Es interesante recordar que no debe adelantarse dicha llave si no hay giro de N 1 , pues éste pudiera estar agarrotado. Aproximadamente al 20 por 100 al N 2 corresponde un 5 por lOO de N, (en el JT8D-9).

A continuación comprueban fuel flow y E.G.L subiendo.

Si el arranque se ha efectuado normalmente, al 38 por 100 de N 2 , se cerrará la válvula de puesta en marcha. Debido a ello la presión del sistema neumático subirá de nuevo.

El CM-III comprueba que se apaga la luz de baja presión de aceite, la presión de hidráulico sube y se apaga la luz de baja presión de la C.S.D. (Constant Speed Orive).

Una vez estabilizados los parámetros de motor se arrancarán los demás motores siguiendo el orden estipulado.

Con todos los motores en marcha el CM-III hará la transferencia del sistema eléctrico del A.P.U. o carro exterior a los generadores del avión y se leerá la lista de.AFTER START.

En dicha lista los puntos que se miran son: Combustible para despegue (disposición de bombas, etc.), Hidráulico (presión y cantidad), Antihielo de motor (si se requiere) y la zona de rodaje libre de obstáculos, para pasar a la fase siguiente. Si la temperatura de combustible está por debajo de 0° C, se debe poner FUEL HEAT durante un minuto. Conviene mencionar que hasta este punto todas las listas de cabina las lee el Copiloto y realiza el miembro de la tripulación que le corresponda.

A partir de este punto, todas las listas las lee el Mecánico de Vuelo y ejecuta el miembro de la tripulaciórí al que corresponda.



RODAJE (TAXIING)

Una vez realizada la puesta en marcha de todos los motores (en el B-727 el orden es 1-2-3) y leída la lista AFTER START, se iniciará el rodaje solamente cuando el Mecánico de Mantenimiento dé la señal de "calzos fuera" y "libre para rodaje", lo que significa que el equipo de arranque ha sido desconectado.

Si en el aeropuerto está establecido el procedimiento de "push back", durante el mismo se atenderá a las comunicaciones de mantenimiento.

Durante esta fase se realiza el ajuste de altímetros, de acuerdo con el QNH del aeropuerto de salida.

El CM-1 será quien efectúe el rodaje, utilizando con cuidado el empuje de los motores para no producir daños, manteniendo una velocidad moderada, extremando la precaución en los virajes. Los pilotos vigilarán al frente y su lado correspondiente.

La lista "T AXIING" se leerá una vez abandonada la zona de obstáculos y se interrumpirá mientras se recibe la autorización del A.T.C. (Air Traffic Control).

En dicha lista se pone calefacción de Pitot, se efectúa la prueba de mandos, se realiza la compensación en profundidad de acuerdo con la hoja de carga, se para el A.P.U. (dejándole antes sin cargas neumáticas durante 1 minuto) y se ajustan las pínulas de los indicadores de E.P.R.

Antes del despegue se lee otra pequeña lista "BEFO RE T AKE-OFF" en la que se ponen luces, transponder y se coloca la ignición para el despegue. Recordemos en este punto, que la ignición en el motor de reacción solamente es imprescindible durante la puesta en marcha, si bien debe ir puesta en todas las tomas, despegues y cuando las condiciones meteorológicas lo aconsejen o se ponga antihielo de motor. Si existen condiciones de formación de hielo y se pone antihielo de motor, deberá ser computado en el E.P.R. correspondiente, por las pérdidas que incurre dicho sangrado neumático.

DESPEGUE (TAKE-OFF) Y SUBIDA (CLIMB)

Antes del despegue, el CM-1 comprobará que cada miembro de la tripulación técnica tiene perfecto conocimiento de la maniobra a realizar y procedimientos en caso de fallo de motor. (Briefing de despegue.)



El despegue lo realizará indistintamente el CM-1 o el CM-11, si bien no podrá ser realizado por este último cuando el peso al despegue sea superior al 90 por l 00 del peso máxiíno autorizado y siempre que las condiciones meteorológicas para el despegue sean iguales o superiores a su mínimo de aterrizaje. Así pues, una vez alineado el avión en la pista, se aplican frenos y se avanzan los gases hasta 1,4 E.P.R. aproximadamente (posición vertical B-727). Luego soltar frenos y avanzar gases hasta Take-off E. P.R.

Sea el CM-1 o el CM-11 el que realiza el despegue, el primero será siempre quien avanza los gases y mantiene las manos sobre los mandos hasta alcanzar V 1 • 'El E.P.R. de despegue debe estar ajustado antes de 60 nudos y no se deben realizar correcciones posteriores, pues al aumentar la velocidad el E.P.R. sufrirá pequeñ.as variaciones. Se suele cantar la velocidad de 80 nudos para hacer una última comprobación de instrumentos durante esta fase antes de la rotación.

Si se está efectuando un despegue con ·E.P.R. reducido, (ver Cap. IX) el procedimiento será idéntico, pues como se ha comentado dicho procedimiento cumple todos los requisitos de seguridad para caso de fallo de un motor.

Solamente al CM-1 compete el tomar la decisión de abortar un despegue. Si así fuere, será él quien asumirá el control del avión.

Al alcanzar VR, rotar el avión suavemente para V2 + 10 nudos, y con grandiente de subida positivo (gradiente positivo de variómetro y altímetro) se sube el tren y se quita la ignición (si no se requiere).

Salvo que haya limitación por despeje de obstáculos, o por procedimientos específicos, la altitud de aceleración para retraer flaps se inicía~ rá a 1.000 pies.

Después del despegue, no debe iniciarse un viraje a menos de 1.000 pies de altura sobre la pista a no ser por procedimiento de una determinada pista o por instrucciones de Control, pero nunca a menos de 300 pies.

Las velocidades se mantendrán de acuerdo con las regulaciones de cada aeropuerto y en ningún momento se sobrepasarán 250 nudos por debajo de la altitud de transición, o 10.000 pies, la que sea inferior.

Durante el despegue y subida hasta el nivel de transición deberán llevarse encendidas las luces de aterrizaje. Las éomunicaciones hasta la altitud de transición se expresarán en altitudes QNH. Al penetrar en la altitud de transición, se cambiará a niveles de vuelo (1.0 13,2 mb ), si bien



esta norma no es aplicable a todos los Estados, pues dicha altitud de transición la establecen los Estados.

