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MOTORES DE TURBINA DE GAS

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FUNDAMENTOS Energía Potencial y Energía Cinética Energía es la capacidad para hacer trabajo. Trabajo, en el sentido mecánico de la palabra, es la realización de una operación productiva por algunos medios mecánicos, y el trabajo se efectúa cuando se aplica una fuerza a través de una distancia. Cuando un trozo de materia se encuentra estacionario, a menudo tiene energía debida a su posición en relación con otros trozos de materia. Esto se llama energía potencial porque el trozo de materia tiene capacidad potencial para hacer trabajo. Si el trozo de materia se mueve, tiene energía cinética, o energía debida al movimiento. Las formas de energía son numerosas, tal como la energía química (la energía producida por una reacción química), la energía calorífica (la energía producida por desprendimiento de calor), la energía eléctrica (la energía disponible de la electricidad), la energía de presión (la energía de un gas bajo presión), y la energía mecánica (la energía ejercida por una máquina o un hombre). Todos los tipos de energía son capaces de hacer trabajo. En la práctica, la energía puede transformarse de una forma a otra, pero no todas las energías pueden recuperarse cuando la transformación está hecha. Por ejemplo, cuando se usa la electricidad para girar un motor eléctrico, una parte de la energía eléctrica se cambiará en calor a causa de la fricción. Puesto que la energía calorífica así generada se perderá en el aire, solamente la energía mecánica del eje del motor estará disponible para efectuar trabajo. Es por la transformación del tipo de energía por lo que es posible la propulsión a chorro. Esencialmente esto se hace transformando la energía química del combustible en energía calorífica, y luego en energía mecánica para acelerar el aire a través del motor. Es esta aceleración la que principalmente es responsable de que el avión se mueva. Como se ha dicho, existen muchas formas de energía: química, mecánica, eléctrica, calorífica, lumínica, y nuclear. Pero solamente hay dos clasificaciones básicas en las cuales se ajustan todos los tipos de energías: la potencial y la cinética. A medida que el aire pasa a través del motor de turbina de gas y se le añade o extrae energía, hay un cambio continuo entre sus energías potencial y cinética. La energía total del aire que pasa a través del motor es siempre la suma de sus energías cinéticas y potencial. Leyes de Newton del Movimiento Muchas de las cosas que ocurren en un motor de turbina de gas pueden explicarse por medio de una o más de las leyes del movimiento de Newton. PRIMERA LEY DE NEWTON

Un cuerpo en reposo permanecerá en este estado a menos que sea modificado por una fuerza exterior. Ejemplo: Una bola colocada en una mesa nivelada, permanecerá estática hasta que se le haga mover por una fuerza tal como una ráfaga de viento o un empujón por la mano de una persona. Una segunda parte de la primera ley de Newton dice que un cuerpo en movimiento continuará moviéndose en línea recta a una velocidad uniforme hasta que sea alterada por una fuerza exterior. Al funcionamiento del motor de reacción no le concierne esta parte de la ley. SEGUNDA LEY DE NEWTON

Un cambio en el movimiento es proporcional a la fuerza aplicada. Esto se puede decir de otra forma: Una fuerza proporcional a la relación de cambio de la velocidad se produce cuando quiera que un cuerpo o masa se acelera. Matemáticamente, la segunda ley de Newton puede explicarse por una ecuación de esta manera: F=Mxa

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Ejemplo: Cuando una persona golpea un clavo con un martillo, la fuerza con la que el martillo golpea al clavo es proporcional a la masa (la cual es proporcional al peso) del martillo, multiplicada por la cantidad con que la persona acelera la cabeza del martillo, desde cero a la velocidad final. Sería difícil, por ejemplo, clavar una gran escarpia con un martillo para tachuelas, ya que la cabeza del martillo tiene muy poca masa. Similarmente, incluso con un gran martillo, sería una tarea larga y fastidiosa clavar una escarpia solamente con ligeros golpes porque la aceleración aplicada a la cabeza del martillo es demasiado pequeña. TERCERA LEY DE NEWTON

Para cada acción, hay siempre una reacción igual y contraria. Ejemplo: Cuando un caballo mueve una carreta o un vagón, el empuje de sus cascos debe sentirse sobre la carreta lo suficientemente como para que esta se mueva. Un globo de un niño se puede utilizar para ilustrar como las leyes de Newton facultan a un turborreactor (o cualquier otro tipo de motores de reacción) para desarrollar empuje. Cuando el globo se infla con aire a la temperatura de la habitación, y la boquilla se mantiene cerrada de forma que ningún aire pueda escapar, el globo permanecerá sin movimiento sobre una mesa porque la presión del aire en el interior del globo actúa sobre la pared del mismo igual en todas las direcciones. Ninguna fuerza se ejerce que haga al globo moverse. Cuando la boquilla del globo se suelta, el aire escapa a través de la misma abierta porque ya no hay una superficie para mantener el aire en el interior del globo. Además, este cambio de una pequeña sección de la superficie del globo produce fuerzas desequilibradas sobre el mismo sacando la fuerza que presionaba sobre el área que estaba cerrada por la boquilla. La fuerza aplicada al resto de la superficie del globo permanece como estaba antes. Consecuentemente, el desequilibrio de presión resultante hace que el globo se mueva en la dirección opuesta a la boquilla. Es el desequilibrio de las fuerzas en el interior del globo (o motor de turbina de gas, cohete, pulsorreactor o estatorreactor) lo que le da a todos los motores de reacción su nombre. Esta es la razón también porqué los motores de reacción son capaces de producir empuje sin apoyarse verdaderamente en el aire al exterior de sus toberas de salida. Ambas, la "acción" y la "reacción" fuerzas descritas por Isaac Newton tienen lugar dentro del motor, motor cohete, u otros mecanismos de propulsión a chorro. Debe observarse que el globo se habría desplazado por la habitación incluso si la habitación hubiera sido una gran cámara de vacío. Los cohetes, por ejemplo, (los cuales llevan su propio combustible y oxidizador donde quiera que vayan) pueden funcionar en las zonas sin aire del espacio exterior.

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Ejemplo: Cuando una persona golpea un clavo con un martillo, la fuerza con la que el martillo golpea al clavo es proporcional a la masa (la cual es proporcional al peso) del martillo, multiplicada por la cantidad con que la persona acelera la cabeza del martillo, desde cero a la velocidad final. Sería difícil, por ejemplo, clavar una gran escarpia con un martillo para tachuelas, ya que la cabeza del martillo tiene muy poca masa. Similarmente, incluso con un gran martillo, sería una tarea larga y fastidiosa clavar una escarpia solamente con ligeros golpes porque la aceleración aplicada a la cabeza del martillo es demasiado pequeña. TERCERA LEY DE NEWTON

Para cada acción, hay siempre una reacción igual y contraria. Ejemplo: Cuando un caballo mueve una carreta o un vagón, el empuje de sus cascos debe sentirse sobre la carreta lo suficientemente como para que esta se mueva. Un globo de un niño se puede utilizar para ilustrar como las leyes de Newton facultan a un turborreactor (o cualquier otro tipo de motores de reacción) para desarrollar empuje. Cuando el globo se infla con aire a la temperatura de la habitación, y la boquilla se mantiene cerrada de forma que ningún aire pueda escapar, el globo permanecerá sin movimiento sobre una mesa porque la presión del aire en el interior del globo actúa sobre la pared del mismo igual en todas las direcciones. Ninguna fuerza se ejerce que haga al globo moverse. Cuando la boquilla del globo se suelta, el aire escapa a través de la misma abierta porque ya no hay una superficie para mantener el aire en el interior del globo. Además, este cambio de una pequeña sección de la superficie del globo produce fuerzas desequilibradas sobre el mismo sacando la fuerza que presionaba sobre el área que estaba cerrada por la boquilla. La fuerza aplicada al resto de la superficie del globo permanece como estaba antes. Consecuentemente, el desequilibrio de presión resultante hace que el globo se mueva en la dirección opuesta a la boquilla. Es el desequilibrio de las fuerzas en el interior del globo (o motor de turbina de gas, cohete, pulsorreactor o estatorreactor) lo que le da a todos los motores de reacción su nombre. Esta es la razón también porqué los motores de reacción son capaces de producir empuje sin apoyarse verdaderamente en el aire al exterior de sus toberas de salida. Ambas, la "acción" y la "reacción" fuerzas descritas por Isaac Newton tienen lugar dentro del motor, motor cohete, u otros mecanismos de propulsión a chorro. Debe observarse que el globo se habría desplazado por la habitación incluso si la habitación hubiera sido una gran cámara de vacío. Los cohetes, por ejemplo, (los cuales llevan su propio combustible y oxidizador donde quiera que vayan) pueden funcionar en las zonas sin aire del espacio exterior.

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Ciclo de Brayton Un motor de turbina de gas libera la energía del combustible en un ciclo termodinámico llamado el ciclo de Brayton. Los mismos pasos  admisión, admisión, compresión, expansión, expansión, potencia, y escape  que que tienen lugar en el ciclo de volumen constante de Otto usado para los motores alternativos, ocurren en un motor de turbina de gas. La diferencia básica entre los dos ciclos es que en un motor de ciclo de Otto, los pasos ocurren en el mismo sitio, en el cilindro del motor, pero en diferentes tiempos. En el ciclo de Brayton, los pasos tienen lugar al mismo tiempo pero en distintos puntos dentro del motor. 1.

El aire entra en el conducto de entrada y fluye hacia la entrada del compresor, punto A, a presión ambiente.

2.

El aire pasa a través del compresor, que eleva su presión y disminuye su volumen al representado por el punto B.

3.

Luego, el aire pasa dentro de la cámara de combustión donde el combustible se inyecta en él y se quema. La presión entre los puntos B y C permanece relativamente constante a medida que se añade energía calorífica, pero el volumen y la temperatura aumentan.

4.

Los gases calientes dejan la cámara de combustión y pasan a través de la turbina donde se le extrae energía y la presión cae a casi el ambiente en el punto D.

Las presiones entre los puntos A y D son casi las mismas, pero en D el volumen y así la velocidad son mucho mayores. El aire se ha expandido a una presión relativamente constante.

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Relación entre Fuerza, Trabajo, Aceleración

Potencia,

Energía, Velocidad y

Fuerza

La fuerza es un vector cantidad (una cantidad que tiene dirección y magnitud) que hace que un objeto se acelere en la dirección de su aplicación. En la práctica mecánica tal como el estudio de los motores de turbina de gas, la fuerza normalmente se expresa en libras o kilogramos. Trabajo

Trabajo es la transferencia de energía hacia un cuerpo por la aplicación de una fuerza que mueve al cuerpo en la dirección de la fuerza. Se mide como el producto de la fuerza en libras o kilogramos por la distancia en pies, pulgadas, metros o centímetros a través de la cual el cuerpo se mueve, y se expresa en términos de libras - pies, libras - pulgadas, kilogramos metros etc. Trabajo = Fuerza · Espacio Potencia

La potencia es el régimen al cual el trabajo se realiza. Es el número de libras-pies de trabajo realizado en un determinado espacio de tiempo. La potencia se expresa en unidades tal como libras-pies por minuto, libras pies por segundo, o kilogramos – metros por minuto, kilogramos – metros por hora etc. Potencia =

Trabajo Tiempo

Energía

La energía se define como la capacidad para hacer trabajo. La energía que los cuerpos poseen puede clasificarse en dos categorías: potencial y cinética. La energía potencial puede deberse a la posición, tal como el agua almacenada en un depósito elevado; la deformación de un cuerpo elástico tal como un muelle comprimido; o una acción química, por ejemplo, del carbón. Ejemplo: Un avión que pesa 20.000 lbs (9.072 Kg) es mantenido a 5 ft (1’52 m) del suelo por

medio de gatos. ¿Cuánta energía potencial posee este sistema?

PE = WH = 20.000 x 5 = 100.000 ft lb ( 13.830 kg m) donde PE = energía potencial, ft lb W = peso del objeto, lb H = altura del objeto, ft La energía cinética es la energía del movimiento. Los gases impactando contra la rueda de turbina representan la energía cinética. Si la masa y la velocidad de un cuerpo se conocen, la energía cinética puede determinarse por la formula

WV 2 KE = 2g donde W = peso, lb V = velocidad, ft/s g = aceleración debida a la gravedad = 32’2 ft/s 2 (9’81 m/s2) KE = energía cinética, ft lb

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Obsérvese que la energía cinética es directamente proporcional al peso y al cuadrado de la velocidad. Ejemplo: Un avión que pesa 6.440 lbs [2.924 Kg.] vuela a una velocidad de 205 mph (300 ft/s) [330 km./h (91’6 m/s) ]. Calcúlese su

energía cinética.

WV 2 KE = 2g =

6.440 × 330

2

2 × 32'2

= 9.000.000 ft lb (1.244.700 kg m) de energía Velocidad (speed)

Velocidad (speed) es una medida del régimen de movimiento y normalmente se considera como la distancia recorrida dividida por el tiempo empleado en recorrerla. La velocidad (speed) no tiene en cuenta la dirección del desplazamiento y se expresa en millas por hora, pies por segundo, kilómetros por hora o metros por segundo. Velocidad (speed) =

espacio tiempo

Velocidad (velocity)

Velocidad (velocity) es un vector cantidad cuya magnitud es la velocidad (speed) del objeto y cuya dirección es la dirección en la cual el objeto se mueve. El símbolo V se usa para representar la velocidad. Aceleración

La aceleración de un cuerpo en movimiento se define como el régimen de cambio de velocidad. La definición no está basada en la distancia recorrida, sino en la pérdida (desceleración) o ganancia (aceleración) de velocidad con el tiempo. Aceleració n =

=

variación de velocidad unidad de tiempo

velocidad final - velocidad inicial tiempo

=

V2 − V1 t

Adaptación Estructural y Funcionamiento Turbofanes, Turboejes, Turbohélices.

de

Turborreactores,

Un motor turborreactor es esencialmente una máquina diseñada para el único propósito de producir gases a alta velocidad en la tobera de salida. El motor se pone en marcha girando al Marzo 2003

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compresor con una unidad de puesta en marcha, y luego encendiendo la mezcla de aire y combustible en la cámara de combustión con uno o más encendedores los cuales en cierto modo parecen bujías de automóvil. Cuando el motor se ha puesto en marcha, y su compresor está girando a suficiente velocidad, la unidad de puesta en marcha y los encendedores se desconectan. El motor entonces funcionará sin ninguna posterior ayuda durante tanto tiempo como el combustible y el aire en las proporciones adecuadas continúen entrando en la cámara de combustión. El secreto de porqué un turborreactor funciona como lo hace, reside en el compresor. Los gases originados por una mezcla de combustible y aire ardiendo bajo presión atmosférica normal no se expansionan lo suficiente como para hacer un trabajo útil. El aire bajo presión debe mezclarse con el combustible antes de que los gases producidos por la combustión puedan emplearse con éxito para hacer a un motor turborreactor o de émbolo funcionar. Cuanto más aire pueda comprimir un motor y utilizar, mayor es la potencia o empuje que puede desarrollar. Encontrar una forma satisfactoria para realizar la difícil tarea de comprimir el aire, fue el mayor obstáculo para los constructores durante los primeros años de desarrollo del motor de reacción. En Inglaterra, Frank Whittle solucionó el problema utilizando un compresor centrífugo similar a esos que se emplean ahora en los alimentadores para aviones con motor de émbolo. Whittle proporcionó la potencia necesaria para girar al compresor montando una turbina de gas inmediatamente detrás de las cámaras de combustión del motor, aproximadamente de la misma manera que se hace hoy. La potencia necesaria para arrastrar al compresor en un motor turborreactor es increíblemente alta. Rentables motores de turbina de gas se habrían desarrollado antes si alguien hubiera sabido como construir una turbina para producir suficiente potencia como para girar al compresor y todavía dejase suficiente energía en los gases de escape para generar una cantidad aprovechable de empuje hacia delante. Las primeras combinaciones de compresor y turbinas ocasionalmente conducían a motores de éxito. Para indicar cuanta potencia se absorbe en el compresor de un turborreactor moderadamente grande, supongamos que tenemos un motor con aproximadamente 12:1 de relación de compresión que produce 10.000 libras de empuje en despegue. En este motor, la turbina tiene que producir aproximadamente 35.000 HP al eje precisamente para arrastrar al compresor cuando el motor está funcionando a pleno empuje, y la turbina que hace esto, requiere menos espacio dentro del motor que el que normalmente se asigna a los motores de émbolo completos de relativamente baja potencia en la ordinaria familia del automóvil; a grosso modo tres cuartos de la potencia generada dentro de un motor de reacción se utilizan para arrastrar al compresor, solamente lo que sobra se utiliza para producir el empuje necesario para propulsar al avión. El Turborreactor

Si un avión con motor de turbina de gas utiliza solamente el empuje desarrollado dentro del motor para producir su fuerza propulsora, este motor es un turborreactor. Un turborreactor obtiene su empuje dando una gran aceleración a una pequeña masa de aire, la cual pasa toda a través del motor. Puesto que

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se requiere una alta velocidad del chorro de gases para obtener una cantidad de empuje aceptable, la turbina de un turborreactor está diseñada para extraer de la corriente de gas caliente solo la suficiente potencia para arrastrar al compresor y los accesorios. Toda la fuerza propulsiva producida por un motor de reacción se obtiene del desequilibrio de fuerzas dentro del propio motor Las características y usos del turborreactor son como sigue: 1. 2. 3. 4. 5. 6.

Empuje bajo a velocidades lentas Consumo específico de combustible (TSFC) relativamente alto a bajas altitudes y velocidades, una desventaja que disminuye a medida que la velocidad y la altitud aumentan Largas carreras de despegue Área frontal reducida, resultando en una baja resistencia aerodinámica y problemas de distancia al suelo reducidos Baja relación peso empuje (peso por libra de empuje producida) Capacidad para obtener ventaja de las altas relaciones de presión de impacto

Estas características indican que el motor turborreactor es mejor para alta velocidad, gran altitud, y vuelos de largo alcance. El Turbofan

El motor turbofan tiene un fan encerrado en un conducto montado en la parte frontal o posterior del motor arrastrado bien con velocidad reducida por medio de engranajes o a la misma velocidad que el compresor, o por medio de una turbina independiente localizada en la parte posterior de la turbina de arrastre del compresor. El aire de fan puede salir independientemente de la descarga de gases del primario (conducto corto), o puede ser conducido hasta atrás para mezclares en la parte posterior con la corriente primaria del motor (conducto largo). En algunos motores de conducto largo el flujo de aire primario y el secundario pueden mezclarse internamente y luego salir por una tobera común, o las dos corrientes de gas pueden mantenerse separadas a todo lo largo del motor. Si el aire de fan es conducido hasta la parte posterior, la presión total del fan debe ser mayor que la presión estática del gas en la descarga primaria del motor, o de lo contrario el aire no fluirá. Del mismo modo, la presión estática de descarga del fan debe ser menor que la presión total en la descarga primaria del motor, o la turbina no será capaz de extraer la energía requerida para arrastrar al compresor y al fan. Cerrando el área de flujo del conducto de fan, puede reducirse la presión estática y aumentarse la presión dinámica. El rendimiento del motor de fan se aumenta por encima del reactor puro por medio de la conversión de la energía del combustible en energía de presión mas que por la energía cinética (dinámica) de un chorro de gases de escape a alta velocidad. Como se verá en la formula del empuje, la presión multiplicada por el área es igual a una fuerza. El fan produce esta fuerza adicional o empuje sin aumentar el flujo de combustible. las velocidades y presiones de descarga del gas primario del motor son bajas debido a las etapas de turbina extras necesarias para arrastrar el fan, y como resultado el motor turbofan es mucho más silencioso. Por diseño la velocidad del aire relativa a los álabes de fan no está afectada por la velocidad del avión. Este diseño elimina la pérdida en rendimiento operacional a altas velocidades La primera generación de diseños del turbofan, tal como la serie de motor Pratt & Whitney JT3D, tenía una relación de paso de aproximadamente 1:1; es decir, alrededor del 50 por

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ciento del aire iba a través del núcleo motor como flujo de aire primario, y aproximadamente el 50 por ciento iba a través del fan como flujo de aire secundario. La segunda generación de turbofanes como el General Electric CF6, el Pratt & Whitney JT9D, y el Rolls- Royce RB211 tienen relaciones de paso del orden de 5:1 o 6:1. De esta forma el fan proporciona un mayor porcentaje del empuje total producido por el motor. En términos de flujo de aire real, la Tabla 1 muestra el flujo de aire del fan o corriente fría, y el flujo de aire del núcleo motor o corriente caliente para un motor con un flujo de aire total de 1000 lb/s a diferentes relaciones de paso. Otros motores con distintos flujos de aire tendrán distintos flujos de aire de fan y de núcleo motor para relaciones de paso similares. Por ejemplo, para un motor con un flujo de aire de 500 lb/s, divídase cada flujo de aire de fan y núcleo motor por dos para una determinada relación de paso. El interés por el uso y desarrollo del motor turbofan en los años recientes se debe principalmente al desarrollo del álabe transónico. El fan de gran diámetro requería unas r.p.m. más bajas para mantener la punta de los álabes por debajo de la velocidad del sonido, un desarrollo que no conduciría al buen diseño de la turbina de gas. Los motores de fan muestran una superioridad definida sobre los reactores puros a velocidades por debajo del Mach 1, la velocidad de los aviones comerciales actuales. El área frontal aumentada del fan presenta un problema para los aviones de alta velocidad, los cuales, por supuesto, requieren áreas frontales pequeñas. A altas velocidades, el fan aumenta la resistencia aerodinámica mas de lo que compensa el mayor empuje neto producido. La desventaja del fan para los aviones de alta velocidad puede compensarse por lo menos parcialmente quemando combustible en el aire de descarga del fan. Este proceso expande el gas, y, con idea de mantener el aire de descarga de fan a la misma presión, se aumenta el área de la tobera de descarga del fan. Esta acción da como resultado un empuje bruto aumentado debido a un aumento en presión multiplicado por un área, y un consumo de combustible aumentado. Los motores turbofanes de muy bajas relaciones de paso (menos de uno) se están usando en algunos aviones de combate capaces de velocidades supersónicas. El turbofan combina el buen rendimiento operacional y la gran capacidad de empuje de un turbohélice con la gran velocidad y gran capacidad de altura de un turborreactor. La complejidad y peso de los engranajes de reducción de la hélice y el intrincado sistema de mando de la hélice de un turbohélice están completamente eliminados en un turbofan. Un turbofan, sin embargo, no solo es más ligero que un turbohélice sino que además nunca puede ser importunado por cualquiera de las averías a las que una hélice y sus componentes asociados son algunas veces susceptibles. Una diferencia fundamental entre un turbofan y un turbohélice es que el flujo de aire a través del fan se controla por el diseño del conducto de entrada de aire al motor de tal manera que la velocidad del aire a través de los álabes de fan no se ve muy afectada por la velocidad del avión. Esto quiere decir que la pérdida en rendimiento propulsivo debido a la velocidad que se convierte en un factor límite a velocidades por encima de los 400 nudos para el avión turbohélice, no es un problema considerable para el avión turbofan. Los motores turbofanes con posquemadores se utilizan hoy día para propulsar aviones supersónicos que obtienen velocidades por encima de Mach 2.0. Cuando se compara con un turborreactor de igual empuje, el turbofan tiene la ventaja de un nivel de ruido más bajo para la salida del motor, lo que es un factor importante en todos los aeropuertos comerciales. El nivel de ruido más bajo ocurre porque el motor turbofan tiene por lo menos un escalón de turbina adicional para arrastrar al fan. La extracción de más potencia de los gases de escape del motor a medida que pasan por la turbina adicional (o turbinas), sirve para reducir la velocidad a través de la tobera dando como resultado menos ruido.

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Por esta y otras razones (una de las cuales es que el consumo de combustible es menor), el moderno turbofan ha tomado completamente posesión como casi el más idóneo y ampliamente utilizado sistema motopropulsor para todos los grandes aviones convencionales, militares y comerciales. El turbohélice

La propulsión en un motor turbohélice se realiza por medio de la conversión de la mayor parte de la energía del gas en potencia mecánica para arrastrar al compresor, accesorios, y la carga de la hélice. Solo una pequeña cantidad del empuje del chorro (aproximadamente el 10%) está disponible en la corriente de gas de relativamente baja presión y baja velocidad creada por las etapas de turbina adicionales necesarias para arrastrar la carga extra de la hélice. Las características y usos del turbohélice son como sigue: 1.

Alto rendimiento propulsivo a bajas velocidades, lo que resulta en carreras de despegue más cortas, pero decae rápidamente a medida que la velocidad aumenta. El motor es capaz de desarrollar alto empuje a bajas velocidades debido a que la hélice puede acelerar grandes cantidades de aire con el avión estático.

2.

Tiene un diseño más complicado y es mas pesado que un turborreactor.

3.

El consumo específico de combustible (TSFC) es el mas bajo.

4.

Gran área frontal para la combinación hélice motor, por lo que necesita trenes de aterrizaje más altos para los aviones de ala baja, pero esto no aumenta necesariamente la resistencia aerodinámica parasitaria.

5.

Tiene posibilidad de inversión de empuje eficaz. Estas características muestran que los motores turbohélices son ideales para levantar cargas pesadas en pistas de longitudes cortas y medias. En la actualidad los turbohélices están limitados en velocidad hasta aproximadamente 500

mph (805 km/h), ya que el rendimiento de la hélice cae rápidamente con el aumento de las velocidades debido a la formación de ondas de choque. No obstante, los investigadores en Hamilton Standard, división de United Technologies Corporation y otros están intentando superar o abarcar esta limitación experimentando con hélices multipalas de diámetro pequeño y cuerda ancha, que dicen ser más rentables que el turbofan de gran relación de paso, con un 20 por ciento de reducción en el consumo específico de combustible por libra de empuje. Las palas de aluminio lo suficientemente grandes y con la forma correcta para dar bastante empuje y absorber la alta potencia del motor también son demasiado pesadas y flexibles para resistir las cargas centrífugas y de torsión. Las nuevas palas del propfan están hechas de viga de aluminio curvada y ahusada unida a una estructura laminar de fibra de vidrio con forma de perfil aerodinámico rellenas con un material de espuma plástico. Esta construcción compuesta produce una pala más rígida con la mitad del peso de una pala de aluminio convencional

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comparable. La ventaja obvia es que el buje de la hélice y el mecanismo de cambio de paso localizado en el interior pueden ser más ligeros y la pala mantendrá mas estrechamente su correcta posición aerodinámica. El turboeje

Un motor de turbina de gas que entrega potencia a un eje el cual puede arrastrar algo se le conoce como un motor turboeje. La gran diferencia entre un turborreactor y un motor turboeje es que en un motor turboeje, la mayor parte de la energía producida por los gases en expansión se usa para arrastrar la turbina mas que para producir empuje. Muchos helicópteros

usan un tipo de turboeje de motor de turbina de gas. Además, los motores turboejes se usan ampliamente como unidades de potencia auxiliar (APU) y en aplicaciones industriales a través de un sistema de engranajes de reducción para arrastrar generadores eléctricos y sistemas de transporte de superficie. La potencia de salida de un motor turbohélice o turboeje se mide en caballos de potencia al eje (shaft horsepower). Los motores turboejes son similares a los motores turbohélices, y en algunos casos, ambos usan el mismo diseño. La potencia puede tomarse directamente de la turbina del motor, o el eje puede arrastrarse por su propia turbina libre, como la turbina libre en los motores turbohélices.

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ACTUACIONES DE MOTORES

Empuje Total El empuje total es el empuje desarrollado en la tobera de salida del motor. Este incluye ambos, el empuje generado por la cantidad de movimiento de los gases de escape y el empuje adicional resultante de la diferencia entre la presión estática en la tobera y la presión ambiente. El empuje total no toma en consideración las cantidades de movimiento del aire que entra y del combustible. Se considera cero la cantidad de movimiento entrante, lo cual es cierto solamente cuando el motor está estático. Sin considerar el flujo de combustible, la ecuación para el empuje total es: Wa Fgross= —— ( V2 ) + Aj ( Pj - Pam ) g Donde: Fgross = Empuje total Wa = Peso del aire que entra al motor g = Aceleración de la gravedad V2 = Velocidad de los gases en la tobera de escape Aj = Área de descarga de la tobera de escape Pj = Presión de descarga de los gases en la tobera de escape Pam = Presión ambiente Cuando avión y motor están estáticos, como cuando el avión está parado y el motor rodando, o cuando el motor está rodando antes del despegue en la cabecera de pista, el empuje neto y el empuje total son iguales. Lo mismo es cierto cuando se opera un motor en un banco de pruebas. Cuando se trata el término "empuje" de una turbina de gas, normalmente se refiere al empuje neto, a menos que se diga lo contrario. Ejemplo: Determínese la cantidad de empuje total producido en un día estándar

por un avión propulsado por un turborreactor, el cual se encuentra en reposo en cabecera de pista con su motor ajustado a potencia de despegue si el flujo de aire que pasa a través del motor es de 96 libras por segundo y produce una velocidad de gases en el escape de 1.460 pies por segundo con una presión de descarga de gases en la tobera de 39’3 psi, siendo el área de la tobera de escape de 2 pies cuadrados. Fgross =

96 1460 + 2(5659 − 2074 ) = 11.552 lbs 32

Empuje Neto El empuje neto producido por un motor turborreactor o turbofan está determinado por tres cosas.

1.

La variación en la cantidad de movimiento experimentada por el flujo de aire a través del motor.

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MOTORES DE TURBINA DE GAS 2. 3.

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La cantidad de movimiento del combustible. La fuerza originada por la diferencia de presión a través de la tobera de escape multiplicada por el área de la tobera.

En consecuencia, la ecuación del empuje neto debe escribirse como sigue:

Fn =

Wa W (V2 − V1 ) + f (Vf ) + A j (P j − Pam ) g g

Fn = Empuje neto

Donde:

Wa = Peso del aire que entra al motor g = Aceleración de la gravedad V2 = Velocidad de los gases en la tobera de escape V1 = Velocidad del aire a la entrada del motor Wf = Peso del combustible Vf = Velocidad del combustible Aj = Área de descarga de la tobera de escape Pj = Presión de descarga de los gases en la tobera de escape Pam = Presión ambiente El combustible va en el avión, por lo tanto no tiene velocidad inicial relativa al motor. En la practica real, el flujo de combustible normalmente se desprecia cuando se calcula el empuje neto, porque el peso del aire que se pierde por las distintas secciones del motor se calcula que es aproximadamente equivalente al peso del combustible consumido. Ejemplo: Determínese la cantidad de empuje neto producido en un día estándar

por un avión propulsado por un turborreactor, el cual se encuentra en vuelo a una velocidad de 310 mph si el flujo de aire que pasa a través del motor es de 96 libras por segundo y produce una velocidad de gases en el escape de 1.460 pies por segundo con una presión de descarga de gases en la tobera de 39’3 psi, siendo el área de la tobera de escape de 2 pies cuadrados. Fn =

96 (1460 − 460 ) + 2(5659 − 2074 ) = 10.170 lbs 32

Toberas Estranguladas Muchas toberas de escape subsónicas funcionan en condición de estranguladas. Esto significa que el aire que fluye a través de la sección convergente del conducto de escape alcanza la velocidad del sonido y ya no puede acelerar más. La energía que habría originado la aceleración ahora aumenta la presión y crea un componente del empuje por la diferencia entre la presión del escape y la presión del aire que rodea la tobera de escape.

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Este componente del empuje puede hallarse por medio de esta fórmula: F = A j ( P2 – Pam )

Donde:

A j = Área de la tobera de escape en pulgadas cuadradas P2

= Presión estática del aire en la descarga de la tobera de escape en libras por pulgada cuadrada

Pam = Presión estática del aire ambiente en la tobera de escape en libras por pulgada cuadrada

Este empuje adicional está presente por la misma razón que había una fuerza que movía al globo. Esto, se recordará, ocurría porque había un desequilibrio de presión en el interior del globo después de que la boquilla se soltaba. El desequilibrio entre la presión estática en la tobera de un motor de reacción y la presión ambiente resulta en el mismo efecto. En el caso del reactor, como en el del globo, la presión estática corriente arriba (en la dirección del movimiento del motor de reacción y del globo) es mayor que la presión estática corriente abajo, la cual se suma a la fuerza que empuja conocida como empuje. Verdaderamente la manera en la que la fuerza adicional o empuje se genera en la tobera de ambos, el motor de reacción y el globo, es más complicado que esto. La explicación se ha simplificado de forma que el principio básico pueda comprenderse más fácilmente.

Distribución del Empuje El empuje neto en un motor está constituido de varios componentes, como se puede ver en la figura. Cuando se añade cantidad de movimiento a la masa de aire que fluye a través del motor, el empuje es hacia delante (+), y cuando se pierde cantidad de movimiento, el empuje es hacia atrás (-). El aire que fluye dentro del motor a través del conducto de entrada no produce empuje de ningún tipo, pero a medida que el aire es comprimido, su cantidad de movimiento aumenta por la energía extraída de la turbina, y se produce un empuje hacia delante. Según pasa el aire por la sección de combustión, se añade energía por la combustión del combustible y se suma otro incremento de empuje hacia delante. Cuando el aire caliente deja la sección de combustión, fluye a través de la turbina donde se le extrae bastante de su energía para girar al compresor. Esto resulta en un empuje hacia atrás. A Marzo 2003

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medida que los gases de escape se expanden a través del conducto de escape convergente, se produce más empuje hacia atrás. Cuando todos los componentes de empuje hacia atrás se restan de los componentes de empuje hacia delante, el empuje resultante es el empuje disponible para la propulsión.

Resultante de Empuje El empuje neto de un motor es el resultado de los cambios de presión y cantidad de movimiento dentro del motor. Algunos de estos cambios producen fuerzas hacia delante, mientras otros producen fuerzas hacia atrás. Cuando quiera que hay un incremento de la energía calorífica total por la combustión del combustible, o en la energía de presión total por la compresión, o por un cambio de energía cinética a energía de presión, como en el difusor, se producen fuerzas hacia delante. Inversamente, fuerzas hacia atrás o pérdidas de empuje resultan cuando la energía calorífica o de presión disminuye o es convertida en energía cinética, como en la tobera. El empuje neto nominal de cualquier motor se determina por cuanto exceden las fuerzas de empuje hacia delante a las fuerzas de empuje hacia atrás.

Si las áreas, las presiones que actúan sobre estas áreas, las velocidades, y flujos de masa se conocen en cualquier punto del motor, las fuerzas que actúan en ese punto pueden calcularse. Para cualquier punto en el motor, la fuerza sería la suma de: Fn =

Wa g

(V2 − V1 )

o

masa x aceleración = Ma mas

Fn = A j P j − Pam

o

presión x área

Entonces la formula completa se leería Fn = Ma + PA

Usando los siguientes valores para un motor estático: Peso del aire

= 160 lb/s

Velocidad de entrada

= 0 ft/s

Velocidad de los gases de escape

= 2000 ft/s

Área de la tobera de escape

= 330 pulgadas cuadradas

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Presión en la tobera de escape

= 6 psi

Presión ambiente

= 0 psi

Aceleración de la gravedad

= 32 ft/s2

El empuje de este motor sin considerar el flujo de combustible y las pérdidas será, Fn =

=

Wa g

(V2 − V1 ) + A j (P j − Pam )

160 (2000 − 0) + 330(6 − 0) 32

= 11.980 lb Las distintas cargas hacia delante y hacia atrás del motor se determinan usando la presión por el área (PA) mas la masa por la aceleración (Ma) en los puntos dados dentro del motor. Descarga del Compresor Flujo de aire

= 160 lbs/s

Velocidad

= 400 ft/s

Presión

= 95 psi

Área


Nota: La presión y la velocidad en la cara del compresor son cero. Para calcular las fuerzas

que actúan sobre el compresor, solo es necesario considerar las condiciones en la descarga. Fn, comp = Ma + PA 160 = (400 ) + (95 × 180 ) 32 = 19.100 lbs de empuje hacia delante

Descarga del Difusor Flujo de aire

= 160 lbs/s

Velocidad

= 350 ft/s

Presión

= 100 psi

Area


Nota: Puesto que la condición a la entrada del difusor es la misma que a la salida del

compresor, es decir 19.100 lbs, este valor tiene que restarse del valor de empuje hallado para la descarga del difusor.

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Fn, dif = Ma + PA - 19.100 160 = (350 ) + (100 × 200 ) − 19.100 32 = 21.750 - 19.100 = 2.650 lbs de empuje hacia delante

Descarga de la Cámara de Combustión Flujo de aire

= 160 lbs/s

Velocidad

= 1.250 ft/s

Presión

= 95 psi

Area


Nota: La condición a la entrada de la cámara de combustión es la misma que a la salida del

difusor, es decir, 21.750 lbs, por lo tanto Fn cam = Ma + PA - 21.750 160 = (1250 ) + (95 × 500) − 21.750 32 = 53.750 - 21.750 = 32.000 lbs de empuje hacia delantel

Descarga de la Turbina Flujo de aire

= 160 lbs/s

Velocidad

= 700 ft/s

Presión

= 20 psi

Area


Nota: La condición a la entrada de la turbina es la misma que a la descarga de la cámara de

combustión, es decir, 53.750 lbs, por lo tanto Fn, turbina = Ma + PA - 53.750 160 (700 ) + (20 × 550) − 53.750 = 32 = 14.500 - 53.750 = -39.250 lbs de empuje hacia atrás

Descarga del Conducto de Escape Flujo de aire Marzo 2003

= 160 lbs/s Página 16


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Velocidad

= 650 ft/s

Presión

= 25 psi

Area


Nota: La condición a la entrada del conducto de escape es la misma que a la salida de la

turbina, es decir, 14.500 lbs, por lo tanto

Fn, cond.esca. = Ma + PA - 14.500 160 (650 ) + (25 × 600 ) − 14.500 = 32 = 18.250 - 14500 = 3.750lbs de empuje hacia delante

Descarga en la Tobera de Escape Flujo de aire

= 160 lbs/s

Velocidad

= 2.000ft/s

Presión

= 6 psi

Area


Nota: La condición a la entrada de la tobera de escape es la misma que a la salida del

conducto de escape, es decir, 18.250 lbs, por lo tanto Fn, tobera = Ma + PA - 18.250 160 = (2.000 ) + (6 × 330) − 18.250 32 = -6.270 lbs de empuje hacia atrás

La suma de los empujes hacia delante y hacia atrás es: Hacia delante Compresor Difusor Cámara de comb. Turbina Conducto de escape Tobera de escape

= = = = = =

Hacia atrás

19.100 2.650 32.000 - 39.250 3.750 - 6.270 57.500 -45.520

-45.520

11.980

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El empuje calculado para el motor completo es igual a 11.980 lbs. El empuje calculado para las secciones individuales del motor es igual a 11.980 lbs. Equipando al motor con un posquemador tendremos dos grandes efectos sobre las condiciones operativas del motor. Flujo de aire

= 160 lbs/s (sin considerar el flujo de combustible)

Velocidad

= 2.500ft/s

Presión

= 6 psi

Area


Fn, tobera = Ma + PA - 18.250 160 (2.500) + (6 × 450) - 18.250 = 32 = 15.200 - 18.250 = -3.050 lbs de empuje hacia atrás

La cantidad de empuje hacia atrás para el motor sin posquemador es –6.270 lbs, y para el motor con posquemador es –3.050 lbs, una diferencia de 3.220 lbs. Si 3.220 lbs se añaden al empuje del motor sin posquemador, el empuje total será 11.980 + 3.220 = 15.200lbs El empuje para todo el motor bajo condiciones de poscombustión será Fn =

Wa g

(V2 − V1) + A j(P j − Pam)

160 (2.500 − 0) + 450(6 − 0) 32 = 15.250 lbs =

Empuje en Caballos de Potencia El empuje y los caballos de potencia no se pueden comparar directamente porque, por definición, potencia es una fuerza aplicada a través de una distancia en un determinado periodo de tiempo. Toda la potencia producida por un motor de reacción se consume internamente en girar al compresor y arrastrar los distintos accesorios del motor. Por lo tanto, el motor de reacción no desarrolla ningún caballo de potencia en el sentido normalmente aceptado, pero suministra solo uno de los términos en la fórmula del caballo de potencia. El otro término es proporcionado verdaderamente por el vehículo en el cual el motor está instalado. Para determinar el empuje por caballo de potencia del motor de reacción, debe usarse la siguiente formula:

thp =

(W a/g)(V2 − V1) + A j(P j − Pam )× velocidad del avión (ft/s) 550

Esta formula puede simplificarse a Marzo 2003

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thp =

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empuje neto × velocidad del avión (ft/s) 550

o thp =

FnV 550

Puesto que la velocidad del avión con frecuencia se da en millas por hora, puede ser deseable calcular el empuje por caballo de potencia usando millas – libras por hora. En tal caso

thp =

empuje neto × velocidad del avión (mph) 375

El denominador en estas formulas se consigue de la siguiente manera. 1hp

= 550 (ft)(lb)/s

550 (ft) (lb)/s × 60

= 33.000 (ft)(lb)/m in

33.000 (ft)(lb)/min × 60

= 1.980.000 (ft)(lb)/h

1.980.000 (ft)(lb)/h 5.280 (ft/min)

= 375 (mi)(lb)/h

375 (mi)(lb)/h

= 1 hp

Si un avión está volando a una velocidad de 375 mph y desarrollando 4000 lbs de empuje, las libras de empuje por cada caballo de potencia serán: thp =

FnVp 375

donde Fn = empuje neto en lbs Vp = velocidad del avión en mph thp =

4.000 × 375 375

= 4.000

De aquí puede deducirse que a 375 mph cada libra de empuje se convertirá en un caballo de potencia, y que para cada velocidad del avión habrá una diferente thp. A 750 mph este motor de reacción de 4.000 lbs de empuje producirá 8.000 thp.