Si durante la subida hay nubes y la temperatura RAT/TAT está entre +6° e y -15° e o existe formación de hielo, se pondrán antihielo de planos y motores (este último si no estaba ya puesto con anterioridad).

En condiciones severas de hielo se debe mantener un mínimo de 70 por 100 de N 1 y nunca menos del 55 por 100 de N 1 •

Un aumento de vibración en operación a bajo empuje con o sin "Engine Anti-ice" puede ser debida a formación de hielo en los álabes del "fan".

Esto es más evidente aún si la vibración se produce en más de un motor, en esas condiciones. Cuando la vibración tiene lugar con los antihielos activados (lgnition "ON"), se deben vigilar cuidadosamente las indicaciones de motor, sobre todo la E.G.T.

El ajuste de empuje debe hacerse subiendo, cada 5.000 pies de variación o cada 5° C de TAT.

Durante esta fase se vigilarán atentamente los instrumentos del motor, recordando que el E.P.R. de despegue sólo puede mantenerse 5 minutos como máximo.

Se notificará de 1.000 pies antes del nivel asignado. A 500 pies antes de alcanzar dicho nivel, el régimen de ascenso no excederá de 500 pies por minuto.

CRUCERO (CRUISE)

Una vez estabilizado el avión en crucero, se calculará y selectará_con el mando de gases, el E.P.R. de crucero apropiado. Dicho E.P.R. se calcula en las correspondientes tablas en fuJ;tción de la altitud, peso y T.A.T. Además el CM-111 comprobará N 1 , N 2 , E.G.T. y F.F. (Fuel Flow).

Durante la fase de crucero, es posible que deba cambiar la operación de combustible (alimentación a motores desde distintos depósitos, etc.)

Prácticamente esta fase es de observación de instrumentos exclusivamente, asegurándonos de que todos los sistemas operan normalmente. La tripulación estará atenta a las emisiones VOLMET, así como a la selección de posibles alternativos en ruta, fallos de radio, altitud mínima d·e seguridad, etc.



Si se encuentra turbulencia, de moderada a severa o hielo, se debe poner la ignición, recordando que debe cambiarse cada 1 O minutos para emplear por igual las dos bujías.

Es interesante comentar el Procedimiento de Toma de Datos de Instrumentos de Motor (lnstruments Recording Procedure), que debe realizar el CM-111 y apuntar en el Parte de Vuelo. El ENGINE TRENO MONITORING PROGRAM, suministrado por la casa Pratt & Whitney, pretende detectar a través del análisis de distintos parámetros de motor (E.G.T., F.F., E.P.R., N 2 y A.V.M.- Airbone Vibration Monitoring) las tendencias y posibles irregularidades que puedan aparecer en el motor.

La toma de datos de este programa debe hacerse cumpliendo las si-guientes condiciones:

- Avión estabilizado entre 2S.OOO y 30.000 pies. - Aire en calma. - No haber movido los gases en los S minutos anteriores. - Sangrados de neumáticos en operación normal con los dos "Packs"

de aire acondicionado puestos. - Antihielo de motor y planos cortados como mínimo S minutos

antes. - Calefacción de combustible, cortada como mínimo 5 minutos an

tes. - Menos de 1° C de variación en la T .A.T. en los S minutos anteriores. - Menos de 2 nudos de variación en la I.A.S. durante los S minutos

anteriores. La lectura se hará por este orden y con la mayor exactitud (se fi

jan unas tolerancias): I.A.S., E.P.R., F.F. seguidos de ALT, T.A.T., MACH, E.G.T., N1 , 'N2 , OIL PRÉSS, OIL TEMP, VffiRATION TURB y VIBRATION FAN.

Si durante la lectura se producen variaciones en la I.A.S. de menos de 2 nudos o menos de l°C de T.A.T., la lectura se considerará válida.

Con estos datos, Mantenimiento confecciona unos listados para cada motor, en los que se van siguiendo sus actuaciones y tendencias.

Estos datos pueden originar una inspección prematura del motor a fin de evitar dafios mayores.

DESCENSO(DESCENT)

Salvo que esté establecido otro procedimiento, siempre que Control y las condiciones del vuelo o meteorológicas lo permitan, el descenso



se hará a HIGH SPEED, modalidad que figura en el Manual de cada avión.

Se deben evitar regímenes de descenso superiores a 1.500 pies por minuto por debajo de 5.000 pies.

El CM-1 decidirá las ayudas que considere oportunas y 500 pies antes del nivel asignado se tendrá un régimen de 500 pies por minuto.

Cuando exista se sintonizará el servicio A. T.I.S. (Automatic Terminal Information Service) para recabar información meteorológica (Viento en grados magnéticos y nudos, Visibilidad horizontal, Techo nubes, Temperatura y Punto de rocío).

En esta fase se lee la lista de descenso (en el B-727 "10.000 ft DESCENDING"), se calcula el E.P.R. de Go-around y se colocan las pínulas, se observa combustible, hidráulico y presurización. Al descender por debajo del NIVEL DE TRANSICION, se cambian las referencias de altímetros de 1.013,2 mb a altitudes QNH, se comprueban los instrumentos de vuelo, Flight Director y Radios y se encienden las luces de aterrizaje.

En las aproximaciones instrumentales con I.L.S. se sacará el flap de aterrizaje al llegar a 1.500 pies o al interceptar la senda de planeo, lo que ocurra más tarde.

Antes del aterrizaje se lee la lista de "LANDING", en la cual se coloca la IGNICION, se arman los spoilers, se baja el tren y se comprueban sus luces y se ponen los FLAPS de aterrizaje.

ATERRIZAJE (LANDING)

El Comandante deberá verificar que la pista reune los requisitos de aterriz~e y el paso sobre el umbral de la pista deberá hacerse a una altura de 50 pies.

Cuando sea el CM-11 el que realice el aterrizaje, efectuará todas las operaciones relacionadas con el mismo (frenos, reversa, etc.), haciéndose cargo del avión el CM-1 antes de alcanzar 60 nudos.

Como norma, al apoyarse el avión en el suelo (ruedas principales) se montará la reversa, no metiendo empuje de reversa hasta que la rueda de morro esté apoyada firmemente. En ese momento debe hacerse una comprobación de frenos.



Una vez fuera de la pista de aterrizaje, se lee la lista de "AFTER LANDING", en la que se quitan las luces de aterrizaje, se quita la ignición, se recogen los flaps y spoilers, se pone el A.P.U. en marcha y se mete su generador en barras si es necesario.