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Potencia Equivalente en el Eje Los motores turbohélices están clasificados en sus equivalentes de caballos de potencia al eje (ESHP). Esta clasificación toma en cuenta los caballos de potencia entregados a la hélice y el empuje desarrollado en el escape del motor. Bajo condiciones estáticas, un caballo de potencia al eje es igual a aproximadame 2`5 libras de empuje. La fórmula para el ESHP es: ESHP (estático) = SHP +

Fn 2'5

ESHP = Equivalent e de Caballo de Potencia al Eje SHP = Caballos de Potencia al Eje determinad os por el torquímetr o y tacómetro Fn = Empuje neto en libras 2'5 = Constante que relaciona el caballo de potencia con el empuje estático. 1 hp = 2'5 libras de empuje

En vuelo, el ESHP considera el empuje producido por la hélice, que se halla multiplicando el empuje neto en libras por la velocidad del avión en millas por hora. Esto se divide por 375 multiplicado por el rendimiento de la hélice, que se considera del 80% ESHP (vuelo) = SHP +

V 375 η

Fn × V 375 × η

= velocidad del avión (airspeed) en millas por hora = una constante; libras-millas por hora por caballo de potencia = rendimiento de la hélice; normalización industrial del 80%

Ejemplo: Halle el equivalente de caballo de potencia al eje producido por un avión turbohélice que tiene estas especificaciones: Velocidad = 260mph Caballos de potencia al eje indicados en el indicador de cabina = 525 SHP Empuje neto = 195 libras ESHP (vuelo) = SHP +

Fn × V 375 × η

= 525 +

195 × 260 375 × 0'8

= 525 +

169

= 694

Bajo estas condiciones de vuelo, el motor está produciendo 694 ESHP.

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Consumo Específico de Combustible Consumo Específico de Combustible por Libra de Empuje. Para hacer una comparación exacta del consumo de combustible entre motores, el consumo de combustible se reduce a un denominador común aplicable a todos los tipos y tamaños de turborreactores y turbofanes. El término es consumo específico de combustible por libra de empuje, o TSFC. Esto es el consumo de combustible de un motor en libras por hora dividido por el empuje neto. El resultado es la cantidad de combustible necesaria para producir una libra de empuje. La unidad de TSFC es libras por hora por libra de empuje ( lb/hr/lb Fn ). PARA TURBORREACTORES Y TURBOFANES

TSFC =

W f Fn

Donde: TSFC = Consumo Específico de Combustible por libra de empuje. Wf = Flujo de combustible en lbs. por hora. Fn = Empuje neto en libras. Cuando es obvio que se refiere a un motor turborreactor o turbofan, al TSFC se le llama con frecuencia simplemente consumo específico de combustible o SFC. Consumo Específico de Combustible Equivalente. Indudablemente, los turbohélices no pueden compararse en base al consumo específico de combustible por libra de empuje (TSFC). Por lo tanto, en su lugar se utiliza el consumo específico de combustible equivalente o ESFC. Esto es la cantidad de flujo de combustible en libras por hora dividida por la potencia equivalente en el eje de un turbohélice (ESHP). PARA TURBOHÉLICES:

ESFC =

W f ESHP

Donde: ESFC = Consumo Específico de Combustible Equivalente Wf = Flujo de combustible en lbs. por hora. ESHP = Potencia Equivalente en el Eje del Turbohélice

Indice de Derivación y Relación de Presión del Motor Indice de derivación (By-pass ratio) El aire de entrada que pasa a través de un motor turbofan normalmente se divide en dos corrientes de aire independientes. Una corriente pasa a través del núcleo motor mientras que la otra corriente coaxialmente rodea al núcleo motor. Es esta corriente de aire que rodea al núcleo motor la que es responsable del término motor by-pass. Cuando se trata a los motores by-pass hay tres términos con los que se debe estar familiarizado; estos son la relación de empuje (thrust ratio), la relación de paso ( by-pass ratio), y la relación de presión del fan ( fan pressure ratio). La relación de empuje de un motor turbofan es una comparación del empuje producido por el fan y el empuje producido por el escape del núcleo motor. Por otra parte, la relación de paso de un motor turbofan se refiere a la relación del aire que entra y rodea al núcleo motor y la

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cantidad de aire que pasa a través del núcleo motor. Los turbofanes en los aviones civiles generalmente se dividen en tres clasificaciones basadas en la relación de paso: 1. Baja relación de paso (1 : 1) 2. Media relación de paso (2 : 1 o 3 : 1) 3. Alta relación de paso (4 : 1 o mayor) Normalmente, la masa del flujo de aire en la sección del fan de un motor de baja relación de paso es la misma que la masa del flujo de aire en el compresor. La descarga del fan podría ser ligeramente más alta o más baja dependiendo del modelo de motor, pero las relaciones de paso son aproximadamente 1 : 1. En algunos motores el aire de derivación es conducido directamente al exterior a través de un conducto de fan corto. Sin embargo, existen motores turbofanes en los que el aire de derivación es conducido a lo largo de toda la longitud del motor. Los conductos de fan largos reducen la resistencia aerodinámica y la emisión de ruidos. En cualquier caso, el extremo del conducto tiene normalmente una tobera de descarga convergente que aumenta la velocidad y produce empuje reactivo. Los motores de relación de paso media o intermedia tienen relaciones de paso que van desde 2 : 1 a 3 : 1. Estos motores tienen relaciones de empuje similares a sus relaciones de paso. Los fanes usados en estos motores tienen un diámetro mayor que los fanes usados en los motores de baja relación de paso de potencia comparable. El diámetro del fan determina la relación de paso y la relación de empuje. Los motores turbofanes de gran relación de paso tienen relaciones de paso de 4 : 1 o mayores y usan diámetros de fan mayores que cualquier otro tipo de motor turbofan. Los motores de gran relación de paso ofrecen rendimientos propulsivos más altos y mejor economía del combustible que los de baja o media relación de paso. Son los motores que propulsan a los grandes aviones comerciales usados para vuelos de gran radio de acción. Algunos de estos motores de gran relación de paso son el Pratt & Whittney JT9D y PW4000, el Rolls-Royce RB211, y el General Electric CF6. Una versión del JT9D tiene una relación de paso de 5 : 1 con el 80 % del empuje proporcionado por el fan, y solo el 20 % por el núcleo motor. Otro término con el que hay que familiarizarse es con la relación de presión del fan fan pressure ratio que es la relación de la presión del aire de la descarga del fan y la presión del aire que entra en el fan. La relación de presión del fan en un típico fan de baja relación de paso es aproximadamente 1’5 : 1, mientras que para algunos fanes de alta relación de paso la relación de presión del fan puede ser tan alta como 7 : 1. Para obtener altas relaciones de presión del fan, la mayoría de los motores de gran relación de paso se diseñan con álabes de fan de alto aspect ratio. El aspect ratio es la relación entre la longitud del álabe y su ancho, o cuerda. Por lo tanto, un álabe largo con una cuerda estrecha tiene un aspect ratio más alto que un álabe corto con una cuerda ancha. Aunque los álabes de fan que se usan con más frecuencia son los de alto aspect ratio, los álabes de bajo aspect ratio se están usando ampliamente hoy día. Los avances tecnológicos en la construcción de álabes han superado los problemas de peso asociados con los álabes de bajo aspect ratio en el pasado. Los ahorros de peso en los álabes de bajo aspect ratio se han conseguido con álabes huecos de titanio que interiormente tienen materiales compuestos de refuerzo. Adicionalmente, los álabes de bajo aspect ratio son deseables debido a su resistencia al daño originado por objetos extraños, especialmente impactos de aves.

Relación de Presión del Motor (EPR) Los primeros motores de turbina de gas normalmente usaban las rpm como el único parámetro de operación del motor para establecer el empuje, mientras muchos motores de hoy día usan el EPR (engine pressure ratio ) como el primer indicador del empuje. En un día cálido, las rpm del compresor para un empuje dado serán más altas que en un día frío. Además, un compresor sucio o dañado reducirá el empuje para unas rpm dadas. El EPR se usa porque varía directamente con el empuje. Es la relación de la presión total a la entrada del compresor y la presión total en la parte posterior de la turbina. La temperatura de los gases de escape nunca se usa para ajustar el empuje, aunque debe controlarse para ver que los límites de temperatura Marzo 2003

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no se exceden. El uso del EPR como el indicador del empuje significa que en un día cálido es bastante posible que el motor exceda el 100 % de rpm, y en un día frío, los regímenes de empuje deseados pueden alcanzarse a algo menos del 100 % de rpm. Generalmente, el empuje se consigue ajustando el mando de gases para obtener una predeterminada lectura de EPR sobre el instrumento del avión. El valor del EPR para unos ajustes de empuje dados variará con la temperatura y presión ambiente.

Presión, Temperatura y Velocidad del Flujo de gas

Durante el ciclo de funcionamiento del motor de turbina, el flujo de aire recibe y cede calor, produciendo de esta manera cambios en su presión, volumen y temperatura.

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Existen tres condiciones principales en el ciclo de funcionamiento del motor durante las cuales ocurren estos cambios. Durante la compresión, cuando se efectúa trabajo sobre el aire; este aumenta la presión y la temperatura y disminuye el volumen de aire. Durante la combustión, cuando se añade combustible al aire y se prende; este aumenta la temperatura y el volumen del aire, mientras que la presión permanece casi constante, puesto que el motor opera en un ciclo de presión constante. Durante la expansión, cuando se extrae trabajo de la corriente de gas por medio del conjunto de turbina para arrastrar al compresor; esto disminuye la temperatura y la presión, mientras que el volumen aumenta.

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Durante el paso del aire a través del motor, los requisitos aerodinámicos y de energía exigen cambios en su velocidad y presión. Por ejemplo, durante la compresión, se requiere una elevación en la presión del aire y no un aumento en su velocidad. Después que el aire se ha calentado y aumentado su energía interna por medio de la combustión, es necesario un aumento en la velocidad de los gases para hacer girar a la turbina. En la tobera propulsora se requiere una alta velocidad de salida, pues es el cambio en la cantidad de movimiento del aire lo que proporciona el empuje sobre el avión. También se requiere desaceleraciones locales del flujo de aire, como por ejemplo en las cámaras de combustión para proporcionar una zona de baja velocidad para que la llama arda. Estos diferentes cambios se efectúan por medio del tamaño y forma de los pasos a través de los cuales el aire fluye en su camino a través del motor. Donde se requiere una transformación de energía de velocidad (cinética) a presión, los pasos son de forma divergente. Contrariamente, donde se requiere convertir la energía almacenada en los gases de la combustión en energía de velocidad, se usa un paso convergente o tobera. Estas formas se aplican al motor de turbina de gas donde la velocidad del flujo de aire es subsónica o sónica, es decir a la velocidad local del sonido. Donde nos encontramos con velocidades supersónicas, tal como en la tobera propulsora del cohete y algunos tipos de motores de reacción, se usa una tobera convergente divergente para obtener la máxima conversión de la energía de los gases de la combustión en energía cinética. El diseño de los pasos y toberas es de gran importancia, pues de su buen diseño dependerá el rendimiento con el que se efectúen los cambios de energía. Cualquier interferencia con el suave flujo de aire crea una pérdida de rendimiento y podría resultar en el fallo de un componente debido a la vibración originada por la inestabilidad o turbulencia del flujo de aire. Cambios en la presión El aire normalmente entra en la parte frontal del compresor a una presión que es menor que la presión ambiente, indicando que existe una considerable succión a la entrada del motor. Esta, digamos, presión negativa a la entrada del motor puede parcial o completamente superarse por la presión de impacto ( ram pressure) a medida que el avión incrementa su velocidad. Desde este punto en adelante, hay una considerable elevación de la presión total a través de las sucesivas etapas de compresión, con el índice de elevación aumentando en las últimas etapas de compresión. En la sección divergente del difusor tiene lugar una elevación final de la presión estática. Desde el difusor, el aire pasa a través de la sección de combustión donde experimenta una ligera pérdida de presión. La presión de la cámara de combustión debe ser más baja que la presión de descarga del compresor durante todas las fases de operación del motor con idea de establecer una dirección del flujo hacia la parte posterior del motor y permitir que los gases se expansionen a medida que ocurre la combustión. A medida que los gases se aceleran entre los pasos convergentes de los álabes guías de la turbina tiene lugar una acusada caída en la presión. La presión continúa cayendo a través de la rueda de turbina a medida que parte de la energía de presión en los gases calientes se convierte en fuerza rotacional por medio de la rueda. Si el motor está equipado con mas de una etapa de turbina, tiene lugar una reducción de la presión a través de cada rueda de turbina. Los cambios de presión después de la turbina dependen del tipo de tobera de escape usado y de si la tobera está operando en una condición estrangulada (velocidad del gas a la velocidad del sonido) o sin estrangular. Cuando los gases dejan la tobera de escape, la presión continúa cayendo hasta el valor de la presión ambiente. Cambios en la Temperatura El aire que entra en el compresor al nivel del mar en un día estándar se encuentra a una temperatura de 59º F (15º C). Debido a la compresión, la temperatura a través del compresor sube gradualmente hasta un punto determinado por el número de etapas de compresión y su rendimiento aerodinámico. En algunos motores comerciales grandes, la temperatura delante de la sección de combustión es aproximadamente 800º F (427º C). A medida que el aire entra en las cámaras de combustión, se añade combustible y la temperatura se eleva hasta aproximadamente 3.500º F (1.927º C) en la zona más caliente de la llama. Puesto que esta temperatura está por encima del punto de fusión de la mayoría de los metales, la cámara de combustión y piezas de alrededor en el motor están protegidas por una película de aire de refrigeración la cual se establece por medio del propio diseño de la cámara de combustión. A Marzo 2003

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causa de esta película de refrigeración, el aire que entra en la sección de turbina es considerablemente más frío. La aceleración del aire a través de la sección de turbina reduce aún más la temperatura. Si el motor funciona sin posquemador, hay una ligera caída de temperatura a través del conducto de escape. Si el motor funciona con posquemador, habrá una acusada elevación de la temperatura en el conducto de escape. Cambios en Velocidad Puesto que un motor de reacción obtiene su empuje principalmente de la reacción a la acción en una corriente de aire a medida que fluye a través del motor, los cambios de presión y temperatura acabados de tratar son importantes solo porque deben estar presentes para realizar la parte del proceso de acción – reacción. Lo que realmente se desea es un chorro de aire fluyendo fuera del motor a una velocidad más rápida que la velocidad con la que entró. La velocidad del aire a la entrada del compresor debe ser menor que la del sonido para la mayoría de los compresores actuales. Para conseguir esto, el diseño del conducto de entrada del avión es de primordial importancia. Si la velocidad del aire ambiente es cero (avión estacionario), la velocidad del aire delante del conducto aumenta a medida que es arrastrado hacia dentro del compresor. Debido a que el aire que entra a velocidad cero del avión no tiene energía cinética relativa a la admisión del motor antes de entrar, no contribuye a la relación de compresión total. Esta situación cambia a medida que se alcanza el punto de recuperación por aire de impacto ( ram recovery point ) a la entrada del motor. Desde este punto en adelante, la energía cinética relativa contribuye a la relación de presión total en forma de compresión de impacto. En un buen conducto de entrada, esta compresión ocurrirá pronto y eficazmente, con una mínima elevación de temperatura. Por otra parte, si la velocidad del avión es alta subsónica o supersónica, la velocidad del aire se reduce en el conducto. La velocidad del flujo de aire es casi constante a través de la mayoría de los compresores, y en la mayor parte de los compresores puede disminuir ligeramente. Una caída en la velocidad del aire considerable ocurre en el paso amplio del difusor. El punto donde la velocidad vuelve a comenzar a aumentar es en la cámara de combustión a medida que el aire es forzado alrededor del extremo anterior de la camisa interna de la cámara de combustión y a través de los orificios a lo largo de las paredes. Un posterior aumento tiene lugar en la parte trasera de la cámara de combustión a medida que los gases calientes se expanden y son forzados a través del área ligeramente más pequeña de la camisa de transición. Una elevación en velocidad extremadamente acusada, con una correspondiente pérdida de presión, sucede a medida que el aire pasa a través de las particiones convergentes del diafragma de turbina. Este cambio de presión por velocidad es muy deseable, ya que la turbina está diseñada mayormente para que la velocidad caiga. Como se explicó anteriormente, el aumento en velocidad va acompañado por un descenso en temperatura y presión. Una gran porción del aumento en velocidad a través de los álabes guías de entrada en turbina es absorbida por la rueda de turbina y aplicada para arrastrar al compresor y a los accesorios del motor. Los cambios en velocidad desde este punto en adelante dependen del diseño del motor. Si el motor no usa el posquemador, la velocidad se reduce a medida que el aire entra en la sección de poscombustión debido a que es un área divergente. Según descarga el aire a través del orificio formado por la tobera de escape, la velocidad aumenta considerablemente. Si el motor funciona con el posquemador operativo, el aumento en temperatura originado por la combustión del combustible del posquemador causará un tremendo aumento en velocidad. En la mayoría de los casos, el uso del posquemador produce un aumento en la velocidad de los gases que es aproximadamente igual a la reducción en velocidad a través de la rueda de turbina. Obsérvese que los únicos cambios que se producen con el uso del posquemador son los de temperatura y velocidad en el conducto de escape. Los cambios de presión, temperatura, y velocidad en el motor básico permanecen iguales porque la tobera de escape de área variable usada con los motores equipados con posquemador está diseñada para abrir a una nueva posición que mantendrá la misma temperatura y presión de descarga de la turbina que existía cuando estaba funcionando a plena potencia sin el posquemador. En los turbohélices existe un pequeño cambio de velocidad después de la sección de turbina. En ambos motores siempre hay energía en forma de temperatura, presión y velocidad remanentes en los gases de escape después de que dejan la turbina, pero este nivel de energía es mucho más bajo en el turbohélice porque la turbina extrae mas de los gases para arrastrar a la hélice. Esto también es cierto para los motores equipados con fan. Por supuesto que el efecto del Marzo 2003

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chorro se reduce una cantidad proporcional. Además, parte de la energía se pierde porque los gases de escape no se han enfriado a la misma temperatura que el aire que entró en el motor.

Parámetros del motor, empuje estático, influencia de la velocidad El motor de reacción es mucho más sensible a las variables operativas de lo que es el motor alternativo. Tales variables pueden dividirse en dos grupos: aquellas que cambian debido a las características de diseño o funcionamiento y las que cambian a causa del medio en el cual el motor debe operar. En la primera categoría se encuentran factores tales como 1. 2. 3. 4. 5. 6.

Las r.p.m. del motor (peso del aire) Tamaño del área de la tobera Peso del flujo de combustible Cantidad del aire sangrado del motor Temperatura de entrada en turbina Uso de la inyección de agua

En la segunda, los factores que no son de diseño, tales como 7.

Velocidad del avión (elevación de la presión de impacto)

8. Temperatura del aire 9. Presión del aire 10. Cantidad de humedad

) ) )

efecto densidad

De momento, solo los factores 1, 7, 8, 9, y 10 se tratan. El efecto de las otras variables sobre el funcionamiento del motor se cubrirá en las secciones correspondientes. Efecto r. p. m. La velocidad del motor en revoluciones por minuto tiene un efecto muy grande sobre el empuje desarrollado por un motor a reacción. En la figura 2-6 se muestra que a bajas r.p.m. se desarrolla poco empuje comparado con el empuje desarrollado a altas r.p.m. del motor y que a unas r.p.m. dadas el cambio tiene mas efecto sobre el empuje a altas velocidades del motor que a bajas. El peso del aire bombeado por el motor es una función de sus r.p.m.. Volviendo a la formula Fn =

Wa (V2 - V1) g

Es evidente que aumentando el peso del aire que es bombeado resultará en un aumento en F n o empuje. Como veremos cuando lleguemos a la sección de compresores, la velocidad del motor no puede variarse indiscriminadamente, sino que debe controlarse dentro de unos límites muy estrechos. Efecto velocidad La formula Fn =

Wa (V2 - V1) g

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muestra que cualquier incremento en la velocidad hacia delante del avión resultará en un descenso en el empuje. Cuanto más rápido se desplace el avión, mayor será la cantidad de movimiento inicial del aire en relación con el motor (V 1 aumentando). Pero la velocidad en la tobera de descarga generalmente está fijada por la velocidad del sonido. Obviamente, la diferencia V2 – V1 o variación de la cantidad de movimiento se hará más pequeña a medida que la velocidad del avión aumenta (Fig. 2-7). Esta pérdida de empuje será parcialmente compensada por el aumento en W a debido al aire de impacto ( ram air ) (Fig. 2-8). No se recupera tanto empuje debido al aumento de la presión de impacto como parecería indicarse a primera vista. A altas velocidades del avión existe una considerable elevación de la temperatura además de la elevación en presión (Fig. 2-9). El aumento real del peso del flujo de aire dentro del motor será directamente proporcional a la elevación de presión e inversamente proporcional a la raíz cuadrada de la elevación en temperatura. Wa =

δt θt

donde δt = presión total θt = temperatura total A altas velocidades también pueden existir pérdidas en el conducto como resultado de la fricción del aire y la formación de ondas de choque.

Influencia de la altitud y temperatura, valoración estimada de la actuación, limitaciones El motor de turbina de gas es muy sensible a las variaciones de la temperatura del aire (Fig. 2-10). Muchos motores están evaluados con el aire a la temperatura estándar 59º Fahrenheit (F) [15º Celsius (C)], aunque algunos fabricantes evaluarán de forma estimada (flat rating ) sus motores para una temperatura más alta; es decir, el motor está garantizado para producir un empuje específico mínimo a una temperatura por encima de 59º F [15º C]. A temperaturas inferiores se requiere una manipulación cuidadosa de la palanca de gases. En cualquier caso, si el motor opera a temperaturas del aire más altas que la estándar, producirá menos empuje. Contrariamente, la operación del motor a temperaturas del aire más frías que las condiciones del día estándar producirá un empuje mayor que el evaluado.

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Una elevación de la temperatura ambiente hará que la velocidad de las moléculas aumente y se separen mas unas de otras. Cuando están separadas un determinado número de moléculas ocupará un espacio mayor, por lo que un menor número de ellas entrarán en el área de admisión del motor. Esto resulta en una disminución de W a dentro del motor con una correspondiente disminución del empuje. Efecto de la presión Un aumento de la presión atmosférica tiene como resultado que haya mas moléculas por unidad de volumen. Cuando esta situación ocurre, hay mas moléculas disponibles para entrar en el área de admisión del motor, y como resultado, tiene lugar un aumento de W a a través del motor (Fig. 2-11) Efecto de la densidad Densidad es el número de moléculas por unidad de volumen, y está afectada por la presión y por la temperatura. Cuando la presión sube, la densidad sube, cuando la temperatura sube, la densidad baja. Esta relación puede expresarse matemáticamente como Relación de densidad = K

P T

donde K = una constante P = presión en pulgadas de mercurio (in Hg) T = temperatura en grados Rankine (º R) o la densidad es directamente proporcional a la presión e inversamente proporcional a la temperatura multiplicada por una constante. Una constante de 17’32 es necesaria para hacer que la relación de densidad sea igual a 1 bajo condiciones estándares de temperatura (518’7º R) y presión (29’92 inHg). Relación de densidad = K

P T

= 17'32

29'92 518'69

=1

Por supuesto que las variaciones de densidad son de lo más perceptibles con los cambios de altitud. El efecto sobre el empuje del cambio de altitud es verdaderamente una función de la densidad. La Figura 2-12 muestra el resultado de la combinación de las Figuras 2-10 y 2-11. Cuanto mayor es la altitud, menor es la presión, resultando en un descenso del empuje como se muestra en la Figura 2-11. Pero cuanto mayor es la altitud, el aire es más frío, resultando en un incremento del empuje como se muestra en la Figura 2-10. Sin embargo, la presión cae más rápida que la temperatura, por lo que realmente existe una disminución del empuje con el incremento de altitud. A Marzo 2003

aproximadamente

36.000

pies

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[10.973

m],


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esencialmente el comienzo de la tropopausa, la temperatura deja de bajar y permanece constante mientras que la presión continúa descendiendo (Fig. 2-13). Como resultado, el empuje caerá más rápidamente por encima de los 36.000 pies porque la pérdida de empuje debida a la caída de presión del aire ya no será parcialmente compensada por la ganancia de empuje debida al descenso de la temperatura. Así que los 36.000 pies es la altitud óptima para el vuelo de crucero de gran radio de acción, porque a esta altitud, aunque el empuje del motor se reduce, la relación entre el empuje producido y la disminución de la resistencia aerodinámica sobre el avión es de lo más favorable. La mayoría de los reactores comerciales y privados están certificados para una altitud mucho mayor. Efecto de la humedad Mientras la humedad tiene un efecto bastante considerable en los motores alternativos, su efecto sobre el motor de turbina de gas es inapreciable. Dado que el vapor de agua pesa solo cinco octavos como mucho con respecto al aire seco, el aumento de humedad disminuirá el peso por unidad de volumen; por lo tanto, a menor densidad menor masa para las mismas r.p.m.. Puesto que un carburador es esencialmente un dispositivo medidor de volumen, no sentirá esta disminución en el peso del aire, y como resultado, continuará suministrando la misma cantidad de combustible al motor, haciendo que la relación de mezcla combustible – aire se convierta en demasiado rica y el motor pierda potencia. Por otra parte, un motor de reacción opera con un exceso de aire del que necesita para la combustión. Cualquier aire necesario para el proceso de combustión vendrá del suministro de aire de refrigeración. Además, el control de combustible no mide el volumen de aire directamente, sino mas bien mide el flujo de combustible como una función de presiones, temperaturas, y rpm.

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ADMISIÓN

Conductos de Admisión al Compresor Aunque el conducto de admisión lo construye el fabricante del avión, durante la operación en vuelo es muy importante para la actuación general del motor de reacción. Cuanto más rápido vuele el avión, más crítico será el diseño del conducto. El empuje del motor puede ser alto solo si el conducto de admisión abastece al motor con el flujo de aire requerido a la más alta presión posible. El conducto también debe permitir que el motor opere con las mínimas tendencias a la entrada en pérdida ( stall ) o inestabilidad ( surge), así como admitir las amplias variaciones en ángulo de ataque y guiñada del avión. Para los aviones subsónicos, el conducto no debería producir fuertes ondas de choque o separaciones de flujo, y lo mismo para los diseños

subsónicos que supersónicos deberían ser del menor peso posible. Los conductos de admisión deben operar desde el rodaje estático en tierra hasta altos números de Mach del avión con un alto rendimiento en todas las altitudes, actitudes, y velocidades de vuelo (Fig. 3-1). Los conductos de admisión deberían ser tan derechos y suaves como sea posible, y deberían diseñarse de tal forma que la capa límite de aire (una capa de aire inmóvil que yace próxima a la superficie) se mantenga al mínimo. La longitud, forma y emplazamiento del conducto se determinan mayormente por la localización del motor en el avión. No solo debe ser el conducto lo suficientemente grande para suministrar el adecuado flujo de aire, sino que debe tener la forma correcta para entregar el aire a la parte frontal del compresor con una distribución uniforme de la presión. Una distribución pobre de la presión y velocidad del aire en la parte frontal del compresor puede resultar en una entrada en pérdida del compresor y/o vibración en los álabes del compresor. Algunas veces se colocan puertas cargadas con muelles, sopladoras o de succión alrededor del lateral del conducto para proporcionar aire suficiente al motor a altas r.p.m. y baja velocidad del avión. Esta disposición permite que el conducto de admisión sea adaptado mas eficazmente para el vuelo de crucero. Otra tarea primordial que un conducto debe hacer durante la operación en vuelo es convertir la energía cinética de la corriente de aire, que se mueve rápidamente hacia su interior, en elevación de la presión de impacto ( ram pressure ) dentro del conducto. Para hacer esto debe estar diseñado de forma tal que la velocidad de impacto sea lenta y suavemente reducida, mientras que la presión de impacto se eleva lenta y suavemente. Los conductos de admisión se evalúan de dos formas: la relación de rendimiento de la presión del conducto y el punto de recuperación por aire de impacto ( ram recovery point ). La relación de rendimiento de la presión del conducto se define como la capacidad del conducto para convertir la energía de presión cinética o dinámica a la entrada del conducto (P t1) en energía de

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presión estática a la entrada del compresor (P t2) sin pérdida en la presión total. Esta tendrá un valor del 98 % si la pérdida por fricción es baja y si la elevación de presión se lleva a cabo con el mínimo de pérdidas. El punto de recuperación por aire de impacto es la velocidad del avión a la cual la elevación de presión de impacto se iguala a las pérdidas de presión por fricción, o la velocidad a la cual la presión total de entrada al compresor es igual a la presión del aire ambiente exterior. Un buen conducto subsónico tendrá un punto de recuperación por aire de impacto bajo (aproximadamente 160 mph [257’4 km/h]). Los conductos de admisión pueden dividirse en dos amplias categorías:

1. 2.

Conductos subsónicos Conductos supersónicos

Es interesante señalar que los fabricantes del motor usan campanas de admisión (Fig. 3-2). Este tipo de admisión es esencialmente un embudo en forma de campana con los bordes cuidadosamente redondeados, que prácticamente no ofrece resistencia al aire. La pérdida en el conducto es tan pequeña que se considera cero, y todos los datos de actuación del motor pueden recogerse sin ninguna corrección por pérdidas en el conducto. La pérdida de rendimiento normal en el conducto puede causar pérdidas en el empuje del 5 por ciento o mas debido a que una disminución de un 1 por ciento del rendimiento del conducto disminuirá el flujo de aire en un 1 por ciento, disminuirá la velocidad del chorro en un 0’5 por ciento, y resultará en un 1’5 por ciento de pérdida de empuje. La disminución en la velocidad del chorro ocurre porque es necesario aumentar el área de la tobera de descarga para mantener la temperatura de la turbina dentro de límites cuando tengan lugar las pérdidas en el conducto.

Los conductos de admisión también se pueden usar para pre – limpiar el aire antes que entre en el compresor. No se usan los filtros o pantallas tradicionales debido a que ofrecerían demasiada resistencia al flujo de aire. Los separadores de partículas para los motores turboejes/turbohélices sacan ventaja de la propiedad natural de inercia de la materia de continuar en línea recta, como se muestra en la Figura 3-3.

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Efecto de Diversas Configuraciones de Admisión Conductos de admisión subsónicos La mayoría de los conductos de admisión en los aviones subsónicos son del tipo divergente como el mostrado en la Figura 3-4. El aire que fluye dentro de un conducto divergente se expande ligeramente y convierte parte de su velocidad en energía de presión. Cuando el motor está rodando a alta velocidad en tierra, el compresor absorbe aire hacia dentro a través del conducto de entrada, y la presión del aire a la entrada del compresor es ligeramente inferior que la de alrededor o del aire ambiente. Cuando el avión se desplaza por la pista para despegar, el aire es atacado dentro del conducto hasta que su presión llega a ser la misma que la del aire ambiente. La velocidad a la cual esto ocurre se llama velocidad de recuperación por aire de impacto ( ram-recovery speed ). A medida que el avión continúa aumentando su velocidad hacia delante, el efecto del aire de impacto se hace mayor, y aunque hay cierta pérdida debida al aumento de velocidad del aire que entra al motor, el empuje aumenta. La Figura 3-4 muestra el tipo de conducto de admisión utilizado por un típico turbofan de gran relación de paso. El aire fluye a través del conducto divergente dentro del fan, y aunque parte del aire pasa hacia el exterior a través de la descarga de fan, parte de él también fluye hacia dentro del compresor de baja presión y sobre alimenta al núcleo motor.

Conductos de admisión para turbohélices El conducto de admisión para los motores turbohélices ha causado ciertos problemas a los ingenieros. Los engranajes de reducción de la hélice están situados en la parte frontal del motor y de esta manera interfiere con un flujo suave de aire que entra al compresor. En la Figura 3-5 se ilustran tres tipos de conductos de admisión para motores turbohélices. El conducto de admisión con spinner es el mas rentable, pero es complejo de mantener y de

proteger contra el hielo. El spinner cónico o currentiforme con el conducto de entrada alrededor de él es una alternativa efectiva. Para los motores que están diseñados con el reductor descentrado del eje principal del motor, normalmente se emplea un tipo de entrada de cavidad inferior o superior dependiendo hacia donde esté descentrado el reductor de la hélice. En la practica real, el diseño del avión y los requisitos del motor dictaminan la configuración de la entrada de aire para un motor turbohélice. El compresor del popular motor Pratt & Whitney of Canada PT6 está situado en la parte posterior del motor, y el aire fluye hacia delante. El aire de admisión fluye a través de un conducto de entrada, normalmente situado debajo del motor, entrando en una cámara plenum que rodea al motor y actúa como difusor. Esto aumenta la presión del aire que entra al compresor.

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Conductos de admisión supersónicos El diseño y construcción del conducto de admisión para los aviones de alta velocidad es de importancia crítica debido a su profundo efecto sobre la estructura y el motor. El conducto de admisión de alta velocidad es con frecuencia una construcción compleja porque no solamente el aire debe ser entregado a la entrada del compresor a un régimen de flujo de masa aceptable, de velocidad, ángulo, y distribución de presión, sino que esto debe hacerse bajo condiciones extremas de velocidad de avión, altitud, y actitud, y con la mínima pérdida de presión total posible. A alta velocidad del avión, la cantidad de empuje proporcionado por la admisión es mucho mayor que el producido por el motor, y cualquier ineficacia en el conducto de admisión resultará en una gran pérdida de empuje. (A Mach 3, la relación de presión a través de una admisión típica puede ser tan alta como 40:1 y está contribuyendo mucho mas al empuje total que el motor.) El conducto de admisión supersónico debe operar en tres zonas de velocidad (Fig. 3-6) Subsónica Transónica Supersónica Aunque cada una de estas zonas de velocidad necesita un diseño de conducto de admisión ligeramente diferente, se puede conseguir una buena actuación general diseñando en forma supersónica con algunas modificaciones. Los problemas del conducto supersónico comienzan cuando el avión empieza a volar a o cerca de la velocidad del sonido. A estas velocidades sónicas se desarrollan ondas de choque, las cuales, si no están controladas, producirán altas pérdidas de presión y de flujo de aire en el conducto y causarán condiciones de vibración en la admisión, llamadas zumbidos de la admisión. El zumbido es una inestabilidad del flujo de aire originado por la onda de choque al ser alternativamente tragada y expulsada a la entrada del conducto. El aire que entra en la sección del compresor del motor debe ser normalmente admitido a velocidad subsónica, y este proceso debería realizarse con la menor pérdida de energía posible. A velocidades supersónicas el conducto de admisión hace el trabajo reduciendo el aire con la más débil posible combinación o serie de ondas de choque para minimizar la pérdida de energía y la elevación de temperatura. A velocidades transónica (cerca del Mach 1), el conducto de admisión está normalmente diseñado para mantener a las ondas de choque fuera del conducto. Esto se hace localizando al conducto de admisión detrás de una punta [Fig. 3-6 (b)] de forma que a velocidades del aire ligeramente por encima de Mach 1.0 la punta establecerá una onda de choque normal (onda de proa) delante del conducto de admisión. Esta onda de choque normal producirá una elevación de presión y un descenso de la velocidad a velocidades subsónicas antes de que el aire impacte el conducto de admisión real. Entonces la entrada será un diseño subsónico detrás de un frente de choque normal. A números de Mach supersónicos bajos, la fuerza de la onda de choque normal no es demasiado grande, y este tipo de entrada es bastante práctico. Pero a números de Mach más altos, la única, onda de choque normal es muy fuerte y origina una gran

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reducción en la presión total recuperada por el conducto al tiempo que una excesiva elevación de la temperatura del aire dentro del conducto. A velocidades ligeramente más altas la onda de proa normal cambiará a una onda de choque oblicua [Fig. 3-6 (c) y (d)]. Puesto que la velocidad detrás de una onda de choque oblicua todavía es supersónica, para mantener las velocidades supersónicas fuera del conducto de admisión, el conducto necesitará formar una onda de choque normal en la entrada del mismo. El flujo de aire se controla de forma tal que la velocidad del aire en la entrada del conducto sea exactamente igual a la velocidad del sonido. En este momento la elevación de presión del conducto será debida a Una onda de choque oblicua Una onda de choque normal Una sección divergente subsónica A medida que la velocidad del aire se aumenta, el ángulo de la onda de choque oblicua será forzado hacia atrás por la velocidad del aire más alta hasta que la onda de choque oblicua contacte con el labio exterior del conducto. Cuando esto ocurra habrá un ligero aumento en el empuje debido a un incremento en la presión de admisión al motor y del flujo de aire, porque la energía contenida en el frente de onda de choque está ahora encerrada dentro del conducto y se le entrega con menos pérdida de presión. A este punto se le llama punto de recuperación del conducto [Fig. 3-6(e)] o punto de partida del conducto [véase Fig. 3-7]. A números de Mach más altos (aproximadamente 1.4 y por encima)el conducto de admisión debe crear una o mas ondas de choque oblicuas y una onda de choque normal [Fig. 3-6(f)]. Las ondas de choque oblicuas reducirán las velocidades supersónicas, la onda de choque normal bajará la velocidad hasta subsónica, luego la sección subsónica reducirá aún mas la velocidad antes de que el aire entre en el compresor. Cada descenso en velocidad producirá una elevación de presión.

Conductos de geometría variable Una complicación de la entrada supersónica es que la forma óptima varía con la dirección del flujo de admisión y el número de Mach. En los aviones de más altos números de Mach la geometría del conducto de admisión se hace variable por medio de uno de los siguientes métodos:

1. Desplazando la punta de admisión hacia dentro y hacia fuera de manera que se mantenga la onda de choque oblicua en el borde de ataque más exterior del conducto (conducto asimétrico) 2. Desplazando la pared lateral o rampa a un ángulo más alto de forma que fuerce un frente de onda de choque oblicua más fuerte (conducto de dos dimensiones) (Fig. 3-8) 3. Variando la onda de choque normal (expandiendo el cuerpo central) (Fig. 3-9) 4. Variando el área del borde de ataque del conducto de admisión, de forma que varíe el área de admisión.

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Todos estos métodos tienen ventajas y desventajas en lo que se refiere al coste, facilidad y rapidez de control, buenos rendimientos en todas las velocidades de vuelo, e integración dentro de la aerodinámica del avión y diseño estructural. Para proporcionar una propulsión eficiente en amplias variaciones variaciones de de velocidad, velocidad, la NASA y otros otros están considerando múltiples instalaciones de motor. Los conductos de admisión y escape de geometría variable representarán un papel importante en el diseño y desarrollo de cualquier vehículo hipersónico. En resumen, el conducto supersónico debe

1. Dar un alto rendimiento y entregar la más alta presión de impacto ( ram pressure ) posible. 2. Entregar el flujo de aire requerido. (aunque en algunas velocidades supersónicas, puede ser necesario descargar el exceso de flujo de aire.)

Protección Antihielo Sistema de Protección Contra el Hielo en la Admisión Cuando la temperatura exterior desciende a valores próximos y por debajo de los 0º C, durante el vuelo entre nubes que contienen gotas de agua extremadamente frías y durante la operación en tierra en condiciones de poca visibilidad. El empuje de los reactores es afectado sensiblemente por la formación de hielo en el sistema de admisión, restringiendo la sección de paso de aire al compresor o compresores, manifestándose por un aumento de la temperatura de los gases de escape, pues el flujo de combustible no disminuye en la misma proporción que el gasto de aire. Como las unidades de control de combustible tienden a corregir la caída de RPM aumentando el flujo de combustible, esto agudiza el problema. La formación de hielo en la admisión es más crítica en los motores con compresor axial que en los de compresor centrífugo, por la posibilidad de entrada en pérdida, tanto mas crítica cuanto mas reducida sea la admisión de aire. Para impedir la formación de hielo, el conducto de admisión se calienta con aire procedente del compresor y, en el caso de los compresores axiales, se deriva a los álabes guías en aquellos motores que disponen de cárter de entrada con álabes guías, permitiendo su salida a través de pequeños taladros practicados en el perfil. Es menester poner el sistema en funcionamiento, antes de que se hayan formado cristales de hielo que al desprenderse pudieran dañar al motor al penetrar por la admisión. Los sistemas antihielo están dotados por lo general, de un regulador que hace variar automáticamente el flujo de aire caliente al sistema, dependiendo del cambio de temperatura en la admisión al compresor. La derivación de aire caliente procedente del compresor para ser utilizado en el sistema antihielo, reduce la masa de aire para reacción y, por lo tanto, el empuje es menor, por lo que solamente deberá estar operativo el sistema cuando sea necesario, circunstancia esta que se indica en el panel de instrumentos por la actuación de una válvula antihielo detectora de la formación de hielo, que acciona un interruptor transmisor de la indicación a un avisador

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luminoso. En algunos aviones militares de caza, esta operación es automática, en tanto en la mayor parte de los aviones es de operación manual. En instalaciones de motor turbohélice generalmente se usan sistemas eléctricos de protección contra la formación de hielo a la entrada del motor, y esta forma de protección también es necesaria para las hélices. Las superficies que requieren ser calefactadas eléctricamente son: el borde de ataque del conducto de entrada de aire al motor, las palas de la hélice y el spinner, y cuando sea necesario el carenado de la entrada de aire al radiador de aceite. Las almohadillas calefactantes eléctricas están unidas a la superficie exterior de los bordes de ataque de los elementos a calefactar. Estas consisten en capas de bandas conductoras de neopreno, o fibra de vidrio impregnada con resina epoxídica. Para proteger las almohadillas contra la erosión de la lluvia, están cubiertas con una capa de pintura especial a partir de poliuretano. Cuando el sistema anti-hielo está funcionando, parte de las áreas están calefactadas continuamente para evitar que se forme una capa de hielo sobre los bordes de ataque y así limitar también el tamaño del hielo que se forme sobre las áreas que se calefactan intermitentemente. La energía eléctrica la suministra un generador, y para mantener al mínimo el tamaño y peso del generador, las cargas eléctricas del anti-hielo van ciclando entre el motor, hélice, y algunas veces la estructura.