PARADA (SHUT DOWN)

Una vez estacionado el avión, se paran los motores, cerrando las llaves de corte de combustible (FUEL LEVERS), se colocan los frenos de aparcamiento, se quitan bombas de combustible, hidráulico y los packs de aire acondicionado.

Si el avión va a abandonarse, es decir, no es un tránsito, se realizan algunas acciones más al leer la lista de parada (SHUT DOWN), como son quitar radar, reguladores de oxígeno, A.P.U. y batería.

* * *

ETOP'S (Extended Range Operation of Twin-Engine Commercial Airplanes)

Las siglas ETOP'S (Extended Twin Operations) son propias de aviones bimotores. 1

La fiabilidad de todos los sistemas del avión en general y de los motores en particular, han permitido en los últimos años que las autoridades aeronáuticas hayan autorizado grandes travesías aéreas con aviones de sólo dos motores.

En 1953 la Reglamentación Aeronáutica de U.S.A. prohibe el uso de aviones con dos motores en rutas que tengan un punto a más de 60 minutos de vuelo de un aeropuerto. Esta restricción estaba basada en la fiabilidad de los motores de émbolo.

Al comienzo de los años 80 fue aprobada la F.A.A. AC 120.42 (Federal Aviation Administration) que permite volar rutas que en caso de parada de uno de los dos motores, el aeropuerto disponible más cercano se encuentre en un área de 120 minutos de vuelo. Desde finales de los 80 se han extendido de 120 a 180 minutos, lo que permite a estos bimotores cubrir más del 90 % de todas las rutas que existen en el mundo.

Para su aprobación se exigen al avión una serie de requisitos que, por ejemplo, para el B-767 son:

Fiabilidad por número de horas sin fallo de motores.



- Existencia adicional de vigilancia de enfriamiento de equipos en compartimento eléctrico-electrónico.

Motor Generador Hidráulico (HMG) movido por aire de impacto que permita además suministro eléctrico sin límite de tiempo a los instrumentos de navegación y vuelo del Primer Piloto.

- A.P.U. que permita puesta en marcha en vuelo para suministro de energía eléctrica.

Sistema adicional contraincendios en bodegas, de una duración superior a las tres horas.

OPERACIÓN ETOP'S

Normalmente, la autorización ETOP'S es gradual (diversion time). Es decir para llegar a 120 min. se autoriza primero 75 min. (se realizan 200 sectores con una fiabilidad del 98%), luego 90 min. (300 sectores con una fiabilidad del 98%) y finalmente 120 min.

Para cumplir el certificado de 120 min. se requieren menos de 0.05 por mil paradas de motor en vuelo (in flight-shut down) y para 180 min. menos de 0.02 por mil.

El primer avión certificado desde el vuelo inicial con ETOP' S 180 min. ha sido el B-777.

Es tal la importancia y rentabilidad de ésta operación que las Compañías U.S.A. utilizan en el año 1998, en el Atlántico Norte más birreactores que tri o cuatrimotores.

MANTENIMIENTO DEL MOTOR

Generalidades

Existen diferentes procedimientos de mantenimiento dependiendo del tipo de motor, si bien y como norma se seguirán las especificadas por el fabricante del motor.

A efectos de inspección, los motores se dividen en dos secciones: fría y caliente.

La primera comprende la zona de difusor de entrada y compresores y debe ser inspeccionada por si hubiese suciedad en los álabes o daños,



grietas, etc. Las reparaciones en los álabes suelen contornearse para dejar las superficies uniformes. Para eliminar la suciedad existe un sistema de limpieza con chorros de vapor a presión rociado con disolvente de petróleo o disolvente de carbón frío.

La sección caliente comprende cámaras de combustión, turbinas y tobera de escape.

En la zona de cámaras de combustión, uno de los daños más frecuentes son las grietas. En los tubos de llama se suelen admitir pequeñas reparaciones o "parcheados". Se comprobarán los inyectores por si hubiese depósitos de carbonilla.

Y finalmente, se inspeccionará la zona de turbina y toberas. En el caso de discos o álabes de turbina se suelen realizar visualmente con lupas de unos 10 aumentos.

En los álabes de rotor, las grietas por esfuerzos de tracción aparecen perpendicularmente a los bordes de entrada o salida. En cambio las deformaciones por sobretemperatura aparecen en forma de ondulaciones y variaciones en el grosor del perfil.

Otro aspecto importante es la comprobación de holguras en la punta de los álabes y en los sellados entre los extractores y los espaciadores. En el caso de álabes de turbina refrigerados, se comprobará también los flujos de aire de refrigeración.

Después de inspeccionados los distintos elementos y realizadas las reparaciones correspondientes, se procederá al equilibrado dinámico de los rotores, pues cualquier desequilibrio se traducirá en vibraciones del motor.

Finalmente y una vez montado, será preciso comprobar que todos sus parámetros están dentro de normas, para lo cual será sometido a una prueba de banco.

Q.E.C. (Quickly Engine Change)

Por estos términos, se conocen una serie de piezas y sistemas, que formando un solo conjunto (que puede incluir el propio motor), se desmontarán o instalarán en los cambios de motor.

Es sabido que el mismo motor puede propulsar a distintos aviones, por lo que el fabricante del motor suele entregar el "BARE ENGINE" o motor básico al que habrá que añadir los elementos y sistemas necesarios para su instalación en un avión concreto.



Operativamente, el Q.E.C. se monta como conjunto (incluyendo el propio motor), instalándole seguidamente en el avión de que se trate con una considerable reducción de tiempos y por tanto económica.

Los elementos fundamentales del Q.E.C., además del motor son: difusores toberas e inversores y equipos eléctricos, neumáticos, hidráulicos y transmisores de señales.

REVISIONES GENERALES

Los constructores de aviones proporcionan a los compradores el "Maintenance Schedule" (Programa de Mantenimiento). Este programa detalla las inspecciones que deben realizarse en el avión por número· de horas de vuelo realizadas, así como los puntos que deben revisarse, y que van a pennitir alcanzar a ciertos elementos estructurales hasta 75.000 horas de vuelo.

A título de ejemplo veamos el intervalo de revisiones que se efectúan a un avión de tipo DC-9.