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COMPRESORES

Tipos de Compresores Axiales y Centrífugos Como ya se ha dicho, los dos componentes que causaron mas problemas en el desarrollo de la turbina de gas fueron el compresor y las cámaras de combustión. La función principal de un motor de turbina de gas es añadir la máxima energía al aire según pasa a través de él. Esta energía se libera quemando una mezcla de combustible y aire. Cuando se quema combustible en aire estático, se libera energía, pero el régimen de liberación de energía es bastante bajo. Si se sopla una corriente de aire comprimido a través de un combustible que se está quemando, este libera bastante más energía. Este hecho puede verse considerando la vieja fragua del herrero. El herrero prepara una hoguera en una pequeña pila de carbón. Este fuego libera suficiente energía de calor para mantener el carbón ardiendo. Pero cuando el herrero quiere una pieza de acero al rojo vivo, sopla una corriente de aire procedente de un fuelle o compresor a través del fuego. El aire añadido contiene suficiente oxigeno para permitir al combustible liberar mas calor. La función del compresor en un motor de turbina de gas es suministrar la correcta cantidad de aire al combustible, y suministrarla con la correcta presión y velocidad. El principio básico de todos los compresores usados en los motores de turbina de gas es el mismo. El compresor convierte la energía mecánica de la turbina en energía cinética en el aire. El compresor acelera al aire, que luego fluye a través de un difusor, el cual le reduce la velocidad y convierte la mayoría de la energía cinética (velocidad) en energía potencial (presión) y alguna en calor. La mayor parte del aire fluye desde el compresor hacia dentro de la sección de combustión, pero parte de él, llamado aire sangrado del compresor, se usa para anti-hielo de los conductos de entrada y para refrigerar piezas de la sección caliente. Otra parte del aire de sangrado se usa para la presurización de cabina, el aire acondicionado, antihielo del combustible, y arranque neumático de motores. Al aire sangrado para servir propósitos diferentes a la operación del motor se le llama aire sangrado del cliente. Hay dos tipos básicos de compresores usados en los motores de turbina de gas: de flujo centrífugo y de flujo axial. Algunos motores usan una combinación de ambos tipos.

Características de Funcionamiento

Fabricación,

Aplicaciones

y

Principios

de

Los motores de turbina de flujo centrífugo normalmente usan compresores de acero o titanio mecanizado, aunque en motores pequeños se están usando compresores de fundición. El difusor del compresor generalmente también está fabricado de fundición. En muchos casos el inductor o álabes guías, que suaviza y dirige el flujo de aire dentro del motor atenuando de esta forma el choque en el impulsor, está fabricado independientemente del impulsor o rotor. Los álabes del rotor pueden ser bien de longitud total, como en la figura 4-1, o algunos pueden ser de media longitud como en la figura 4-2. Es importante que exista un ajuste apretado entre el compresor y su carcasa con idea de Marzo 2003

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obtener el máximo rendimiento del compresor. La holgura normalmente se comprueba con una galga de espesores o con un útil especial. El equilibrado del rotor puede realizarse quitando material de áreas específicas del compresor o usando contrapesos de equilibrado instalados en orificios del buje del compresor. En algunos motores en los que el compresor y la rueda de turbina se equilibran como una unidad, se usan pernos o tuercas especiales que tienen ligeras

variaciones en peso. Los cojinetes de apoyo del compresor pueden ser bien de bolas o de rodillos, aunque todos los fabricantes usan por lo menos un cojinete de bolas en el compresor para soportar las cargas radiales y axiales. Los compresores centrífugos se usaron en muchos de los primeros motores de turbina de gas por su robustez, poco peso, fácil construcción, y alta relación de presión por cada etapa de compresión. Un compresor centrífugo típico consta de tres componentes: el impulsor, el difusor, y el colector. Véase la figura 4-3.

Principio de Funcionamiento El aire entra en el ojo o centro del impulsor que gira a altas vueltas y es acelerado a una gran velocidad a medida que es lanzado hacia la periferia o borde exterior por la fuerza centrífuga. Marzo 2003

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Entonces el aire a alta velocidad fluye dentro del difusor que se ajusta estrechamente alrededor de la periferia del impulsor. Allí fluye a través de conductos divergentes donde parte de la energía de velocidad se transforma en energía de presión. El aire con su velocidad reducida y su presión aumentada, fluye dentro del colector a través de una serie de álabes fijos curvos. Desde el colector, el aire fluye dentro de la sección de combustión del motor. Véase la figura 44. La relación de compresión de un compresor centrífugo de una sola etapa normalmente está en la gama de 6:1 a 7:1. El volumen de aire que puede moverse por un compresor centrífugo de una sola cara activa se determina por el diámetro del compresor. Si el diámetro es demasiado grande, la velocidad de la punta llegará a ser demasiado alta, y el rendimiento disminuirá. Los compresores de gran diámetro también requieren que el motor sea grande y por lo tanto difícil de aerodinamizar. Cuando se necesita un gran volumen de aire, puede usarse un compresor de doble cara activa, como el de la figura 4-5. Este es el tipo de compresor que se usó en el primer motor de Whittle que voló en Inglaterra y en el primer turborreactor construido en Los Estados Unidos. Un problema importante con los compresores de doble cara activa es la dificultad en el diseño de conductos de entradas efectivos para suministrar aire a la sección posterior. Esto normalmente se hace llevando al aire dentro de una cámara plenum donde la velocidad del aire que llega se convierte en presión y alimenta a ambas secciones del compresor, la anterior y la posterior.

La elevación de presión por etapas es alta para los compresores centrífugos, pero el número de etapas está limitado. En algunos motores, la turbina gira dos compresores centrífugos de una sola cara activa. Esta configuración se usa en una conocida serie de motores turbohélices como el mostrado en la figura 4-6. Uno de los principales problemas con este tipo de motor es la pérdida de presión experimentada por el aire que fluye entre las etapas.

Compresores de Flujo Axial Los compresores de flujo axial son como su nombre implica, compresores en los que el aire pasa axialmente o derecho a través del compresor. Son mas pesados que el compresor centrífugo y mucho mas costosos de fabricar, pero son capaces de una relación de compresión total mucho mas alta, y tienen una sección transversal más pequeña que les hace ser mas fáciles de aerdinamizar. Por lo tanto los compresores de flujo axial se han llegado a estandarizar para los grandes motores de turbina de gas y se usan también en muchos motores pequeños.

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Un compresor de flujo axial puede tener tan pocas como dos etapas, cuando se usa en conjunción con un compresor centrífugo ( véase motor PT6 ) , o tantas como 18 etapas en algunos de los grandes motores turbofanes de doble compresor. Los motores de flujo axial tienen compresores que están construidos de varios materiales diferentes dependiendo de la carga y temperatura bajo las cuales la unidad debe operar.

Principio de Funcionamiento Los compresores de flujo axial están constituidos de un numero de etapas de álabes rotatorios que son arrastradas por la turbina, y que giran entre las etapas de álabes estátores o fijos. Ambos, los álabes rotatorios o de rotor y los álabes de estátor o fijos, tienen formas de perfiles aerodinámicos y están montados de manera que forman una serie de pasos divergentes a través de los cuales el aire fluye en una dirección axial al eje de rotación. A diferencia de una turbina que también emplea álabes de rotor y álabes fijos de estátor, el camino del flujo de un compresor axial disminuye en área de sección transversal en la dirección del flujo, reduciendo

el volumen del aire a medida que progresa la compresión de escalón a escalón y manteniendo constante la velocidad axial del aire a medida que la densidad aumenta a lo largo de toda la longitud del compresor. La convergencia del paso anular del aire se consigue por medio de la conicidad del cárter o del rotor. También es posible una combinación de ambos. La figura 4-8 muestra la forma en que un compresor de flujo axial cambia la presión y la velocidad del aire que fluye a través de él. Algunos compresores tienen una fila adicional de álabes de estátor conocida como álabes guías de entrada para guiar el aire haciéndole incidir sobre la primera fila de álabes rotatorios con el ángulo correcto. Estos álabes fijos de entrada originan un muy ligero incremento en la velocidad del aire y una correspondientemente pequeña disminución en la presión del aire.

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Tras dejar los álabes guías, el aire entra en el primer escalón de compresión. Los álabes rotatorios, girados a alta velocidad por la turbina, recogen el aire y lo fuerzan hacia atrás a través de sus perfiles aerodinámicos. La energía extraída desde la turbina se añade al aire según pasa a través del rotor, y el aire se acelera. El aire deja los bordes de salida de los álabes rotatorios y fluye entre los álabes de estátor. Estos álabes guías forman una serie de pasos divergentes, y según el aire fluye a través de ellos, su presión aumenta y su velocidad cae hasta su valor original. El aire pasa a través de todas las etapas de compresión y luego deja al compresor a través de un conjunto de álabes guías de salida. A medida que se desplaza por el compresor, el aire fluye en línea recta mas o menos, girándose normalmente menos de 180º. Los álabes guías de salida eliminan este giro y dirigen al aire dentro del difusor, donde se prepara para la sección de combustión. Véase la figura 4-8.

Tipos de Compresores de Flujo Axial Hasta este momento, los compresores de flujo axial tratados han sido compresores simples. Esto quiere decir que solamente hay un elemento de rotación. Por medio del uso de dos compresores en los motores grandes se consigue un rendimiento adicional. A este tipo de motor se le llama un motor de doble compresor o doble carrete. También se gana rendimiento propulsivo adicional por medio del motor turbofan, que esencialmente es una tercera etapa de compresión de flujo axial.

Compresores de Flujo Axial de un solo compresor Existe una limitación para el número de etapas de compresión que puede incorporarse en un compresor de flujo axial. Si hay demasiadas, las últimas etapas estarán trabajando a bajo rendimiento mientras que las etapas delanteras estarán sobrecargadas. Esto restringe el flujo de aire a través del compresor y puede conducir a un atasco del compresor o surge. Esta sobrecarga puede evitarse sangrando parte del aire de interetapas durante la operación a potencia parcial , pero esto es desperdiciar la potencia. Prácticamente todos los modernos turborreactores y turbofanes de gran potencia tienen compresores separados de dos o mas compresores, cada uno arrastrado o arrastrados por su propia etapa, o etapas, de turbinas. Compresores de Flujo Axial de Doble Compresor La figura 4-10 ilustra un moderno motor turborreactor de doble compresor. El compresor posterior o de alta presión, está conectado y arrastrado a través de un eje hueco por la primera, o delantera, etapa de turbina. Este se llama el compresor N 2, y su velocidad está controlada por el control de combustible, a causa de su peso más ligero, es el girado por la puesta en marcha durante el arranque del motor.

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El compresor mayor, o N 1, en la parte delantera del motor es el compresor de baja presión, y es arrastrado por las etapas mas posteriores de la turbina. Obsérvese que este motor usa dos escalones de turbina para arrastrar al compresor N 1. La relación total de compresión de un motor de doble compresor se halla multiplicando la relación de compresión del compresor N 1 por la relación de compresión del compresor N 2. Si la relación de compresión del N 1 es 3´2:1 y la relación de compresión del N 2 es 4´1:1, la relación total de compresión es 3´2 ⋅ 4´1 = 13´12:1 . Para cualquier ajuste de potencia, la velocidad del compresor N 2 esta sujeta constantemente al governor dentro del control de combustible. El N 1 o compresor de baja, no está gobernado, y cambia sus RPM en vuelo según cambian las condiciones atmosféricas y del conducto de entrada. A medida que el aire se hace menos denso, el compresor se embala y mueve un correspondientemente mayor volumen de aire, y según se hace el aire más denso, disminuye su velocidad y mueve un volumen de aire más pequeño. Esta velocidad cambiante le permite al compresor N1 abastecer al compresor N 2 con una masa de aire relativamente constate para cualquier ajuste de potencia dado. Algunos motores, principalmente la nueva generación de los grandes turbofanes de RollsRoyce, tienen tres carretes Fig. 4-11. El fan, al cual se le conoce como compresor de baja presión (LP), el compresor de presión intermedia (IP), y el compresor de alta presión (HP) están los tres arrastrados por turbinas independientes. El fan que gira a una relativamente baja velocidad requiere una gran cantidad de torsión, por lo que su turbina tiene tres escalones.

Características de Diseño del Compresor La función del compresor es aumentar la presión del aire que fluye a través del motor con un mínimo cambio en su velocidad. Véase la figura 4-8.

Paso Convergente del Flujo de Aire Si los álabes del compresor fuesen todos de la misma longitud, y el aire fluyese a través de un conducto de área fija, su velocidad disminuiría a medida que su presión aumentaba. Para mantener la velocidad del aire relativamente constante según aumenta su presión, los álabes de las ruedas posteriores del compresor son mas cortos que los de las delanteras, y el paso a través del cual el aire fluye se hace mas pequeño a medida que la presión aumenta. Hay dos formas de disminuir el tamaño del paso del flujo de aire: manteniendo el exterior del alojamiento del compresor constante y aumentando el diámetro del tambor o los discos sobre los cuales cada etapa de álabes de rotor están montados, o manteniendo los discos o tambor del mismo diámetro y disminuyendo el diámetro exterior del cárter compresor. Ambos métodos se usan. Véase la figura 4-12.

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Acoplamiento de los Álabes Los álabes del compresor no están rígidamente unidos al tambor del compresor o a los discos, sino que están sueltos en sus bases de manera que están libres para balancearse. Cuando el motor está funcionando, la fuerza centrífuga mantiene a los álabes en su posición correcta. El que los álabes estén sueltos evita esfuerzos en la raíz. Una forma generalizada de unir los álabes a los discos es por el método de ajuste en cola de milano mostrado en la figura 4-13. Los álabes fijos de estátor están montados en anillos de retención que están unidos a la carcasa del compresor.

Diseño del Álabe Casi todos los álabes de compresor están diseñados con cierto torcimiento para darles el correcto gradiente de presión a lo largo de su longitud a medida que su velocidad cambia de la raíz a la punta. La punta de un álabe de compresor es de suma importancia. Algunas puntas de álabes son cuadradas, y otras tienen reducido el espesor. Estas puntas con el espesor reducido se llaman puntas de perfil. Las puntas más delgadas tienen una alta frecuencia de resonancia natural y por lo tanto no están sujetas a las vibraciones que afectarían a un álabe con la punta cuadrada. La punta de perfil también proporciona una forma aerodinámicamente más rentable para el aire a alta velocidad movido por el álabe. Estas puntas de perfil con frecuencia rozan el cárter y hacen un ruido de chirrido según se va parando el motor. Por este motivo a las puntas de álabe de perfil a menudo se les llaman puntas chillonas. La pérdida de aire alrededor de la punta de los álabes del compresor origina una pérdida de rendimiento al mismo. Hay varios métodos que se utilizan para evitar esta pérdida. En algunos motores, los álabes de compresor tienen sus puntas de perfil tan próximas al cárter que realmente tocan una banda erosionable montada en la carcasa del compresor. Cuando la punta toca a la banda, erosiona parte de ella y proporciona un ajuste que minimiza las pérdidas de aire. Otros álabes tienen puntas erosionables las cuales están diseñadas para desgastarse cuando tocan la carcasa, lo que proporciona un ajuste extremadamente prieto. El diseño del álabe de fan tiene un gran efecto sobre la relación de presión del fan. Muchos de los álabes utilizados en los grandes motores de alta relación de paso tienen un alto aspect-ratio (relación de la envergadura del álabe y su cuerda media), pero algunos de los diseños de motor más modernos usan álabes más anchos o con más bajos aspect-ratios fabricados de titanio o ciertos materiales compuestos extremadamente fuertes.

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Algunos álabes de alto aspect-ratio tienen lo que se llama midspan shroud , un refuerzo que forma un anillo alrededor del fan en la porción intermedia del álabe para hacerlo más rígido y evitar el flapéo. Véase la figura 4-14.

El Turbofan En principio, un turbofan (llamado fan-jet por algunas líneas aéreas comerciales) es muy parecido a un turbohélice excepto que la relación del flujo de aire secundario (el flujo de aire a través del fan o hélice) al flujo de aire primario a través del motor básico es menos (esto se llama relación de paso). También, en el turbofan, la hélice arrastrada por engranajes es sustituida por un fan de flujo axial dentro de un conducto, con álabes giratorios y álabes guías estacionarios que son considerablemente grandes pero de otra forma parecidos a los álabes rotatorios y álabes guías de un compresor de flujo axial. Las ventajas del bajo consumo específico de combustible, un nivel de ruido mas bajo, y un rendimiento propulsivo altamente mejorado han hecho que los

motores turbofanes estén a punto de sustituir a los reactores para la mayoría de las operaciones, comerciales de líneas aéreas, y militares. Hay dos configuraciones principales para el turbofan, cada una de las cuales tiene sus ventajas; una configuración sitúa el fan delante del motor, mientras en la otra, el fan está en la parte posterior del motor, El primero, llamado motor de fan delantero, es el tipo generalmente usado hoy día. En un motor de fan delantero de doble compresor, el fan es una parte integral del compresor de baja presión. Hay también un diseño de motor de fan delantero que tiene tres turbinas independientes y tres ejes de arrastre independientes. Véase la figura 4-11. La turbina

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posterior arrastra solamente al fan, mientras que las turbinas intermedia y delantera arrastran a un compresor de baja presión delantero y a un compresor trasero de alta presión respectivamente. En la otra configuración de turbofan (llamado motor de fan posterior Fig. 416)), el fan está montado en la parte trasera del motor donde forma el aro o perímetro exterior de una turbina libre que gira por si misma en la corriente de escape del motor. De todos estos tipos, solo se ilustra en este libro el motor de fan delantero de doble compresor. En ambas configuraciones de fan, delantero y posterior, el fan hace una contribución sustancial al empuje total. Además del empuje desarrollado por el motor básico, el fan acelera el aire que pasa a través de él de una manera similar a la hélice de un turbohélice, los fanes de los motores turbofanes producen entre un 30 y un 75 por ciento del empuje total, la cantidad real depende principalmente de la relación de paso.

Después de que el aire secundario deja el fan, este no pasa a través del motor básico para quemarse con el combustible. En los motores de fan delantero, el aire de descarga del fan puede expulsarse al aire exterior por medio de una tobera de salida de fan inmediatamente después de que deja el fan o puede llevarse hacia atrás a través de un conducto de descarga de fan anular que rodea al motor básico en toda su longitud. El turbofan Pratt & Whitney Aircraft JT3D en algunos montajes para avión es un ejemplo del primer tipo de descarga de fan que utiliza el así llamado conducto corto para el aire que procede del fan. Los motores de la serie JT8D son representativos de los motores que tienen el conducto anular en toda su longitud, o conducto largo, como algunas veces se le llama.

El motor turbofan de fan delantero representado en la figura 4-19 tiene lo que se llama escape no miscible. Esto es, que aunque el aire de descarga del fan se lleva a la parte posterior del motor, no se mezcla con los gases de escape procedentes del motor básico antes de ser entregado al aire exterior. Un motor de fan delantero tipo conducto largo con escape miscible se muestra en la figura 4-20. En este motor, la descarga del fan se lleva a la tobera del motor donde se mezcla con los gases procedentes del motor básico. El aire del fan y los gases de escape del motor luego se descargan juntos a través del chorro de salida. El turbofan combina el buen rendimiento operacional y la gran capacidad de empuje de un turbohélice con la gran velocidad y gran capacidad de altura de un turborreactor. La Marzo 2003

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complejidad y peso de los engranajes de reducción de la hélice y el intrincado sistema de mando de la hélice de un turbohélice están completamente eliminados en un turbofan. Un turbofan sin embargo, no solo es más ligero que un turbohélice sino que además nunca puede ser importunado por cualquiera de las averías a las que una hélice y sus componentes

asociados son algunas veces susceptibles. Una diferencia fundamental entre un turbofan y un turbohélice es que el flujo de aire a través del fan se controla por el diseño del conducto de

entrada de aire al motor de tal manera que la velocidad del aire a través de los álabes de fan no se ve muy afectada por la velocidad del avión. Esto quiere decir que la pérdida en rendimiento propulsivo debido a la velocidad que se convierte en un factor límite a velocidades por encima de los 400 nudos para el avión turbohélice, no es un problema considerable para el avión turbofan. Los motores turbofanes con posquemadores se utilizan hoy día para propulsar aviones supersónicos que obtienen velocidades por encima de Mach 2.0. Cuando se compara con un turborreactor de igual empuje, el turbofan tiene la ventaja de un nivel de ruido más bajo para la salida del motor, lo que es un factor importante en todos los aeropuertos comerciales. El nivel de ruido más bajo ocurre porque el motor turbofan tiene por lo menos un escalón de turbina adicional para arrastrar al fan. La extracción de más potencia de los gases de escape del motor a medida que pasan por la turbina adicional (o turbinas), sirve para reducir la velocidad a través de la tobera dando como resultado menos ruido. Por esta y otras razones (una de las cuales es que el consumo de combustible es menor), el moderno turbofan ha tomado completamente posesión como casi el más idóneo y ampliamente utilizado sistema motopropulsor para todos los grandes aviones convencionales, militares y comerciales.

Relación de Paso del Motor Turbofan La relación de paso de un motor turbofan es la relación de la masa de aire movida por el fan y la masa de aire movida por el núcleo motor. Los motores turbofanes pueden clasificarse como de baja relación de paso, de media relación de paso, o de alta relación de paso. Los motores de baja relación de paso tienen una relación de paso de 1:1 o menos y normalmente pasan su descarga de aire a través de conductos anulares alrededor del motor. La descarga de aire del fan puede mezclarse con el escape procedente del núcleo motor, o puede descargarse a través de conductos independientes como hemos visto anteriormente. Los motores turbofanes de media relación de paso tienen una relación de paso en la gama de 2:1 a 3:1. Marzo 2003

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Los motores turbofanes de alta relación de paso son los motores de la mayoría de los grandes aviones de transporte. Sus relaciones de paso están de 4:1 hasta tanto como 9:1. Casi todos estos motores descargan el aire de derivación del fan a través de un conjunto de álabes fijos de salida de fan para eliminar el torbellino del aire según sale del cárter de fan. La figura 4-21 muestra este tipo de fan.

Relación de Presión del Turbofan El motor turbofan ha ganado popularidad porque tiene la característica de una combinación motor/hélice la cual acelera una gran masa de aire y la pasa alrededor de la parte exterior del motor. La relación de presión de un fan es la medida del cambio en presión del aire a medida que fluye a través del fan. Las relaciones de presión del fan van desde 1’4:1 hasta tan alta como 2’6:1.

Equilibrado del Fan El equilibrado de un rotor de compresor o rueda de fan es una operación extremadamente importante en su fabricación. Debido a las grandes masas de materiales y a sus altas velocidades de rotación, cualquier desequilibrio en los conjuntos principales en rotación es capaz de producir vibración y esfuerzos que aumentan como el cuadrado de la velocidad rotacional y podrían afectar a los puntos de apoyo (cojinetes) de los ejes de rotación y al funcionamiento del motor. El equilibrado preciso de estas piezas en rotación se efectúa en una máquina especial de equilibrado (equilibradora) como la mostrada en la figura 4-22.

Causas y Efectos de la Entrada en Pérdida e Inestabilidad del Compresor Surges y Stalls Los álabes de rotor en un compresor de flujo axial son perfiles aerodinámicos similares a los usados en un ala de avión o el rotor de un helicóptero. La sustentación que producen es la fuerza aerodinámica que desplaza al aire a través de las distintas etapas del compresor. Como perfiles aerodinámicos que son, están sujetos a entradas en pérdidas ( stalls) cuando su ángulo de ataque se hace excesivo. El ángulo de ataque de cualquier perfil aerodinámico es el ángulo agudo formado entre la cuerda del perfil y el viento relativo. En un compresor de flujo axial, el ángulo de ataque se Marzo 2003

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determina por dos parámetros: la velocidad del aire que fluye a través del compresor, y la velocidad de rotación del compresor. La figura 4-23 muestra como se determina el ángulo de ataque de un álabe de compresor. Los álabes guías de estátor cambian la dirección del aire, y el aire que sale de los álabes guías de estátor puede representarse como un vector cantidad que tiene dirección y longitud, y está identificado como vector A. El movimiento del rotor también puede representarse como un vector cantidad cuya longitud se refiere a su velocidad de rotación y cuya dirección es opuesta a la dirección de rotación. Este se ve como el vector B Uniendo la punta del vector A con la cola del vector B se produce el vector resultante C, que representa la dirección y velocidad del viento resultante. Colocando el vector del viento resultante de manera que apunte al centro de presión del álabe de rotor, nos permite ver el ángulo de ataque del álabe ( α). Obsérvense las dos variables en la figura y como estas afectan al ángulo de ataque. Cualquier descenso en la velocidad del aire de entrada acorta al vector A, y con las RPM permaneciendo iguales, aumenta el ángulo de ataque. Cuando el ángulo de ataque se hace excesivo, el álabe de rotor entra en pérdida y desestabiliza el suave flujo de aire a través del compresor. Cuando solo unos cuantos álabes entran en pérdida, el efecto es mínimo y se nota por una palpitación o ruido sordo. Cuando el disco completo de compresor entra en pérdida, el efecto puede ser una disminución drástica del flujo de aire a través del motor. Esto puede resultar en un ruido de explosión sonoro, con una fluctuación resultante de las RPM y un serio aumento de la temperatura de los gases de escape. Una entrada en pérdida que afecta a todo el compresor y restringe el flujo de aire a través del motor se llama surge. Algunas de las causas de entrada en pérdida del compresor y del “surge” son: Obstrucción de la entrada de flujo de aire

•

Excesiva presión en la sección del quemador

•

Brusca maniobra de vuelo que impida que el aire fluya directamente dentro del conducto de entrada de aire. •

Ahogo del flujo de aire a través del motor

•

Alta componente de viento cruzado, especialmente en el despegue y a baja velocidad

•

El valor del flujo de aire y relación de presión al cual ocurre una inestabilidad ( surge) se llama “surge point”. Este punto es una característica de cada velocidad del compresor, y la línea que une todos los puntos de “surge”, llamada “surge line” (Fig. 4-24), define el mínimo flujo de aire estable que puede obtenerse a cualquier velocidad rotacional. Un compresor se diseña para que tenga un buen margen de seguridad entre el flujo de aire y la relación de compresión a la que normalmente será operado, y el flujo de aire y la relación de compresión a la cual aparece la inestabilidad (surge). Marzo 2003

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Métodos de Control del Flujo de Aire: Es necesario usar un sistema de control del flujo de aire que asegure la operación eficiente del motor sobre una amplia gama de velocidad rotacional para mantener el margen de seguridad mostrado en la figura 4-24. Las dos características de diseño que pueden utilizarse para disminuir o evitar la entrada en pérdida del compresor son los álabes guías variables y los sangrados de aire en interetápas. Algunos motores tienen álabes guías de entrada variables, y otros también tienen estátores de ángulo variable en las primeras etapas. El ángulo de estos álabes guías se cambia por medio del control de combustible del motor, y se ajusta continuamente de manera que el aire que sale de los álabes guías incida sobre los álabes de rotor de la siguiente etapa en tal dirección que produzca un bajo ángulo de ataque. La otra manera de disminuir el ángulo de ataque es sangrar parte del aire de las ultimas etapas de compresión. Esto disminuye la acumulación de presión y permite un flujo libre del aire a través del compresor. Las válvulas de sangrado están controladas automáticamente por el control de combustible del motor.

Válvulas de Sangrado En la operación del compresor quedan diferenciadas dos zonas, una de posible operación y otra denominada zona de pérdida donde el compresor no puede funcionar. En el diagrama de la figura 4-25 se ha añadido la curva de operación conjunta compresor – turbinas, es decir la línea que define lo que tiene que entregar el compresor a la turbina para que el motor opere de una forma estable. Viendo el diagrama, hasta el punto M se observa que la línea de operación conjunta compresor – turbina, se encuentra por encima de la línea de operación del compresor; esto quiere decir que el compresor a bajo régimen (inferior a M), no es capaz de suministrar el flujo y presión requeridos, por entrar en pérdida. Como la primera operación necesaria para que un motor funcione es el arrancarlo, y en esta fase del motor tendría que operar por debajo de M, será necesario bajar la línea de operación conjunta por debajo de la línea de operación del compresor. Esto se puede conseguir mediante las válvulas de sangrado denominadas de puesta en marcha. Cuando estas válvulas abren, descargan a la atmósfera una cierta cantidad de aire del compresor haciendo que la línea de operación compresor – turbina baje. Su operación estará limitada hasta un cierto régimen. Dicho régimen puede estar definido en función de unas revoluciones, de un determinado EPR, o de una determinada presión de descarga del compresor. Sea cual fuere el parámetro de mando de este sistema de sangrado deberá estar al menos formado por tres elementos fundamentales: el emisor de la señal, que puede ser el control de combustible, una sonda de presión, etc., una válvula de control, denominada en algunos motores como válvula de control de sangrado, la cual es la encargada de transformar la señal recibida en una presión bien de origen neumático (por sangrado del compresor) o de origen hidráulico; y las propias válvulas de sangrado. Volviendo al gráfico de operación del control, hay que considerar lo interesante que es bajo el punto de vista de los rendimientos, el operar en las proximidades de la línea de pérdida. Para acercarse a esta línea hay dos posibilidades, mediante sangrados o con álabes variables. Aunque también es posible una combinación de ambos sistemas.

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Álabes guías de paso variable, estator de ángulo variable, álabes de estator giratorios. El aire al entrar en la primera etapa del compresor es orientado por los álabes guías de entrada

de manera que fluya en la dirección correcta para ser recogido por los álabes de rotor. Los álabes guías de entrada son similares a los álabes de estátor, pero están diseñados para tener un efecto mínimo sobre la velocidad o presión del aire que entra. En la mayoría de los motores los álabes guías de entrada son fijos, pero en algunos estos son variables y pueden ajustar su ángulo automáticamente para minimizar la posibilidad de “ stall ”

en la etapa frontal de álabes de rotor (Fig. 4-26), estos están controlados hidráulicamente con el combustible procedente del control de combustible. Este sistema estará formado por un Marzo 2003

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control de álabes variables, que es sensible a las r.p.m. del motor y a la temperatura del aire de admisión, unos cilindros de actuación, un conjunto de anillos de sincronización y las bieletas de mando a los propios álabes. Algunos diseños de motor también usan estátores de ángulo variable en las primeras etapas del compresor (Fig. 4-27) para reducir o bajar los ángulos de ataque en las etapas delanteras de forma que los ángulos altos a baja velocidad del motor no sean ángulos de entrada en pérdida (stall ).

Efecto Cascada La comparación de los álabes de rotor y los álabes de estátor con las alas de un avión y los rotores de un helicóptero tiene sus limitaciones. La estrecha proximidad de muchos álabes de compresor y la cercanía de los bordes de ataque de los álabes guías de estátor con los bordes

de salida de los álabes de rotor originan un cambio de efecto de cascada mas bien complejo en el desarrollo normal de la presión. Las convexidades de los álabes de rotor y los álabes de estátor están opuestas. Esto le permite al aire a alta presión procedente del álabe de estátor introducirse en la baja presión producida por el álabe de rotor siguiente. Esta serie de diferenciales de presión a través de todas las etapas origina una acción de bombeo que desplaza al aire a través del compresor. A medida que el aire fluye a través del compresor, su presión aumenta y, si el área a través de la cual fluye fuese uniforme, su velocidad disminuiría. Para mantener su velocidad constante a través del compresor, los álabes de las últimas etapas deben ser mas cortos que los de las etapas delanteras, haciendo que el paso a través del cual el aire fluye se haga más pequeño a medida que la presión aumenta.

Relación de Compresión Como se mencionó antes, la relación de compresión de un compresor de flujo axial es alta. La relación de presión por cada etapa es baja, pero usando un gran número de etapas, la relación total puede ser muy alta. Si la relación de presión a través de cada etapa es solo de aproximadamente 1´2:1, la presión del aire en la descarga de cada etapa es de 1´2 veces la presión del aire a la entrada de cada respectiva etapa. La relación total de presión puede determinarse hallando la elevación de presión en cada etapa y luego dividiendo la presión final por la presión a la entrada. Por ejemplo, si hay nueve etapas, y cada etapa tiene una relación de presión de 1´2, la relación total de presión es 5´16. Véase la figura.

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Si se conoce la presión de descarga, la presión de entrada, y el número de etapas de compresión, la elevación de presión por etapa puede hallarse extrayendo la raíz n de la relación de compresión, siendo n el número de etapas de compresión. La elevación de presión por etapa del compresor en la figura 4-29 puede hallarse usando la siguiente formula: Elevación de presión por etapas = n CR 1 =

CR n

1 9 = 5'16

=

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1'2

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CÁMARA DE COMBUSTIÓN

La sección caliente de una turbina de gas comienza con la sección de combustión e incluye la turbina y los componentes del sistema de escape. La sección caliente está sujeta a los más severos esfuerzos del motor y requiere una cuidadosa inspección y mantenimiento. Un tipo de daño considerable son las grietas originadas por el calor extremo al cual estas piezas están expuestas.

Sección de Combustión El diseño de una sección de combustión eficiente, o combustor, fue uno de los principales obstáculos en la construcción de los primeros motores de turbina de gas con éxito. Incluso para un motor de mediana potencia, la energía calorífica liberada por pie cúbico del volumen del combustor es varios miles de veces la liberada en un típico sistema de calefacción de un hogar, y las presiones sobre las paredes extremadamente finas de los combustores son aproximadamente diez veces tan alta como las de un horno industrial con sus gruesas paredes de ladrillo. Los combustores usados en un motor de turbina tienen varios requisitos rigurosos. Algunos de ellos son: Mínima pérdida de presión en los gases según pasan a través del combustor. Alto rendimiento en la combustión, por lo tanto baja emisión de humos. Bajo riesgo de apagado de llama. Que la combustión ocurra completamente dentro del combustor. Distribución uniforme de la temperatura por todos los gases. Temperatura de los gases lo suficientemente baja a la salida del combustor para evitar dañar a la turbina. Que el diseño del combustor proporcione una fácil puesta en marcha. • • • • • •

•

La cámara de combustión tiene la difícil tarea de quemar grandes cantidades de combustible, suministrado a través de inyectores de combustible, con extensos volúmenes de aire, suministrados por el compresor, y liberar la energía de tal manera que el aire se expande y acelera para proporcionar una constante corriente de gas uniformemente calentada en todas las condiciones requeridas por la turbina. Esta tarea debe realizarse con la mínima pérdida de presión y con la máxima liberación de calor para el limitado espacio disponible. La cantidad de combustible añadido al aire dependerá de la máxima elevación de temperatura requerida y, como esta está limitada por los materiales de los que están hechos los álabes rotatorios de turbina y los estátores, la elevación de temperatura debe estar en la gama de 700º C a 1.200º C. Debido a que el aire ya está calentado por el trabajo añadido durante la compresión, la elevación de temperatura requerida en la cámara de combustión puede estar entre 500º C y 800º C. Puesto que la temperatura del gas en la turbina varía con las r.p.m., y en el caso de un motor turbohélice con la demanda de potencia, la cámara de combustión también debe ser capaz de mantener una combustión estable y eficaz en toda la amplia gama de condiciones operativas del motor. La eficacia de la combustión se ha hecho cada vez más importante debido al rápido incremento del tráfico aéreo comercial y el consecuente aumento de la contaminación atmosférica, lo cual está contemplado por el público en general como residuos del escape.

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Proceso de Combustión El aire procedente del compresor del motor entra en la cámara de combustión a una velocidad de hasta 500 pies por segundo (150 m/s o 540 Km./h), pero dado que esta velocidad es demasiado alta para la combustión, lo primero que la cámara debe hacer es difundirla (dispersarla), es decir desacelerarla y elevar su presión estática. Puesto que la velocidad de combustión del keroseno a relaciones de mezcla normales es de solo unos cuantos pies por segundo, cualquier combustible prendido incluso en la corriente de aire difundido, que ahora tiene una velocidad de aproximadamente 80 pies por segundo (24 m/s o 87 Km./h), se apagaría. Por lo tanto en la cámara debe crearse una región de baja velocidad axial, de manera que la llama permanecerá encendida a través de toda la gama de condiciones operativas del motor. En funcionamiento normal, la relación total aire/combustible de una cámara de combustión puede variar entre 45:1 y 130:1. Sin embargo, el keroseno solo arderá eficazmente a una relación de, o cerca de 15:1, por lo que el combustible debe quemarse con solo parte del aire que entra en la cámara, en lo que se llama zona de combustión primaria. Esto se consigue por medio de un tubo de llama que tiene varios dispositivos para medir la distribución del flujo de aire a lo largo de la cámara. Aproximadamente el 18 por ciento de la masa de flujo de aire entra en la boca o sección de entrada de la cámara. Inmediatamente corriente abajo de la boca están los pequeños álabes fijos generadores de torbellino y una campana perforada que actúa de estabilizador o deflector, a través de la cual el aire pasa dentro de la zona de combustión primaria. El aire turbillonario induce un flujo hacia el centro del tubo de llama y promueve la recirculación deseada. . El aire que no entra por la boca de entrada de la cámara fluye dentro del espacio anular entre el tubo de llama y el cárter de refrigeración. A lo largo de la pared del cuerpo del tubo de llamas, adyacente a la zona de combustión, existe un determinado número de orificios a través de los cuales fluye entre un 10 y un 15 por ciento del flujo principal de aire que pasa dentro de la zona primaria. El aire procedente del generador de torbellinos y el que procede de los orificios de aire primario actúan entre si y crean una región de recirculación de baja velocidad. Esta toma la forma de un torbellino toroidal similar a un anillo de humo, y tiene el efecto de estabilizar y fijar la llama. Los gases de recirculación aceleran la combustión del combustible fresco inyectado elevándole a la temperatura de ignición. Está así dispuesto que la pulverización cónica del combustible procedente del inyector incida al torbellino de recirculación en su centro. Esta acción, junto con la turbulencia general en la zona primaria, ayuda bastante a difundir el combustible y mezclarlo con el aire que entra. La temperatura de los gases de la combustión liberada en la zona de combustión es aproximadamente de 1.800 a 2000 grados centígrados, la cual es demasiado caliente para entrar en los álabes guías de entrada en turbina. El aire que no se usa para la combustión, que supone aproximadamente del 60 al 75 por ciento del flujo total de aire, se introduce Marzo 2003

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progresivamente dentro del tubo de llama. Aproximadamente la mitad de este aire se usa para bajar la temperatura del gas antes de que entre en la turbina, y la otra mitad se usa para refrigerar las paredes del tubo de llama. La combustión debería estar completa antes de que el aire de dilución entre en el tubo de llama, de lo contrario el aire que llega enfriará la llama resultando en una combustión incompleta. Una chispa eléctrica procedente de una bujía inicia la combustión, luego la llama se automantiene. El diseño de una cámara de combustión y el método de adición del combustible puede variar considerablemente, pero la distribución del flujo de aire usada para efectuar y mantener la combustión es siempre muy similar a la descrita.

Aportación del combustible Se ha dicho poco de la forma en que el combustible se suministra a la corriente de aire. En general, no obstante, se usan dos principios, uno basado en la inyección de una pulverización finamente atomizada en una corriente de aire de recirculación, y el otro basado en la prevaporización del combustible antes de que entre la zona de combustión.

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Aunque la inyección del combustible por medio de chorros atomizadores es el método más común, algunos motores usan el principio de vaporización del combustible. En este ejemplo, el tubo de llama es de la misma forma general que para la atomización, pero no tiene generador de torbellino ni campana perforada. El flujo de aire primario pasa a través de los orificios en una placa deflectora que soporta al tubo de alimentación de combustible. El combustible es pulverizado desde el tubo de alimentación dentro de los tubos de vaporización que están situados dentro del tubo de llama. Estos tubos están curvados 180º, y a medida que se calientan por la combustión, el combustible se vaporiza antes de pasar hacia delante dentro del tubo de llama. El flujo de aire primario pasa por los tubos de vaporización con el combustible y también a través de toberas grandes de aire secundario, que proporcionan cañones de aire para barrer a la llama hacia atrás. El aire de refrigeración y de dilución se dosifica dentro del tubo de llama de una manera similar al tubo de llama con atomizador.

TIPOS DE CÁMARAS DE COMBUSTIÓN En la actualidad existen tres tipos principales de cámaras de combustión en uso para los motores de turbina de gas. Estas son la cámara múltiple, la de bote anular y la cámara anular.

Cámara de combustión múltiple Este tipo de cámara de combustión se usa en los motores de compresor centrífugo y en los primeros tipos de motores de compresor de flujo axial. Las cámaras están dispuestas alrededor del motor y el aire entregado por el compresor se dirige por medio de conductos hacia el interior de las cámaras individuales. Cada cámara tiene un tubo de llama interior alrededor del cual hay una carcasa de aire. El aire pasa a través de la boca de entrada del tubo de llama y también entre el tubo y la carcasa exterior como se ha descrito.

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Los tubos de llama independientes están todos interconectados. Esto permite que todos los tubos funcionen a la misma presión y también permite que la combustión se propague alrededor de los tubos de llama durante el arranque del motor.

Cámara de combustión de bote anular La cámara de combustión de bote anular es una combinación de los tipos múltiple y anular. Varios tubos de llama están montados dentro de una carcasa de aire común. El flujo de aire es similar al ya descrito y esta disposición combina la facilidad para el mantenimiento y prueba del sistema múltiple con lo conciso del sistema anular.

Cámara de combustión anular o única Este tipo de cámara de combustión (Fig. 5-6) consta de un solo tubo de llama, completamente de forma anular, que está contenido dentro de un cárter interior y un cárter exterior. El flujo de aire a través del tubo de llama es similar al anteriormente descrito, estando la cámara abierta en la parte frontal al compresor y en la parte posterior a los álabes guías de entrada en turbina. La principal ventaja de la cámara anular es que, para el mismo rendimiento, la longitud de la cámara es solo el 75 por ciento de la del tipo bote anular para un motor de igual diámetro, resultando en un considerable ahorro de peso y coste de producción. Otra ventaja es que debido a que no son necesarios los interconectores, la propagación de la combustión está mejorada. En comparación con un sistema de cámara de combustión de bote anular, la superficie de la pared de una cámara anular comparable es mucho menor; consecuentemente, la cantidad de aire de refrigeración requerido para evitar que se queme la pared del tubo de llama es menor, en aproximadamente el 15 por ciento. Esta reducción en el aire de refrigeración eleva el rendimiento de la combustión, para eliminar virtualmente el combustible sin quemar, y oxida al monóxido de carbono al no tóxico dióxido de carbono, reduciendo así la polución. La introducción del inyector tipo pulverizador de aire a este tipo de cámara de combustión también mejoró bastante la preparación del combustible para la combustión aireando las

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enriquecidas bolsas de vapor de combustible próximas al inyector; esto resulta en una gran reducción en la formación del carbono inicial. El motor de gran relación de paso también reducirá la contaminación del aire, ya que para un determinado empuje el motor quema menos combustible.

Cámaras de Flujo Reversible La mayor parte de las cámaras de combustión son de flujo directo, y se llaman así, porque el aire fluye en el mismo sentido a ambos lados del tubo de llama exterior e interiormente. Esto, a veces no es posible por la configuración del motor, pero la mayor parte de las veces es así.

En motores donde la longitud total es crítica, algunos fabricantes han optado por usar cámaras de combustión de flujo inverso. Estas cámaras también se llaman de alta densidad de combustión, pues permiten velocidades de combustión altas, superiores a los 30 m/s, lo que permite la ventaja de que pueden ser de reducidas dimensiones (Fig. 5-9).

Actuación de la Cámara de Combustión Una cámara de combustión debe ser capaz de permitir que el combustible se queme eficazmente sobre una amplia gama de condiciones operacionales sin incurrir en una gran pérdida de presión. Además, si ocurriese un apagado de llama, debe tener la posibilidad de volverse a encender. En la realización de estas funciones, el tubo de llama y los componentes del inyector atomizador deben ser mecánicamente fiables. Debido a que el motor de turbina de gas funciona en un ciclo de presión constante, cualquier pérdida de presión durante el proceso de combustión debe mantenerse al mínimo. En la

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consecución de una adecuada turbulencia y mezcla, es donde se incurre en una pérdida de la presión del aire que entra a la cámara que varía entre el 5 y el 10 por ciento en total.

Intensidad de la Combustión El calor liberado por una cámara de combustión o cualquier otra unidad generadora de calor depende del volumen del área de combustión. Así, para obtener la alta potencia de salida requerida, una cámara de combustión de una turbina de gas comparativamente compacta y pequeña debe liberar calor a regímenes excepcionalmente altos. Por ejemplo, un motor Rolls-Royce Spey consumirá en sus diez tubos de llama 7.500 lbs. de combustible por hora. El combustible tiene un valor calorífico de aproximadamente 18.550 BTU (British Thermal Unit) por libra, por lo tanto cada tubo de llama libera casi 232.000 BTU por minuto. Expresado de otra forma, esto es un gasto de energía potencial a un régimen equivalente a aproximadamente 54.690 caballos de potencia para todo el motor.

BTU (British Thermal Unit).- Unidad de calor en el sistema fps equivalente a la cantidad de calor requerida para elevar la temperatura de una libra de agua 1ºF. 1 BTU es equivalente a 1.055´06 julios o 251´997 calorías.

Rendimiento de la Combustión El rendimiento de la combustión de la mayoría de los motores de turbina de gas en condiciones de despegue al nivel del mar es del 100 %, lo cual se reduce al 98 % a condiciones de altitud de crucero. Los valores varían debido a la reducción de la presión del aire, a la temperatura y a la relación aire/combustible. El rendimiento de la combustión se define como la relación de temperaturas absolutas entre la que realmente se alcanza y la que teóricamente le correspondería si la combustión fuese completa. Este rendimiento es del orden del 0´95, si bien, como se ha dicho, puede alcanzar valores del 100% en regímenes de máximo empuje al nivel del mar.

Estabilidad de la Combustión La estabilidad de la combustión significa una combustión uniforme y la capacidad de la llama de permanecer encendida en una amplia gama operativa. Para cualquier tipo particular de cámara de combustión existe un límite rico y un límite pobre de la relación aire/combustible, mas allá del cual la llama se extingue. Una extinción de llama es más probable que ocurra en vuelo durante un planeo o picado con los motores a ralentí, cuando existe un gran flujo de aire y solo un pequeño flujo de combustible, es decir, una mezcla muy pobre. La gama entre los límites rico y pobre de la relación aire/combustible se reduce con el aumento de la velocidad del aire, y si el flujo de la masa de aire se aumenta más allá de un cierto valor, ocurre la extinción de llama.

Formación de Carbón Los motores de gran relación de presión tienden a producir humo en el escape en condiciones de despegue. Esto indica que se están formando partículas de carbón en las regiones enriquecidas de la zona primaria en condiciones de baja turbulencia, a alta temperatura y presión. No obstante, el humo representa una pérdida casi despreciable en el rendimiento de la combustión de menos del 0´3 %.

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Materiales Las paredes de contención y las piezas internas de la cámara de combustión deben ser capaces de resistir las muy altas temperaturas del gas en la zona primaria. En la práctica, esto se consigue usando los mejores materiales disponibles resistentes al calor y enfriando la pared interna del tubo de llama como aislante de la llama. La cámara de combustión también debe soportar la corrosión debida a los productos de la combustión, la deformación debida a las subidas de temperatura, y la fatiga debida a los esfuerzo vibracionales.

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TURBINAS

Funcionamiento y Características de Diferentes Tipos de Álabes de Turbina En un turborreactor, el objeto de las turbinas es transformar parte de la energía global del fluido, suma de las energías de presión, cinética e interna debida a la temperatura, en energía mecánica. Esta energía mecánica es la que ha de mover al compresor y a los accesorios. El resto de la energía cinética producirá el empuje en el motor al expulsar los gases a alta velocidad a través de la tobera. Las turbinas, de acuerdo con la dirección de la corriente fluida, pueden ser:

 Centrípetas, llamadas también radiales, trabajan al revés que el compresor centrífugo, pues en estas el flujo de gas entra desde la periferia hacia el centro de la turbina.

La turbina centrípeta está constituida por un estator, que actúa a modo de tobera, es decir cambiando su presión por energía cinética, y un rotor que la transformará en energía mecánica.

Por la forma de trabajar de la corriente fluida y la disposición de los elementos del rotor de reacción, las turbinas centrípetas no son adecuadas para los motores de reacción para producir reacción en el chorro de gases, y por ello, su utilización queda reservada a instalaciones de equipos de tierra o de abordo, ajenas a la propulsión del avión.

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 Axiales, en estas, la dirección de la corriente es paralela al eje, y el estator está formado por una corona de álabes fijos al cárter, con un ángulo tal que canalizan el fluido hacia el rotor en la dirección mas efectiva para la transformación de la energía cinética en mecánica. El rotor de una turbina axial consiste de una o varias ruedas de álabes anclados a un disco que gira a alta velocidad por la acción del fluido transmitiendo energía al eje del compresor, del que se obtiene además la energía para el movimiento de accesorios. Las turbinas en todos los motores de reacción modernos, sin tener en cuenta el tipo de compresor utilizado, son de diseño de flujo axial. Las turbinas consisten en una o mas etapas o escalones situados inmediatamente detrás de la sección de cámara de combustión del motor. Un escalón de turbina está formado por dos componentes fundamentales: el estátor y el rotor, situados en el motor en el orden enunciado de la admisión al escape; es decir, en sentido inverso al de un escalón de compresor. El salto de presión por escalón es aproximadamente del mismo orden de magnitud, tanto en las centrípetas como en las axiales, si bien estas son mas apropiadas para grandes gastos. El estátor de una turbina, ya sea centrípeta o axial actúa a modo de tobera. En el caso de las turbinas centrípetas, la configuración del estátor y del rotor es similar al de un compresor centrífugo, en donde el fluido pasa en sentido inverso. En el caso de una turbina axial, como se ha dicho, el estátor está formado por una cascada de álabes fijos al cárter, con un ángulo tal que canalizan el fluido hacia el rotor en la dirección más efectiva para la transformación de la energía cinética en mecánica. El rotor de una turbina axial consiste en una o varias cascadas de álabes unidos a un disco que gira a alta velocidad por la acción del fluido, transmitiendo la energía al compresor mediante el eje común turbina – compresor, del que se extrae además la energía para el arrastre de accesorios. Por la forma de trabajar de la corriente fluida y la disposición de los componentes del motor de reacción, las turbinas centrípetas no son adecuadas para estos motores, y por ello, su utilización queda reservada a instalaciones de equipos de tierra o de abordo, ajenas al funcionamiento del motor de reacción. Las turbinas axiales han adquirido un amplio desarrollo con la técnica aeronáutica de la propulsión por reacción, debido principalmente al gran caudal de gas que pueden admitir. Las turbinas axiales pueden ser de dos tipos dependiendo del diseño básico de sus álabes:  Turbinas de impulso o de acción.

 Turbinas de reacción.

Grado de Reacción de una Turbina Se llama grado de reacción de una turbina, al cociente de dividir el salto de presión dado en el rotor, entre el salto de presión dado en el conjunto estátor – rotor.

Turbina de Impulso Las turbinas de impulso (Fig. 6-3), llamadas también de acción o de presión constante, son aquellas de grado de reacción cero, lo que significa físicamente que toda la expansión del gas tiene lugar en el estátor que actúa en forma de tobera. Como resultado de esta expansión en el estátor, la velocidad del fluido aumenta considerablemente, actuando sobre los álabes del rotor, que adquieren una velocidad de rotación en la dirección de los estrados de los álabes. La sección de paso entre los álabes de roto es constante.

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El descenso de presión en el estátor se produce con rapidez y suavidad hasta la presión requerida, a cuyo valor se mantiene constante durante el paso a través de los álabes de rotor.

Al paso del gas por la superficie curvada de los álabes del rotor, cambia la dirección de la corriente fluida, y en el caso de un solo escalón o en el último de varios escalones, la velocidad absoluta de salida es sensiblemente paralela al eje de dicho rotor, haciendo así coincidir la velocidad absoluta de salida del escalón, con la axial o de entrada a la tobera de escape del motor. Cuando solo se utiliza un solo escalón de turbina, las velocidades del rotor son muy elevadas, con la consiguiente desventaja de alta fuerza centrífuga; por eso en muchos casos la caída de presión se realiza a través de varios escalones de estátor, intercalados entre los álabes montados en los discos correspondientes a un solo rotor. Este tipo de turbina se llama del tipo “compound”. Pueden existir mas de dos estrellas de álabes por cada rotor, si bien no es corriente sean más de dos, porque las pérdidas por fricción son entonces muy elevadas. El uso de un rotor con discos múltiples, favorece desde el punto de vista de operar con menos r.p.m., pues la energía cinética transformada en mecánica está distribuida de esta manera en los distintos discos. Dado que a la vez que en el estátor tiene lugar una gran caída de presión, aparece un descenso considerable de temperatura, pues resulta que para igual descenso de presión, la temperatura de los álabes de un escalón de turbina simple es menor que la temperatura de los álabes del primer escalón de una turbina de escalones múltiples, debido al hecho de que el descenso de presión en el primer conjunto estátor – rotor, en la de escalones múltiples, no es completo. Por esta razón, si la temperatura es muy elevada, en lugar de utilizar escalones múltiples de turbinas de impulso, suelen utilizarse turbinas de determinado grado de reacción, o también se puede utilizar un primer escalón de impulso combinado con otro u otros escalones de reacción.

Turbinas de Reacción Son aquellas cuyo grado de reacción es mayor que cero. El significado físico de que el grado de reacción tenga un determinado valor, es que parte de la expansión se efectúa en el estátor y parte en el rotor. Al paso del fluido por el estátor se produce una caída parcial de presión y un aumento de velocidad, esto es, el estátor, como en el caso de las turbinas de impulso, funciona como una tobera y al llegar el fluido al rotor, continúa la caída de presión. De la misma forma que en la turbina de impulso, el cambio de dirección de la velocidad relativa del fluido respecto a los álabes, origina el movimiento de rotación. En el caso de las turbinas de reacción, no solo cambia la dirección de la velocidad relativa al paso entre los álabes, sino que aumenta, cosa que no ocurre en las turbinas de impulso, en las que solamente existe cambio de dirección, pero manteniéndose constante su magnitud. En este caso pues, también los álabes del rotor forman un paso convergente similar al de una tobera de régimen subsónico.

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Es frecuente utilizar un rotor con varios discos de álabes como en el caso de las turbinas de impulso, produciéndose la caída de presión en varios escalones.

Turbinas de Impulso – Reacción Estos tipos de turbina pueden combinarse por diseño de los álabes, tanto del estátor como del rotor, para formar una turbina mixta de impulso y reacción, obteniéndose de esta forma características que corresponden sensiblemente al 50% de cada tipo. La forma óptima de este tipo de turbina corresponde a la utilización del tipo de impulso en la raíz del álabe, y del tipo de reacción en el extremo. En estas condiciones, la variación de presiones del gas, desde la raíz del álabe al extremo, varía con la siguiente ventaja de funcionamiento: la mayor presión del gas en la zona del extremo del álabe, reduce el escape de gas que tiende a producirse por fuerza centrífuga hacia la periferia, resultando de esta forma un álabe de más rendimiento. La ventaja funcional apuntada, puede mejorarse aún más, utilizando álabes apoyados en el extremo, pues de esta forma el rotor de turbina puede girar más cerca del cárter, con la consiguiente reducción de pérdidas de gas fuera de la zona de turbina. Esto, y la reducción de vibración en los álabes con este dispositivo, lo han hecho de mucha utilización. Sin embargo, existe un inconveniente en este tipo de apoyo de álabes, y es que impone una reducción en la temperatura de entrada del gas a la turbina, pues la acción de la fuerza centrífuga de la masa adicional de apoyo del álabe en el extremo, aumenta los esfuerzos que por fuerza centrífuga se producen a lo largo de todo el álabe, y que son máximos en la raíz. La temperatura y los esfuerzos pueden ser críticos en la resistencia del álabe, por esto, en motores que trabajan a elevadas temperaturas de entrada a la turbina, no se utiliza este dispositivo. Una solución es utilizar el primer rotor con álabes no apoyados en el extremo, y así en los siguientes que trabajan a menor temperatura.

Anclaje del álabe al disco El método de fijación de los álabes al disco de turbina es de considerable importancia, puesto que los esfuerzos en el disco alrededor de los anclajes o en la raíz del álabe son a tener en cuenta en la limitación de la velocidad periférica. El método usado en la mayoría de los motores es el llamado “copa de abeto”. Este tipo de anclaje conlleva un mecanizado muy preciso para garantizar que la carga se reparta por todo el contorno en forma de abeto. El álabe está libre en su alojamiento cuando la turbina se encuentra estacionaria y tenso en su raíz por la carga centrífuga cuando la turbina está girando.

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Existen algunos álabes que en su punta tienen una plataforma, que al montar toda una rueda de álabes constituye un anillo. A estos se les denomina, álabes apoyados; cuando carecen de dicha plataforma se les denomina álabes en voladizo.

Álabes Guías de Entrada en Turbina Para poder realizar trabajo, los gases calientes procedentes de la cámara de combustión deben procesarse adecuadamente. Esta es la misión de los álabes guías de entrada en turbina, Cuyas funciones principales son dos. Primero, deben convertir parte de la energía de los gases calientes en energía cinética para acelerar el flujo lo suficiente cuando incida sobre los álabes de rotor. Segundo, los álabes guías de entrada en turbina deben cambiar la trayectoria del flujo de gas de tal manera que las fuerzas engendradas en los álabes de la turbina se transformen en potencia para el eje. La aceleración necesaria se consigue estrechando el paso entre los álabes adyacentes (efecto tobera). A medida que la velocidad aumenta, la presión estática y la temperatura disminuyen. El grado de conversión de esta energía depende de la relación entre el área de entrada a los álabes guías de turbina y el área de salida de los mismos, lo cual es función directa del tipo de álabes de turbina usados. Un anillo de álabes guías de entrada en turbina, o toberas, se monta entre la descarga de la sección de combustión y la primera etapa de turbinas. Este forma una serie de pasos convergentes que aumentan la velocidad y disminuyen la presión de los gases, al tiempo que los dirige de manera que incidan sobre los álabes de turbina con el ángulo óptimo para el máximo rendimiento. Cuando el motor está produciendo potencia entre crucero y despegue, los gases que fluyen a través de los pasos entre los álabes fijos de turbina se están moviendo a la velocidad del sonido, y la tobera está operando en condición de estrangulada, evitando cualquier incremento posterior de la velocidad de los gases. Dado que los gases ya no pueden acelerar mas, estos producen una contrapresión mayor que la presión detrás de la turbina. Esta condición de estrangulada origina un flujo de gases relativamente constante a través de la turbina. Puesto que la velocidad del sonido depende de la temperatura del aire, la velocidad de los gases que fluyen a través de una tobera estrangulada depende de su temperatura. Es decir cuanto mayor es la temperatura, menor es la velocidad del sonido.

Álabes de Estátor de Turbina Los álabes de estátor son en forma de perfil aerodinámico. Los álabes fijos están localizados en el cárter de turbina de tal manera que puedan permitir la dilatación.

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Los álabes de estátor tienen como misión acelerar la corriente fluida, y canalizarla para descargar con el ángulo óptimo que exija la velocidad del rotor; la forma y posición de los álabes de estátor deberá ser tal que actúen en forma de tobera, y siendo la corriente de entrada subsónica, pueden admitir dos configuraciones: Formando un conducto convergente – divergente, cuando se desea una elevada caída de presión en el estátor. Formando un conducto convergente, cuando la caída de presión en el estátor sea pequeña. Según esto, el estátor convergente – divergente es apropiado para turbinas de acción, en donde toda la expansión ocurre en el estátor, en tanto que para las turbinas de reacción, tomará forma convergente, dado que la expansión en el estátor es solo parcial.

Como ya hemos dicho antes el estator de turbína tiene entre otras misiones la de acelerar la corriente, haciéndola lo más alta posible antes de llegar al rotor, esta velocidad es un poco inferior a Mach 1 ya que si rebasáramos este valor tendríamos fenómenos en los que disminuiría el rendimiento. La alimentación del estator de turbina al tener que ser uniforme, nos impone en el caso de combustión de tipo separada, de disponer de mangas de unión entre la salida de las cámaras y el estator. En efecto, hay que agrupar las venas fluidas circulares que salen de las cámaras individuales en una sola vena de sección anular, problema que no se presenta en el caso de una cámara anular. El estator está constituido por dos aros concéntricos entre los cuales están dispuestos los conjuntos de álabes fijos. Estos conjuntos de álabes hechos con una mezcla refractaria pueden ser macizos hechos por fundición o vacíos de chapa conformada o soldada. Se fijan entre los aros exterior e interior de

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diferentes maneras: soldados en las dos extremidades, soldados en la base sobre un aro interior pero libres de desplazarse en el exterior (dilatación), etc. Todos estos órganos están sometidos a temperaturas elevadas, pero a cargas mecánicas también moderadas. No teniendo que soportar esfuerzos centrífugos, la resistencia mecánica no tiene una importancia primordial y es interesante el utilizar unas aleaciones de fundición de diferentes tipos en su fabricación, tales como el Nimonic 90 y 80 y la llamada Vitalium, que contiene de 0’11 a 0’25 % de carbono, del 28 al 32 % de cromo, del 5’5 al 6’5 % de molibdeno y el complemento de cobalto. Los álabes de estátor de turbina normalmente son huecos y pueden refrigerarse haciendo pasar aire procedente del compresor a través de ellos para reducir los altos esfuerzos térmicos y las cargas del gas. La vida de los álabes de turbina dependerá en gran parte de la forma de refrigeración del álabe, por lo tanto, el diseño de los pasos internos del flujo de aire en los álabes es de suma importancia.

Causas y Efectos del Esfuerzo en los Álabes de la Turbina y Deformación. Algunos de los puntos a considerar en conexión con el diseño de los álabes de turbina darán una idea de la importancia de la temperatura de entrada en turbina que soportan estos componentes. Los álabes al ponerse al rojo vivo, deben ser lo suficientemente fuertes para soportar las cargas centrífugas debidas a la rotación a gran velocidad. Un álabe que pese solo dos onzas (56´7 gramos) puede ejercer una carga de más de dos toneladas a máxima velocidad, y debe soportar las altas cargas de torsión aplicadas por el gas para producir los muchos miles de caballos de potencia en la turbina necesarios para arrastrar al compresor. Los álabes también deben resistir la fatiga y el efecto térmico, o termofluencia, que es una disminución acusada de la resistencia con la temperatura de funcionamiento, de manera que no fallen bajo la influencia de las fluctuaciones de alta frecuencia en las condiciones del gas, y también deben ser resistentes a la corrosión y a la oxidación. A pesar de todas estas exigencias, los álabes deben estar hechos de un material que puedan conformarse y mecanizarse con exactitud por los métodos normales de fabricación. La disminución de la resistencia de los metales cuando trabajan a elevadas temperaturas, como es el caso de los álabes de turbina y sus discos, exige la utilización de aleaciones especiales que ofrezcan alta resistencia a la termofluencia. Junto con los grandes progresos en el incremento de la TIT permisible por medio de la refrigeración de los álabes de turbina, los avances metalúrgicos en nuevos materiales y procedimientos de fabricación de los álabes han resultado en aumentos adicionales de la temperatura permisible. La cerámica potencialmente ofrece muchas mejoras. Uno de los avances tecnológicos que han aumentado la temperatura permisible en la turbina es la fabricación del álabe con un metal de un solo cristal. Se ha demostrado que muchos de los fallos del álabe de turbina en la actualidad han estado relacionados con la cohesión intergranular del metal con el que se ha fabricado el álabe. Las nuevas tecnologías han permitido que los álabes de turbina se fabriquen de un metal monocristal. Esto evita todas las limitaciones del grano y permite una temperatura de entrada mucho más alta con su correspondiente aumento del rendimiento. Para las turbinas de los turborreactores, la investigación metalúrgica en este campo es incesante, siendo de destacar la utilización de aleaciones que tienen su origen en la composición binaria Níquel – Cromo, con porcentajes aproximados de 80% de Níquel y 20% de Cromo.

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Construcción Los componentes básicos de la turbina son los álabes guías de descarga de cámara en turbina, los álabes de estátor de turbina, los discos de turbina y los álabes rotatorios de turbina. El conjunto de rotación está apoyado sobre cojinetes montados en los cárteres interiores del motor, y el eje de turbina puede ser común con el eje del compresor o estar conectado a este por un acoplamiento.

El disco de turbina El disco de turbina trabaja con una gran diferencia de temperatura entre su periferia y su centro. A estos esfuerzos térmicos se añaden los producidos por la fuerza centrífuga, las grandes vibraciones y los efectos giroscópicos. La acumulación de estos esfuerzos no debe producir mas que deformaciones mínimas, compatibles con el juego permitido entre el conjunto compresor – turbina y el cárter. Es pues necesario emplear un metal que tenga un alto límite elástico para evitar todo el alargamiento plástico que pueda crear deformaciones permanentes aumentando el diametro del disco. Para su construcción se emplea aceros ferrosos para rotores, aceros austeníticos a veces a base de niquel, cromo, molibdeno, cromo – molibdeno con o sin vanadio. Y mas raramente mezclas refractarias del tipo Nimonic 90. El disco de turbina es de forja mecanizado con un eje integral o con una pestaña sobre la cual el eje puede atornillarse. El disco alrededor de su perímetro tiene alojamiento para el anclaje de los álabes de turbina. Para limitar el efecto de la transmisión de calor desde los álabes de turbina al disco se hace pasar un flujo de aire de refrigeración a través de ambas caras del disco. Un desarrollo reciente en la fabricación de turbinas para motores pequeños de turbina de gas es mecanizar una rueda de turbina entera de una sola plancha de Nimonic, fabricando el disco y los álabes en una unidad integral llamada blisk

Álabes de turbina De perfil aerodinámico muy estudiado cuyo propósito es proporcionar pasos entre los álabes adyacentes que den una firme aceleración del flujo hacia la “garganta”, donde se encuentra el área más pequeña y la velocidad alcanza la requerida en la salida para producir la expansión o caída de presión que se define por el grado de reacción necesario resultante de la aceleración del gas a través de estos pasos, deben ser calculados de tal manera que puedan soportar grandes cargas, esfuerzos térmicos elevados y ser insensibles a los fenómenos vibratorios. Obligatoriamente están hechos de mezclas refractarias. Las mas utilizadas son las Nimonic. El Nimonic 80 es esencialmente de tipo níquel cromo 80/20 reforzado por la precipitación de un compuesto de níquel, titanio y de aluminio. Los Nimonic 90 y 95 diferentes de la mezcla preferente, porque contienen una cierta proporción de cobalto que disminuye la del níquel. El Nimonic 90 puede soportar temperaturas del orden de 870 a 900º C y el Nimonic 95 que contiene una proporción muy elevada de elementos que lo endurecen, presenta mejores propiedades aún. El Nimonic 100 de composición más compleja es para elementos cuya temperatura alcanza los 1000º C. Además de su capacidad para resistir a la deformación bajo la acción de tensiones centrífugas y esfuerzos de flexión a las temperaturas elevadas, estas aleaciones resisten bien a la oxidación y poseen también buenas propiedades de resistencia a la fatiga.

El Eje de Turbina El eje de turbina asegura la unión entre el rotor de turbina y el buje trasero del compresor; se compone por uno, dos o tres palieres según los tipos de motor.

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Los discos de turbina y su eje están construidos separadamente con aceros de propiedades diferentes al estar los discos de turbina sometidos a esfuerzos térmicos y dinámicos distintos a los del eje. El eje de turbina se construye generalmente mediante forja, es hueco y suele estar hecho de acero poco aleado pero con estructura muy dura. El ensamblaje del conjunto rotor – eje de turbina se realiza según diversas técnicas, en algunos motores las dos piezas están unidas por soldadura con un acabado tal que no subsiste en ella ninguna huella cuando el conjunto está terminado. En otros, la unión del rotor de turbina y su eje es por medio de tuercas y pernos de fijación, y otros usan sistemas de acoplamiento estriado.

Equilibrado Debido a la gran velocidad rotacional, cualquier desequilibrio en el conjunto rotatorio de un motor de turbina de gas es capaz de producir vibración y esfuerzos que aumentan según el cuadrado de la velocidad de rotación. Por lo que es necesario un equilibrado preciso de los conjuntos rotatorios. Los dos métodos principales de localización de fuerzas en desequilibrio son el equilibrado estático y el equilibrado dinámico. Con el primer método es posible localizar y corregir desequilibrios en solo un plano. Sin embargo, debido a la longitud del conjunto compresor – turbina, el desequilibrio puede estar presente en cualquier posición radial y axial, y cuando el conjunto está girando, esto producirá fuerzas centrífugas desiguales que actúan sobre los cojinetes en los extremos del rotor. Para contrarrestar estas fuerzas, las correcciones se aplican en dos planos, normalmente a cada extremo del conjunto.

Control de la holgura en la punta de los álabes Algunos motores modernos turbofanes de gran potencia controlan las pérdidas en las puntas de los álabes de turbina por medio de un control activo de la holgura (ACC). Esto se hace soplando una corriente de aire frío procedente de la descarga de fan a través de unos orificios alrededor de los cárteres de turbina cuando el motor está desarrollando potencia de despegue. Este aire frío reduce el cárter alrededor de la turbina disminuyendo las pérdidas por las puntas de los álabes, y aumentando el rendimiento térmico del motor. El ACC está controlado por el control electrónico digital de plena autoridad (FADEC), el cual trataremos mas adelante.

Refrigeración de la Turbina El primer factor que limita la cantidad de potencia que un motor de turbina de gas puede producir es la temperatura máxima que puede ser tolerada a la entrada de la turbina. A esto se le llama temperatura de entrada en turbina (TIT). Algunos motores modernos han aumentado el rendimiento térmico debido a una permitida TIT aumentada, y una forma de hacer esto es enfriando los álabes guías de entrada en turbina y el primer escalón de álabes de rotor. La refrigeración de la turbina se consigue haciendo fluir aire sangrado del compresor a través de álabes guías de entrada en turbina huecos y de los álabes de rotor. El aire deja la superficie del álabe guía a través de unos orificios especialmente preparados de manera que forma una película de aire sobre el álabe para aislar a la superficie de los gases calientes. La Figura 10-72 muestra la sección transversal de dos álabes de turbina a través de los cuales el aire de refrigeración fluye para aumentar la TIT permisible. El aire usado para el sistema de refrigeración de turbina se sangra de una de las últimas etapas del compresor, y aunque su temperatura es mayor de 1.000 º F, es bastante mas fría

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que la de los gases que arrastran a la turbina. Este aire fluye a través de los álabes hueco y sale con los gases de escape. Solo es necesario refrigerar los álabes guías de entrada en turbina y la primera etapa de álabes rotatorios de turbina. Los gases pierden bastante energía cuando pasan la primera etapa como para que su temperatura caiga dentro de la gama permitida para las etapas sucesivas.

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ESCAPE Características de Fabricación y Principios de Funcionamiento

Los motores de turbina de gas para aviación tienen un sistema de escape que pasa los gases de descarga de la turbina a la atmósfera a una velocidad y dirección adecuadas para proporcionar el empuje resultante. La velocidad y la presión de los gases de escape crean el empuje en el motor turborreactor, pero en el motor turbohélice los gases de escape aportan solo una pequeña cantidad al empuje, porque la mayor parte de la energía ha sido absorbida por la turbina para arrastrar a la hélice. Por lo tanto, el diseño del sistema de escape ejerce una considerable influencia sobre la actuación del motor. Las áreas del conducto de salida y la tobera propulsora o de salida afectan a la temperatura de entrada en la turbina, a la masa del flujo de aire y a la velocidad y presión del chorro de escape.

La temperatura del gas que entra en el sistema de escape está entre 550ºC y 850ºC dependiendo del tipo de motor. Los motores turbohélices y turbofanes son los que tienen el flujo de gas de escape más frío. Con el uso del posquemador, la temperatura en el conducto de escape puede ser de 1.500ºC o mayor. Aunque el impacto total de la alta temperatura no es sentido por el conducto de escape, debido a la forma de la llama y al método de refrigeración, es necesario usar materiales y una forma de construcción que resista la deformación y el agrietamiento, y evite la conducción de calor hacia la estructura del avión. El conducto de escape posquemador también requiere una tobera propulsora bien de dos posiciones o de área variable que se adapte a los diferentes volúmenes del flujo de gas que tienen lugar cuando el posquemador está puesto o quitado. El uso de un inversor de empuje, un supresor de ruido y una tobera propulsora de área variable conlleva un sistema más complicado. El motor turbofan también puede incluir una unidad mezcladora para favorecer una completa mezcla de las corrientes de gas frío y caliente.

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El gas procedente de la turbina del motor entra en el sistema de escape a velocidades de 750 a 1.200 pies por segundo, pero, debido a que las velocidades de este orden producen altas pérdidas por fricción, la velocidad del flujo se disminuye por difusión. Esto se logra teniendo un área de paso en aumento entre el cono de escape y la pared exterior. El cono también evita que los gases de escape fluyan a través de la cara posterior del disco de turbina. Es normal mantener la velocidad a la salida del cárter de escape a aproximadamente 0.5 de Mach, es decir unos 950 pies por segundo. Tienen lugar pérdidas adicionales debidas a la velocidad de los torbellinos residuales en la corriente del gas procedente de la turbina. Para reducir estas pérdidas, los montantes en el cárter de escape están diseñados para enderezar el flujo antes de que los gases pasen dentro del conducto de escape. Los gases de escape pasan a la atmósfera a través de la tobera propulsora, la cual forma un conducto convergente, esto aumenta la velocidad del gas. En un motor turborreactor, la velocidad de salida de los gases de escape es subsónica solamente en condiciones de bajo empuje. Durante la mayoría de las condiciones operacionales, la velocidad de salida alcanza la velocidad del sonido con respecto a la temperatura de los gases de escape, y entonces se dice que la tobera propulsora está “estrangulada”; es decir, no se puede obtener un posterior aumento en velocidad a menos que se aumente la temperatura. A medida que la presión total corriente arriba aumenta por encima del valor al cual la tobera propulsora se estrangula, la presión estática de los gases a la salida aumenta por encima de la presión atmosférica. Esta diferencia de presión a través de la tobera propulsora produce lo que se conoce como empuje de presión y es efectivo sobre el área de descarga de la tobera. Esto es un empuje adicional al obtenido por la variación de la cantidad de movimiento de la corriente de gas.

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El motor turbofan tiene dos corrientes de gas para descargar a la atmósfera, el flujo de aire frío del fan y los gases de descarga de la turbina. Los dos flujos están combinados por una unidad mezcladora que permite al aire secundario fluir dentro del flujo de gas primario procedente del núcleo motor de tal manera que asegura una mezcla total de las dos corrientes. En los motores turbofanes de gran relación de paso, la corriente de gas caliente y la corriente de aire frío, normalmente se descargan por separado. Las toberas fría y caliente son coaxiales, y el área de cada tobera está diseñada para obtenerse de ellas el máximo rendimiento. El sistema de escape debe ser capaz de soportar la alta temperatura del gas, y por lo tanto, está fabricado de aceros especiales resistentes al calor. También es necesario evitar que cualquier calor se transmita a la estructura circundante del avión. Esto se consigue haciendo pasar aire de ventilación alrededor del conducto de escape, o forrando las secciones del sistema de escape con una manta de aislamiento. Cada manta tiene una capa interna de material de aislamiento fibroso envuelto por una fina lámina exterior de acero inoxidable, que está llena de hoyuelos para aumentar su resistencia. Además, algunas veces, al sistema de escape se aplica materiales absorbentes acústicamente para reducir el ruido del motor.

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Cuando la temperatura del gas es muy alta (por ejemplo, cuando se emplea posquemador), todo el conducto de escape normalmente es de construcción de doble pared con un espacio anular entre las dos paredes. Los gases calientes que salen de la tobera propulsora inducen por eyección, un flujo de aire a través del espacio anular de la góndola del motor. Este flujo de aire refrigera la pared interna del conducto de escape y actúa como manta de aislamiento reduciendo la transmisión de calor desde la pared interior a la exterior. El cono y los montantes con forma aerodinámica del cárter de escape están sujetos a la presión de los gases de escape; por lo tanto, para evitar cualquier deformación, se han dispuesto orificios de ventilación para obtener una presión de equilibrio. La unidad mezcladora de la que se habló anteriormente consta de varias tolvas a través de las cuales el aire secundario fluye dentro de los gases de escape. Debido a las amplias variaciones de temperatura a las que el sistema de escape está sujeto, debe montarse y tener sus secciones ensambladas de tal forma como para permitir la dilatación y contracción sin deformación o daño.

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Toberas convergente-divergente y de área variable El empuje producido por los motores de los aviones supersónicos se aumenta por el uso de toberas de escape convergentes – divergentes, o CD, cuya área de sección transversal cambia como se muestra en la figura 7-6.

Los gases salen de la sección de turbina y entran en la porción convergente de la tobera a una velocidad subsónica. Su velocidad aumenta a medida que el conducto se hace más pequeño hasta que alcanza la velocidad del sonido en el punto más estrecho donde se forma una onda de choque y evita que haya mas aceleración. Los gases salen del punto más estrecho a la velocidad del sonido, y a medida que el área del conducto aumenta, se aceleran a una velocidad supersónica mayor. Los beneficios de una tobera CD aumentan a medida que aumenta el número de Mach en vuelo del avión. Para una operación más rentable, el régimen de cambio de la porción divergente de la tobera no puede ser fijo, sino que debe variar automáticamente en la medida que cambia el flujo de aire a través del motor. Algunos motores de gran actuación tienen una tobera CD cuyo límite está formado por una pared de aire. Con la tobera convergente se desperdicia energía, puesto que los gases que dejan la salida no se expanden lo suficientemente rápido como para conseguir inmediatamente la presión del aire exterior. Algunos motores de gran relación de paso pueden usar con ventaja una tobera convergente – divergente para recuperar parte de la energía desperdiciada. Estas toberas utilizan la energía de presión para obtener un posterior aumento en la velocidad del gas y, consecuentemente, un aumento del empuje. Por la ilustración 7-7 se verá que la sección de salida convergente ahora se convierte en la garganta, estando ahora la salida auténtica en el extremo acampanado de la sección divergente. Cuando el gas entra en la sección convergente de la tobera, la velocidad del gas aumenta con una correspondiente caída en la presión estática. La velocidad del gas en el estrechamiento o garganta corresponde a la velocidad del sonido relacionada con la temperatura del gas. A medida que el gas sale de la restricción de la garganta y fluye dentro de la sección divergente, progresivamente aumenta en velocidad hacia la salida. La reacción a este posterior incremento de la cantidad de movimiento es una fuerza de presión que actúa sobre la pared interna de la tobera. Una componente de esta fuerza que actúa paralela al eje longitudinal de la tobera produce el posterior aumento en el empuje.

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El tamaño de la tobera propulsora es extremadamente importante y debe diseñarse para obtener el correcto equilibrio de presión, temperatura y empuje. Con una tobera pequeña estos valores aumentan, pero existe la posibilidad de inestabilidad del motor (surging ), mientras que con una tobera grande los valores obtenidos son demasiado bajos. En algunos motores, se usa una tobera propulsora de área variable. El área de la tobera se aumenta o disminuye usando una placa móvil, o alternativamente desplazando un cono hacia dentro o hacia fuera de la apertura de la tobera. Cuando se usa este tipo de tobera propulsora, un aumento en el área de flujo a través de la tobera permite hacer arranques más fáciles a bajas RPM y temperatura debido a la reducción de la contrapresión en la turbina; con un área reducida, se aumenta el empuje. La variación del área de la tobera también permite obtener bajo consumo específico de combustible durante ciertas partes de la gama operativa del motor.

Reducción del ruido de motores Las regulaciones aeroportuarias que controlan el nivel máximo de ruido de las aeronaves han hecho de la supresión de ruidos del motor de reacción uno de los más importantes campos de investigación. La unidad que normalmente se usa para medir el nivel de ruido molesto es el decibelio de ruido percibido (PNdB). Un PNdB es una medida de ruido molesto que considera

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el tono así como la presión (decibelio) de un sonido. Como ejemplo, el nivel de ruido en un restaurante ajetreado es entre 75 y 80 PNdB. Para comprender el problema de la supresión de ruido del motor es necesario tener un elaborado conocimiento de las fuentes de ruido y su importancia relativa. El ruido del motor de reacción resulta principalmente de tres fuentes, el compresor, la turbina y el chorro de escape. Estas fuentes de ruido obedecen diferentes leyes y mecanismos de generación, pero todas varían hasta cierta potencia (en el sentido matemático) de la velocidad relativa del flujo de aire. Para velocidades del chorro experimentadas en un motor reactor puro, el ruido del chorro de escape varía hasta una potencia mayor de la velocidad que el ruido del compresor o la turbina; por lo tanto, una reducción en la velocidad del chorro de escape tiene una influencia mayor que una reducción equivalente en la velocidad del compresor o la turbina. El ruido del chorro de escape resulta de la turbulencia producida por la mezcla exterior de los gases de escape con la atmósfera y aumenta en proporción a la velocidad del flujo de escape. Una reducción en el nivel de ruido tiene lugar si el régimen de mezcla se acelera o si se reduce la velocidad del chorro de escape relativa a la atmósfera. Esto puede conseguirse cambiando el diseño del chorro de escape. El ruido de la turbina y del compresor resulta de la interacción y reacción de los rastros procedentes de las etapas de álabes giratorios y estacionarios, y puede definirse como dos tipos distintos de ruidos, el de tono discreto y el de fondo. El tono discreto se produce por el paso regular de los álabes giratorios a través de los rastros procedentes de los álabes estacionarios precedentes ocasionando una serie de tonos y armónicos en cada etapa. Con el motor de gran relación de paso, los rastros de los álabes de fan o compresor de baja que pasan corriente abajo a través de los estátores también producen tales tonos pero de una menor intensidad debido a las velocidades más bajas. El ruido de fondo se produce por la reacción de cada álabe al paso del aire sobre su superficie. Incluso con una suave corriente sin rastro. La turbulencia de la corriente del aire al pasar sobre los álabes aumenta la intensidad del ruido de fondo. Con el motor reactor puro, el ruido del chorro de escape es de tal alto nivel que el ruido de turbina y compresor se hace insignificante en todas las condiciones operativas excepto en los empujes bajos de aproximación. Con los motores de baja relación de paso, el nivel de ruido del chorro de escape cae a medida que la velocidad de los gases de escape se reduce, y el nivel de ruido de turbina cae a medida que la masa de la turbina de baja fluye y las velocidades se reducen relativamente, pero el ruido del compresor de baja presión se hace significante sobre una gama de empuje más amplia. A medida que aumenta la relación de paso, los niveles de ruido del chorro de escape y de la turbina continúan cayendo y el nivel de ruido del compresor de baja y fan continúa subiendo. Esta tendencia continúa hasta que el nivel de ruido del chorro de escape es menor que el nivel de ruido de la turbina y el ruido del fan alcanza un nivel comparable con el chorro de escape de un motor reactor puro. No habrá tal incremento en el ruido del fan si está disponible aerodinámicamente un fan de una sola etapa sin álabes guías de entrada; en su lugar, ocurrirá un significante descenso hasta un nivel comparable al ruido de la turbina. Esto es porque se han eliminado los poderosos mecanismos de ruido de tono discreto y de fondo. Como se describió anteriormente, la mayor fuente de ruido en el motor reactor puro y motor de baja relación de paso es el chorro de escape, y este puede reducirse aumentando el régimen de mezcla de los gases con la atmósfera. Esto se logra incrementando el área de contacto de la atmósfera con la corriente de gas utilizando una tobera propulsora que incorpore un supresor de ruido tipo lóbulos o arrugado. Marzo 2003

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En la tobera arrugada, el aire atmosférico fluye por debajo de las arrugas exteriores y dentro del chorro de escape para promover una rápida mezcla. En la tobera tipo lóbulos, los gases de escape se dividen para fluir a través de los lóbulos y una pequeña tobera central. Esto forma varios chorros de escape individuales que rápidamente se mezclan con el aire disuelto por los lóbulos supresores. Las arrugas profundas o lóbulos dan una mayor reducción del ruido, pero la profundidad de los lóbulos y el tamaño del supresor está limitado, para conseguir el área de tobera requerida, el diámetro total del supresor tiene que aumentarse tanto que resulta en una excesiva resistencia al avance. Puede diseñarse una tobera que dé una mayor reducción del nivel de ruido, pero esto podría suponer un peso considerable debido al refuerzo adicional requerido. Por lo tanto, la meta del diseñador es un compromiso que aporte una reducción destacable del nivel de ruido con el mínimo sacrificio del empuje de motor o adición de peso. En el motor de gran relación de paso con una sola etapa de fan sin álabes guías de entrada, las fuentes predominantes que rigen el nivel total de ruido son el fan y la turbina. Si se puede reducir la velocidad del fan sin pérdida del empuje, entonces se reducirá el nivel de ruido del motor. En circunstancias por debajo del empuje máximo, el motor de triple rotor permite que esto se lleve a cabo usando una tobera de área variable para reducir mecánicamente el área de descarga final de la corriente de gases calientes. La reducción del área de descarga de la corriente de gases calientes hace que la velocidad del fan y su turbina asociada se reduzcan, produciendo una correspondiente reducción en el nivel de ruido de la turbina y el fan. Sin embargo, la velocidad de la corriente caliente aumenta, produciendo un correspondiente incremento del nivel de ruido en el chorro de escape. Si el área final de la tobera se reduce hasta que el nivel de ruido del fan, la turbina, y el chorro de escape sean del mismo orden, se habrá logrado el nivel medio optimo de ruido para el motor. Esto normalmente ocurre Marzo 2003

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cuando el área final de descarga de la corriente caliente se reduce aproximadamente al 50%. En el área de tobera óptima, el ruido radiado hacia tierra puede reducirse aún mas cambiando la forma geométrica de la tobera.