- Tránsito ................. en línea - Diaria ................... en línea -A ...................... 175 horas - B ...................... 675 horas - 2B ..................... 1.350 horas - e ...................... 2500 horas - 2C ..................... 5.000 horas - 4C ..................... 10.000 horas - D ...................... 18.000 horas (OVERHAUL)

Mantenimiento mayor o Gran Parada

En la revisión D (Gran Parada) el avión teóricamente comienza de nuevo desde cero horas. Durante la misma, se deja la estructura del avión al descubierto, se revisan pérdidas de combustible, se decapa la pintura, se realizan pruebas de hidráulico, se desmontan mandos y se cumplimentan las modificaciones programadas para alargar la vida en servicio del avión. Asimismo, se realizan inspecciones visuales, de tintas penetrantes, magnaflux, Eddy Current, ultrasonidos e incluso por isótopos.

Aproximadamente, esta revisión dura algo más de un mes y se le hace al avión cada ocho años.



BOROSCOPOS

Desarrollado a partir de una versión utilizada en Medicina Interna y convenientemente modificada, el horóscopo se ha convertido en una de las herramientas más importantes en el Mantenimiento de Motores.

La mayoría de los motores de la última generación están provifitos de una serie de orificios, a través de los cuales se puede acceder a su interior utilizando un sistema óptico adecuado, permitiendo de esta forma inspeccionar ciertas zonas criticas como cámaras, turbinas, etc., sin necesidad de desmontar el motor, a veces ni siquiera moverlo del avión.

Los horóscopos utilizados pueden ser rígidos o flexibles. Estos últimos construidos de fibra óptica son capaces de transmitir luz e imágenes y se conocen con la denominación inglesa de "fiberscopes". Consisten en un tubo-guía, haces de fibra óptica para transmisión de luz e imágenes, lentes y una fuente de iluminación. El diámetro de la guía oscila entre los seis y diez milímetros y tiene articulaciones para maniobrar la cabeza del visor como se requiera.

SIMBO LOS

an = Aceleración nonn¡l]

e = Velocidad del sonido

E e = Energía Cinética

Ep = Energía Potencial

P. =Fuerza

g =Gravedad

h =Altura

=Entalpía

lAS = Indicated Air Speed

L =Longitud

m =Masa

M = Número de Mach O.A.T. = Outside Air Temperature p =Peso

P =Presión

r =Radio S = Superficie

t =Tiempo

T = Temperatura absoluta e K)

T AS= True Air Speed T AT = Total Air Temperature

u :: Energía Interna

V o = Velocidad Inicial

V¡ = Velocidad final

v =Volumen

w =Trabajo

a = Aceleración angular



'Y = Peso específico

1{) = Densidad

w = Velocidad angular

DEFINICIONES

PESOS:

Maximum taxi weight

O = Espacio angular p. = Coeficiente de viscosida

Es el peso máximo permitido para la operación en tierra del avión; es una limitación estructural.

Maximum inflight weight Es el peso máximo permitido en vuelo con los flaps en una posición

determinada.

M~imum landing weight Es el peso máximo permitido en el aterrizaje; es una limitación estruc

tural del tren de aterrizaje.

Maximum zero fuel weight Es el peso máximo permitido que puede tener el avión, listo para

operar (excepto el combustible), incluyendo tripulación, pasajeros, carga, etc.).

El M.Z.F.W. es por tanto independiente de la temperatura, altitud, etc, y viene determinado por la resistencia estructural del ala exclusivamente.

VELOCIDADES:

VMCG

Velocidad mínima de control en el suelo. Es la mínima velocidad en el suel9 a la cual, el control direccional del avión puede mantenerse utilizando solamente los controles aerodinámicos, cuando súbitamente quedase inoperativo uno de los motores exteriores, permaneciendo los demás a empuje de despegue.



Es interesante que la VMcG sea lo menor posible, como ocurre con los aviones que tienen 1os motores próximos al eje longitudinal.

V MeA

Velocidad m1mma de control en el aire. Es la mínima velocidad en vuelo a la cual el avión es controlable con un máximo de 5° de alabeo, cuando súbitamente quedase inoperativo un motor, permaneciendo los restantes motores a empuje de despegue.

Velocidad de decisión al despegue. También llamada "GO/NO-GO Speed". Es la velocidad a la cual, si se detecta un fallo de motor, la distancia requerida para continuar el despegue hasta una altura de 35 pies no deberá exceder a la "take off distan ce"; o la distancia requerida para detener el avión completamente será menor que la pista que queda.

V1 no deberá exceder a la V2 o a la VMBE (Velocidad de máxima energía de frenad.o }.

V2 Velocidad de seguridad al despegue. Es la velocidad que el avión de

berá llevar a 3 5 pies de altura si se detectase fallo de un motor en V 1 .

VR Velocidad de rotación. Es la velocidad a la cual el avión inicia la rota

ción alrededor del tren principal.

VLOF

Velocidad de despegue ("Lift off speed"). Es la velocidad a la cual el avión despega el tren principal del suelo.

VMBE

Velocidad de máxima energía de frenado. Es la máxima velocidad en el suelo a la cual se puede realizar la detención del avión con la capacidad del sistema de frenos. Para cada peso, habrá una VMBE que dependerá tambié~ de la temperatura, viento, pendiente de pista y presión altitud. Debe cumplirse siempre: V 1 ~ VMBE



,////////.1/

1 1

Fig. 109. Velocidades de despegue.

ABREVIATURAS USUALES EN AERONAUTICA

ACARS = Aircraft Communicating, Addressing & Reporting System ACMS = Aircraft Condition & Monitoring System (antes AIDS)

AFCS = Automatic Flight Control System (Piloto Automático)

AFS = Automatic Flight System AIDS Airborne .lntegrated Data System (Registrador Datos de

Vuelo)

ARINC = Aeronautical Radio International Commisso ATS = Autothrottle System BITE Built-in-Test (Prueba integrada dentro del equipo) CRT = Cathode Ray Tube CVR Cockpit Voice Recorder DFDR Digital Flight Data Recorder DMU Display Management Unit (para control de PFD y ND) ECAM Electronic Centralized Aircraft Monitoring (Motor/Siste-

mas) EFIS = Electronic Flight Instrument System EWD = Engine/Warnings Display FBW = Flight By Wire FADEC Full Authority Digital Engine Control



FCU Flight Control Unit (panel del Piloto Automático) FMS Flight Management System JDG Integral Drive/Generator (CSD + Generador) IRS Inertial Reference System LED Light Emissive Diode LRU = Line Replaceable Unit MCDU Multipurpose Control & Display Unit (del FMS) ND Navigation Display (antes HSI) PFD Primary Flight Display (antes ADI)

PIREPS Pilot Reports RAT = Ram Air Turbine (Para Generador de emergencia) SA T COM = Comunicación por Satélite (también COM SA T) TLA = Thrust Lever Angle (Motor-Accionamiento a mano)

TRU = Transformer/Rectifier Unit VBV Variable Bleed Valves (Motor) VSV Variable Stator Vanes WBS Weight & Balance System


Apéndice

MECANICA

Magnitud escalar.-Es aquélla que sólo posee módulo; por ejemplo: el tiempo, la masa, etc.