Para asegurar que la apertura final de la tobera y el movimiento de la palanca de gases están relacionados, se requiere un sistema de control. Cuando se selecciona en ON el interruptor principal del piloto y el ajuste de palanca de gases está entre el 15% y el 65% automáticamente se selecciona el área de tobera reducida. La válvula selectora energizada proporciona aire extraído del compresor de alta presión (HP) para extender los actuadores neumáticos y las placas se cierran para formar una ranura vertical de área reducida. Si la palanca de gases se mueve fuera de la gama de potencia del 15-65% la operación del sistema se cancela. La reducción del área de la tobera no es progresiva y el sistema de control está diseñado para asegurar un cambio rápido. Otro método de conseguir la supresión del ruido en un motor de gran relación de paso es por medio del uso de material absorbente de ruido en ciertas áreas del motor. El forro absorbente normalmente consta de una superficie porosa con un fondo de panel de abeja, montado dentro de los conductos del motor. Las propiedades acústicas de la superficie y el fondo están cuidadosamente equiparadas al carácter del ruido para conseguir una supresión óptima. La desventaja del uso de este método de supresión de ruido es que incurre en un ligero aumento de peso acompañado con un ligero aumento del consumo de combustible. El supresor de ruido arrugado o tipo lóbulo forma la tobera de escape propulsora y normalmente es un conjunto independiente atornillado al conducto de escape. Normalmente esta provisto para que se pueda ajustar el área de la tobera de manera que pueda calibrarse con exactitud. El supresor tipo lóbulos tiene álabes guías para evitar la turbulencia y guiar los gases de escape suavemente a través de los lóbulos a la atmósfera. El supresor es una estructura soldada y fabricada de aleaciones resistentes al calor. El dispositivo de reducción de ruido de tobera de área variable consta de un cierto número de placas, que están actuadas por actuadores neumáticos para reducir el área de la tobera y cambiar su forma geométrica a la requerida para la radiación de ruido preferente. Las placas están fabricadas de estructura soldada de aleaciones resistentes al calor. Marzo 2003

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En los motores de reacción se usan distintos materiales absorbentes de ruido. Estos, principalmente entran en dos categorías, materiales compuestos (composite) ligeros de peso que se usan en las zonas de temperaturas más bajas, y materiales fibrosos metálicos a partir de sílice que se usan en las zonas de temperaturas más altas. El material absorbente de ruido está unido al panel de abeja (honeycomb ) metálico, que a su vez está unido a la estructura metálica principal del conducto o carcasa, para formar una estructura de panel de abeja tipo sándwich.

Reversas de empuje El uso de aviones propulsados por motor de reacción de gran actuación ha creado la necesidad urgente de nuevos métodos de reducción rápida de la velocidad del avión después del aterrizaje. Esto es necesario de manera que el avión pueda detenerse dentro de la longitud disponible de pista, sin el uso excesivo de los frenos de rueda u otro medio de frenado del avión (tal como el paracaídas de frenado).

Una forma efectiva y simple de reducir la carrera de aterrizaje del avión es invertir la dirección de la corriente de los gases de escape, usando de esta manera la potencia del motor como fuerza de desaceleración. Este método de inversión del empuje produce un empuje hacia atrás entre el 40% y el 50% del empuje nominal hacia delante del motor. (La figura 7-18 muestra la diferencia de distancias de aterrizaje entre un avión sin inversor de empuje y uno que usa inversor de empuje). Normalmente los inversores de empuje no se usan en tierra cuando la velocidad es menos de 60 nudos debido al riesgo de recirculación de los gases de escape y a la ingestión de objetos extraños provocado por la alta velocidad de los gases. En un motor de fan delantero, la inversión de empuje se obtiene invirtiendo el flujo del fan (la corriente fría); el flujo del gas de escape (corriente caliente) se invalida simplemente para evitar que se anule el efecto del inversor. Marzo 2003

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En aviones propulsados por hélice, la acción de inversión del empuje se obtiene cambiando el paso de las palas de la hélice. Esto se consigue normalmente por un sistema hidromecánico, que cambia el ángulo de la pala para dar la acción de frenada como respuesta de la palanca de potencia o gases del avión. Cada método es mucho más seguro que usar solo los frenos de rueda cuando se aterriza sobre pistas húmedas, heladas o cubiertas de nieve. Existen varios métodos de obtención de empuje inverso. A continuación se explican tres de ellos.

Un método usa puertas deflectoras tipo conchas para invertir la corriente del gas de escape, y un segundo método es usar un eyector retráctil con puertas tipo cangilón para hacer la misma cosa. El tercer método, usado en motores con fan delantero, utiliza puertas obstructoras para invertir la corriente de flujo de aire frío en conjunción con las puertas deflectoras tipo escudos que invalidan el flujo de la corriente de aire caliente. El sistema de puertas tipo conchas (Fig. 7-19) denominado con frecuencia inversor de obstrucción mecánica es un sistema operado neumáticamente o hidráulicamente. La operación normal del motor no está afectada por el sistema, porque los conductos a través de los cuales los gases de escape se deflectan permanecen cerrados por las puertas hasta que el piloto selecciona empuje inverso. En la selección de empuje inverso, las puertas giran para dejar al descubierto los conductos y cerrar la salida normal de la corriente de gas. Entonces la cascada de álabes fijos dirige la corriente de gas en una dirección hacia delante de manera que el empuje del chorro se oponga al movimiento del avión. Idealmente, el gas debería dirigirse en una dirección completamente hacia delante. Ello no es posible, no obstante, para conseguir esto, principalmente por razones aerodinámicas se ha elegido un ángulo de descarga de aproximadamente 45 grados. La potencia del empuje inverso es aproximadamente la mitad de la potencia máxima del motor en empuje hacia delante. Las puertas tipo conchas están operadas por actuadores neumáticos a través de palancas que le dan la máxima carga a las puertas en la posición de empuje hacia delante; esto asegura un sellado eficaz en los bordes de la puerta, evitando así pérdidas de la corriente de gas. Los apoyos de las puertas y el varillaje de actuación funcionan sin lubricación a temperaturas de hasta 600º C.

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El sistema eyector retráctil (Fig. 7-20) se actúa neumática e hidráulicamente y usa puertas tipo cangilón para invertir la corriente del gas de escape. El eyector está montado sobre un carril que se extiende hacia atrás desde el cárter de cámara de combustión hasta la tobera propulsora. Al seleccionar empuje inverso, la presión hidráulica o neumática desplaza al eyector hacia atrás sobre la tobera propulsora. Cuando el eyector está extendido y bloqueado, los cangilones se giran por medio de un actuador neumático o hidráulico dentro de la corriente del gas para desviarla hacia delante. Los sistemas de inversión del empuje ya tratados invierten el empuje desviando la corriente del gas de escape hacia delante. En un motor de fan delantero es necesario invertir la corriente de flujo de aire frío, y debido a que este flujo de aire proporciona suficiente potencia de flujo inverso, solo es necesario invalidar la corriente del flujo de gas caliente para evitar que cancele el efecto del empuje inverso obtenido por la corriente de aire frío. Por lo tanto, el empuje inverso total disponible es completamente de la corriente fría.

El sistema inversor de corriente fría – invalidador de corriente de gas caliente (Fig. 7-21), está actuado por un motor neumático o hidráulico, cuya potencia de salida se convierte en movimiento mecánico por medio de una serie de arrastres flexibles, cajas de engranajes y husillos. Cuando el motor está funcionando en empuje hacia delante, la descarga de la corriente de aire frío está abierta porque la cascada de álabes fijos está internamente tapada por las puertas bloqueadoras y externamente por los capots deslizables; este último elemento también sirve para reducir la resistencia al avance. Bajo estas mismas condiciones las puertas invalidadoras permanecen plegadas a ambos lados del conducto de salida y forman parte del carenado posterior del motor.

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Al seleccionar empuje inverso, el sistema de actuación desplaza los capots de translación hacia atrás y al mismo tiempo despliega las puertas bloqueadoras para anular la descarga final de la corriente de aire frío, desviando de esta manera el flujo de aire a través de la cascada de álabes fijos. Simultáneamente, las puertas invalidadoras se desplazan hacia atrás y se intercalan en la corriente de gases calientes para invalidar el flujo. A este tipo de inversor que utiliza cascadas de álabes fijos para dirigir el flujo de la corriente, se le llama inversor de obstrucción aerodinámica. Los métodos de selección de empuje inverso y las características de seguridad incorporadas en cada sistema son básicamente los mismos. Una palanca de empuje inverso por cada motor se encuentra en el pedestal de mandos del compartimento de vuelo para seleccionar empuje inverso; la palanca no puede moverse a la posición de empuje inverso a menos que el motor esté rodando a un ajuste de baja potencia (ralentí), y el motor no puede configurarse para un ajuste de alta potencia si el inversor falla en desplazarse a la posición de empuje inverso total. Si acaso la presión neumática o hidráulica de funcionamiento bajase o fallase, un blocaje mecánico retiene al inversor en la posición de empuje hacia delante; este blocaje no puede quitarse hasta que la presión hidráulica o neumática sea restaurada. El funcionamiento del sistema de inversor de empuje está indicado en el compartimento de vuelo por una serie de mensajes y luces.

Como se mencionó previamente, la acción de empuje inverso en los aviones propulsados por turbohélices se lleva a cabo cambiando el paso de las palas de la hélice a través de un sistema de control del paso hidromecánico. El movimiento de la palanca de gases o de control de potencia dirige el aceite desde el sistema hasta el mecanismo de la hélice para reducir el ángulo de la pala hasta cero, y luego a través de un paso inverso negativo. Durante el movimiento de la palanca de gases, el combustible hacia el motor está ajustado por la válvula de aceleración, la cual está interconectada a la unidad de control del paso, de manera que la potencia del motor y el ángulo de la pala están coordinados para obtener la cantidad deseada de empuje inverso. La acción de empuje inverso también puede usarse para maniobrar a un avión turbohélices hacia atrás después de que se ha detenido. El sistema de puertas tipo conchas descrito anteriormente forma parte del conducto de salida. La carcasa del inversor está conectada a la estructura del avión o directamente al motor. La carcasa soporta las dos puertas tipo conchas, el mecanismo de actuación y los conductos de salida que contienen las cascadas de álabes fijos. El ángulo y área de la corriente de gas están controlados por el número de álabes fijos en cada conducto de salida. Las puertas tipo conchas permanecen plegadas a ras con la carcasa durante la operación de empuje hacia delante y están abisagradas a lo largo de la línea central del conducto de salida. Por lo tanto están alineadas con la carga principal de los gases de escape, y esto asegura que una mínima fuerza sea necesaria para mover las puertas. Cada puerta está reforzada debido a Marzo 2003

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que están sujetas a unas cargas muy grandes de la corriente de gas durante la operación de empuje inverso y también a altas velocidades en el empuje hacia delante. La carga varía entre 4 y 13 toneladas, dependiendo de la potencia nominal del motor. las cascadas de álabes fijos también están sujetas a cargas entre 2 y 4 toneladas bajo condiciones de empuje inverso. Todos los sistemas inversores del chorro de gases de escape están sujetos a altas temperaturas y altas cargas de la corriente de gas. Por lo que los componentes, especialmente las puertas están construidas de materiales resistentes al calor y son de una construcción particularmente robusta. La carcasa del inversor de empuje de la corriente fría está montada entre el cárter del compresor de baja presión y la descarga final de la corriente fría. Los conjuntos de cascadas de álabes fijos están dispuestos en segmentos alrededor de la circunferencia de la carcasa del inversor de empuje. Las puertas bloqueadoras se montan interiormente y están conectadas por varillaje al capot exterior deslizable, el cual está montado sobre rodillos y carriles. Debido a que este inversor de empuje no está sujeto a altas temperaturas, la carcasa, las puertas bloqueadoras y el capot están construidos principalmente de aleación de aluminio. El capot es de chapa doble con material absorbente de ruidos entre ellas. Las puertas invalidadoras de la corriente caliente están abisagradas juntas en la parte posterior, estando situados los conjuntos de bisagras en carriles que se extienden hacia atrás desde el conducto de salida. Las puertas están conectadas al mecanismo de actuación por una serie de varillas, y puesto que las puertas invalidadoras están sometidas a altas temperaturas y golpeteo por los gases calientes, están fabricadas de material resistente al calor y reforzadas adecuadamente para formar una construcción robusta.

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Cajas de arrastre de accesorios

Por Antonio García Rivas T.M.A.

Introducción Los accesorios del motor son elementos necesarios para el funcionamiento del mismo que le auxilian en el desarrollo de sus funciones.

El motor además de dar empuje, tiene que proporcionar una serie de energías, como son hidráulica, eléctrica y neumática. Así mismo, el motor para su funcionamiento necesita de una serie de accesorios como son: bomba de combustible, bombas de aceite, unidad de control de combustible, válvulas de sangrado, actuadores de álabes variables etc. . Gran parte de estos accesorios para su funcionamiento necesitan que se les aporte una energía de tipo mecánico. Dicha energía se obtiene del propio motor extrayéndose el movimiento del eje compresor - turbina mediante un conjunto de engranajes cónicos, que transmitirán su movimiento a otro eje. Para hacer llegar este movimiento a los distintos accesorios, es necesario disponer de un distribuidor de dicho movimiento. Este distribuidor es el cárter de accesorios, que como se ha dicho recibe el movimiento del eje motor, bien directamente, o a través de otro eje por medio de los engranajes cónicos. Dentro del cárter de accesorios, mediante un sistema de engranajes, se da movimiento a los ejes de arrastre de los diferentes accesorios acoplados al mismo, tanto interior como exteriormente. No significa que todos los accesorios del motor sean los acoplados a la caja de arrastre de accesorios o cárter de accesorios, pues a esta caja de arrastre se acoplan también accesorios para servicio de los diferentes sistemas de avión, a la vez que existen otras localizaciones en el motor donde se acoplan accesorios.

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Tipos de cárteres de accesorios El tipo de cárter de accesorios depende de cada modelo de motor en particular, el mas generalizado es el que se encuentra situado en la parte inferior del motor, bien en su parte central o en su parte delantera.

Pero a pesar de esto la variedad es muy grande, pues hay motores que lo tienen en la parte superior, otros tienen mas de un cárter de accesorios, bien buscando una mejor distribución o para cambiar la dirección de giro de un eje.

Elementos de la sección de accesorios La disposición y arrastre de los accesorios ha sido siempre un tema problemático en los motores de turbina de gas. Los accesorios arrastrados normalmente están montados en bases comunes bien delante o adyacentes a la sección del compresor, dependiendo de si el motor es centrífugo o axial.

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Los componentes de la sección de accesorios de todos los motores centrífugos y axiales tienen esencialmente el mismo propósito, aún cuando con frecuencia difieran bastante en nomenclatura y detalles de construcc ión. Los elementos básicos de la sección de accesorios en un motor de compresor centrífugo son: el cárter de accesorios, que tiene bases de montaje mecanizadas para los accesorios arrastrados por el motor, y el tren de engranajes, que se encuentra alojado dentro del cárter de accesorios. El cárter de accesorios puede estar diseñado para actuar como un depósito de aceite. Si se usa un depósito de aceite, normalmente se proporciona un sumidero bajo el soporte del cojinete delantero para el drenaje y recuperación del aceite usado para lubricar los cojinetes y piñones de arrastre. El cárter de accesorios también está provisto con los tubos o pasos adecuados para pulverizar el aceite de lubricación sobre el tren de engranajes y cojinetes de apoyo. El tren de engranajes está arrastrado por el rotor del motor a través de un piñón de acoplamiento del eje de arrastre de accesorios, que se ajusta por medio de estrías con un piñón del eje y el buje del conjunto de rotor del compresor. Los piñones de reducción dentro del cárter proporcionan las velocidades de arrastre adecuadas para cada accesorio de motor o componente. Debido a que las rpm del rotor so tan altas, las relaciones de reducción de los piñones de los accesorios son relativamente altas. Los acoplamientos de arrastre de los accesorios están apoyados en cojinetes de bolas montados en los núcleos de las bases de montaje del cárter de accesorios.

Los componentes de la sección de accesorios de un motor de compresor de flujo axial son: una caja de arrastre de accesorios y un conjunto de mando de arrastre, que aloja los ejes de arrastre necesarios así como los engranajes de reducción.

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Aunque por la estrecha relación de la caja de accesorios y el mando de arrastre necesitan estar cerca el uno del otro, dos son los factores que afectan a la localización de las cajas de engranajes, el diámetro del motor y la instalación del motor. Los diseñadores siempre están luchando para reducir el diámetro del motor y hacerlos mas estilizados mejorando el comportamiento del motor a base de reducir la resistencia al avance. También, la instalación del motor en un avión determinado puede dictar la localización o disposición de las cajas de accesorios. La caja de engranajes de accesorios tiene básicamente las mismas funciones que el cárter de accesorios del motor de compresor centrífugo. Tiene las normalmente mecanizadas bases de montaje para los accesorios de motor, y aloja y soporta los trenes de engranaje de arrastre de accesorios. También están incluidos los tubos y pasos internos para la lubricación de los trenes de engranajes y sus cojinetes de apoyo. La forma de acoplarse los distintos accesorios exteriores a sus bases de montaje en el cárter o caja de accesorios es muy variada, dependiendo del tamaño y tipo de elemento. Para los accesorios de tamaño grande se suelen emplear tuercas de desconexión rápida, que con un pequeño giro se logra un buen aprieto. También se emplean las abrazaderas tipo QAD (Quick Attach Detach) que proporcionan una segura fijación así como un rápido montaje y desmontaje del accesorio.

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COJINETES Características de fabricación y principios de funcionamiento. Como se ha visto en los capítulos anteriores, los motores de reacción, están compuestos por una serie de piezas giratorias y de otras fijas, existiendo un movimiento de rotación relativo entre unas y otras. Las piezas que permanecen estáticas, como cárteres, conductos etc., constituyen la estructura arquitectónica del motor, mientras que las piezas móviles necesitan de unos apoyos. La naturaleza de estos apoyos, condiciona de una manera importante el esfuerzo necesario para mantener girando el elemento de que se trate. Por tal motivo el motor de reacción, al igual que cualquier máquina con piezas móviles lleva incorporados unos cojinetes. Un cojinete básicamente está compuesto por dos piezas con capacidad de movimiento relativo entre ellas.

Tipos de cojinetes La primera diferencia que se debe considerar es la existente entre el cojinete de fricción y el rodamiento. El cojinete de fricción está compuesto por dos pistas una interior y otra exterior, entre ellas puede haber aceite, grasa consistente, grafito, etc. En los motores de reacción se emplean en accesorios, o en piezas de motor que aun teniendo movimiento este es relativamente pequeño, como pueden ser articulaciones de álabes variables, uniones entre bieletas, etc. Se conoce con el nombre de rodamiento a una familia de cojinetes que están constituidos de la siguiente forma: Una pista interior, una pista exterior, un conjunto de bolas o rodillos y una jaula que los aloja. Una de las pistas, bien la interior o la exterior se encuentra fija, por ejemplo a un cárter, y la otra gira libremente. Las bolas o rodillos ruedan sobre las pistas con lo cual el esfuerzo para su movimiento es pequeño. Hay casos en los que ambas pistas están unidas a dos piezas en movimiento y con movimiento relativo entre ellas. La jaula se encarga de mantener las bolas o los rodillos en su posición correcta evitando qué se desplacen agrupándose o separándose.

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Tipos de rodamientos - Rodamientos de bolas. - Rodamientos de rodillos rectos. - Rodamientos de rodillos cónicos. - Rodamientos de agujas. Cada uno de estos tipos a su vez puede ser: - Rodamiento simple. - Rodamiento doble. - Rodamiento recto. - Rodamiento a rótula.

Cojinetes empleados en un motor de reacción Hay que distinguir dos familias de cojinetes en un motor de reacción, por un lado los denominados cojinetes principales y por otro lado el resto de cojinetes. Cojinetes principales: Son los que soportan el eje del motor, normalmente suele haber uno delante y otro detrás de cada rotor. En algunos motores existe un cojinete entre el eje de alta y el de baja, la pista interior apoya en el de baja y la exterior en el de alta. La denominación de estos cojinetes suele hacerse numerándoles desde delante hacia atrás; así el cojinete número uno es el que soporta el buje delantero del compresor de baja.

El número de cojinetes principales varía dependiendo en cada caso del modelo de motor de que se trate.

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Entre el resto de los cojinetes, destacan los existentes en el cárter de accesorios, pues cada engranaje al menos tiene que estar soportado por un cojinete. Así mismo se encuentran como guía del eje de arrastre del cárter de accesorios, con frecuencia llamado “la torreta”. Tampoco hay que olvidar los cojinetes de fricción que se encuentran en las articulaciones del inversor, álabes variables, etc.

Esfuerzos soportados por los cojinetes Además de servir de apoyo a los rotores, los cojinetes transmiten esfuerzos y cargas. Esfuerzos que puede soportar un cojinete de rodillos: Este tipo de cojinetes suele ser el encargado de soportar cargas radiales, perpendiculares a su eje. Esto es debido a que la carga se transmite por la generatriz del rodillo que es una línea y no un punto como podría ocurrir en el caso de que con este fin se utilizare un cojinete de bolas. Esfuerzos que puede soportar un cojinete de bolas: Estos cojinetes son los encargados de soportar la combinación de cargas perpendiculares y de cargas axiales a su eje. En los motores de reacción son los encargados de transmitir la tracción de los rotores a los cárteres que les soportan, y de estos se transmite el empuje correspondiente al avión.

Manejo de los cojinetes Dada la importancia que tienen para el buen funcionamiento del motor, han de manejarse con extremo cuidado. Entre las medidas recomendadas es práctica habitual el usar guantes para su manejo, pues el propio sudor de las manos puede ser el agente que inicie la corrosión. En su almacenaje quedarán en contenedores adecuados o al menos estarán envueltos en papel. Así mismo para su montaje y desmontaje se emplearán los procedimientos y utillaje previstos por la documentación correspondiente.

SELLOS Características de fabricación y principios de funcionamiento. Las altas velocidades rotacionales y las altas temperaturas dentro de un motor de turbina de gas requieren tipos de sellos diferentes a los usados en los motores alternativos. Dado que el engrase se realiza para piezas que tienen movimiento relativo entre sí, será necesario el cerrar el paso del aceite por los espacios que quedan entre las piezas ya que de no hacerlo el aceite se perdería.

Tipos de sellos Los tipos de sellos normalmente usados son: sellos de carbón, sellos de laberinto, y una combinación de los anteriores

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Sellos de Carbón Los sellos de carbón se usan en las aplicaciones donde se permite una mínima pérdida absoluta. Estos son sellos tipo fricción en los que el contacto se mantiene entre el elemento de carbón estacionario y una superficie de acero lapeada, o pista. El sello de la figura 8-5 es un típico sello tipo anillo, o sello circunferencial. Una pista de sellado de acero endurecido, altamente pulido gira con el eje, y los segmentos de carbón sujetos en un alojamiento friccionan contra la pista. Un muelle circunferencial o tipo liga rodea al sello y mantiene a los segmentos en contacto con la pista. Los sellos de carbón tipo encarado, mostrados en la figura 8-6 sellan presionando el carbón contra una pista de acero pulida montada sobre y girando con el eje. Su superficie pulida es perpendicular al eje, y el elemento del sello de carbón montado en el portasello, está presionando firmemente contra la pista por medio de una serie de muelles helicoidales. Este tipo de sellos se emplea con frecuencia para los acoplamientos que se encuentran en el cárter de accesorios, aunque también se usan en algunos cojinetes principales.

Sellos de Laberinto Los sellos de laberinto no son sellos de fricción, porque la parte rotativa del sello no realiza su acción de sellado presionando contra la pista estacionaria. El sello de laberinto consiste en una serie de filos de cuchillas que están muy próximos, pero que no tocan a la región fija. En la

figura 8-7 se muestra una vista de la sección transversal de un sello de laberinto así como la parte estacionaria y móvil del sello. El sello de laberinto puede instalarse a ambos lados del alojamiento de un cojinete, como se muestra en la figura 8-8 para evitar la pérdida de aceite de lubricación en la corriente de aire del motor. Aire presurizado sangrado de una de las etapas del compresor fluye dentro de la Marzo 2003

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cámara exterior del sello. Parte de este aire se pierde a través de ambos sellos de laberinto; el resto fluye fuera de la cámara de sellado a través del drenaje exterior. Los sellos combinados están formados por un sello de carbón y un sello de laberinto, de características análogas a las descritas en los dos tipos de sellos precedentes.

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LUBRICANTES Y COMBUSTIBLES Propiedades y Especificaciones de los Lubricantes Los lubricantes en la actualidad deben realizar su función bajo condiciones mecánicas y medioambientales mucho más severas que hace unos años. Los primeros aviones propulsados por turbinas de gas operaban con aceites minerales ligeros, pero hoy día quedan muy pocos motores, si es que queda alguno en servicio, que necesiten esos tipos de aceite. Además, los requisitos de bajas temperaturas impuestos por los vuelos de gran altitud, junto con las más altas temperaturas de funcionamiento, no se satisfacen por los aceites de base de petróleo existentes. Debido a que generalmente un aceite mineral no es capaz de dar resultados satisfactorios a temperaturas muy bajas y muy altas, los motores turborreactores y turbohélices modernos se lubrican con aceites sintéticos. Los aceites sintéticos también se usan en algunos accesorios del motor, tal como puestas en marcha y unidades de velocidad constante, para evitar la posibilidad de usar el aceite equivocado en estas unidades. Estos aceites también pueden encontrarse en algunos instrumentos y sistemas hidráulicos de aviones modernos. Las características de los aceites derivados del petróleo natural y de los aceites sintéticos se han dado en las especificaciones MIL-O-6081 para el aceite natural y MIL-L-7808 junto con MIL-L-23699 para los aceites sintéticos.

MIL-O-6081 El aceite MIL-O-6081 es un aceite fluido obtenido del refino de las fracciones lubricantes del petróleo crudo que contiene aditivos para intensificar la resistencia a la oxidación y mejorar las propiedades de viscosidad – temperatura. Generalmente tiene un bajo punto de descongelación, baja viscosidad a bajas temperaturas, y estabilidad razonable en presencia de calor, no es corrosivo para los metales normalmente usados en los motores. Se usó en aplicaciones donde las temperaturas del cojinete estaban alrededor de los 300º F [148’9º C] o menos. A temperaturas elevadas este aceite sufre grandes pérdidas por evaporación e inadecuada viscosidad y crea grandes depósitos carbonosos. El lubricante se procesa a partir del petróleo crudo obtenido de diferentes partes del mundo. El petróleo crudo puede dividirse en general en dos grupos los petróleos parafínicos y los petróleos nafténicos. La división se basa en la forma en que los átomos de hidrógeno y carbono están enlazados. Los petróleos parafínicos son relativamente estables a altas temperaturas, tienen un alto índice de viscosidad, y contienen un alto porcentaje de cera disuelta. Los petróleos nafténicos son menos estables a temperaturas elevadas, pero tienen poca o ninguna cera, y por lo tanto tienden a permanecer líquidos a bajas temperaturas. El índice de viscosidad de los petróleos nafténicos es pobre. La mayoría de los aceites de petróleo natural empleados en motores de reacción son una mezcla de ambos. 

MIL-L-7808 (Tipo I) Este aceite es un lubricante sintético ampliamente usado en los Estados Unidos. Las especificaciones para los dos aceites el natural y el sintético se catalogan en –65º F [-53’9º C] para los requisitos de puesta en marcha, pero el lubricante sintético está clasificado para temperaturas por encima de los 400º F [204’4º C]. Aunque existen muchos lubricantes sintéticos en el mercado, el más comúnmente usado está clasificado como un ester bibásico – ácido. Puede fabricarse usando sebo animal o aceites vegetales (semilla de ricino) como materia prima en una reacción con alcohol o a partir de síntesis de petróleo hidrocarbonado. La identidad exacta de los compuestos usados en la fabricación de estos aceites se guarda bajo secreto de propiedad. Dado que el procesado requerido para un aceite sintético es complejo, se entiende que su precio por galón sea del orden de cuatro veces superior que el del aceite natural. A los aceites que cumplen la especificación MIL-L-7808 se les llama algunas veces aceites Tipo I.

MIL-L-23699 (Tipo II) Varias compañías han desarrollado un lubricante Tipo II que cumple la Especificación Militar Nº. MIL-L-23699. El aceite Tipo II, que se produce bajo distintos nombres comerciales, tal como Mobil Jet Oil II, Exxon 2380, Aeroshell 500, y Castrol 5000, usa una nueva base sintética y Marzo 2003

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nuevas combinaciones de aditivos para afrontar las condiciones operativas más severas de los motores de reacción de segunda y tercera generaciones. Está ampliamente adoptado por los operadores civiles y militares. Las principales ventajas del nuevo aceite sobre los aceites del Tipo I son las siguientes:

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Más alta viscosidad (5 centistokes contra 3 centistokes) e índice de viscosidad. Más altas características de soporte de cargas. Mejor estabilidad de oxidación a alta temperatura Mejor estabilidad térmica

El MIL-L-7808 puede mezclarse con el MIL-L-23699 ya que la especificación exige que sean compatibles el uno con el otro, pero esta práctica debería evitarse dado que el aceite MIL-L7808 tiende a degradar al aceite MIL-L-23699 al nivel del MIL-L-7808 y anular los beneficios del nuevo aceite indicados arriba.

Aceite Tipo III Un aceite mas nuevo, el Tipo III, fabricado como Mobil Jet Oil 254 y Aeroshell 560, es básicamente el mismo que el Tipo II, con un aditivo para mejorar la actuación en alta temperatura reduciendo la formación de carbón y los depósitos carbonosos sobre las manchas calientes en el motor. El aceite ha sido aprobado para algunos motores más pequeños como el Allison, el AlliedSignal Garrett, y el AlliedSignal Lycoming. Este aditivo hace al aceite Tipo III más oscuro cuando es nuevo; por lo tanto no debería confundirse con los aceites Tipo I o Tipo II viejos o deteriorados, puesto que en general, cuando los aceites sintéticos envejecen, se hacen más viscosos y oscuros.

Características de los aceites lubricantes Los aceites lubricantes deben manifestar ciertas características físicas y funcionales para comportarse satisfactoriamente. Lo que sigue es una lista de pruebas realizadas en aceites de turbina de gas para determinar sus propiedades físicas y funcionales.

Propiedades Físicas •

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Indice de viscosidad se refiere al efecto de la temperatura sobre la viscosidad. Todos los productos del petróleo se hacen menos densos con el aumento de la temperatura y se espesan con el descenso de la temperatura. Un número alto de índice de viscosidad indica un régimen de cambio comparativamente alto. Viscosidad es la medida de la capacidad del aceite para fluir a una temperatura específica. Temperatura de descongelación (Pour point) se refiere al efecto de las bajas temperaturas sobre la fluidibilidad del aceite. Temperatura de inflamabilidad (Flash point) es la temperatura más baja a la cual el aceite emite vapores que se prenderán cuando una pequeña llama se pase periódicamente sobre la superficie del aceite. Temperatura de inflamabilidad espontánea (Fire point) es la temperatura más baja a la cual un aceite se prende y continúa ardiendo durante por lo menos cinco segundos. Volatilidad es la medida de la facilidad con que un líquido se convierte al estado gaseoso. Acidez es la medida de las tendencias corrosivas del aceite.

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Factores de rendimiento •

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Formación de espuma (Oil foaming) es la medida de la resistencia del aceite a separarse del aire ocluido. Dilatación de gomas (Rubber swell) es la medida de cuanta dilatación producirá el aceite sobre un compuesto de goma en particular. Oxidación y estabilidad térmica (Oxidation and thermal stability) es la medida de cómo un aceite puede resistir la formación de carbón duro y sedimentos a altas temperaturas. Corrosividad para metales (Corrosivity to metals) es una prueba para determinar la corrosividad del aceite por sus efectos sobre una pequeña tira de cobre pulido. También se pueden usar otros metales. Pruebas de engranajes o de presión (Gear or pressure tests) muestran la capacidad del aceite para soportar una carga. Pruebas de formación de residuos carbonosos (Coking tests) mide la cantidad de residuo carbonoso que permanece en el aceite tras someterlo a un calentamiento extremo en la ausencia de aire. Pruebas de motor (Engine tests) demuestra las características del aceite en un motor real.

Otras pruebas adicionales tal como la prueba de emulsión de agua, la prueba de compatibilidad, la prueba de estabilidad en almacenamiento, la prueba de tensión interfacial, y varias otras pueden realizarse para determinar otras propiedades físicas y de comportamiento de un aceite. En muchos casos se mezclan sustancias químicas adecuadas para obtener las características deseables. Estos aditivos incluyen materias tales como detergentes, antioxidantes, colorantes, anticorrosivos, inhibidores de espuma, mejoradores del índice de viscosidad, sustancias para rebajar la temperatura de descongelación, y muchos otros aditivos para mejorar el comportamiento y comunicarle nuevas propiedades a los lubricantes. La mayor parte de la investigación sobre lubricantes se concentra en esta área.

Requisitos del lubricante de turbina de gas Como se mencionó en algún momento de este curso, las temperaturas de los motores de reacción pueden variar desde –60 a mas de 400º F [-51’1 a 204’4º C]. Puesto que el aceite debe ser lo suficientemente fluido en las bajas temperaturas extremas para permitir puestas en marcha rápidas y un flujo de aceite inmediato hacia las piezas a lubricar, los aceites del motor de reacción deben tener una más bien baja viscosidad y temperatura de descongelación. Por otra parte, el índice de viscosidad debe ser tan alto como sea posible, o el aceite se hará demasiado poco denso para soportar las cargas de los cojinetes y engranajes cuando el motor alcance las temperaturas de funcionamiento. La temperatura de inflamabilidad, la temperatura de inflamabilidad espontánea, la resistencia a la oxidación, la estabilidad térmica, y la volatilidad de un aceite también son muy importantes a la vista de las altas temperaturas operacionales en la sección caliente del motor, y la baja presión ambiente a gran altitud en la cual el motor normalmente opera. Las temperaturas de los cojinetes más calientes de algunos motores de turbina de gas llegan desde 400 a 500º F [204’4 a 260º C] o más alta durante el funcionamiento. Los relativamente pocos galones de aceite en el sistema circulan a un alto régimen desde el depósito a través de los radiadores, hasta los cojinetes y engranajes, y luego de vuelta al depósito. La mayor parte de las temperaturas de aceite en algunos motores puede llegar hasta ligeramente menos de 300º F [148’9º C], con cierto aceite calentado localmente hasta las temperaturas mucho más altas de las superficies de los cojinetes. Estas condiciones extremas, emparejadas con el hecho de que el aceite de Marzo 2003

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recuperación está completamente mezclado con aire usado para presurizar los sumideros de los cojinetes, fomentan la descomposición térmica, la oxidación, y la volatización del medio de lubricación. Los resultados de estos procesos perjudiciales incluyen la formación de sedimentos, materiales corrosivos, y otros depósitos. Estos también aumentan la viscosidad y el consumo de aceite. Además, el exceso de depósitos puede aumentar la fricción y temperatura del cojinete, obstruir los filtros e inyectores de aceite, interferir con el flujo de aceite, y ser causa de un incremento del desgaste de los sellos. Los depósitos de sedimentos pueden recubrir las superficies de los tubos en los radiadores de aceite y evitar la eliminación normal del calor en el aceite. La resistencia a la formación de espuma también es una propiedad importante de un aceite. En el párrafo anterior se indicó que se añade una gran cantidad de aire al sistema a través de las bombas de recuperación y de los sumideros de los cojinetes. Esta mezcla de aire y aceite se lleva al depósito de suministro de aceite o al separador especial de aire – aceite, donde, con buen aceite, tiene lugar una rápida separación, y el exceso de aire puede ventilarse sin causar daños. Por otra parte, un aceite inadecuado en este aspecto formará espuma, y mucha de la mezcla aire – aceite se ventilará al exterior. De esta forma puede perderse una cantidad substancial de aceite. Es mas, una mezcla de aire – aceite suministrada a los cojinetes no eliminará el calor ni lubricará tan eficientemente como un flujo sólido de aceite.

Manejo de los lubricantes sintéticos Los aceites sintéticos no son tan estables para el almacenamiento como los aceites convencionales del petróleo. Deberían evitarse las temperaturas extremas; el aceite almacenado debería usarse tan pronto como se pueda, y el sobrante parcial no debería usarse porque los aceites sintéticos son higroscópicos y absorberán la suficiente humedad del aire como para hacerlos inservibles. Para el aceite en uso no existe el problema higroscópico. En general, la mayoría de los operadores del motor comercial bien limitan o prohiben totalmente mezclar marcas distintas de aceite, aunque las especificaciones del aceite requieran que cada aceite sea compatible con los aceites aprobados previamente. Los lubricantes sintéticos tienen un efecto perjudicial sobre algunos tipos de pinturas, aislamientos eléctricos, y materiales elastómeros usados en sellos, aunque en algunos casos es deseable un ligero ensanchamiento de los sellos de goma para evitar pérdidas de aceite. Algunas personas muestran sensibilidad en la piel a este tipo de lubricante, pero en general, los aceites sintéticos pueden clasificarse en la misma categoría que los aceites minerales, lo mismo en estado líquido que en vapor, en lo que respecta a la toxicidad. Igual que en los aceites minerales, deberían evitarse la ingestión y el contacto prolongado con la piel.

Propiedades y Especificaciones de los Combustibles Se pueden efectuar diversas clasificaciones atendiendo a muy distintos factores: origen, estado natural, riqueza calorífica, etc. En principio, se puede decir que los combustibles se dividen en naturales y artificiales y, unos y otros, a su vez, en sólidos, líquidos y gaseosos. Dentro de los naturales, los hay que son combustibles fósiles y otros que no lo son. Atendiendo a su poder calorífico, pueden ser ricos y pobres. La mayor parte de los combustibles son fósiles; así por ejemplo, el carbón, el petróleo o sus derivados. Las escasas excepciones únicamente son importantes para usos muy restringidos. Ocurre por ejemplo con el aluminio metálico en aluminotermia; con el azufre en algunos procesos de tostación, etc. Tampoco es un combustible fósil la madera, así como su derivado el carbón vegetal, y la turba se puede decir que es un carbón que se encuentra en el límite entre vegetal y fósil.

Combustibles Sólidos.- Entre ellos destacan las hullas, lignitos y turbas, pero ninguno de ellos tiene una aplicación directa en aviación.

Combustibles Líquidos.- Según su empleo se distinguen en combustibles para motores ciclo Otto (Gasolina), para motores ciclo Diesel (Gas-oil), para motores de aviones a reacción y aceites para las calderas u hornos.

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El petróleo es una mezcla de substancias químicas orgánicas, derivadas principalmente de los restos de plantas y animales microscópicos que vivían en el mar hace millones de años. Fue necesario que se dieran condiciones especiales y pasará muchísimo tiempo para que esos restos sufrieran complejos cambios químicos y se transformaran en petróleo y gas. A veces, estos hidrocarburos se encuentran concentrados en acumulaciones que pueden detectarse y explotarse. La exploración en busca de petróleo comenzó hace más de cien años, cuando se perforó cerca de afloramientos petrolíferos que indicaban que había petróleo bajo la superficie. Hoy en día se emplean técnicas mucho más avanzadas, como los estudios sísmicos y las imágenes tomadas desde satélites. Poderosas computadoras ayudan a los geólogos a interpretar sus descubrimientos. Sin embargo, después de todo esto, solo la perforación puede confirmar la presencia de petróleo subterráneo. El petróleo en bruto, raramente empleado, se refina en general por fraccionamiento y por otros procesos, obteniéndose diversas fracciones que se destinan a variados usos. La fracción más ligera, el gas natural, se encuentra a menudo disponible en gran cantidad en los campos petrolíferos; este gas se conduce a las zonas industriales cuando las circunstancias lo permiten, pudiendo también licuarse y trasladarse a grandes distancias en tanques. Las fracciones pesadas son las que se usan más frecuentemente en la industria metalúrgica; a menudo son tan pesadas que es preciso calentarlas para que puedan ser bombeadas por las conducciones. Del mismo modo, el alquitrán residual se utiliza como combustible. Alemania, rica en carbón pero pobre en yacimientos petrolíferos, desarrolló durante la Segunda Guerra Mundial dos métodos para obtener combustibles líquidos a partir del carbón: en el proceso Bergius, un 50 a 60 % del carbón puede convertirse en aceites combustibles por hidrogeneración a altas temperaturas y presiones (450ºC y 250 atmósferas) y en presencia de un catalizador formado por sulfuros metálicos. En el proceso Fischer-Tropsch, el gas de agua se calienta a unos 200-300ºC y a presión de 5 a 15 atmósferas, en presencia de un catalizador formado por níquel cobalto y hierro, con óxido de magnesio, manganeso y torio. Se produce así una mezcla de hidrocarburos análoga a la gasolina, aunque de poco poder antidetonante. Por destilación de esquistos bituminosos, depósitos pizarrosos más o menos ricos en materia orgánica, se obtiene un aceite mineral análogo al petróleo. También la síntesis del metanol (alcohol metílico) realizada a unos 400ºC y 300 atmósferas de presión, según la reacción CO + 2H2 = CH 3OH, fue punto de partida para la fabricación de productos químicos, pero hoy en día, el metanol ya no se emplea. La síntesis de los alcoholes superiores no interesa para obtener combustibles. Los vapores que se desprenden de la hulla al convertirla en coque se condensan en forma de alquitrán, cuya destilación da aceites pesados de alquitrán y pez como residuo. Además, del gas que destila el carbón se extrae (por disolución con aceite de lavado o por absorción con carbón activo) el benzol que contiene. El benzol en bruto, recuperado del gas y del aceite ligero se depura por lavado con ácido sulfúrico diluido o, modernamente, por refino catalítico a presión, para obtener el benzol para motores. Además de benzol contiene tolueno, y no se emplea en los motores como combustible propiamente dicho sino para elevar el poder antidetonante de la gasolina (por su alto número de octano de mezcla). De los alquitranes de lignito destilados a baja temperatura pueden obtenerse también fracciones adecuadas para dar gasolina y combustible Diesel, que deben refinarse bien con ácido sulfúrico y subsiguiente redestilacion. Otro tanto ocurre con las fracciones de los aceites de esquistos. Combustibles líquidos de origen vegetal. Con destino a la preparación de combustibles para motores ha adquirido importancia la obtención de alcohol etílico por fermentación de soluciones azucaradas o feculentas. Como materias primas se utilizan melazas de caña, el sorgo sacarino (Italia), las lejías sobrantes de las fábricas de celulosa al sulfito (Escandinavia), los mostos de la sacarificación de las patatas. También se ha fabricado alcohol etílico para combustibles de motores, por sacarificación de madera por el método Scholler. La adición de alcohol, hoy como antes, puede estar justificada económicamente.

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Comparación de combustibles líquidos. Todos los combustibles líquidos contienen gran proporción de hidrógeno y pocas cenizas, comparados con los combustibles sólidos. En el cuadro que se da a continuación figuran reflejadas algunas propiedades de este tipo de combustibles, cuyas aplicaciones en muy diversas técnicas de todo tipo son tan importantes:

COMBUSTIBLE

FÓRMULA C2H5OH

POTENCIA PESO CALORÍFICA ESPECÍFICO a Superior – Inferior 20ºC (Kg/dm3) (Kcal/Kg) 0,794

7.140

6.440

0,879 0,860.....0,900 0,850.....0,880 0,700.....0,740 0,580 0,840.....0,860 0,950.....1,010 0,792 0,720.....0,750 0,800.....0,820

10.020 10.500 10.700 11.350 11.950 10.750 10.750 5.330 11.150 10.250

9.610 9.800 9.950 10.150 10.950 10.250 10.250 4.660 10.150 9.750

0,950.....0,970 1,040.....1,080

9.350 9.400

8.950 9.150

C–H–O % en peso 52

13

25

Alcohol etílico Benzol Aceite de lignito Aceite Diesel Gasolina aviación Gas líquido Gas-oil Fuel-oil de petróleo Alcohol metílico Gasolina automóvil Keroseno Aceite alquitrán hulla Aceite alquitrán motores Aceite alquitrán hogares

C6H6 Compuesto Compuesto Compuesto C3H8 y C4H10 Compuesto Compuesto CH3OH Compuesto Compuesto Compuesto Compuesto Compuesto

92,2 7,8 87 9 4 87 13 85 15 82,5 17,5 86 14 86 14 37,5 12,5 50 85 15 85,5 14,5 87 89

9 7

Combustibles Gaseosos.- No tienen ninguna aplicación como combustibles de los motores de aviación.

Especificaciones y Control de Calidad.- Con objeto de que un combustible, que va a ser empleado en un determinado tipo de motores, reúna todas las condiciones que se le exige para tal empleo, esto es, que posea la calidad debida, todos los países lo someten previamente a una serie de comprobaciones que permiten asegurar dicha calidad. Las especificaciones describen, de forma precisa y clara, todos los requerimientos técnicos de los combustibles, así como los procedimientos necesarios para comprobarlos, asegurando que cumplen y reúnen todas las condiciones exigidas para su utilización. El control de calidad de los combustibles se efectúa mediante una serie de instrucciones que recogen diversos aspectos, así: el empleo de combustibles en tipos de motores distintos a sus habituales de empleo (degradación de gasolinas aviación a gasolinas automóviles, por ejemplo), tomas de muestras, maneras de realizar las cargas y descargas de tanques de almacenamiento, utilización de combustibles en el caso de no reunir algunas especificaciones, etc.

Ensayos de Combustibles.- Al objeto de determinar y poder garantizar el que los combustibles cumplen las condiciones de las normas, son sometidos en los laboratorios adecuados a una serie de ensayos, ya fijados y definidos en dichas normas y especificaciones. Tales ensayos son de tres tipos: 1. Físicos. Se realizan para determinar las propiedades físicas tales como: densidad y peso específico, destilación, presión de vapor, poder calorífico, puntos de inflamación, de cristalización, de anilina, etc. 2. Químicos. Se realizan para determinar las propiedades químicas tales como: contenidos en azufre, gomas, aromáticos y olefinas, contenido en plomo tetraetilo, etc. 3. Mecánicos. Se refieren fundamentalmente a estudios sobre la detonación (gasolinas de aviación), determinación de la estabilidad térmica, esto es, tendencia a depositar productos de descomposición (combustibles para turborreactores) y cálculos del retraso en la ignición (combustibles para motores Diesel).

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Muchos de los ensayos se efectúan siguiendo procedimientos empíricos, empleando aparatos especiales que permiten obtener valores comparativos. Esto es debido a que muchas de las propiedades de los productos petrolíferos se determinaron antes de que se tuviera una teoría que fijara valores absolutos y al hecho de que la complejidad de tales productos no permite que los ensayos sean realizados de otra forma.

Combustibles Especiales para Turbomotores.- En este tipo de motores se emplean diferentes combustibles, los cuales se indican a continuación destacando en ellos sus características de volatilidad, en comparación con la de la gasolina de aviación, toda vez que esta cualidad, la volatilidad, es el factor más importante en la selección de estos combustibles. En un principio, los constructores de motores a reacción creyeron que podrían utilizar cualquier clase de combustible. Hasta hace poco sin embargo, la puesta a punto de este tipo de motores se efectuaba de una manera general con un combustible llamado keroseno o JP-1 por los anglosajones y TRO en Francia. Se trata de un producto procedente de la destilación del petróleo crudo, semejante al petróleo parafínico lampante, que tiene como temperaturas inicial y final de destilación 170 y 300ºC, respectivamente. Dos razones motivaron su elección: a) al efectuarse la alimentación de los inyectores a presión, no era necesario, como en los motores con carburador, que el combustible fuese muy volátil; b) aumentaba la seguridad de vuelo al disminuir la volatilidad (peligro de incendio). En la actualidad se reconoce que tanto en el caso de los reactores, como en el de otros tipos de motores de combustión, hay que elegir el combustible según sean las condiciones de utilización. Se emplea ahora un carburante llamado JP-4 o TR4, derivado del petróleo crudo como el keroseno, pero cuyos limites de destilación son mucho más amplios, desde 60 a 240ºC. En la aviación embarcada se emplea también algunas veces el JP-5 o TR5, similar al JP-1. Las características de un avión no son tan sólo función de la concepción mecánica de su motor, sino también y en gran parte, de las del combustible para las cuales se ha proyectado. Las condiciones de utilización del combustible dependen del tipo de avión a que se destina. A priori, podemos clasificar todos los aviones en dos categorías, militar y comercial. Por lo que respecta a los reactores militares, la elección del combustible a utilizar dependerá, en el caso particular de cada nación, de sus posibilidades de aprovisionamiento; todo ello a causa de las cantidades tan enormes de combustible absorbidas en tiempos de guerra. Se estima que estas cantidades podrían alcanzar el 25 % de la provisión mundial de petróleo crudo. La cuestión de disponibilidad es de importancia primordial, incluso a costa de una reducción de la seguridad. Consideraciones de este orden son las que han llevado en la actualidad a diversos países a adoptar combustibles con límites de destilación más amplios, como el JP-4, que ha tenido su principal razón de empleo precisamente a que en los crudos hay mucha mayor cantidad que de keroseno. La norma del JP-4 tolera hasta un 5 % en oléfinas y hasta un 25 % de aromáticos, aunque suele contener del 7 al 17 %. Las necesidades de la aviación civil son incomparablemente más reducidas que las de la aviación militar, lo que permite tener en cuenta en primer lugar, la seguridad y el rendimiento. Cabe observar que en los aviones, el motor de explosión ha heredado el combustible del automóvil, que es generalmente la gasolina. Por el contrario, los motores a reacción pueden funcionar con una gran variedad de combustibles, incluso con gasolinas de baja calidad y gas-oil, lo cual permite elegir un combustible que, ofreciendo un máximo de seguridad, garantice al mismo tiempo un buen rendimiento. No es normal, sin embargo, la utilización indistintamente de keroseno o JP-4. Cada turborreactor está proyectado para consumir un determinado tipo de combustible, y seria preciso que los controles de combustible, bombas y elementos mecánicos que rigen el paso del combustible, estuvieran diseñados para poder utilizar líquidos con viscosidades diferentes. No obstante, existen algunos reactores que pueden alimentarse indistintamente con gasolina de aviación y JP-4. El JP-3 empezó a utilizarse posteriormente al JP-1 y tiene la ventaja de su gran disponibilidad. En efecto, posee un punto inicial de destilación bastante bajo, y un punto final que hace que comprenda las fracciones de mayor punto de ebullición del keroseno. Su desventaja está en que es demasiado volátil, Puede obtenerse mezclando dos partes de gasolina con una de keroseno. El JP-4, que es menos volátil, se puede obtener con una parte de gasolina y tres de keroseno, con adición de cierta cantidad de productos destilados.

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El JP-1 es un combustible de resultados satisfactorios en todos los conceptos, tanto en turborreactores como en turbohélices. No obstante, sólo un pequeño porcentaje del petróleo puede convertirse en combustible que reúna esta especificación. El requisito del punto de congelación de -60ºC es el más restrictivo; de ahí que se estableciera el JP-3. El JP-4 es menos exigente respecto a la volatilidad, siendo un combustible muy abundante y satisfactorio en aeronaves subsónicas. Los combustibles JP-5 y JP-6 vienen a satisfacer condiciones de volatilidad más exigentes (vuelos a grandes velocidades) frente a peligrosos calentamientos. Por lo que respecta a la potencia calorífica de los combustibles citados, todos son bastante similares, variando aquélla entre unos límites de 10.200 y 10.400 Kcal. /Kg. Véanse a continuación las principales condiciones que se exigen a los combustibles para los motores a reacción: 1. El peligro de incendio debe quedar reducido al mínimo. A este efecto se emplearán con preferencia los combustibles de volatilidad relativamente baja. 2. El rendimiento comercial resultante del combustible debe ser lo más elevado posible. Esto presupone un precio de coste reducido, un poder calorífico lo mayor posible, poco consumo y escasas pérdidas por evaporación, y la mínima acción perjudicial sobre las cámaras de combustión, la turbina, etc. 3. La combustión debe efectuarse normalmente y con llama que se mantenga bajo todas las posibles condiciones de funcionamiento (aceleración deceleración, vuelos de altura a baja presión atmosférica, etc.). 4. El poder calorífico del combustible debe ser lo más alto posible. 5. La temperatura máxima a la salida de la cámara o cámaras de combustión debe ser tal, que los álabes guías de entrada en turbina, los álabes de estátor y los álabes del rotor no sufran sobrecalentamientos o deformaciones. Cierto es que en la actualidad, el gas-oil, carburante más pesado que el keroseno, sería el de mayor seguridad. Pero su empleo daría lugar a complicaciones a causa de que su punto de congelación es relativamente elevado, lo que haría necesario la calefacción del circuito ya que, de otro modo, con las bajas temperaturas reinantes en las grandes altitudes, se presentarían dificultades de bombeo y obstrucciones en los filtros. Además, este combustible suele contener algo de azufre. En un esfuerzo por satisfacer un suministro adecuado y unas prestaciones satisfactorias, durante el desarrollo de los motores de reacción se han producido varios grados de combustible para reactores. La serie JP se ha usado por los militares y su comportamiento se explica en términos generales en la Especificación MIL-J-5624. Para el uso comercial, la Sociedad Americana de Materiales y Pruebas (American Society for Testing and Materials) (ASTM) tiene la Especificación D-1652, que cubre los combustibles Jet A, A-1, y B.

Combustibles JA y JA-1 Los combustibles comerciales mas comúnmente usados son el Jet A y el Jet A1. Ambos son combustibles tipo keroseno, y ambos son similares excepto que el Jet A tiene un punto de fluidez (freezing point ) a partir de –40º F [-40º C], y el Jet A-1 tiene un punto de fluidez a partir de –58º F [50º C]. otra especificación del keroseno usada por los fabricantes británicos es D. Eng. R-D-2482.

Combustible JB Los combustibles Jet B y JP-4 son básicamente similares. Son combustibles de amplia gama de ebullición que cubren la profunda zona gasolina – keroseno. Algunas veces se le llama combustibles tipo gasolina. Tienen un punto de ebullición inicial considerablemente por debajo del keroseno. También tienen un peso específico más bajo.

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Aditivos de Combustibles Como regla general, los combustibles del motor de turbina son mucho más viscosos que los combustibles para motor alternativo. Esto le permite al combustible actuar como un lubricante en las bombas y unidades de control de combustible. Sin embargo, la alta viscosidad también le permite al combustible para el motor de turbina retener agua y materiales sólidos que no se asientan fácilmente. En el momento en que el agua esté presente en el combustible existe la posibilidad de formación de hielo o desarrollo microbiológico. Debido a esto, muchos fabricantes de aviones y motores recomiendan el uso de aditivos anticongelantes y antimicrobianos. Excepto para temperaturas muy bajas, los aditivos anticongelantes ayudan a evitar que se hiele el agua retenida en el combustible. Por otra parte, los agentes antimicrobianos exterminan los microbios, hongos, y bacterias que tienden a formar lodos o residuos apelmazados dentro de los depósitos de combustible. Estos microorganismos pueden acumularse y obstruir los filtros y líneas del combustible así como crear compuestos corrosivos que atacan a los depósitos de combustible. Con frecuencia, los aditivos de combustible se mezclan previamente por el distribuidor. No obstante, cuando el combustible se suministra sin aditivos, el tipo de aditivos correspondientes se dosifica en el combustible mientras se reposta el avión. Si no está disponible la dosificación, los aditivos se vierten en los depósitos de combustible justo antes del repostado. De esta forma, la turbulencia creada por el proceso de repostado mezcla los aditivos suficientemente con el combustible. El tipo y cantidad de aditivos usados debe estar aprobados por el fabricante del avión para mantener la aeronavegabilidad del sistema de combustible. El combustible y los aditivos aprobados para cada motor de turbina de gas se encuentran en el manual de operaciones del avión o en la Hoja de Datos del Certificado Tipo.

Precauciones de Seguridad Cuando se maneja o almacena combustible para motores de reacción debe tomarse precauciones especiales: •

Las cargas eléctricas estáticas se acumulan muy rápidamente con los altos regímenes de flujo de combustible en combustibles de alta densidad y de amplia gama de ebullición. Los regímenes de flujo deben restringirse a un máximo específico, dependiendo del diámetro de la manguera. La puesta a masa o tierra es esencial.

•

Obsérvense todos los requisitos de “NO FUMAR”.

•

Puesto que los combustibles para reactores tienden a ablandar el asfalto y no se evaporan enseguida, deberían evitarse los derrames. Elimínense las pequeñas cantidades de combustible para reactores con un agente absorbente comercial. Lávense los derrames grandes con copiosas cantidades de agua. Deberían observarse las precauciones para evitar que el combustible se eche por los sanitarios o sistemas de alcantarillado.

•

Siempre debería estar disponible un equipo de extinción de incendio aprobado.

•

Los combustibles para reactores no deberían usarse para propósitos de limpieza. Debería evitarse la inhalación excesiva y el contacto con la piel. Tras el contacto, la piel debería lavarse completamente con agua y jabón, y la ropa debería quitarse y enviarse a la lavandería tan pronto como sea posible. Dado que los combustibles para reactores son menos volátiles que la gasolina, no se evaporan tan pronto, y por lo tanto son más difíciles de eliminar de la ropa.

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SISTEMAS DE LUBRICACIÓN Funcionamiento del Sistema, Descripción y Componentes La lubricación es una función vital lo mismo en los motores alternativos que en los de turbina de gas, y mientras realiza muchas funciones similares en ambos tipos de motores, los sistemas son diferentes. Es especialmente importante destacar que los lubricantes difieren y no son compatibles. Los motores alternativos tienen abundancia de piezas en movimiento, tal como los émbolos, bielas, cigüeñal, mecanismos de actuación de las válvulas, y accesorios arrastrados por engranajes, y su sistema de lubricación absorbe mucho calor de las paredes del cilindro y de la parte inferior de los émbolos. Por esta razón, llevan una gran cantidad de aceite y tienen un alto régimen de consumo de aceite. No es extraño para ciertos motores en estrella grandes que lleven veinte o treinta galones de aceite de base mineral de relativamente alta densidad y usen tanto como cuatro o cinco galones por hora. Por otro lado, los motores de turbina de gas, tienen solo una parte básica movible, mas los engranajes de arrastre de accesorios. El sistema de lubricación debe absorber una gran cantidad de calor, la mayoría del cual proviene de los cojinetes del eje de turbina. Los grandes motores de turbina llevan entre cinco y ocho galones de aceite de base sintética de baja viscosidad. Con idea de absorber el calor, el aceite circula a través del motor a un alto régimen de flujo varias veces por minuto. Puesto que el aceite no tiene contacto con el área de combustión, y se usan sellos alrededor del eje compresor/turbina, se pierde muy poco por el escape. Como resultado, un motor de turbina no consume tanto aceite como un motor alternativo, normalmente menos de una pinta por hora. Existen dos clasificaciones básicas de sistemas de lubricación del motor de turbina: de cárter húmedo y de cárter seco. Hay otro tipo usado en algunos motores más pequeños diseñado para operaciones de corta duración. Este es un sistema sin retorno, en el que los cojinetes se lubrican por una pulverización a presión y luego el aceite es recogido y desechado.

Sistema de Lubricación de Cárter Húmedo El sistema de lubricación de cárter húmedo se usó en algunos de los primeros motores de turbina, pero hoy se encuentra solo en los motores pequeños tal como los usados en las unidades de potencia auxiliar (APU).

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En un sistema de cárter húmedo, el aceite presurizado se usa para lubricar el acoplamiento del rotor de turbina y los cojinetes del eje del rotor, pero los engranajes de arrastre de accesorios se lubrican por barboteo por el aceite que lleva la caja de engranajes la cual sirve como depósito de aceite. El aceite que ha lubricado a los cojinetes se drena por gravedad y se recoge y devuelve a la caja de engranajes, donde se almacena hasta que vuelve a circular a través del sistema. Algunos motores modernos, principalmente el turbofan JT15D de Pratt & Whitney of Canada y el turbohélice PT6, llevan su suministro de aceite en un depósito que es parte integral del motor, pero toda la lubricación se realiza a presión y el aceite se devuelve al depósito por medio de bombas de recuperación. Por lo tanto, estos no son motores de cárter húmedo.

Sistema de Lubricación de Cárter Seco El sistema de lubricación mas usado es el tipo de cárter seco, en el que el aceite, después de servir sus funciones de lubricación y refrigeración, es devuelto por medio de bombas de recuperación a un depósito fuera del propio motor. Existen dos tipos de sistemas de lubricación de cárter seco: el sistema de tanque caliente, y el sistema de tanque frío.

Sistema de Lubricación de Tanque Caliente En un sistema de lubricación de tanque caliente, el radiador de aceite está en el subsistema de presión, y el aceite recuperado no es enfriado antes de ser devuelto al tanque. En el sistema de lubricación de la Figura 10-2, el aceite se lleva en el depósito de aceite (1) y fluye por gravedad a la bomba principal de aceite (2). Desde allí, el aceite presurizado fluye a través del filtro (3) y a través del cambiador de calor aire/aceite, o radiador de aceite (6), a los cojinetes a través de cuatro filtros de cojinetes (9). La presión de la bomba se mantiene en el valor correcto por medio de la válvula de alivio de presión (4). Si la presión excede el valor para el cual la válvula de alivio está tarada, la válvula se separa de su asiento y devuelve el aceite en exceso a la entrada de la bomba. Si el filtro se obstruyese, la válvula de derivación del filtro (5) se separará de su asiento y permitirá que el aceite sin filtrar fluya a través del sistema. Cuando la temperatura del aceite es baja, la válvula termostática (7) se abre y el aceite fluye directamente a los filtros de los cojinetes y a los cojinetes. Cuando la temperatura del aceite es lo suficientemente alta como para requerir refrigeración, la válvula termostática (7) restringe el flujo de aceite y lo fuerza a pasar a través del radiador (6). Si, por cualquier razón, el radiador Marzo 2003

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(6) se obstruyese, la válvula de derivación del radiador (8) se abrirá y permitirá que el aceite fluya hacia los cojinetes. Después de dejar el radiador de aceite, el aceite fluye a través de los filtros de los cojinetes.(9) a los inyectores que pulverizan el aceite en los cojinetes. El aceite se drena desde las cavidades de los cojinetes y se recoge por las bombas de recuperación (10) para ser devuelto al depósito de aceite.

Sistema de Lubricación de Tanque Frío El sistema de tanque frío es el mismo que el de tanque caliente, excepto por la situación del radiador de aceite y las válvulas termostática y de derivación del radiador. En la figura 10-3 vemos que el aceite va directamente desde la bomba de presión (2) a través de los filtros (3) y (9) a los cojinetes. Desde los cojinetes, se drena, se recoge y devuelve al depósito de aceite por medio de las bombas de recuperación (10). Si el aceite está suficientemente frío, vuelve al depósito a través de la válvula termostática (7), pero si está demasiado caliente, esta válvula se cierra, forzando al aceite a fluir a través del radiador donde se libera del exceso de calor.

Subsistemas del Sistema de Lubricación Los sistemas de lubricación del motor de turbina están lógicamente divididos en tres subsistemas básicos: presión, recuperación, y ventilación.

Subsistema de presión El subsistema de presión suministra la cantidad correcta de aceite de lubricación limpio a la presión y temperatura adecuadas a todos los cojinetes y engranajes. Consta del depósito de aceite, la bomba de presión, la válvula de alivio de presión, el filtro principal de aceite, el radiador de aceite (para los sistemas de tanque caliente), los filtros (de última oportunidad) de los cojinetes, y los surtidores o inyectores de aceite.

Subsistema de Recuperación El subsistema de recuperación recoge el aceite después de que ha realizado sus funciones de lubricación y refrigeración y lo devuelve al depósito de aceite donde puede volver a circular a través del sistema. El subsistema de recuperación consta de los sumideros, en los cuales se Marzo 2003

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recoge el aceite procedente de los cojinetes y engranajes, las distintas bombas de recuperación, y el separador aire-aceite, o cámara dwell , en el depósito de aceite. El radiador de aceite con su válvula de derivación y su válvula termostática están en el subsistema de recuperación de los sistemas de tanque frío.

Subsistema de Ventilación El subsistema de ventilación proporciona una ligera presión en el aceite que se encuentra en el depósito para asegurar un flujo positivo del aceite hacia la entrada de la bomba y evitar la cavitación de esta. También ventila las distintas cavidades de los cojinetes y cajas de engranaje hacia el espacio de expansión por encima del aceite en el depósito para mantener una presión de aire uniforme en los inyectores de aceite. Esto asegura a los cojinetes un adecuado flujo de aceite.

Lubricación del Cojinete El cojinete se lubrica por la pulverización de aceite desde un inyector o boquilla. La boquilla lleva un orificio calibrado que asegura que la correcta cantidad de aceite se suministre al cojinete en todas las velocidades operacionales del motor.

Tras lubricar al cojinete, el aceite se drena fuera del compartimento interior y se devuelve al depósito de aceite por medio de una bomba de recuperación. Esta bomba tiene una capacidad considerablemente mayor que la cantidad de aceite usado para lubricar al cojinete, y junto con el aceite se extrae aire de la cámara del cojinete. La baja presión en la cámara interior y la más alta presión en la cámara exterior origina un pequeño flujo de aire a través del sello de laberinto. Este flujo hacia dentro del aire evita cualquier flujo de aceite hacia fuera a través del sello de aceite.

Componentes del Sistema de Lubricación Los componentes que se describen aquí son genéricos en naturaleza y típicos de los utilizados en los motores de turbina de gas. No obstante, algunos componentes son únicos de un motor específico y están identificados con el nombre del motor.

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Depósitos de aceite Los depósitos de aceite usados con un motor de turbina normalmente están montados sobre el motor o próximos a él. La Federal Aviation Regulation requiere que estos depósitos tengan un tapón de llenado hermético y un espacio de expansión del 10% de su capacidad. El depósito debe diseñarse de manera tal que sea imposible llenar de forma inadvertida el espacio de expansión. En la figura 10-5 se muestra un depósito de aceite representativo que contiene la mayoría de las características típicamente encontradas.

El aceite devuelto a este depósito por medio de las bombas de recuperación contiene una gran cantidad de aire, y entra en el depósito a través del desaireador situado en la entrada del retorno de aceite donde es arremolinado para que libere tanto aire como sea posible. Este aire se usa para presurizar al depósito y asegurar un suministro positivo de aceite a la entrada de la bomba principal evitando la cavitación de la bomba. Una válvula de presurización mantiene la presión en el depósito a aproximadamente 4 psi.

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En funcionamiento normal, el nivel del aceite está por encima del deflector horizontal, y el conjunto móvil del tubo de toma de aceite está sumergido en el aceite que no contiene burbujas de aire. Las dos trampillas del deflector horizontal están normalmente abiertas, pero si cualquier maniobra brusca intentase forzar al aceite fuera de la cámara inferior, las trampillas cerrarían automáticamente para evitar que el aceite se aparte del tubo de toma. Los dos tubos de ventilación y los conjuntos de ventilación con sus válvulas antirretorno aseguran que, en cualquier maniobra, el espacio por encima del aceite estará siempre ventilado, y que el aceite no se puede salir por las líneas de ventilación. El popular motor turbohélice Pratt & Whitney of Canada PT6 mostrado en la figura 10-6 utiliza como depósito de aceite una parte del motor entre la caja de arrastre de accesorios y la sección de entrada al compresor. Mientras que el depósito de aceite está físicamente dentro del motor, el sistema de lubricación es del tipo cárter seco. La bomba de aceite y el filtro están ambos componentes montados dentro del depósito de aceite, estando el filtro accesible para servicios desde el exterior.

Bombas de Aceite Las bombas de aceite usadas en el sistema de lubricación del motor de turbina son todas bombas de desplazamiento positivo porque mueven una cantidad específica de aceite cada vez que giran. Existen dos funciones básicas de estas bombas en un motor de turbina de gas: las bombas de presión producen presión de aceite para lubricar a los cojinetes y engranajes, y las bombas de recuperación recogen el aceite después de que este ha realizado sus funciones y lo devuelve al depósito.

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Las bombas de presión mas generalmente usadas son los tipos piñones o engranajes (Fig. 107) y gerotor (Fig. 10-8). Las bombas de recuperación con sus requisitos de alto volumen y baja presión pueden ser de los tipos piñones, gerotor, o tipo paletas (Fig. 10-9)

Es una práctica común usar varias secciones de bomba en un solo alojamiento y arrastrarlas todas ellas con el mismo eje de arrastre. En la figura 10-10 se muestra una típica bomba de piñones que tiene una etapa de bomba de presión y una etapa de bomba de recuperación. Obsérvese que los piñones para la bomba de recuperación son mucho mayores que los de la bomba de presión. Esto es porque el aceite caliente que retorna al depósito se ha expandido y contiene una gran cantidad de aire. Otra característica interesante de esta bomba es la sección de cizallamiento del eje de arrastre. Si los piñones se agarrotasen, el eje se cizallaría en el punto debilitado para este propósito antes de forzar a la bomba a continuar girando, lo que originaría serios daños a la bomba o al motor.

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Válvulas de Alivio de Presión de Aceite Todas las bombas de aceite usadas en los motores de turbina son del tipo de desplazamiento positivo, y como resultado, requieren una válvula de alivio de presión para mantener constante la presión de salida a medida que la velocidad del motor cambia.

Una típica válvula de alivio se encuentra en el lado de descarga de la bomba y está cargada con muelle para levantar su asiento cuando la presión del aceite esté por encima del ajuste de la válvula. El aceite que pasa a través de la válvula vuelve a la entrada de la bomba.

Filtros de Aceite Es extremadamente importante que el aceite que circula a través de un motor de turbina de gas se mantenga tan limpio como sea posible. Para hacer esto, el aceite se filtra después de salir de la bomba de presión y una vez mas antes de ser pulverizado por las boquillas inyectoras. La eficacia de un filtro de aceite se mide en micrones, siendo un micrón una millonésima de metro, o aproximadamente 39 millonésima de pulgada (0´000 039). Para ver la eficacia de un filtro, el ojo humano normal sin ningún tipo de ayuda puede detectar objetos que tengan un diámetro de aproximadamente 40 micrones; un cabello humano típico tiene un diámetro de aproximadamente 100 micrones. Los tres tipos de filtros más usados en los sistemas de lubricación de los motores de turbina de gas son: los filtros de malla de alambre (Fig. 10-12), los filtros de discos Fig. 10-13), y los filtros de fibra plegada (Fig.10-14). Un filtro de malla de alambre tal como el que se muestra es capaz de retener contaminantes mayores de 40 micrones. El filtro de discos está hecho de una serie de discos de malla se alambre apilados sobre un tubo perforado dentro del vaso del filtro. El aceite entra desde la parte exterior de los discos y fluye a través del apantallamiento que atrapa los contaminantes, y el aceite filtrado sale a través del tubo en el centro de los discos. Marzo 2003

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El filtro de fibra plegada impregnada de resina, como el mostrado en la figura 10-14, normalmente puede eliminar contaminantes en la gama de los 15 micrones. Algunos filtros de aceite de motor están equipados para derivar el elemento filtrante si acaso se obstruyese. Por ejemplo, si el elemento en el esquema del filtro de la figura 10-15 se obstruyese, la válvula de derivación tipo bola se desplazaría de su asiento, y el aceite sin filtrar fluiría a través del motor. Si el aceite frío está demasiado viscoso para fluir a través del filtro, mueve a la bola de su asiento y fluye a través de la válvula de derivación hasta que se calienta y disminuye su viscosidad lo suficiente como para que fluya a través del filtro. Entonces cierra la válvula de derivación, y la acción de filtrado queda restablecida normal.

Otros filtros están diseñados con bastante capacidad para suministrar el suficiente aceite filtrado para que el motor funcione satisfactoriamente cuando el filtro está parcialmente obstruido. Estos filtros tienen sobre el alojamiento un botón indicador rojo, que salta para informar al técnico de mantenimiento que el filtro está parcialmente obstruido para que se tome la adecuada acción de mantenimiento. La mayoría de los filtros de malla metálica pueden limpiarse introduciendo los elementos filtrantes en un disolvente y soplándolos con aire comprimido. Algunos de los filtros de fibra plegada se limpian taponando las aberturas en ambos extremos del filtro con tapones de goma y colocando el elemento en una máquina especial para la limpieza con la cantidad específica del disolvente adecuado. Existen máquinas de limpieza por ultrasonido que aplican exactamente la cantidad correcta de vibración para soltar los contaminantes. Después de que el elemento ha estado en la máquina durante el período de tiempo especificado, se saca y se le deja secar sin soplarle con aire comprimido.

Filtros de Última Oportunidad Para asegurar que los cojinetes reciben solamente aceite limpio, muchos motores tienen filtros tipo tamiz instalados justo delante de los inyectores de aceite. A estos con frecuencia se les llama filtros de última oportunidad y solamente pueden limpiarse cuando el motor se desmonta para ser revisado.

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Radiadores de Aceite El sistema de lubricación de un motor de turbina de gas recoge una gran cantidad de calor de los cojinetes del eje de turbina, y este calor puede transferirse bien al aire que rodea al avión o al combustible. La mayoría de los primeros radiadores eran del tipo aire / aceite, similar en funcionamiento a los usados en los motores alternativos, pero casi todos los radiadores modernos son del tipo aceite / combustible. Este tipo de radiador sirve un doble propósito: quita el calor del aceite y lo usa para calentar el combustible, evitando la formación de cristales de hielo.

En la figura 10-16 se muestra un cambiador de calor típico aceite / combustible. El combustible fluye dentro del radiador por el lado izquierdo y a través de una serie de pasajes sale por el lado derecho. El aceite entra en el alojamiento de la válvula de control de temperatura y fluye a través del radiador, pasando alrededor de los pasos de combustible cuatro veces. Sale del radiador y fluye a través de una válvula termostática bimetálica. Si el aceite está mas frío de lo que la válvula tiene ajustado, la válvula se mueve hacia la izquierda y permite que parte del aceite se derive del radiador y fluya directamente hacia la salida. Durante el funcionamiento, la válvula asume una posición que mantiene la temperatura del aceite correcta. El calor del aceite transferido al combustible lo calienta lo suficiente para evitar la formación de cristales de hielo en el elemento filtrante de combustible. El radiador tiene una válvula de derivación cargada con muelle que permanece en su asiento para la operación normal, pero si el aceite en el radiador se congelase y bloquease el flujo, la Marzo 2003

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válvula se desplazaría de su asiento y permitiría que el aceite se derivase del radiador hasta que se calentase y reanudase su flujo normal.

Separador de Aire-Aceite Puesto que el aceite recogido por las bombas de recuperación de los compartimentos de los cojinetes contiene una gran cantidad de aire, este es devuelto al depósito a través de un desaireador que gira al aceite para separarle el aire. Véase la figura 10-5 . El aceite de retorno fluye dentro de la bandeja del desaireador, el cual forma una cámara en la que cualquier aire que quede será separado antes de que el aceite sea recogido por la bomba de presión. Algunos motores tienen un separador aire-aceite arrastrado por la caja de accesorios que quita el aceite del aire de ventilación sacado de los compartimentos de los cojinetes. Este aire cargado de aceite es mecánicamente lanzado al exterior contra las paredes de la cámara del separador donde se recoge el aceite y se drena de vuelta al cárter. El aire libre de aceite va a la válvula de presurización y ventilación. Otros motores usan un separador intercalado en el flujo que contiene una serie de cintas de teflón. Estas cintas tienen una fuerte afinidad por el aceite, y como los vapores de aire y aceite son forzados a través del separador, el aceite se recoge sobre las cintas y se devuelve al cárter de aceite del motor. El aire libre de aceite fluye al exterior por la línea de ventilación.

Componentes Presurización

del

Sistema

de

Respiración

y

El subsistema de ventilación en algunos motores usa una válvula de presurización para mantener el aire en los compartimentos de los cojinetes y cajas de engranajes a la misma presión que el aire por encima del aceite en el depósito de aceite. Un sistema de este tipo puede verse en la figura 10-17. Después de lubricar el cojinete (1), el aceite drena hacia abajo y se recoge en el colector (2) para ser devuelto al depósito por medio de la bomba de recuperación (3). Esta bomba tiene una gran capacidad y arrastra no solamente todo el aceite de la cavidad del cojinete, sino que el aire también. Este aire vuelve al depósito con el aceite y es separado por el desaireador (4) y utilizado para presurizar el depósito. Esta presión de aire asegura un flujo positivo de aceite a la entrada de la bomba principal de presión (8) y evita que la bomba cavite. La cavidad del cojinete está ventilada al espacio del aire por encima del aceite en el depósito a través de la línea de ventilación y la válvula antiretorno (5). El depósito también está ventilado al aire ambiente a través de una válvula de presurización (6) cargada con muelle, la cual mantiene la presión del aire en el depósito a aproximadamente tres o cuatro psi. Si esta presión sube demasiado, esta válvula se separa de su asiento y ventila el aire en exceso. Si la bomba de recuperación disminuye demasiado la presión en la cavidad del cojinete, se hace pasar aire dentro del sistema a través de la válvula de vacío (7).

Detector de Partículas Los detectores magnéticos de partículas están instalados en los sistemas de recuperación de muchos motores de turbina para atraer y retener los copos o partículas de metal férrico que pueden haber sido recogidas por el aceite y haber estado circulando por el sistema. Marzo 2003

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Los detectores de partículas más simples son fácilmente desmontables para ser inspeccionados por contaminación. Muchos detectores están conectados a un circuito eléctrico que ilumina una luz de aviso sobre el panel de instrumentos cuando las partículas metálicas puentean el espacio en el detector.

Instrumentación del Sistema de Lubricación Debido a la importancia del sistema de lubricación en un motor de turbina de gas, es imperativo que ciertas condiciones sean controladas y la información presentada a la tripulación técnica. Lo que sigue es un tratado de estas condiciones; la forma en que esta información es presentada se tratará mas adelante en el capítulo titulado Sistemas de Indicación.

Presión de Aceite Es importante reconocer que en un sistema de lubricación de motor turbina, es la presión del aceite en los inyectores o boquillas de aceite, la que determina la cantidad de aceite pulverizado en los cojinetes. En las cavidades de cojinetes que están presurizadas para evitar la pérdida de aceite a través de los sellos, la presión del aire en la cavidad tiene influencia sobre la cantidad de aceite que sale por el inyector. En los motores donde existe esta condición, la indicación de presión de aceite es realmente una presión diferencial, la diferencia entre la presión producida por la bomba de aceite y la presión del aire en el sistema de ventilación.

Luz de Aviso de Baja Presión Además del indicador de presión de aceite en el panel de instrumentos, o sobre la pantalla de EICAS, muchos aviones propulsados por turbinas tienen también una luz de aviso de presión de aceite que se ilumina si la presión cae hasta un valor predeterminado.

Temperatura del Aceite El alto régimen de circulación le permite a la temperatura del aceite estabilizarse. Por esta razón en algunos motores la temperatura se mide en el subsistema de presión según sale el aceite del filtro principal, y en otros motores, en el subsistema de recuperación justo antes de que vuelva al depósito

Luz de Aviso de Derivación del Filtro Como se mencionó en la sección de filtros, algunos filtros tienen un botón que salta para avisar al técnico que el elemento filtrante está obstruido. Algunos aviones tienen un interruptor eléctrico actuado por presión que siente la presión a ambos lado del f iltro. Si el filtro comienza a obstruirse, y la caída de presión a través del filtro alcanza un predeterminado nivel, se iluminará una luz de aviso en el panel anunciador.

Cantidad de Aceite La cantidad de aceite del depósito de los grandes motores de turbina se mide eléctricamente y se presenta sobre el panel de instrumentos del mecánico de vuelo, o en los aviones que no tienen puesto para el mecánico de vuelo, sobre la pantalla de EICAS. Muchos motores grandes están provistos para llenado remoto del depósito de aceite usando un carro de servicio con una bomba de mano. Estos depósitos se llenan hasta que existe indicación del aceite saliendo por la línea de sobrellenado. La cantidad de aceite en los depósitos de los motores pequeños se determina por una varilla, similar a la mostrada en la figura a la derecha, o por un visor en el lateral del depósito. La varilla está montada en el tapón de la boca de llenado del depósito. Para determinar la cantidad de aceite, quítese el tapón, límpiese todo el aceite de la varilla, y vuélvase a instalar el tapón. Luego quítese de nuevo y compruébese para ver la cantidad de la varilla que está humedecida Marzo 2003

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con el aceite. Las marcaciones sobre una varilla como la mostrada son opuestas a las de la varilla de un motor de automóvil. Estas marcas indican el número de cuartos de galón americano de aceite necesarios para llenar el depósito hasta su máximo nivel, no la cantidad de aceite que hay en el depósito. Obsérvese que el nivel máximo de aceite cuando está frío es en la marca de un cuarto, pero cuando está caliente, se ha expandido hasta llegar a ras con el pequeño círculo entre las indicaciones para MAX COLD Y MAX HOT. Los números al lado de la ilustración de la varilla muestran la relación entre cuartos de galón americano, cuartos de galón imperial, y litros.

Servicio del Sistema de Lubricación El servicio del sistema de lubricación de un motor de turbina de gas es una tarea importante del mantenimiento. Los distintos motores tienen distintos requisitos, y es importante, antes de intentar cualquier servicio, estar totalmente familiarizado con las instrucciones para ese motor y su instalación en el avión en particular. Utilice solo el aceite especificado en el manual de operaciones o servicios, y llene el depósito hasta el nivel adecuado para la temperatura del aceite existente. Es siempre una buena práctica hacer el servicio al sistema de lubricación tan pronto como sea posible después de que el motor se ha parado. El motivo es que si el motor ha estado parado durante un tiempo, parte del aceite del depósito puede pasarse al motor. Luego cuando el depósito se llena a su nivel correcto, habrá demasiado aceite en el sistema. Si, cuando se compruebe el aceite antes de la puesta en marcha del motor, el aceite está por debajo de la marcación normal “add oil”, hágase un giro seco de motor con la puesta en marcha para permitir que el sistema de recuperación devuelva el aceite al depósito. Después compruébese el nivel de aceite y hágase el servicio según sea necesario. El número de horas que un motor de turbina puede funcionar entre cambios de aceite es mucho mayor que para un motor alternativo. De hecho, los operadores de ciertos motores grandes no tienen un intervalo de cambio específico, sino que más bien depende del cambio de filtro y la recarga normal de aceite en lugar de un cambio de aceite programado.