Magnitud vectorial.-Es aquélla que además de módulo, necesita dirección y sentido; por ejemplo: la velocidad, la fuerza, etc.

Fuerza.-Es una magnitud vectorial que equivale al producto de la masa por la aceleración.

Momento de una fuerza con respecto a un eje.-Es la medida del efecto de una fuerza para producir rotación alrededor de un eje. Su valor numérico es el producto del módulo de la fuerza por la distancia al eje de rotación o a la línea de acción de aquélla.

Energía.-Es la capacidad de un cuerpo para realizar trabajo.

Trabajo.-Es una magnitud escalar cuyo valor viene dado por el producto de la fuerza por el espacio recorrido en la dirección de dicha fuerza.

El trabajo y la energía se miden en las mismas unidades.

Energía cinética.-Es la energía que posee un cuerpo debido asumovimiento.

Ec = _!_ mv2

2 Energía potencial.-Es la que puede realizar un cuerpo debido a su

posición. Ep =mgh

Potencia.-Es el trabajo realizado en la unidad de tiempo.

w P=-t

La potencia es también igual a la fuerza por la velocidad.

W F·I P=-=--=Fv t t


APENDICE

o empuje por velocidad, puesto que el empuje es una fuerza.

Impulso.-Es una magnitud vectorial igual al producto de la fuerza por el tiempo durante el cual actúa la fuerza.

Cantidad de movimiento.-Es una magnitud vectorial igual a la masa del cuerpo por la velocidad.

Impulso y cantidad de movimiento.-El incremento de cantidad de movimiento que experimenta un cuerpo, al que se comunica un impulso, es numéricamente igual al citado impulso.

Es decir:

F·t=m(V¡- V0 )

Velocidad angular (w) de un cuerpo en movimiento de rotación.-Se defme como la variación del desplazamiento angular que experimenta en la unidad de tiempo.

Se suele expresar en radianes/segundo o revoluciones/minuto (r.p.m.). Aceleración angular (a) de un cuerpo en movimiento de rotación.-Es

la variación -que experimenta su velocidad angular en la unidad de tiempo. Suele expresarse en radianes/seg. 2 •

Relaciones entre las magnitudes lineales y angulares.-

S= (J • r

V=w·r

a=a· r

Cuando (J (espacio angular) esta en radianes, w viene en rad./seg. y a en rad./seg. 2 •

Aceleración centrípeta.-Un cuerpo dotado de movimiento de rotación uniforme, aunque el módulo de su velocidad sea constante, la dirección varía cada instante al describir la trayectoria circular.

Como la velocidad es una magnitud vectorial, además de módulo, debe poseer dirección y sentido.

Esa variación de la dirección constantemente trae como consecuencia la aparición de una aceleración dirigida hacia el centro que se denomina aceleración centrineta o normal.


Su módulo vale:

_yl an-

r

APENDICE

Fuerzas centrípeta y centrífuga.-La aceleración centrípeta, da lugar a una fuerza (F =m ·a= m y2 /r) dirigida hacia el centro de la trayectoria y que recibe el nombre de fuerza centrípeta.

Según dice la tercera ley de Newton, a toda acción corresponde una reacción igual y contraria.

La fuerza dirigida en sentido contrario recibe el nombre de fuerza centrífuga.

FLUIDOS

Densidad.-Es la masa por unidad de volumen.

tn 1{)=-v

Viscosidad.- Es ~el rozamiento intermolecular producido en el interior de un fluido.

Puede decirse que la viscosidad es el inverso de la fluidez.

p. - .E._.__L - S . V

p. = coeficiente de viscosidad F = fuerza

1 distancia entre placas S = superficie v = velocidad

Su unidad en el sistema C.G.S. es el POISE:

Poise = dina . seg cm2

Peso específico.-Es el peso por unidad de :volumen.

'Y =_1!_= mg V V


APENDICE

Presión.-Es la fuerza por unidad de superficie.

Régimen incompresible.-Es el que posee densidad constante. Régimen estacionario.-Es aquél en el que las propiedades fluidas no

varían con el tiempo.

Ecuación de continuidad.-Se basa en la conservación de la masa fluida que atraviesa una superficie. Viene dada por la expresión:

Veremos su aplicación en difusores y toberas.

Teorema de Bernouilli.-En un fluido perfecto o ideal (sin rozamiento), incompresible y en régimen estacionario la suma de las energías de presión, cinética (o de velocidad) y potencial (o de altura) en cualquier punto de la vena fluida es constante.

La variación de trabajo se realizará a costa de las variaciones de la energía cinética y la energía potencial.

1 '

~


.:1W =Me + Mp (x)

P=_f_. F=P ·S S'

W=F·L=P·S·L

.:1W =P1S1L1 - P2S2L2

Régimen incompresible

S 1L 1 =S2L 2 =volumen .:1W= V(P1 -P2 )

1 Me = 2 m ( ~ - VD

Mp = mg (h 2 - h¡)

V(P1 -P2 )=.!m(~- VD+mg(h 2 -h¡) 2

.!f!_ (P1 -P2 )=.!_1/z(V~- Vj)+tfzg(h 2 -h¡) -~ 2

P =presión estática

~ V2 = presión dinámica

..pgh =presión debida a la altura

APENDICE

Por lo tanto, la suma de presiones en una determinada sección es igual que para cualquier otra del conducto.

APLICACIONES DE LA ECUACION DE CONTINUIDAD Y DEL TEOREMA DE BERNOUILLI A LOS DIFUSORES Y TOBERAS

Por aplicación de ambas ecuaciones, veamos qué le ocurre a la velocidad y presión en un difusor y en una tobera.


APENDICE

Difusor.-Es un conducto divergente, es decir, de mayor sección de salida que entrada.

Aplicamos la ecuación de continuidad en ambas secciones:

Como suponemos el régimen incompresible, es decir 1fJ = cte., o lo que es igual, I{J1 = I{J2 •

Como S2 > S 1 , ·V 2 tendrá forzosamente que ser menor que V 1 para que el producto se cumpla.

Es decir, V 2 < V 1 la velocidad en un difusor disminuye.

Apliquemos ahora el teorema de Bernouilli: El término en I{Jgh desaparece por no haber diferencia de alturas. Como hemos visto que V 2 < V 1 , P 2 debe ser mayor que P 1 para que

las sumas cumplan la igualdad. Por tanto:

V2 < V1

P2 >Pt En la salida de un difusor la velocidad disminuye y la presión aumen

ta. Tobera.-Es un conducto convergente, es decir, de menor sección de

salida que de entrada.

V,


APENDICE

Si aplicamos las mismas ecuaciones de continuidad y Bernouilli, obtendremos:

En la salida de una tobera, la velocidad aumenta y la presión disminuye.

Velocidad del sonido.-Es la velocidad con que se propaga una débil perturbación de presión, respecto a la masa fluida.

Su valor para los gases perfectos, es:

C=y-yRT 'Y= coeficiente adiabático R= cte. de los gases T = temperatura Kelvin

Número de MACH.-Es el cociente entre la velocidad verdadera (TAS = TRUE AIR SPEED) y la velocidad del sonido en el punto en que se mide dicha velocidad.

1 ~=f=~ 1

Es interesante observar que a una misma velocidad de vuelo, se obtienen números de MACH diferentes, si varía la temperatura (distintas alturas).

Por ejemplo, a nivel del mar, la temperatura es mayor que en altura, por tanto la velocidad del sonido aumenta y el número ·de MACH será inferior a altitudes superiores para un mismo valor de l1,1 TAS.

El número de MACH tiene importancia en los fenómenos de compresibilidad del aire.

Condiciones críticas.-Son las que se obtienen al llevar una partícula fluida en condiciones ideales a una velocidad equivalente a MACH l.

Area crítica.-Es el área necesaria para llevar todo el gasto ele una tobera a las condiciones críticas (MACH 1 ).


APENDICE

Número de REYNOLDS.-A partir de una cierta velocidad, llamada velocidad crítica (V), el líquido pasa de régimen laminar a régimen turbulento.

Ve = Velocidad crítica.

1-" = Viscosidad.

d = Diámetro de la tubería.

<P = Densidad.

R es un número adimensional al que se conoce con el nombre de Indice o número de Reynolds. Sus valores oscilan entre O y 2.000 en régimen laminar y por encima de 3.000 para régimen turbulento.

Entre 2.000 y 3.000 corresponde al régimen de transición.

Leyes de los gases.-Los gases, debido a su enorme compresibilidad y dilatación térmica respecto de los líquidos y sólidos, ocupan un volumen que depende en gran medida de las condiciones exteriores, tales como la presión y la temperatura.

A presiones suficientemente bajas y a temperaturas altas, todos los gases conocidos obedecen a tres leyes muy sencillas que relacionan el volumen con la presión y la temperatura. Los gases que obedecen a esas tres leyes se denominan gases ideales o perfectos, razón por la cual se las conoce como leyes de los gases perfectos. Dichas leyes se aplican solamente a gases que no experimenten cambios químicos al variar la presión o la temperatura.

Ley de Boyle.-A temperatura constante, el volumen de una masa dada de un gas perfecto es inversamente proporcional a la presión a la que se encuentra sometido.

1 P ·V= cte. a T= cte.


APENDICE

Ley de Charles.-A presión constante, el volumen de una masa de un gas perfecto aumenta'l/273 respecto a su volumen a 0° e, por cada grado centígrado que se eleve su temperatura.

Ley de Gay-Lussac.-A volumen constante, la presión de una masa dada de un gas perfecto aumenta en 1/273 respecto a su presión a 0° e, por cada grado centígrado que se eleve su temperatura.

P, =P0 (1 + _l_ r) 273

ten o e

Ley general de los gases perfectos.-De la segunda y tercera ley de los gases se deduce:

PV T = cte. T = temperatura absoluta en °K

es decir:

o también:

'{J = densidad T = temperatura absoluta

Escala centígrada o Celsius.-Es aquélla en la que el punto de congelación del agua se encuentra a 0° y el de ebullición a 1 00°

Escala Fahrenheit.-Es la que considera el punto de congelación del agua a 32° y el de ebullición a 212°.

eoiWersión de escalas.-

e F- 32 100 180


APENDICE

Simplificando:

e F- 32 -----5 9

1~ 1802

322

Centígrada Fahrenheit

&caJa tennodinámica absoluta o Kelvin.-Las expresiones de las leyes de Charles y Gay-Lussac sugieren la posibilidad de una nueva escala de temperatura en la cual el valor del grado sea igual al grado de la escala centígrada, pero con el cero en el valor -273° C. Esta escala se denomina absoluta o escala Kelvin.

!TEMPERATURA KELVIN=TEMPERATURA CENTIGRADA +2731

PARAMETROS TOTALES DE REMANSO (Temperatura y Presión)

Puesto que la temperatura estática no puede medirse directamente a bordo, es posible calcularla desde la presión total apoyándonos en las ecuaciones de las adiabáticas y los gases perfectos, pues la expresión que las relaciona es:

T = T (1 + 'Y-1 M1

\ 1 • 2 J

Para el aire:


APENDICE

. La indicación del instrumento R.A.T. (Ram Air Temperature) que va mstalado en la cabina, añade un factor de corrección que oscila sobre Fc=0.9.

Es decir,

1 R.A.T. = TJI +Fe 0,2 MJ 1

Asimismo, la presión total o de remanso es:

1 Pr=PJI + 0,2,MJ

T, =Temperatura total.

Ts = Temperatura estática.

'Y= Cp/Cv (Calores específicos a presión y volumen constantes, 'Y= 1.4 aire).

M= N.o de Mach.

P, = Presión total.

Ps = Presión estática.

TERMODINAMICA

Es el estudio de los fenómenos y de los cambios de energía que tienen lugar en la transmisión de calor y realización de trabajo.

Sistema tennodinámico.-Es el cuerpo o conjunto, definido por una superficie de control real o ficticia.

Sistema abierto.-Es aquél por el que pasa materia a través de la superficie de control.