Análisis del Aceite Una herramienta muy útil en el mantenimiento de los motores de aviación, tanto alternativos como de turbina de gas, es el programa de análisis espectrométrico del aceite (SOAP). El programa de análisis para un motor de turbina consta de dos áreas: el análisis espectrométrico del aceite y la evaluación de los contenidos del elemento filtrante. Los laboratorios usados para el programa de análisis del aceite deberían estar autorizados por el fabricante del motor. Este garantiza el reconocimiento de la tendencia de desarrollo anormal en el aceite de un metal en particular. El kit suministrado por el laboratorio incluye recipientes para las muestras tomadas del depósito de aceite y del filtro, instrucciones para la toma de muestras, y formatos para el registro de los resultados de las pruebas. Normalmente, las muestras del aceite deberían tomarse poco después de que el motor haya estado rodando. Se introduce un tubo en el depósito de aceite para tomar una muestra de aceite del centro del depósito, y este aceite se coloca en el frasco de muestra suministrado con el kit. El filtro se enjuaga en dirección opuesta al flujo operativo para quitar todas las partículas

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metálicas atrapadas, y cualquiera que se encuentre se examinará para determinar su procedencia. La muestra enviada al laboratorio debe estar identificada con el tipo y número de serie del avión y motor, el número de horas del filtro desde el último cambio de aceite, el número de horas desde que se tomó la última muestra. Y la cantidad de aceite añadida desde la última muestra. Esta información le permite al laboratorio hacer un análisis significativo. Un motor normal debería mostrar un lento pero constante desarrollo de metal en el aceite a medida que las horas de funcionamiento del motor se acumulan. En cada cambio de aceite, los contenidos metálicos descienden y la tendencia de desarrollo comienza a un régimen ligeramente mas alto. Cualquier incremento brusco de metales en el aceite indica desgaste anormal de un componente. El representante del servicio del fabricante del motor puede sugerir una acción adecuada a tomar.

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SISTEMAS DE COMBUSTIBLE DEL MOTOR DE TURBINA Funcionamiento del motor La función del sistema de combustible de un motor de turbina es suministrar la correcta cantidad de combustible limpio, libre de vapor y a la presión correcta, al control de combustible bajo todas las condiciones de funcionamiento. A continuación se muestra la parte del motor perteneciente al sistema de combustible.

El combustible desde el depósito de combustible (1) se entrega por medio de la bomba sumergida (2). Fluye a través de la válvula de corte del motor (3) dentro de la bomba principal de combustible de múltiples etapas (4). Primero fluye a través de una etapa primaria de bomba centrífuga (5), y luego a través de un cambiador de calor aire-combustible (6). Una válvula de derivación (7) derivará el combustible directamente desde la bomba sumergida en el depósito de combustible a la etapa secundaria de la bomba de alta presión tipo engranajes (8) si el flujo de combustible se bloquease en la etapa centrífuga.

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La temperatura del combustible se mantiene lo suficientemente alta por medio de aire caliente sangrado del compresor que fluye a través del cambiador de calor aire-combustible para evitar la formación de cristales de hielo. Una válvula de derivación (9) cargada con muelle incorporada en el cambiador abrirá y permitirá que el combustible fluya alrededor del núcleo, si el núcleo, por cualquier razón se obstruyese. La temperatura del combustible se muestra en el panel de instrumentos del mecánico de vuelo, y la válvula (10) que controla el flujo de aire sangrado se activa eléctricamente desde el panel del mecánico de vuelo. El combustible fluye desde el cambiador de calor a través del filtro (11). Si el filtro se obstruyese parcialmente con cristales de hielo, un interruptor de presión diferencial ∆p (12) a través del filtro cerrará los contactos y encenderá una luz de aviso de hielo en el combustible sobre el panel del mecánico de vuelo. Entonces el mecánico de vuelo puede abrir la válvula de sangrado de aire, que permite que aire caliente fluya a través del cambiador de calor y caliente el combustible hasta derretir el hielo y evitar posterior formación de hielo. Si el filtro se obstruyese completamente, el combustible fluiría alrededor de él a través de una válvula de derivación del filtro (13) incorporada. Desde el filtro, el combustible fluye a través de la etapa de alta presión (8) de la bomba (4), y luego dentro de la unidad de control de combustible (14). La unidad de control de combustible está montada en el motor y contiene sensores de presión y temperatura y el governor de N 2 tipo masas centrífugas. Las palancas de corte y control de combustible en la cabina actúan las válvulas en el control de combustible. Desde el control de combustible, el combustible pasa a través del transmisor de flujo de combustible (15) y el cambiador de calor aceite-combustible (16). Desde allí va a través de la válvula de presurización y descarga (17). El combustible para el arranque y la operación a baja velocidad fluye dentro del colector primario (18), y la mayor parte del combustible fluye a través del colector secundario (19). Desde los dos colectores, el combustible fluye a los inyectores (20), y desde allí es pulverizado en las cámaras y quemado. Cuando el motor se para, el combustible que queda en los colectores drena a través de la porción de descarga de la válvula de presurización y descarga y sale al exterior a través de la línea de drenaje (21).

Sistemas de Medición y Control de Combustible Incluyendo el Control Electrónico del Motor (FADEC) Unidad de Control de Combustible del Motor de Turbina La temperatura de entrada en turbina, o la TIT, es la temperatura mas crítica de un motor de turbina de gas y normalmente es el factor que limita la cantidad de empuje que un motor puede producir. La unidad de control de combustible de un motor de turbina está diseñada para sentir un número de parámetros y combinarlos para calibrar el combustible que ha de enviarse hacia la cámara de combustión durante cualquier conjunto de condiciones, de manera que el motor producirá el empuje o potencia deseados mientras asegura que la TIT no excede sus límites permisibles. La unidad de control de combustible calibra el combustible para la cámara solo cuando el flujo de aire a través del motor es adecuado y otras condiciones son correctas. Los parámetros básicos sentidos por una unidad de control de combustible típica son: •

Angulo de la palanca de potencia (PLA)  Esta es la señal de entrada efectuada por el piloto que especifica la cantidad de potencia o empuje deseado.

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•

Temperatura total de entrada al compresor (Tt2)  Esto se refiere a la densidad del aire que entra en el motor.

•

RPM del compresor (N o N2)  Esto es importante para controlar el combustible para el funcionamiento continuo y para limitar el régimen de aceleración y desaceleración.

•

Presión en la cámara de combustión (Pb)  Esto se refiere al peso del aire que fluye a través del motor.

Para muchos motores turborreactores y turbofanes las unidades de control de combustible varían el empuje controlando las RPM del rotor. En algunos turborreactores, está permitido que el empuje y la TIT varíen inversamente a la temperatura de entrada al compresor. A medida que la temperatura del aire de entrada se eleva y el aire se hace menos denso, la carga del compresor disminuye y las RPM aumentan. La unidad de control de combustible envía menos combustible a las cámaras, y el empuje y la TIT disminuyen. En los días fríos cuando el aire de entrada es denso, la carga del compresor es alta y se calibra combustible adicional para alcanzar la velocidad de compresor deseada. Esto como consecuencia aumenta el empuje y la TIT. Las unidades de control de combustible usadas en los modernos motores de flujo axial sienten la presión de entrada al compresor y la presión en la cámara de combustión y protegen al motor de las excesivas presiones internas, particularmente durante el despegue en un día frío a baja altitud. Al mismo tiempo permiten al motor producir tanto empuje como sea posible en los días cálidos para mantener la TIT a un valor constante y permitiendo que las RPM varíen. En tanto que la palanca de gases permanezca en una cierta posición, la unidad de control de combustible variará el flujo de combustible a medida que cambian las condiciones a la entrada del compresor, y se mantendrá el tanto por ciento aproximado del empuje total del motor demandado por el piloto. La TIT para cualquier incremento de empuje dado permanecerá aproximadamente constante. El máximo rendimiento térmico y el empuje se obtienen cuando la TIT se mantiene próxima a su límite permisible. Esto se hace calculando la TIT que se producirá bajo distintas condiciones. La unidad de control de combustible está programada para variar el flujo de combustible de acuerdo a un programa predeterminado que asegura que el motor operará siempre dentro de los límites seguros de temperatura. Esta programación compleja se hace en la mayoría de las unidades de control de combustible hidromecánicas por medio de una leva tridimensional dentro de la unidad computadora del control de combustible. La temperatura de combustión varía directamente con el flujo de combustible. Cuando el flujo de combustible aumenta, la temperatura del aire que sale de las cámaras aumenta, y esto aumenta la presión que actúa sobre la turbina y el compresor. Esto le da a la turbina energía adicional calorífica y de presión, pero al mismo tiempo, la contra presión actúa sobre el compresor. A pesar de esta contrapresión el compresor se acelera, y la velocidad del compresor aumentada fuerza al aire adicional a través del motor, y como resultado, el empuje aumenta. La reducción del flujo de combustible baja la temperatura de combustión y disminuye el empuje. La unidad de control de combustible cambia automáticamente el flujo de combustible a medida que cambian las condiciones de entrada al compresor. el flujo de combustible disminuye cuando la presión de entrada al compresor disminuye según se gana altura, y aumenta durante el descenso. Para acelerar el motor, debe suministrarse mas energía a la turbina además de la necesaria para mantener unas RPM constantes. Sin embargo, si el flujo de combustible se aumenta demasiado rápidamente, puede resultar en una mezcla demasiado rica, que causará una TIT excesiva o producirá una inestabilidad del compresor. Incluso puede haber un apagado de motor debido a una condición conocida como apagado por mezcla rica. Marzo 2003

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También es posible reducir el flujo de combustible a un régimen más rápido de lo que el compresor pueda reducir el flujo de aire hacia las cámaras. Si el flujo de combustible se reduce demasiado rápidamente durante la desaceleración, el motor puede experimentar una parada por mezcla pobre. La unidad de control de combustible debe suministrar la cantidad correcta de combustible para mantener una relación aire combustible que evitará que el motor se apague durante la aceleración o desaceleración. El Surge es una condición de flujo de aire inestable a través del compresor en el que los álabes del compresor tienen un ángulo de ataque excesivo. La susceptibilidad para el surge aumenta con la baja densidad a gran altitud. A ciertas velocidades de compresor y temperaturas de entrada del aire, debe tenerse cuidado para no ajustar el flujo de combustible hacia el motor demasiado rápidamente, ya que puede producir una alta presión en las cámaras de combustión antes que las RPM y el flujo de aire puedan aumentar proporcionalmente. Si la presión en la cámara aumenta demasiado rápidamente, el flujo de aire a través del compresor disminuirá su velocidad, el ángulo de ataque de los álabes del compresor aumentará y los álabes entrarán en pérdida ( stall ), haciendo que el motor se desestabilice ( surge). Para evitar esto, la unidad de control de combustible debe limitar la aceleración del flujo de combustible. Existen muchas variaciones de unidades de control de combustible usados en los motores de turbina de gas, pero pueden dividirse en dos grupos básicos: hidromecánicos y electrónicos. La mayoría de los controles de combustible son del tipo hidromecánico, con algunos parámetros de sensación del motor mas que otros. Los grandes aviones de líneas aéreas y muchos aviones militares de gran actuación usan controles de combustible electrónicos por su capacidad para sentir más parámetros y realizar una mayor función de control de la que es posible con un control de combustible hidromecánico. Las unidades de control de combustible del motor de turbina de gas son dispositivos extremadamente complicados. Los tipos hidromecánicos contienen muchos elementos tal como reguladores de velocidad, servosistemas, levas tridimensionales, válvulas piloto y de manguito (correderas), dispositivos de retroacción o seguidores, y sistemas de calibración. Las unidades de control de combustible electrónicas son un laberinto de placas de circuitos impresos, termopares, amplificadores, relés, sistemas servoeléctricos, interruptores, y solenoides. Aquí no intentaremos seguir el funcionamiento de ninguna unidad de control de combustible en particular, pero consideraremos las funciones básicas de una típica unidad de control de combustible hidromecánica y dos categorías de unidades de control de combustible electrónicas.

Unidad de Control de Combustible Hidromecánica El principio básico de la calibración del combustible en el motor de turbina es variar el flujo de combustible a descargar en los inyectores a base de mantener una caída de presión constante a través de un orificio calibrado cuya área se varía por la posición del mando de gases del piloto y por las condiciones de funcionamiento del motor. Una unidad de control de combustible hidromecánica básica consta de estos elementos: • Una bomba para aumentar la presión del combustible. • Una válvula de corte para detener el flujo de combustible hacia el motor. • Una válvula de alivio para proteger la unidad de control de combustible cuando la válvula de corte está cerrada. • Una válvula medidora para regular el flujo de combustible hacia el motor. • Un ajuste de mínimo flujo para evitar que la válvula medidora detenga totalmente el flujo de combustible.

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En la figura 11-2, Control de combustible básico, el combustible a la unidad de control de combustible se suministra desde el depósito (1), por medio de la bomba sumergida de ayuda (2), a través de la válvula de combustible (3). Su presión es aumentada por medio de la bomba (4), y su volumen controlado por el movimiento hacia arriba o hacia debajo de la válvula de aceleración (5). Una válvula de corte (6) detiene todo flujo hacia los inyectores(7) cuando el motor se para.

Esta unidad de control de combustible básica puede mejorarse añadiéndole una válvula de alivio de presión (8) en paralelo con la bomba para limitar la cantidad de presión que la bomba pueda producir cuando la válvula de aceleración esté cerrada. Un ajuste de mínimo flujo (9) asegura que los inyectores recibirán siempre por lo menos la cantidad mínima de combustible para mantener al motor funcionando bajo condiciones de ralentí. Las dos formas de controlar la cantidad de combustible entregado a los inyectores son: variando la caída de presión a través de un orificio de calibración de flujo de área fija y manteniendo una caída de presión constante a través de un orificio de área variable. En la figura 11-4, el área del orificio de calibración de flujo está determinado por la posición de la válvula de aceleración, la cual está controlada por los parámetros sentidos por la unidad de control de combustible. Una válvula de alivio de

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presión diferencial (10) está instalada a través de la válvula de aceleración para mantener una caída de presión constante a medida que varía el área del orificio.

Cuando la válvula de aceleración está casi cerrada, el flujo a través de la válvula es bajo. La presión es baja en el lado de salida y alta en el lado de entrada. La alta presión en el lado de entrada desplaza a la válvula de alivio de presión diferencial (10) hacia la derecha, comprimiendo su muelle y permitiendo que parte del combustible fluya de vuelta a la entrada de la bomba. Cuando la válvula de aceleración se abre para aumentar el flujo de combustible hacia los inyectores, la presión en el lado de entrada a la válvula de aceleración cae, y el muelle detrás de la válvula de alivio de presión diferencial la mueve hacia la izquierda para restringir el combustible que vuelve a la entrada de la bomba. Entonces la presión en el lado de entrada sube para mantener una caída de presión constante a través de la válvula de aceleración. La unidad de control de combustible básica siente la posición de la palanca de gases, las RPM del motor, y la presión en el quemador para controlar la cantidad de combustible calibrada hacia los inyectores. En la figura, se ha añadido al sistema básico un regulador ( governor ) de masas centrífugas (11) para controlar la posición de la válvula de aceleración. Las masas centrífugas (12) están arrastradas por el motor a una velocidad proporcional a las RPM del motor, y la compresión del muelle de velocidad (13) está controlada por la posición de la palanca de gases. Una válvula sensora de la presión del quemador Pb (14) actuada por fuelles entre el lado de descarga de la válvula de aceleración y el lado de entrada de la bomba de combustible siente la diferencia entre la presión del quemador y la presión ambiente de manera que la presión de combustible en los inyectores puede variar a medida que cambia la presión del quemador o de descarga del compresor. El piloto mueve la palanca de gases hacia delante para aumentar el empuje del motor. Este movimiento aumenta la compresión del muelle de velocidad (13). Las masas centrífugas (12) se mueven hacia dentro, y la válvula de aceleración (5) se mueve hacia abajo, enviando mas Marzo 2003

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combustible al motor. El motor se acelera, y la fuerza centrífuga hace que las masas (12) se lancen hacia fuera hasta que vuelven a su condición de posición vertical, o de velocidad. La válvula de aceleración (5) ha aumentado el tamaño del orificio de calibración, y la válvula de alivio diferencial (10) mantiene constante la caída de presión a través de la válvula de aceleración (5) en su nueva posición.

Cuando el flujo de combustible se aumenta inicialmente, es posible que la mezcla airecombustible se enriquezca lo suficiente como para ocasionar un apagado por mezcla rica antes de que el motor se acelere lo bastante como para mover suficiente aire a través del compresor y proporcionar la mezcla correcta de aire-combustible. Pero esto está previsto por el sensor de presión del quemador (14). El flujo de combustible a través de la válvula de aceleración (5) aumenta antes que la presión de descarga del compresor, o presión del quemador Pb, aumente lo suficiente. Para evitar un apagado por mezcla rica, el fuelle en el sensor de presión del quemador (14) abre la válvula de derivación, y parte del combustible es derivado de vuelta a la entrada de la bomba en vez de ir hacia los inyectores. Tan pronto como el motor acelere a la velocidad deseada, la presión del quemador aumenta lo bastante para cerrar la derivación del combustible, y todo el combustible calibrado va hacia los inyectores. Casi todas las unidades de control de combustible hidromecánicas usan algún tipo de regulador de masas centrífugas (governor ) para mantener las condiciones requeridas por el piloto. Estos reguladores tienen una característica llamada decaimiento ( droop). Cuando el motor funciona bajo una carga constante, la fuerza centrífuga que actúa sobre las masas (12) se equilibra por la fuerza de compresión del muelle de velocidad (13). La válvula de aceleración (5) se sitúa para medir la cantidad correcta de combustible. Si la carga aumenta, el motor se desacelera y las masas centrífugas (12) tiran hacia dentro. Esto le permite a la válvula de aceleración (5) bajar y dejar pasar mas combustible hacia los inyectores. La velocidad del motor aumenta de nuevo, pero ahora la válvula de aceleración (5) está mas abierta de lo que originalmente estaba (la válvula está bastante mas abajo), y en esta condición de velocidad, las masas centrífugas (12) están ligeramente mas hacia dentro de lo que estaban cuando no había carga sobre el motor. El muelle de velocidad (13) ejerce un poco Marzo 2003

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menos de fuerza, y la velocidad del motor es ligeramente mas baja que cuando el motor estaba funcionando sin carga. A medida que la carga aumenta, la velocidad estabilizada disminuye progresivamente; y a esta condición se le llama decaimiento ( droop).

Unidad de Control de Combustible de Emergencia Algunas unidades de control de combustible están provistas para actuar al motor en el modo de emergencia si acaso fallasen las características de control automático. El piloto todavía puede controlar la velocidad del motor, pero puesto que no hay programación automática del combustible, debe tenerse mucho cuidado de no cambiar el mando de aceleración demasiado rápidamente, ya que esto podría provocar un apagado de llama en el motor.

Unidad de Control de Combustible del Motor Turbohélice La unidad de control de combustible para un motor turbohélice o turboeje recibe la señal del piloto para un determinado nivel de potencia. Entonces el control toma en consideración ciertas variables y ajusta el flujo de combustible del motor para proporcionar la potencia deseada, sin exceder no obstante, las limitaciones del motor de RPM y TIT. El sistema de control de un motor turbohélice o turboeje tiene un trabajo adicional no compartido con sus colegas turborreactor y turbofan; debe controlar la velocidad de la hélice o de la turbina libre, y normalmente regula el paso de las palas de la hélice.

Sistemas Electrónicos de Control del Motor Los avances tecnológicos de la turbina de gas han exigido un control mas preciso de los parámetros del motor de lo que por si solas podrían hacer las unidades de control de combustible hidromecánicas. Estas exigencias están afrontadas por los controles electrónicos del motor, o EEC, de los cuales existen dos tipos: el supervisorio (supervisory ) y el de autoridad total (full-authority ).

Control Electrónico del Motor Supervisorio El primer tipo de EEC es un control supervisorio que funciona con una unidad de control de combustible hidromecánica probada. Los componentes principales en el sistema de control supervisorio incluyen al propio control electrónico, la unidad de control de combustible hidromecánica en el motor, y la unidad de control de los álabes de estátor variables y del aire de sangrado para estabilidad del motor. El elemento hidromecánico controla la operación básica del motor incluyendo el arranque, la aceleración, la desaceleración, y la parada. La velocidad del rotor de alta presión (N2), los ángulos de los álabes de estátor del compresor, y el sistema de sangrado para estabilidad del motor también están controlados hidromecánicamente. El EEC, actuando en una capacidad supervisoria, modula el flujo de combustible del motor para mantener el empuje designado. El piloto simplemente mueve la palanca de gases hasta una posición de ajuste de empuje deseado, tal como empuje total de despegue, o máximo en ascenso ( maximum climb). El control ajusta la relación de presión del motor (EPR) según se requiera para mantener el régimen de empuje, compensando los cambios en vuelo y condiciones medioambientales. El control también limita la velocidad de funcionamiento del motor y la temperatura, asegurando una operación segura a través de toda la envolvente del vuelo. Si se desarrolla un problema, el control automáticamente se revierte al sistema hidromecánico, sin interrupción en el empuje. Una señal de aviso se muestra en la cabina, pero no se requiere una acción inmediata por parte del piloto. En cualquier momento el piloto puede también revertir al control hidromecánico.

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Control Electrónico Digital de Autoridad Total (FADEC) El control supervisorio fue un paso hacia la autoridad total, el EEC totalmente excesivo. Controla todas las funciones del motor y elimina la necesidad de apoyo del control hidromecánico usado en el sistema supervisorio. El moderno EEC es un dispositivo electrónico digital llamado control electrónico digital de autoridad total, o FADEC. Uno de los propósitos básicos del FADEC es reducir la carga de trabajo de la tripulación. Esto se consigue por el circuito lógico de control del FADEC, que simplifica los ajustes de potencia para todas las condiciones operativas del motor. La posición de la palanca de gases se usa para conseguir ajustes de motor coherentes sin considerar las condiciones del vuelo o medioambientales. El FADEC establece la potencia del motor por medio del control directo tipo lazo cerrado de la relación de presión del motor (EPR), que es el parámetro de referencia del empuje. El EPR requerido se calcula como una función del ángulo de la palanca de gases, la altitud, el número de Mach, y la información de la temperatura total del aire, y los sensores proporcionan las mediciones de las temperaturas del motor, las presiones, y las velocidades. Estos datos se usan para proporcionar control automático del empuje, protección de los límites del motor, control transitorio, y arranque del motor. El FADEC usa un cuestionario programado para obtener el EPR correcto para los distintos ángulos de palanca de gases, y proporciona el EPR correcto para cualquier ángulo elegido durante las condiciones en constante cambio del vuelo y medioambientales. Para conseguir el empuje deseado, el piloto solo tiene que colocar la palanca de gases en una posición que alinee la orden de EPR en el control con el indicador de referencia en el computador de gestión del empuje del avión. El sistema de control automáticamente acelera o desacelera el motor al nivel de EPR deseado sin que el piloto tenga que controlar continuamente el indicador de EPR. Una vez que se ha seleccionado un ajuste de potencia, el FADEC lo mantiene hasta que se cambia la posición de la palanca de gases. Se puede usar un ajuste constante de ángulo de la palanca de gases para el despegue y subida. Además, puesto que el piloto ajusta el empuje del motor de acuerdo al EPR, y el sistema controla el EPR usando un ángulo de palanca de gases dado, en cada motor se obtendrá el mismo valor de empuje para la misma posición del mando de gases. Esto elimina el titubeo en el ajuste de gases. El FADEC tiene muchas ventajas sobre ambos EEC, el hidromecánico y el supervisorio. Algunas de ellas son: • • • • • • •

No requiere ajuste de motor (trimado) Asegura arranques de motor mejorados Proporciona una velocidad de ralentí constante con los cambios de las condiciones atmosféricas y los cambios en los requerimientos del aire de sangrado para servicios. Ahorra combustible proporcionando una gestión mejorada del aire sangrado del motor. Modula totalmente el sistema de control activo de holgura (ACC) en lugar del sistema de modulación escalonada más convencional. Debido a la mayor precisión de su computador digital asegura unas fases de motor más reiteradas Proporciona protección del límite de motor limitando automáticamente las presiones y velocidades críticas del motor.

El FADEC tiene canales electrónicos dobles, cada uno con su propio procesador, alimentación de corriente, programa de memoria, sensores de señales de entrada seleccionados, y actuadores de señales de salida. La corriente para cada canal electrónico de control se proporciona por un alternador dedicado arrastrado por la caja de accesorios. Esta redundancia proporciona una alta fiabilidad operacional. Ni un solo fallo electrónico será la causa de un problema de funcionamiento del motor. Cada canal de control incorpora identificación de fallo, aislamiento, y diseño lógico. Marzo 2003

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Mientras que los controles electrónicos son altamente fiables, las averías pueden ocurrir. Un rango de lógica de tolerancia  fallo cuidará de cualquier fallo simple o múltiple. La lógica también identifica al canal de control, automáticamente el FADEC conmuta al canal secundario. Si se pierde un sensor en el canal primario, el canal secundario suministrará la información. Si los datos del canal secundario se pierden, el FADEC producirá información sintetizada utilizable de los parámetros que están disponibles. Si no hay suficientes datos disponibles para la sintetización, los modos de control se conmutan. Por ejemplo, si se pierde el EPR, el motor funcionará por sus valores de N1. En el caso improbable de que ambos canales del control electrónico se perdiesen, los motores de torsión están cargados con muelle a sus posiciones de seguridad por fallo. El flujo de combustible se irá al mínimo flujo, los álabes de estátor variables se moverán a completamente abiertos (máximo ángulo), el radiador de aire  aceite se abrirá totalmente, y el ACC se cerrará. El FADEC incluye amplias rutinas de auto  pruebas que están continuamente en acción. La prueba BITE (built-in test equipment) equipo de prueba incorporado, puede detectar y aislar fallos dentro de la EEC y sus dispositivos de señales de entradas y salidas. Las palabras de fallos del control están codificadas en mensajes en inglés por medio de un monitor de mantenimiento, e identifican la LRU (line replaceable unit) unidad reemplazable en línea que ha fallado. Los datos de fallos en vuelo se registran de manera que puedan ser leídos en el taller de reparación. El FADEC es capaz de aislar los problemas e indicar si el fallo está dentro de él mismo o en un sensor o actuador. En el taller, la localización de averías con la ayuda del ordenador puede identificar un fallo al nivel de placas de circuito. Ajustes de la Unidad de Control de Combustible La EGT, y de la misma manera el empuje, producido por algunos de los primeros motores turborreactores se ajustaba variando el área de la tobera de escape. Esto se hacía recortando (trimming ) el extremo del tubo de escape para aumentar el área de la tobera o instalando pequeñas lengüetas metálicas llamadas “ratones” para disminuirla. El ajuste de las condiciones del motor todavía se llama “trimado”( trimming ), aunque este procedimiento ya no se sigue. No hay mucho mantenimiento sobre la unidad de control de combustible que pueda realizar el técnico de mantenimiento de avión mas que desmontar y sustituir las unidades y hacer los ajustes especificados por el fabricante. No existen ajustes a realizar sobre una EEC, ya que el control se ajusta automáticamente para cualquier deterioro de la actuación. Los ajustes permitidos para una unidad de control de combustible hidromecánica normalmente son el ajuste de la gravedad específica del combustible, las RPM de ralentí, y las RPM de gases a tope. El procedimiento para hacer estos ajustes está indicado en el manual de servicios del motor. La información y procedimientos más recientes deben seguirse al detalle. Los motores turborreactores y turbofanes son dispositivos de precisión , y cuando se fabrican, cada uno se rueda y se calibra en el banco de pruebas. Las RPM a las cuales cada motor individual produce su empuje evaluado están estampadas sobre la placa de datos del motor, y el técnico puede comprobar la actuación del motor comparando el EPR, la EGT, y las RPM obtenidos durante un rodaje de motor con las especificaciones de la placa de datos. El motor está preparado según lo especifica el fabricante, e instrumentos de calibración exacta están conectados al motor para medir temperatura, EPR, EGT, y RPM. La calibración debería hacerse cuando no sopla el viento, pero si sopla, el avión debería aproarse hacia él. El motor debería operarse según lo especificado en las instrucciones del fabricante y todos los ajustes hacerse de acuerdo con estas instrucciones.

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Descripción del Sistema y Componentes En un sistema de combustible de motor de turbina se usan algunos de los tipos básicos de componentes como en un sistema de motor alternativo, pero los componentes son bastante diferentes debido al gran volumen de combustible que debe moverse y las temperaturas bajas encontradas en las altitudes a las que vuelan los aviones propulsados por turbinas.

Bombas de Combustible Las bombas centrífugas sumergidas sacan el combustible de los depósitos. Estas bombas están controladas desde el panel del mecánico de vuelo y se usan para tres propósitos: Para presurizar el combustible en la línea entre el depósito y la bomba arrastrada por el motor, asegurando así una alimentación positiva a la bomba de combustible. Para trasvasar combustible de un depósito a otro para equilibrar la carga de combustible. Para bombear el combustible desde el depósito al conducto de descarga cuando el combustible tiene que descargarse. Las bombas arrastradas por el motor normalmente son del tipo multietapas como la mostrada en la figura 11-7. El combustible fluye desde el depósito bajo la presión de la bomba sumergida (de aproximadamente 30 psi) hacia dentro del impulsor centrífugo. Este elemento eleva la presión hasta unos 100 psi, y el combustible deja la bomba y fluye a través del calentador de combustible y del filtro para volver a la bomba de alta presión de dos etapas tipo engranajes. Obsérvese que ambas etapas de la bomba de alta presión están protegidas por secciones de cizallado. Si los engranajes en cualquier sección se agarrotasen, la sección de cizallado se romperá e inutilizará esa sección mientras que la otra continuará funcionando. Las válvulas antirretorno en las líneas de descarga desde los piñones evita que el combustible fluya hacia atrás dentro de una sección no operativa.

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Luego el combustible deja los engranajes. Fluye a través de las válvulas antirretorno y sale hacia la unidad de control de combustible. La válvula de alivio de presión a la salida de la bomba mantiene la presión de descarga de la bomba a su valor ajustado. Si la presión se sube por encima de este valor, la válvula se desplazará de su asiento, permitiendo que el combustible que origina el exceso de presión vuelva a la entrada de los engranajes.

Filtros de Combustible Las unidades de control de combustible de los motores de turbina tienen unos componentes con unas tolerancias tan estrechas que incluso los más pequeños contaminantes pueden originar serios problemas. Por esta razón, los sistemas de combustible de los motores de turbina con frecuencia tienen un microfiltro que usa un elemento filtrante de celulosa reemplazable capaz de retener partículas extrañas tan pequeñas como de 10 a 25 micrones. Para ver este tamaño, un cabello humano tiene un diámetro de aproximadamente 100 micrones. Este tipo de filtro se ve en la figura 11-8.

Otro tipo de filtro muy usado por los sistemas de combustible de los motores de turbina es el filtro de pantalla tipo galleta como el mostrado en la figura 11-9. El elemento filtrante consiste en un paquete de discos que forman la pantalla tipo galletas hecha de unas 200 mallas de bronce, latón, o acero inoxidable. Este tipo de filtro tiene la posibilidad de retener partículas del combustible muy diminutas, y al mismo tiempo, soportar las altas presiones encontradas en un sistema de combustible de motor de turbina.

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Calentador de Combustible Este conjunto tiene por misión la de eliminar del combustible los pequeños cristales de hielo que como consecuencia de la baja temperatura, en algunas ocasiones se pudieran formar.

Estos cristales, lógicamente impedirán el correcto funcionamiento de unidades posteriores, y especialmente el control de combustible. Esta unidad opera haciendo pasar aire caliente procedente del compresor por un cambiador de calor del tipo aire – combustible. Su operación no es continua sino que está mandada desde la cabina cuando es necesario. Básicamente está formado por dos accesorios: una válvula de corte de aire y un cambiador de calor. La válvula está controlada por un solenoide, pero su accionamiento suele ser neumático, ya que tiene que ser capaz de resistir la acción de la alta presión del compresor, pues es el flujo de aire el que tienen que controlar, abriendo o cerrando su paso. El cambiador de calor realiza el intercambio de calor entre el aire caliente procedente del compresor y el combustible. El aire va por el interior de los tubos mientras que el combustible lo hace por su exterior. Por él continuamente está pasando combustible, mientras que el aire solo lo hace cuando se lo permite la válvula de corte. El aire una vez que ha pasado por el cambiador se expulsa al exterior.

Medidor del Flujo de Combustible (Fluxometro) Tras dejar la unidad de control de combustible, el combustible fluye a través del transmisor de flujo de combustible. En muchos motores el medidor de flujo de combustible suele estar colocado a la entrada del cambiador de calor aceite – combustible. Este dispositivo siente la masa del combustible que fluye hacia los inyectores e indica el número de libras por hora sobre el panel de instrumentos. El mecanismo Marzo 2003

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usado para medir el flujo de combustible consta de un impulsor y una turbina montados en la línea principal de combustible que se dirige al motor. El impulsor, arrastrado a una velocidad constante por un motor especial trifásico de CA, imparte un movimiento de giro al combustible que pasa a través de él, y este combustible girando mueve a la turbina. La turbina se frena por dos muelles de freno calibrados, y la cantidad que esta se frena está afectada por el volumen y la densidad del combustible. La cantidad de giro negativo de la turbina se transmite a un indicador eléctrico en cabina por medio de un transmisor Magnesyn incorporado en el fluxometro

Cambiador de Calor Aceite - Combustible El siguiente componente en el típico sistema de combustible del turbofan es el cambiador de calor aceite - combustible. Este es del tipo descrito en los sistemas de lubricación del motor de turbina. El combustible fluye directamente a través de los tubos en el radiador, y el aceite del motor fluye alrededor de los tubos. El calor del aceite calienta al combustible, y el combustible enfría al aceite. Para mas información véase el apartado Radiador de aceite en Sistemas de Lubricación. Inyectores de Combustible El extremo final del sistema de combustible del motor de turbina es los inyectores de combustible. El combustible líquido no arderá, y para que libere su energía, debe vaporizarse de manera que se mezclará con el aire para formar una mezcla combustible. Existen dos tipos de inyectores usados para descargar el combustible: los ampliamente usados inyectores de atomización y los menos usados inyectores de vaporización. Aquí solamente trataremos los inyectores de atomización. Los dos tipos de inyectores de atomización son los simplex y los dúplex. El inyector simplex fue uno de los primeros inyectores con éxito. Este inyector se rosca directamente en el colector de combustible dentro de la cámara de combustión, y el combustible a presión procedente de la unidad de control de combustible fuerza a la válvula antirretorno del inyector fuera de su asiento y entra en el inyector. Este combustible luego pasa a través de una serie de surcos tangenciales, o ranuras, y sale pulverizado a través del único orificio de descarga en pequeñas gotas muy finas formando una pulverización como un cono. Tan pronto como el motor se para y la presión del combustible cae por debajo del valor al cual la válvula antirretorno del inyector está ajustada, esta cierra y corta todo flujo hacia el orificio de descarga. Esto evita que el combustible gotee y continúe ardiendo.

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Los problemas básicos con los inyectores simplex son su inadecuada atomización e impropio espectro pulverizador a baja velocidad y baja presión. Están diseñados para ser eficaces a altas presiones. Se usan dos tipos de inyectores duplex en los motores modernos: inyectores de un solo colector (Fig. 11-13) e inyectores de doble colector (Fig.1115). A los inyectores duplex de un solo colector les llega el combustible desde la unidad de control de combustible a través de una sola línea o colector. Estos inyectores incorporan una válvula divisora de flujo que permite al combustible pulverizar desde un orificio central en un espectro amplio de pulverización para el arranque y ralentí. Cuando la unidad de control de combustible calibra suficiente presión para abrir el divisor de flujo, el combustible fluye al orificio secundario. El gran volumen del combustible secundario y la alta presión a la cual sale del inyector estrechan el espectro de pulverización y fuerzan al combustible mas corriente abajo en la cámara de combustión. Algunos motores están equipados con inyectores de combustible duplex de doble colector. Estos inyectores tienen pasos independientes a través de los cuales fluyen los combustibles primario y secundario. Para el arranque y condiciones de bajo flujo, solo el combustible primario llega desde la válvula de presurización, y se pulveriza desde el orificio central primario en una pulverización ancha.

Válvula de Presurización y Descarga Los inyectores duplex de doble colector deben tener un divisor de flujo entre la unidad de control de combustible y los inyectores. A esta válvula con frecuencia se le llama válvula de presurización y descarga. Cuando el motor se está arrancando, el combustible procedente de la unidad de control de combustible incrementa la presión lo suficiente para abrir la válvula hacia el colector primario de combustible. Este combustible fluye dentro del inyector y se Marzo 2003

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pulveriza a través del orificio de descarga primario en un espectro de pulverización ancho. Cuando el motor acelera y la presión del combustible procedente de la unidad de control de combustible aumenta, la válvula de presurización cargada con muelle se abre mas y permite que el combustible también fluya a través del colector de combustible secundario dentro del inyector y salga a través del orificio de descarga secundario. Este orificio rodea al orificio primario, y el combustible pulverizándose por él estrecha el espectro y lo lanza bastante mas hacia atrás en la cámara de combustión. Cuando el motor se para y no hay mas presión de combustible desde la unidad de control de combustible, una válvula cargada con muelle dentro de la válvula de presurización y descarga abre y permite que todo el combustible de los colectores hacia los inyectores drene.

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SISTEMA DE AIRE Funcionamiento del Motor, Sistemas de Distribución del Aire y de Control del Antihielo El aire que pasa por un motor de reacción necesita no sólo hacer las transformaciones energéticas estudiadas en los capítulos anteriores, sino que además precisa que estas evoluciones sean controladas y reguladas. Para ello los motores disponen de elementos como son las válvulas de sangrado, los estátores de ángulo variable, etc. Por otro lado el motor deberá proporcionar al avión aire a presión de una forma constante; este suministro de aire será regulado por válvulas de sangrado. Así mismo se puede considerar como aire sangrado el que se emplea para presurizar los distintos sellos del sistema de aceite. También será necesario el dar servicio de aire a sistemas como el de antihielo, calentador de combustible, refrigeración de las bujías, etc.

Una característica importante en el diseño de un motor de turbina de gas es la necesidad de asegurar que ciertas partes del motor, y en algunos casos ciertos accesorios, no absorban calor de la corriente de gas hasta el punto que sea en detrimento de su funcionamiento seguro. Esto se consigue permitiendo que una cantidad de aire controlado procedente del compresor fluya alrededor de estos componentes. La cantidad de aire de sangrado extraído del compresor varía de acuerdo a las demandas del sistema. La pérdida de empuje es directamente proporcional a la extracción de aire de sangrado. Si el aire de sangrado es vuelto a introducir en la corriente de gas primario se recupera parte de la energía. La pérdida de empuje también es proporcional a la etapa de la cual se extrae el aire. Sistema para control del compresor En la operación del compresor quedan diferenciadas dos zonas, una de posible operación y otra denominada zona de pérdida donde el compresor no puede funcionar. En el diagrama de la figura 12-2 se ha añadido la curva de operación conjunta compresor – turbinas, es decir la línea que define lo que tiene que entregar el compresor a la turbina para que el motor opere de una forma estable. Marzo 2003

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Viendo el diagrama de la figura 12-2, hasta el punto M se observa que la línea de operación conjunta compresor – turbina, se encuentra por encima de la línea de operación del compresor; esto quiere decir que el compresor a bajo régimen (inferior a M), no es capaz de suministrar el flujo y presión requeridos, por entrar en pérdida. Como la primera operación necesaria para que un motor funcione es el arrancarlo, y en esta fase del motor tendría que operar por debajo de M, será necesario bajar la línea de operación conjunta por debajo de la línea de operación del compresor. Esto se puede conseguir mediante las válvulas de sangrado denominadas de puesta en marcha. Cuando estas válvulas abren, descargan a la atmósfera una cierta cantidad de aire del compresor haciendo que la línea de operación compresor – turbina baje. Su operación estará limitada hasta un cierto régimen. Dicho régimen puede estar definido en función de unas revoluciones, de un determinado EPR, o de una determinada presión de descarga del compresor. Sea cual fuere el parámetro de mando de este sistema de sangrado deberá estar al menos formado por tres elementos fundamentales: el emisor de la señal, que puede ser el control de combustible, una sonda de presión, etc., una válvula de control, denominada en algunos motores como válvula de control de sangrado, la cual es la encargada de transformar la señal recibida en una presión bien de origen neumático (por sangrado del compresor) o de origen hidráulico; y las propias válvulas de sangrado. Volviendo al gráfico de operación del control, hay que considerar lo interesante que es bajo el punto de vista de los rendimientos, el operar en las proximidades de la línea de pérdida. Para acercarse a esta línea hay dos posibilidades, mediante sangrados o con álabes variables. Aunque también es posible una combinación de ambos sistemas.

La primera solución presenta un proceso inverso al que se tenía para la puesta en marcha, aquí unas válvulas que se encontraban abiertas se cerrarán, haciendo que la línea de operación conjunta entre el compresor y la turbina suba, acercándose a la línea de entrada en pérdida y por lo tanto mejorando el rendimiento. La operación con los álabes variables hace que la que se mueva sea la línea de entrada en pérdida, es decir, como si se hubiera cambiado el compresor. Este sistema estará formado por un control de álabes variables, una palanca de mando, un conjunto de anillos de sincronización y las bieletas de mando a los propios álabes. En la figura 12-4 se muestra un sistema de control mediante sangrado y álabes variables tipo hidromecánico. El control de funcionamiento del compresor, no solamente debe estar buscando la operación de máximo rendimiento, sino que tiene que ser capaz de evitar que el motor entre en pérdida, y en su caso resolver la situación. Para ello los motores pueden actuar de tres formas: mediante sangrados, mediante álabes variables, o con una combinación de ambos sistemas. Lo que realmente se pretende es que el punto de operación esté siempre por debajo de la línea de entrada en perdida (Fig. 12-5).

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Algunos motores van provistos de un detector de entrada en pérdida, que será el que dé la señal para la apertura de las válvulas o la actuación del sistema de álabes variables. Dicho detector no es mas que un control de presión de descarga del compresor, ya que al entrar en pérdida se producirán fluctuaciones de esta presión.

Sistema para el antihielo del compresor Un problema al que hay que prestar máxima atención es a la formación de hielo en la entrada del compresor, pues está claro que reduce el área de entrada, modifica el perfil de los álabes, etc. El problema de formación de hielo puede surgir durante el vuelo a través de nubes que contienen gotas de agua extremadamente frías y durante la operación en tierra en condiciones de poca visibilidad con una temperatura del aire próxima al punto de gelación. Un motor necesita protección contra la formación de hielo que se presenta a la entrada del motor y sobre el borde de ataque del conducto de entrada de aire. La formación de hielo en estas zonas puede restringir considerablemente el flujo de aire a través del motor, originando una degradación de su comportamiento, con posible fallo de motor. Debido al desprendimiento de trozos de hielo también se puede producir daño al compresor por la ingestión e impacto de los mismos (FOD). Un sistema de protección contra el hielo debe evitar con eficacia la formación de hielo dentro de los requisitos operacionales de cada avión en particular. El sistema debe ser fiable, fácil de

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mantener, no suponer excesivo peso, y no ocasionar demasiada pérdida de potencia al motor cuando esté funcionando.