Sistema cerrado.-Es aquél por el que no p~a materia a través de la superficie de control.

Equivalente mecánico del calor.-

¡= Trabajo mecánico transformado en calor (Unidades mecánicas) Calor producido por este trabajo (Unidades térmicas)


APENDICE

El equivalente mecánico del calor es igual al número de unidades mecánicas de trabajo necesario para producir una unidad de cantidad de calor.

J= 4,18 julios/caloría= 0,427 kgm/cal.

Primer principio de. la termodinámica.-Sea un sistema en el que se introduce una cierta cantidad de calor Q y produce un trabajo exterior W. Si Q es mayor que T, la diferencia (Q -- 1) permanece en el sistema y se invierte en incrementar la energía interna ll.U del mismo. Es decir,

Q- W=ll.U o bien Q=ll.U+ W

El calor Q se considera positivo, si entra en el sistema desde el exte· rior y T ~e toma como positiva cuando el trabajo sale del sistema.

Q, W y !l. U han de expresarse en las mismas unidades.

Calor específico de los g~.-Todo el calor que se comunica a un gas a volumen constante se invierte en incrementar la energía interna de su~ moléculas.

Sin embargo, si se calienta un gas a presión constante la energía calorífica suministrada, no sólo se invierte en aumentar la energía interna de sus moléculas, sino que, además, produce un trabajo mecánico al dilatarse el gas en cuestión, venciendo la presión constante exterior. Por tanto, el calor específico de un gas a presión constante (cp) es mayor que el correspondiente a volumen constante (cv ).

Se demuestra que en el caso de un gas perfecto de masa atómica M, la diferencia de los calores específicos es:

Cp- cv =R/M

siendo R la constante universal de los gases.

La relación cp/cv se acostumbra a designar por 'Y (gamma). Para gases biatómicos, a temperaturas ordinarias 'Y= 1 ,4.

Transformación isobárica.-Es la transformación en la cual la presión permanece constante a lo largo de ella.


APENDICE

p

1 1---------t 2

V

Transformación isocora.-Es aquélla en la cual el volumen permanece constante durante toda la transformación.

p 2

1

V

Transformación isotérmica.-Es aquélla transformación en la cual la temperatura es la misma al principio y al final de dicha transformación;

La curva es una hipérbola, que obedece a la ecuación PV =cte.


APENDICE

p

2

V

Transformación adiabática.-Es aquella en la que no existe ninguna transferencia calorífica del sistema con el medio exterior. Es decir, en todo proceso adiabático se verifica:

1 Q=O=~U+W 1

Lo que indica que el incremento de la energía interna del sistema se debe al trabajo exterior que se introduce en el mismo, es decir, 4U = = -T. En todo proceso adiabático,

siendo 'Y= cp/cv = 1,4 (aire).

Segundo principio de tennodinámica.-Afirma la imposibilidad del movimiento continuo, esto es, no existe máquina alguna que, sin recibir energía del exterior, pueda transferir el calor de un foco frío a· otro caliente (a mayor temperatura).

Entalpía o calor total-Se denomina entalpía (i) a la suma de .la energía interna U, más el equivalente tépnico del trabajo P · V, necesario para desplazar el volumen específico V a presión constante P.

1 i=U+P·V 1

La entalpía es por tanto una función ténnica a presión constante, mientras que la energía interna lo es a volumen constante.


APENDICE

CONVERSION DE UNIDADES

Para convertir En Multipl. por

PULGADAS centímetros 2,54 PIES Metros 0,3048 MILLAS TERR. Kilómetros 1,609 YARDAS Metros 0,9144

GALONES USA Litros 3,7852 GALONES IMPER. Litros 4,546 LIBRAS Kilos 0,4536 ONZAS Gramos 28,3495

METROS/seg. Kilóm./hora 3,6 PIES/min. Met/seg. 0,00508 NUDOS Pies/seg. 1,689 NUDOS Kilom./hora 1,852

ATMOSFERA Libras/Pulg. 2 14,7 MILIMET. HG Milibares 1,33 ATMOSFERA Milibares 1.013,2 LIB RAS/pulg. 2 KG/CM2 0,0703


Bibliografía

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EXTENSION COURSE INSTITUTE, USA F AIR UNIVERSITY, Unidades de energía en los aviones de retropropulsión.

GENERAL ELECTRIC, High By pass Turbofan.

MCKINLEY, B,Aircraft Powerplants.

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ROLLS-ROYCE LIMITED, The Jet Engine.

STECK IN, B. S., Teorfa de los motores de reacción.


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Abreviaturas, 218 Aceite: tipos y propiedades, 153 - sistema de, 153 - Pour point, 153 - Flash point, 154 Aceleración: - angular, 222 - centrípeta, 222 Actuaciones de motor: - gases parciales ("part throttle"), 29 - plenos gases ("full throttle"), 28 Alabes: - compresor, 60 - esfuerzos en los, 92 -guía, 61 - Turbina, 88 Antecedentes históricos, 13 Antihielo, motor, 165 A.P.U., 181 Área crítica, 227 Arranque: - caliente ("hot start"), 175 - colgado ("hung start"), 175 - con batería, 175 - cruzado, 176 - en vuelo, 157 Aterrizaje ("Landing"), 21 O Autogenerador, 121, 128 A.V.M. (Airborne Vibration Monito

ring), 130

Bernouilli, 224 Bombas: - aceite, 154 - "boost", 146 -combustible motor, 146 - "scavenge", 156 Horóscopo, 215 Botellas extinción, 196

, Indice alfabético

Boyle, Ley de, 226 "By-pass" (motor), 64 "By-pass" (ratio), 65

Calor específico, 232 Cámaras, 71 - anulares, 74 - individuales, 72 -mixtas, 75 Cambiador de calor: - aire/combustible, 146 -combustible/aceite, 147 Cantidad de movimiento, 222 Cárter compresor, 69 Caudal, 33 Centígrado, Escala, 229 Charles, Ley de, 229 Ciclo: - Brayton, 19 - Otto, 21 Cojinetes, 153, 156 Colector (centrífugo), 58 - (combustible), 81 Combustible, tipos, 139 - almacenaje, 141 - alimentación cruzada, 148 -alimentación motores, 146 - lanzamiento, 149 - repostado, 141 - transvase, 148 - vaciado, 141 - ventilación, 144 Compresores: - axiales, 60 - centrífugos, 57 "Compresor stall", 66, 166 Condiciones críticas, 227 Conductos de entrada: - subsónicos, 49


ÍNDICE ALFABÉTICO

- supersónicos, 53 Consumo específico, 33 Contaminación atmosférica, 108 Continuidad, 224 Contra incendios (motores y APU), 189 - detección, 190 - extinción, 195 - prueba, 198 Control de combustible (Fue! Control), 76 CRT (Cathode Ray Tubes), 134 Crucero ("Cruise"), 208

DEC (Digital Electronic Control), 114 Decibelio, 104 Definiciones (Pesos y velocidades), 216 Densidad, 223 Derivación, índice (n), 65 Descenso ("descent"), 209 Despegue, (antirruido), 107 Despegue ("Take-off'), 206 Detección (incendios), 190 Diagrama de calidad, 36 Difusor (centrífugos), 58 -(entrada), 17, 49, 226 - (precámaras), 69 Drenajes (combustible), 144

E.I.C.A.S. (Engine lndication and Crew alerting System), 134

E.F.I.S., 137 Empuje: -bruto, 24 - efectivo, 25 - estático, 22 - factores, 26 - neto, 22, 23 - reducido, 178 Encendido: -alterna, 159 - continua, 159 Energía: - cinética, 221 - potencial, 221 "Engine Trend Monitoring", 209 E.P.R., 25, 123


Equivalente mecánico del calor, 231 Estátor: - compresor axial, 60 - incidencia variable, 68 - turbina, 88 ETOP'S (Extended Range Operation),

211 Euler, Teorema, 24 Excitadores, 161 Extinción (incendios), 195

F.A.D.E.C. (Full Authority Digital Engine Control), 79

"Fan",64 Fluidos, 223 F.M.S. (Flight Management System), 136 Freón, 195 "Fue! Le ver", 77 Fuerza, 221 - centrífuga, 223 - centrípeta, 223

Garganta crítica, 99 Gases, Leyes de, 228 Gases perfectos, Leyes de, 228 Gay-Lussac, Ley de, 229 Grado de inversión, 170 Grado de reacción: - turbina, 89 - compresor, 62

Impulso (empuje específico), 36 Indicadores: -aceite, 157 -A.P.D., 181 -combustible-motor, 146 - E.G.T., 128 - E.P.R., 123 - reversa, 169 - tacómetro, 119 - vibración, 130 Índice de derivación, 65 Índice de emisión, 11 O Índice de humo, 11 O

"Instruments Recording Procedure", 209 Inyección de agua, 81 Inyectores, 80

Kelvin. escala, 230

Lanzamiento (combustible), 149 Limitaciones: - A.P.D., 201 - combustible, 199 -motor (aceite, E.G.T.), 200

Llave corte combustible (fuellever), 77

Magnitud: - escalar, 221 - vectorial, 221 Manómetros, 131 Materiales empleados: - cámaras, 76 - compresor, 69 - turbina, 94 Mecánica, 221 Momento, 221 Motor: -émbolo, 14 - reacción, 15

Newton, leyes de, 16 Número de Reynolds, 228

Operación mormal: - crucero ("Cruise"), 208 - descenso ("Descent"), 209 - despegue ("Take-off'), 206 - parada ("shut down"), 211 - prevuelo ("Preflight"), 203 - puesta en marcha ("Start"), 204 - rodaje ("Taxi ing"), 206

ÍNDICE ALFABÉTICO

Panel de instrumentos motor, 132 Par termoeléctrico, 128 Parada ("Shut-down"), 211 Pérdida ("Compressor stall"), 66 Peso específico, 223 Pirómetro de radiación, 130 Post combustión, 102 Potencia, 25 Practicabilidad del ciclo, 20 Presión, 224 Presión total, 231 Prevuelo ("Preflight"), 203 Propfan, motores, 111 Protección de fuego, 189 Puesta en marcha, 170, 174 - con batería, 175 - ("Start"), 204 Pulverización (grado de), 81

Q.E.C. (Quickly Engine Change), 213

Reacción, grado de, 89 Reductor, 47 Régimen estacionario, 224 - Incomprensible, 225 Regímenes de motor: - empuje máximo continuo, 177 - empuje crucero, 178 - empuje despegue, 177 - empuje ralentí, 178 - ("Engine rating"), 176 Reglaje de motor, 35 Relación de comprensión (1t12), 57 Remanso (temperatura y presión), 230 Rendimientos: -termodinámico o motor, 37 - propulsivo, 38 - global o motopropulsor, 39 Repostado (combustible), 141 Resistencia: - exterior, 25 - impacto, 23 Reversa, 168 Revisión general, 214 Rodaje ("Taxi ing"), 206


ÍNDICE ALFABÉTICO

Rotor: - compresor axial, 60 - compresor centrífugo, 58 - turbina, 88 Ruido (supresores), 103

Sangrados, 163 "Scavenge" (bombas), 156 Sistema termodinámico, 231 - abierto, 231 - cerrado, 231 "Spill vents", 54 "Squib" (detonador), 197 "Start valve", 171 Subida ("Climb"), 206

Tacómetros, 119 - a fricción, 119 - centrífugos, 119 - eléctricos, 120 - electromagnéticos, 120 - electrónicos, 121 - magnéticos, 119 Temperatura total, 230 Termistores, 128, 190 Termodinámica: - primer principio, 232 - segundo principio, 234 Termofluencia, 92 Termómetro (E.G.T.), 128 "Throttles" (mando de gases), 76 Tobera, 97, 226 - subsónica, 97 - supersónica (Laval), 98


Torquímetro, 47 Trabajo, 221 Transformación: - adiabática, 234 - isobárica, 232 - isocora, 233 - isotérmica, 233 Transvase (combustible), 148 TRC (Thrust Rating Computer), 125 Tubo de llama, 72 Turbina de gas, 17 Turbinas: - axiales, 88 - centrípetas, 87 - de acción, 89 - de acción-reacción, 90 - de reacción, 90 - refrigeradas, 93 Turbofan, 64 Turbohélices, 43

UBE (Ultra bypass engine), 111 UDF (Unducted fan engine), 111, 112 UHB (Ultra high bypass engine), 111

Vaciado (combustible), 141 Válvulas descarga (V.S.V.), 68 Varillas, "sticks" (combustible), 143 Velocidad angular, 58, 222 Vibraciones, 130 Viscosidad, 223 VSCF (Variable Speed Constant

Frecuency), 183

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