Existen dos sistemas básicos de protección contra el hielo; los motores turborreactores generalmente usan un suministro de aire caliente, y los motores turbohélices usan energía eléctrica o una combinación de energía eléctrica y aire caliente. El sistema de aire caliente se usa generalmente para evitar la formación de hielo y se le conoce como sistema antihielo. El sistema alimentado por energía eléctrica se usa para romper el hielo que se ha formado sobre las superficies y se le conoce como sistema de deshielo. El sistema de aire caliente proporciona calentamiento de la superficie del motor y/o grupo motopropulsor donde existe la posibilidad de formación de hielo. Las zonas afectadas son: la entrada del motor, los álabes guías de entrada, el cono de entrada, el borde de ataque del capot de morro y, algunas veces, la etapa delantera de álabes de estator del compresor. Raramente es necesaria la protección de los álabes de rotor, porque cualquier acumulación de hielo se dispersa por la acción de la fuerza centrífuga. El aire caliente para el sistema de antihielo normalmente se extrae de la última etapa del compresor, y se conduce externamente a través de válvulas reguladoras de presión, hasta las piezas que requieren antihielo. Cuando el capot de morro requiere antihielo, el aire caliente que sale del colector de entrada de aire puede recogerse y conducirse hacia el capot de morro. Unas salidas de aire están dispuestas para permitir al aire pasar hacia dentro del compresor o ser ventilado a la atmósfera, manteniendo de esta manera un flujo de aire a través del sistema. No obstante, en algunos motores, los sistemas de antihielo de motor y capot de morro son independientes. El cono de entrada del motor está calefactado por un suministro continuo de aire caliente sin regular sangrado del compresor y conducido interiormente al cono de entrada.

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El capot de morro recibe su suministro de aire caliente del compresor de alta presión a través de conductos externos y una válvula reguladora de presión.

Refrigeración Interna, Sellado y Servicios de aire externos El calor transferido por los álabes de turbina desde la corriente principal de gas a los discos de turbina, los cojinetes de los conjuntos en rotación, y los cárteres principales del motor, se absorbe y dispersa dirigiendo un flujo de aire comparativamente frió sobre estos componentes (Fig. 12-1). Los flujos de aire de alta y baja presión se proporcionan tomando aire de ambos compresores; tras la realización de su cometido, el aire bien se ventila al exterior, o se une al flujo de gas de escape Presurización del sellado de aceite de los cojinetes del motor El eje compresor/turbina es el único elemento principal en rotación en un motor de turbina de gas y está apoyado en cojinetes de bolas y rodillos. El eje de rotación debe estar sellado para evitar que el aceite que lubrica a los cojinetes se meta en la corriente de aire según pasa a través del motor.

Las altas velocidades rotacionales y las altas temperaturas dentro de un motor de turbina de gas requieren tipos de sellos diferentes a los usados en los motores alternativos. Los dos tipos de sellos normalmente usados son: sellos de carbón y sellos de laberinto. Los sellos de laberinto no son sellos de fricción, porque la parte rotativa del sello no realiza su acción de sellado presionando contra la pista estacionaria. El sello de laberinto consiste en una serie de filos de cuchillas que están muy próximos, pero que no tocan a la región fija. En la figura 12-8 se muestra una vista de un sello de laberinto y su sección transversal.

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El sello de laberinto puede instalarse a ambos lados del alojamiento de un cojinete, para evitar la pérdida de aceite de lubricación en la corriente de aire del motor. Aire presurizado sangrado de una de las etapas del compresor fluye dentro de la cámara exterior del sello. Parte de este aire se pierde a través de ambos sellos de laberinto; el resto fluye fuera de la cámara de sellado a través del drenaje exterior. Resulta evidente que la cantidad de aceite que se podría escapar dependerá de la holgura del sellado y de la presión diferencial entre la presión del aceite y la existente en la otra cara del sello. El aire que entra en el sistema de aceite procedente de la presurización de los distintos sellos crea una pequeña presión positiva que ayuda al sistema de recuperación de aceite. Este aire finalmente es separado del aceite por un desaireador que lo ventila al exterior.

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Refrigeración de los accesorios Algunos accesorios del motor producen una considerable cantidad de calor, entre ellos el generador o alternador de corriente es un ejemplo, y estos a veces pueden requerir un circuito de refrigeración propio. El aire algunas veces se conduce desde tomas externas en los capots del motor o puede extraerse de una etapa del compresor.

Cuando el accesorio se refrigera durante el vuelo por aire atmosférico que pasa a través de las tomas externas en los capots, normalmente es necesario proporcionar un circuito inducido para usarlo durante el rodaje en tierra, cuando no haya flujo de aire exterior. Esto se consigue permitiendo que aire entregado del compresor pase a través de inyectores situados en el conducto de salida de aire de refrigeración del accesorio. La velocidad del aire a través de los inyectores crea un área de baja presión que forma un eyector, induciendo así un flujo de aire atmosférico a través de las tomas externas de aire en los capots del motor. Para asegurar que el sistema eyector opera solo durante el rodaje en tierra, el flujo de aire del compresor se controla por una válvula de control de presión. Esta válvula se abre eléctricamente por medio de un interruptor que se opera cuando el peso del avión está soportado por el tren de aterrizaje. En la figura 12-9 se muestra un sistema de refrigeración de un generador por eyección.

Refrigeración exterior y ventilación de un motor de reacción La góndola de motor normalmente se refrigera por aire atmosférico que se le hace pasar alrededor del motor y luego se ventila al exterior como puede verse en la figura 12-10.

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Se puede proporcionar refrigeración por convección durante el rodaje en tierra usando una salida de ventilación de la refrigeración interna como sistema eyector. Una función importante del flujo de aire de refrigeración es purgar cualquier tipo de vapores inflamables del compartimento de motor. El intenso calor que se produce en el interior de un motor de reacción hace que las temperaturas de su exterior sean un reflejo de lo que sucede en su interior, en la figura de abajo se muestra un gráfico orientativo de estas temperaturas analizadas sobre el exterior de un motor.

El proceso de quemado en un motor de reacción es continuo y casi todo el aire de refrigeración pasa por su interior. Si solo entrara el aire necesario para la combustión, las temperaturas internas aumentarían hasta alcanzar los 4000ºF. En la práctica se admite un a gran cantidad de aire en exceso de la necesaria para la combustión ideal . Alrededor de la parte exterior del motor, suelen tenerse unas entradas de aire exterior de refrigeración que enfriará el cárter de la turbina y de la tobera. El exterior del motor y la góndola se enfrían con el aire que pasa entre el cárter y la envoltura de la góndola. El compartimento del motor suele estar dividido en dos partes, la sección delantera que está construida alrededor del conducto de entrada de aire al motor, y la posterior alrededor del motor. Con esta división se pretende que los escapes de gases o las posibles fugas de combustible se encuentren alejadas del motor y así tener el mínimo peligro de incendio posible. En vuelo el aire de impacto facilita esta refrigeración. Con el fin de reducir la temperatura exterior del conducto de escape, y evitar que el aceite o el combustible entren en contacto con superficies muy calientes, a veces es necesario aislar térmicamente algunas secciones del motor.

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La figura 12-12 muestra un sistema de refrigeración más complejo usado en los motores turbofanes. el aire de refrigeración se induce desde el conducto de entrada y también se entrega desde el fan para proporcionar una refrigeración tipo multizonas, cada zona tiene su propio flujo de refrigeración calibrado. La ilustración no define las zonas, pero indica el diseño de flujo general.

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SISTEMAS DE ARRANQUE E IGNICIÓN Funcionamiento y Componentes del Sistema de Arranque del Motor Para asegurar que un motor de turbina de gas arranque satisfactoriamente se requieren dos sistemas independientes. En principio, debe disponerse de los medios para que el compresor y la turbina giren hasta una velocidad a la cual pase la cantidad de aire adecuada al sistema de combustión para que se mezcle con el combustible procedente de los inyectores. Segundo, debe proporcionarse un medio para prender la mezcla aire/combustible en la cámara de combustión. Durante el arranque del motor los dos sistemas deben funcionar simultáneamente, no obstante, también debe existir la posibilidad de giro del motor sin la ignición para comprobaciones de mantenimiento, y de operar solo el sistema de ignición para un reencendido durante el vuelo. Durante un ciclo de puesta en marcha el funcionamiento de ambos sistemas está coordinado, y su operación está automáticamente controlada tras el inicio del ciclo por un circuito eléctrico. En el diagrama de la figura 13-1 se muestra una secuencia típica de los pasos durante la puesta en marcha de un motor turborreactor.

Métodos de puesta en marcha El procedimiento de puesta en marcha para todos los motores de reacción es básicamente el mismo, pero puede lograrse por varios métodos. El tipo y fuente de potencia para las unidades de puesta en marcha varía de acuerdo con los requisitos del motor y avión. Algunos usan energía eléctrica, otros usan gas, aire, o presión hidráulica, y cada uno tiene sus propios méritos. Por ejemplo, un avión militar requiere que el motor esté arrancado en el mínimo tiempo, y cuando sea posible, sea completamente independiente del equipo exterior. Sin embargo, un avión comercial, requiere que el motor se arranque con el mínimo de molestias para los pasajeros y por los medios más económicos. Cualquiera que sea el sistema usado, la fiabilidad es de importancia primordial. La unidad de puesta en marcha debe producir un alto par de torsión y transmitirlo al conjunto rotatorio del motor de tal manera que proporcione una suave aceleración desde el reposo hasta la velocidad a la cual el flujo de gas a través del motor proporcione suficiente energía para que la turbina del motor se haga cargo del mismo. Marzo 2003

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Puesta en marcha eléctrica La puesta en marcha eléctrica se usa en algunos motores turbohélices y turborreactores. Normalmente la puesta en marcha es un motor eléctrico de corriente continua acoplado al motor a través de un engranaje reductor y un mecanismo de trinquete o embrague, que desacopla automáticamente después de que el motor ha alcanzado la velocidad de automantenido. El suministro eléctrico puede ser de bajo o alto voltaje, y pasa a través de un sistema de relés y resistencias para permitir que todo el voltaje se aplique progresivamente a medida que la puesta en marcha gana velocidad. También proporciona la energía para el funcionamiento del sistema de encendido. El suministro eléctrico se cancela automáticamente cuando la carga de la puesta en marcha se reduce después de que el motor ha arrancado satisfactoriamente o cuando el ciclo está completo. En la figura 13-2 se muestra un sistema de puesta en marcha eléctrica típico.

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Puesta en marcha de cartucho En motores militares se usa algunas veces el arranque por cartucho, y proporciona un método de puesta en marcha rápido e independiente. El motor de puesta en marcha básicamente es una pequeña turbina tipo impulso la cual está arrastrada por los gases a alta velocidad procedentes de la ignición de un cartucho. La potencia de salida de la turbina pasa a través de un engranaje de reducción, y de un mecanismo automático de desconexión para hacer girar al motor. Un detonador disparado eléctricamente inicia la ignición de la carga del cartucho. A medida que una carga de cordita proporciona el suministro de potencia para este tipo de puesta en marcha, el tamaño de la carga requerida puede limitar el uso de las puestas en marcha de cartuchos. En la figura 13-3 se muestra una puesta en marcha de cartucho de tres recámaras.

Puestas en marcha neumáticas Las puestas en marcha neumáticas se usan en la mayoría de los motores de reacción de los modernos aviones comerciales y algunos aviones militares. Tiene muchas ventajas sobre otros sistemas de puesta en marcha, ya que comparativamente es ligero de peso a la vez que económico y simple de operar. Un motor neumático de puesta en marcha tiene un rotor de turbina que transmite la potencia de salida al eje de la puesta en marcha conectado al motor a través de un engranaje de reducción y embrague. La turbina de la puesta en marcha se gira por aire a presión que se toma desde un suministro exterior en tierra, desde una unidad de potencia auxiliar (A.P.U.) que se lleva a bordo, o desde otro motor del propio avión que ya está en marcha. El suministro de aire para la puesta en marcha se controla por una válvula de control y reguladora de presión que se abre cuando se selecciona el arranque de un motor, y se cierra automáticamente cuando la unidad de puesta en marcha alcanza una predeterminada velocidad. El embrague también suelta automáticamente a medida que el motor acelera hasta las r.p.m. de ralentí y cesa la rotación de la puesta en marcha. En la figura 13-4 se muestra una unidad de puesta en marcha neumática típica.

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A continuación se describe el principio de funcionamiento de una puesta en marcha de turbina neumática. El aire a una presión aproximadamente de 35 a 40 psi entra en la puesta en marcha por su extremo posterior y fluye a través de los pasos de álabes fijos de la turbina donde se altera su dirección de manera que entre en los álabes rotatorios de la turbina axial con el ángulo adecuado. El aire que fluye a través de la turbina la hace girar a una velocidad de alrededor de 50.000 RPM, y esta alta velocidad del eje de turbina es reducida a aproximadamente 2.400 RPM por medio del doble juego de engranajes de reducción. La salida de los engranajes de reducción se ajusta por medio de estrías al trinquete en el embrague de uñetas y lo arrastra en sentido de las agujas del reloj. Las uñetas en el alojamiento del embrague están mantenidas contra los dientes del trinquete por una serie de resortes tipo ballestillas (véase la figura 13-6). Cuando las uñetas están enganchadas, el alojamiento del embrague gira con el trinquete. Cuando el motor arranca, el alojamiento gira mas rápido que el trinquete, y las uñetas se deslizan sobre los dientes del trinquete hasta que la velocidad se incrementa lo bastante para producir suficiente fuerza centrífuga para mantener las uñetas apartadas del trinquete oponiéndose a la fuerza de los resortes. Cuando el motor se para, el alojamiento del embrague baja su velocidad de manera que la fuerza centrífuga ya no puede mantener las uñetas apartadas, y se montan sobre el trinquete, produciendo un ruido de golpeteo metálico a medida que la turbina y el compresor se van parando. Las puestas en marcha de turbina neumática tienen una sección de cizallamiento sobre el eje de arrastre (véase figura 13-5). Si el mecanismo de trinquete no soltase, el motor arrastraría a la puesta en marcha a una velocidad mucho mayor de para la cual ha sido diseñada. Cuando la Marzo 2003

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torsión se hace suficientemente alta, la sección de cizallamiento se romperá, protegiendo a la puesta en marcha de daños mayores. El aire procedente de la APU fluye a través de una válvula de corte y regulación (véase figura 13-7 air control valve) tipo mariposa actuada por solenoide y controlada por el interruptor de puesta en marcha en la cabina de mando. La función del regulador de la válvula protege a la puesta en marcha de una presión de aire demasiado alta. Cuando el motor arranca y alcanza una velocidad automantenida, un interruptor centrífugo o señal de RPM abre y desenergiza al solenoide. Entonces un muelle cierra la válvula de aire. En esta puesta en marcha existe una característica de seguridad secundaria que evita que la turbina sin carga alcance su velocidad de desintegración si, por cualquier razón, el aire suministrado no cortase después del arranque del motor. Cuando el flujo de aire a través de los álabes fijos (figura 13-5 turbine nozzle) alcanza la velocidad del sonido, el paso a través de ellos se estrangula, lo que evita un posterior incremento del flujo. La turbina se estabiliza en una condición de sobrevelocidad. Las puestas en marcha de turbina neumáticas tienen su propio sistema de lubricación autocontenido con el aceite en la carcasa de la puesta en marcha. Un detector de partículas magnéticas (figura 13-5 magnetic chip detector ) está incorporado en el tapón de drenaje para avisar al técnico de mantenimiento de cualquier daño en los engranajes que produzca copos o virutas metálicas.

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Arrancador de Intrusión de Aire Algunos motores se arrancan por medio de una corriente de aire de baja presión que pasa a través de una válvula de retención y sopla sobre los álabes de turbina. La fuente neumática se desconecta cuando el motor alcanza una velocidad que le permite acelerar sin mas ayuda. Para este tipo de arrancador no se requieren mas componentes que una tubería de aire, una válvula de retención, y la tobera que dirige al aire sobre la turbina (figura 13-8).

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Arrancador de turbina de gas Algunos motores de reacción usan un arrancador de turbina de gas que es completamente autónomo. Este tiene su propio sistema de combustible y encendido, su sistema de puesta en marcha (normalmente eléctrico o hidráulico) y su sistema de aceite. Este tipo de arrancador es económico de operar y proporciona una alta potencia de salida para un peso comparativamente bajo (Fig. 13-9).

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El arrancador de turbina de gas consta de un motor de turbina de gas compacto y pequeño, equipado normalmente con una turbina que arrastra a un compresor centrífugo, un sistema de combustión de flujo inverso, y una turbina de potencia libre mecánicamente independiente. La turbina de potencia libre está conectada al motor principal a través de un engranaje de reducción, un embrague automático y un eje de arrastre. Al inicio del ciclo de puesta en marcha, el arrancador de turbina de gas es girado por su propia puesta en marcha hasta que alcanza la velocidad de automantenimiento, que es cuando los sistemas de puesta en marcha y encendido se desconectan automáticamente. Luego la aceleración continúa hasta una velocidad controlada de aproximadamente 60.000 r.p.m. Al mismo tiempo que el motor arrancador de turbina de gas está acelerando, los gases de escape se dirigen, a través de unos álabes guías, sobre la turbina libre para proporcionar el arrastre del motor principal. Una vez que el motor principal alcanza la velocidad de automantenimiento, un interruptor de corte actúa y para al arrancador de turbina de gas. A medida que se para el arrancador, el embrague se desconecta automáticamente del eje de arrastre, y el motor principal acelera hasta las r.p.m. de ralentí bajo su propia potencia.

Sistema de Ignición y Componentes Para el arranque de todos los motores de reacción se usa la ignición de alta energía, y siempre están equipados con un sistema doble. Cada sistema tiene una unidad de encendido de alta energía conectada a su propio encendedor o bujía, estando los dos encendedores situados en distintas posiciones en el sistema de combustión. Cada unidad de encendido de alta energía recibe una alimentación de bajo voltaje, controlada por el circuito eléctrico del sistema de puesta en marcha desde el sistema eléctrico del avión. La energía eléctrica se almacena en la unidad de encendido, hasta que a un predeterminado valor, la energía se disipa a través del encendedor como una descarga de alto voltaje y gran amperaje. Las unidades de encendido, también llamadas cajas de encendido o excitadores, son normalmente unidades selladas y no pueden repararse al nivel de campo. En algunas instalaciones, los dos excitadores están incorporados en una sola unidad. Estas unidades están diseñadas para dar corrientes de salida que pueden variar de acuerdo con los requerimientos. Para asegurar que el motor conseguirá un reencendido satisfactorio a gran altitud, y algunas veces para el arranque, es necesaria una energía de salida de alto valor (por ejemplo doce julios). No obstante, bajo ciertas condiciones del vuelo, tales como formación de hielo o despegue con lluvia intensa o nieve, puede ser necesario tener al sistema de encendido funcionando continuamente para proporcionar un reencendido automático si acaso ocurriese una extinción de llama. En este caso, es favorable una energía de salida de bajo valor (por ejemplo tres o seis julios), esto resulta en alargar la vida del encendedor y de la caja de encendido. Consecuentemente, para satisfacer todas las condiciones operacionales del motor, es adecuado el uso de un sistema combinado que dé el valor de alta y baja energía por medio de una preselección previa según se requiera. Una unidad de encendido puede estar alimentada con corriente continua (C.C.) y operada por un mecanismo ruptor o un circuito transistor pulsatorio, o alimentada con corriente alterna (C.A.) y operada por un transformador. La unidad de encendido que se muestra en la figura 13-10 es una unidad típica de C.C. operada por mecanismo ruptor. Una bobina de inducción, operada por el mecanismo ruptor, carga al condensador de almacenamiento a través de un rectificador de alto voltaje. Cuando el voltaje en el condensador es igual al valor de salto de un disparador de descarga sellado, la energía se descarga a través del extremo del encendedor. Una bobina de autoinducción prolonga el tiempo de la descarga, y se monta una resistencia de descarga para asegurar que cualquier energía almacenada en el condensador se disipa en un minuto después de que el Marzo 2003

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sistema se ha desconectado. La unidad está equipada con una resistencia de seguridad que permite que esta opere sin riesgo, incluso cuando el cable de alta tensión esté desconectado y aislado.

El funcionamiento de la unidad de encendido transistorizada es similar al de la unidad de encendido de C.C. operada con mecanismo ruptor, excepto que el mecanismo ruptor ha sido sustituido por un circuito de interrupción periódica transistorizado. En la figura 13-11 se muestra una unidad transistorizada típica; esta unidad tiene muchas ventajas sobre la unidad operada con mecanismo ruptor porque no tiene piezas en movimiento y ofrece una vida mas larga de funcionamiento. El tamaño de la unidad transistorizada es más pequeño y su peso menor que el de la unidad operada con mecanismo ruptor.

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La unidad de encendido alimentada por C.A., que se muestra en la figura 13-12, recibe una corriente alterna que pasa a través de un transformador rectificador para cargar un condensador. Cuando el voltaje en el condensador es igual al valor del salto de un disparador de descarga sellado, el condensador descarga la energía a través del extremo del encendedor. Igual que la unidad operada con mecanismo ruptor, esta unidad también dispone de las resistencias de seguridad y de descarga.

Estas unidades de encendido disponen todas, a la entrada de alimentación de corriente continua o alterna, de un filtro eliminador de frecuencias perturbadoras para el funcionamiento de los sistemas de comunicaciones llamado filtro Π (pi). Este filtro consta de una bobina inductora y dos condensadores, uno a la entrada y otro a la salida. Permite el paso de la corriente en una sola dirección, e impide el retorno de la corriente pulsatoria. Su nombre deriva del parecido de los tres componentes en un diagrama esquemático con la letra griega pi ( π).

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Encendedores (Bujías) Los encendedores del motor de turbina sirven para lo mismo que las bujías en un motor alternativo: prenden la mezcla combustible – aire, pero sus condiciones de funcionamiento son completamente distintas. En un motor alternativo, una chispa de relativamente baja energía debe saltar entre los electrodos de una bujía una vuelta sí y otra no del eje de cigüeñal. En un motor de turbina, se requieren chispas de alta energía, pero solo cuando el motor se está arrancando o durante condiciones del vuelo cuando hay peligro de apagado de llama. Los encendedores no son propensos a la acumulación de carbón como lo son las bujías, porque la chispa de alta energía despega cualquier depósito que se forme en el extremo de disparo. Existen unos cuanto diseños de bujías que se usan en todos los motores alternativos de aviación, pero debido a la dificultad en la ignición de la mezcla combustible - aire en un motor de turbina, los encendedores están hechos a la medida del motor. Generalmente, un encendedor diseñado para un motor no funcionará adecuadamente en otro modelo. Existen dos tipos básicos de encendedores: encendedores de chispa (el mas usado) y encendedores de incandescencia, que se usa en algunos de los motores mas pequeños. Las configuraciones del extremo de disparo de los distintos tipos de encendedores en la figura 13-14 muestran algunas de sus interesantes características. La punta del encendedor A del tipo electrodo central en superficie sobresale ligeramente dentro de la cámara de combustión y la chispa sigue la superficie del aislante entre los electrodos. La punta del electrodo central en el encendedor B también sobresale dentro de la cámara de combustión, pero está refrigerado por aire. El aire que pasa alrededor de la parte exterior de la cámara de combustión fluye dentro del encendedor a través del orificio en su lateral.

El encendedor C tiene el electrodo central oculto, y su extremo no sobresale en la cámara de combustión. La chispa no sigue la superficie del aislante, pero se extiende mas allá de la punta. El encendedor en D de bajo voltaje y espacio entre electrodos de baja resistencia funciona basado en un principio distinto a los otros. Hay un material de cerámica semiconductor entre el electrodo central y la vaina. La resistencia de este semiconductor es baja cuando está relativamente frío, pero aumenta en la medida que se calienta. Cuando el condensador de almacenamiento se descarga a través del encendedor, la corriente inicialmente fluye a masa a través del semiconductor, que se calienta tanto que se pone incandescente y su resistencia aumenta. El espacio de aire entre los electrodos se ioniza, y su resistencia se hace menor que Marzo 2003

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la del semiconductor, de manera que el resto de la corriente se descarga a través del espacio de aire en una sobretensión en forma de chispa de alta energía. El encendedor de incandescencia solo se usa en algunos motores pequeños y está instalado de tal manera que parte del aire de refrigeración que fluye alrededor de la parte exterior de la cámara de combustión fluye dentro de él a través de las bobinas de incandescencia. Las bobinas se calientan con corriente procedente del excitador de encendido hasta que se ponen de color amarillo naranja, y el combustible del inyector, que se pulveriza sobre la bobina, se prende. El aire que sopla a través de la bobina produce una vena de llama que prende la mezcla en la cámara de combustión. Los encendedores de incandescencia son especialmente adecuados para los arranques en tiempo frío.

Requisitos de Seguridad de Mantenimiento Los sistemas de encendido del motor de turbina deben manipularse con extremo cuidado porque el alto voltaje puede ser mortal. Antes de desconectar el cable de un excitador o encendedor, asegúrese de sacar los interruptores térmicos (C/B) de corriente del sistema de encendido del motor. Desconéctese el cable de corriente que alimenta al excitador y obsérvese el tiempo especificado en el manual de mantenimiento del motor antes de desmontar el cable del excitador. Este tiempo, de normalmente alrededor de cinco minutos, permite que la energía almacenada en los condensadores se disipe a masa con toda seguridad a través de las resistencias de sangrado y de seguridad. Tan pronto como el cable se quita del excitador, ponga el conductor central a masa con el motor para asegurarse que los condensadores están completamente descargados. Los encendedores se desmontaran del motor con sumo cuidado y se inspeccionaran de acuerdo a las instrucciones en el manual de mantenimiento del motor. Algunos encendedores pueden limpiarse, y cuando se trabaje con ellos, asegúrese de seguir en detalle las instrucciones del fabricante. Su colocación en las cámaras tiene que realizarse de una forma precisa, para así conseguir que la bujía lance la chispa dentro de la corriente de gas y a la vez evitar que produzca una resistencia de tipo aerodinámico al flujo de gas en la cámara, o por lo menos que esta sea mínima. Los excitadores son unidades selladas y no pueden abrirse para su mantenimiento, pero deberían inspeccionarse cuidadosamente su montaje seguro sobre el motor, y todas las conexiones eléctricas deberían estar limpias y bien apretadas. Los cables de alta tensión deberían estar sujetos según se muestra en el manual de mantenimiento del motor, y no deberían haber trenzas del apantallado rotas. Algunos excitadores contienen material radioactivo, y cuando se deseche, debe hacerse de acuerdo con los requerimientos medioambientales locales.

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SISTEMAS DE INDICACIÓN El motor de turbina de gas, aunque es de funcionamiento sencillo, constituye un sistema complejo que requiere un adecuado control para garantizar la seguridad del vuelo. Para ello, tanto el piloto como el personal de mantenimiento disponen de los instrumentos y controles correspondientes. Durante los años del diseño de cabinas de tres tripulantes (que terminó en los ochenta), era tarea del mecánico de vuelo controlar una serie de instrumentos indicadores de ciertos parámetros de funcionamiento de los sistemas del motor. Esta tarea ahora está automatizada o integrada en el concepto de cabina de dos tripulantes gracias a los avances tecnológicos tecnológicos en los campos de la electrónica y la informática. Aunque las instalaciones instalaciones del motor motor pueden pueden diferir, dependiendo dependiendo del del tipo de avión y de motor, el control del motor de turbina de gas normalmente se obtendrá por el uso de la instrumentación que trataremos a continuación. Los instrumentos de a bordo o de las instalaciones de los bancos de prueba en tierra, con los cuales ha de estar totalmente familiarizado el técnico de mantenimiento de avión, piloto, mecánico de vuelo, y, en general todos aquellos técnicos relacionados con la operación del motor en vuelo o en tierra, pueden considerarse englobados en dos grupos, estando incluidos en cada uno de ellos los instrumentos que a continuación se enumeran. Instrumentos principales, para control del empuje proporcionado por el motor, sus indicadores por lo general son los siguientes: · Relación de presión del motor (EPR). · Temperatura de los gases de escape (EGT) · Consumo horario de combustible (FF) · RPM (indicador simple o doble, según que exista un solo compresor o doble compresor) (N1, N2)

Instrumentos auxiliares para control funcional, que pueden englobarse en los subgrupos siguientes: - De control de alimentación de combustible al motor. · Presión de alimentación de combustible. combustible. · Temperatura del combustible. · Contador de combustible utilizado, utiliz ado, acumulación de la medida por el contador horario, incluido en el grupo de instrumentos principales.

De control del aceite de lubricación del motor. · Presión de aceite. · Temperatura de aceite. · Presión de respiración del sistema de lubricación. · Indicador de cantidad de aceite en el depósito. De medición de vibración del motor. Marzo 2003

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Temperatura de Gases de Salida / Temperatura entre Turbinas Los motores de turbina pueden instrumentarse para la indicación de la temperatura de los gases de escape (Exhaust Gas Temperature EGT, o Turbine Inlet Temperature TIT, o Tail Pipe Temperture TPT) en localizaciones situadas delante, entre o detrás de los escalones de turbina. La temperatura de los gases es un límite operativo del motor, y se utiliza para controlar la integridad mecánica de las turbinas, así como también para comprobar las condiciones operativas del motor. Realmente, la temperatura a la entrada de la turbina es la consideración más importante, siendo esta la más crítica de todas las variables del motor. No obstante, no es práctico medir la temperatura a la entrada de la turbina en la mayoría de los motores. Consecuentemente, los termopares se insertan en la descarga de la turbina, esta temperatura proporciona una indicación relativa de la entrada. Aunque la temperatura en este punto es mucho más baja que a la entrada, ello permite al piloto mantener una observación sobre las condiciones operativas internas del motor.

Normalmente se utilizan varios termopares (Fig.14-1) espaciados a intervalos alrededor del perímetro del conducto de escape del motor, cerca de la salida de turbina. El indicador de temperatura de los gases de escape en el avión muestra la media de las temperaturas medidas Marzo 2003

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por los termopares individualmente (Fig. 14-2). Las lecturas de los distintos termopares normalmente también pueden obtenerse individualmente durante el mantenimiento del motor en tierra utilizando un interruptor de selección. La diferencia entre la lectura más alta y la más baja del termopar es útil para mantenimiento porque sirve para indicar la presencia de manchas calientes o frías en los álabes guías de entrada en turbinas del motor que podrían significar que algo está mal dentro del motor.

Las sondas de termopares usadas para transmitir la señal de temperatura al indicador constan de dos cables de metales diferentes que están unidos dentro de un tubo metálico de protección (Fig. 14-1). Orificios de transferencia en el tubo permiten que los gases de escape fluyan a través de la conexión. Los materiales de los cuales están hechos los cables de los termopares son normalmente aleaciones de níquel – cromo y níquel – aluminio. La conexión de los dos cables en la sonda de termopar se conoce como conexión “caliente” o de “medición”, y la del indicador como conexión “fría” o de “referencia”. Si la conexión fría está a una temperatura constante y la conexión caliente está sintiendo la temperatura de los gases de escape, en el circuito se crea una fuerza electromotriz proporcional a la diferencia de temperatura de las dos conexiones, y esto hace que la aguja del indicador se mueva. Para evitar que las variaciones de temperatura de la conexión fría afecten a la temperatura indicada, bien en el circuito o en el indicador se incorpora un dispositivo automático de compensación de temperatura. La salida hacia el sistema de control de temperatura también puede usarse para proporcionar una señal en forma de impulsos cortos, que cuando se acoplan a un indicador, registrarán digitalmente la vida del motor. Durante el funcionamiento del motor en las gamas mas altas de temperaturas, el impulso de frecuencia aumenta progresivamente haciendo que el indicador tipo cíclico registre a un régimen mas alto, relacionando de esta forma la vida del motor o de la unidad con las temperaturas de funcionamiento. Otro método de medición de la temperatura más próximo a la posición ideal de la temperatura de entrada en turbina (T.E.T.) utiliza las radiaciones infrarrojas emitidas por los álabes calientes de la turbina. Un pirómetro de radiación se sitúa de manera tal que visualiza directamente a los álabes de turbina. La energía radiada emitida por los álabes calientes se convierte en energía eléctrica por una célula foto – voltaica y es transmitida a un instrumento que es una combinación de amplificador amplific ador e indicador calibrado en grados centígrados.

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Indicación del Empuje del Motor; Relación de Presión del Motor (EPR), Presión de Descarga de la Turbina o Presión de la Tobera de Escape. El tema de los medios con los cuales un piloto ajusta y controla el empuje producido por los motores instalados en su avión se ha mencionado ya un determinado número de veces en los capítulos precedentes. Lo que sigue repite lo que se ha dicho antes al tiempo que se trata en detalle la indicación del empuje. En algunos motores las r.p.m. del motor y la temperatura de los gases de escape (EGT) juntos, se usan para indicar y ajustar el empuje en un motor instalado en un avión. En tales motores, el empuje total asignado al motor para el despegue se obtiene por el piloto al 100 % de r.p.m. y un EGT específico. El EGT específico al 100 % de r.p.m. se establece en un banco de pruebas en tierra por medición del empuje al tiempo que se varía el área de la tobera de escape del motor (trimado) tanto como sea necesario para conseguir el EGT deseado. En los motores de compresor centrífugo de algunos fabricantes, como el J48 militar de Pratt & Whitney Aircraft, el empuje se indica solo por las r.p.m. y el empuje total asignado para el despegue se obtiene cuando en el tacómetro se lee el 100 %. El J48 tiene un área de tobera fija que se estableció en el momento de su fabricación. Mientras hay un límite de EGT para el despegue y para otros regímenes de motor, un J48 normalmente operará a cierto EGT por debajo del límite aplicable para el régimen de empuje que está utilizando el piloto. Si el EGT alcanza el límite permisible, esto es una indicación de que el motor se ha deteriorado o que algún tipo de avería se está desarrollando.

La mayoría de los turborreactores y turbofanes con poscombustión y sin poscombustión militares y comerciales con simple o doble compresor de flujo axial utilizan la relación de presión del motor (EPR, Fig. 14-3) como medida del empuje del motor. Los indicadores de EPR comparan la presión total de descarga de la turbina con la presión total del aire que entra al compresor (Fig. 14-4), luego indica la relación de estas presiones. Los motores instrumentados por EPR tienen un área fija de tobera de escape. Algunos fabricantes en los motores militares con poscombustión utilizan dos áreas fijas una para la operación sin poscombustión y otra para la operación con poscombustión. Para los motores con poscombustión se utiliza una tobera de área variable pero esta varía solamente durante la poscombustión, los demás regímenes son con área de tobera fija. En todo caso, con poscombustión y sin poscombustión, a las r.p.m. y al EGT se les permite variar cuando el mando de gases del avión se ajusta para obtener el empuje de motor deseado.

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Algunos modelos militares con poscombustión tienen toberas de escape que están programadas para variar el área de salida cuando el motor está rodando. Consecuentemente, estos motores no pueden ajustarse por ajustes de EPR pero deben controlarse por la posición del mando de gases, con la comprobación de los distintos parámetros del motor para asegurarse del correcto empuje de salida. Para motores con un área fija de tobera, las temperaturas reales de los gases de escape obtenidas durante el funcionamiento normalmente están por debajo de los límites prescritos. Aunque para un motor es permisible operar al límite de temperatura para un régimen de empuje dado, un motor que así opere es debido a algún fallo que hace que el motor ruede anormalmente caliente. Con la excepción destacada en el estudio relativo al uso del tacómetro, algunos fabricantes consideran las r.p.m. del motor un parámetro muy inadecuado para ajustar y comprobar el empuje del motor, en los motores turborreactores y turbofanes de doble y simple compresor de flujo axial con áreas fijas de toberas de escape. Muchas complicaciones surgen cuando se utilizan las r.p.m. como la variable del motor en tales motores. A continuación se exponen las más importantes de estas: Puesto que las r.p.m. del compresor de alta presión en los motores de doble compresor de flujo axial o las r.p.m. del compresor en los motores de un solo compresor de flujo axial, están controladas por el control de combustible, las r.p.m. no proporcionan un medio exacto para determinar si todo el motor está funcionando adecuadamente o no. Como ejemplo, las r.p.m. no permitirán al operador de un motor detectar un compresor dañado o sucio a menos que las r.p.m. se utilicen cuidadosamente en conjunción con otras variables del motor, tal como el flujo de combustible, temperatura de los gases de escape, y la relación de presión del motor. Debido a que los motores se triman (ponen a punto) por ajuste del control de combustible para producir un empuje total asignado a una posición fija del mando de gases en un día estándar, las r.p.m. para cualquier condición dada variarán ligeramente entre motores individuales del mismo modelo, dependiendo de la velocidad de trimado del motor. La variación en r.p.m. debe tenerse en cuenta siempre que las r.p.m. se utilicen para medir el empuje que está desarrollando el motor. Esto introduce una complicación que no puede tolerarse siempre que sean necesarios ajustes precisos de empuje durante el vuelo.

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En motores de doble compresor de flujo axial una variación del 1 % en las r.p.m. resulta en una variación de aproximadamente el 4 % del empuje en los ajustes de empuje más elevados para el rotor del compresor de baja presión (N1), y una variación del 5 % para el rotor del compresor de alta presión (N2), o sea una variación del 1 % en la presión de descarga de la turbina o relación de presión del motor resulta en solo una variación del 1,5 % en el empuje. El 5 % de variación en el empuje por un 1 % de variación en las r.p.m. también se mantiene cierto para los motores de un solo compresor de flujo axial. Las r.p.m. no varían en proporción directa al empuje que está desarrollando el motor en toda la gama de empujes. Por estas razones, algunos fabricantes recomiendan que la presión de descarga de turbina o la relación de presión del motor se utilicen como la variable del motor para la indicación del empuje en los motores de compresor de flujo axial con toberas de escape de área fija. El uso de cualquiera de estos no solamente es mucho más simple bajo la mayoría de las condiciones que el uso de las r.p.m. para motores de este tipo, sino que también es considerablemente más exacto.

Instrumentación para la medida del empuje en turbofanes Para aquellos otros motores que utilizan toberas de escape totalmente variables, la presión de descarga de la turbina o la relación de presión del motor pueden utilizarse con buenos resultados para indicar o ajustar el empuje del motor, ya que varían proporcionalmente al empuje que el motor está desarrollando. Hoy la mayoría de los aviones propulsados por turborreactores y turbofanes están instrumentados para la relación de presión del motor, y este es el parámetro generalmente utilizado para ajustar o medir el empuje del motor durante el despegue, subida y crucero. Para medidas de empuje muy exactas, tal como durante el trimado de un motor en tierra, la presión de descarga de la turbina se emplea a menudo para medir el empuje. En tales casos, es normal conectar temporalmente un indicador de presión de descarga en turbina al motor durante el rodaje de trimado del mismo. Así es como funcionan los dos métodos de medida de presión del motor:

Indicador de presión de descarga de la turbina. Este instrumento indica la presión interna del motor en la dirección de la tobera de escape inmediatamente después de la última etapa de la turbina (Pt5 o Pt7), y sirve como una indicación de la presión disponible a través de la tobera para generar empuje. La presión de descarga de la turbina debe utilizarse en conjunto con Tt2 y Pt2 como se explicará más adelante.

Indicador de relación de presión del motor . Este instrumento indica la relación de presión del motor como medida del empuje que está desarrollando este (Fig. 14-4). Esto es la relación entre la presión total de descarga de la turbina y el equivalente de la presión total a la entrada del compresor, es decir Pt6/Pt2 o Pt7/ Pt2. Los valores para el Pt2 deben corregirse por pérdidas en el conducto de entrada sobre las curvas de relación de presión del motor o las cartas editadas por el fabricante del avión. Por lo tanto, para ambos usos, estático (por ejemplo despegue) y vuelo, el valor real para el Pt2 variará entre los distintos tipos y modelos de aviones debido a efectos de instalación. No obstante, la relación de Pt2 a la entrada del motor para ambas, presión ambiente (Pam) para condiciones estáticas y Pam mas Pr. (pressure ram, presión de impacto) en vuelo, se determina durante las primeras pruebas en vuelo del avión para cada modelo, y se utiliza después como presión de referencia para Pt5/Pt2 o Pt7/Pt2. La verdadera presión barométrica (presión del campo) en la pista de despegue es Pam, y Pam mas Pr es equivalente a la presión total en, o cerca de, la entrada al compresor cuando el avión está en el aire. Debido a que no es aconsejable instrumentar para Pt2 directamente a la entrada del compresor, la sonda de Pt2 para el indicador de relación de presión (EPR) puede colocarse en alguna otra localización sobre el avión, preferiblemente tan próximo como sea posible a la entrada del motor. Cuando se hayan hecho las correcciones apropiadas a las cartas de vuelo en el manual de operaciones o vuelo del avión, cualquier empuje nominal o tanto por ciento de empuje nominal, en términos de relación de presión del motor (EPR), puede ajustarse con la palanca de gases del avión en función de la temperatura total del aire o Tt2.

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Dado que el empuje desarrollado por el motor se indica por la relación de presión entre la presión a la entrada de aire del motor y la presión de descarga en la tobera, la presión de descarga de la turbina, por sí, no debería utilizarse directamente como una indicación exacta de la potencia de salida del motor. La presión de entrada al compresor Pt2 debe tenerse en cuenta en las curvas o cartas siempre que el avión esté instrumentado solo con la presión de descarga de la turbina. Para las operaciones en estático del motor, esto normalmente se realizará mostrando la presión barométrica, corregida para las pérdidas en el conducto de entrada, más bien que por los valores de Pt2 en las curvas o cartas. En vuelo, las curvas o tablas normalmente mostrarán la velocidad y altitud que eliminarán la necesidad de trazar realmente los valores de Pt2 en los datos operacionales. Los indicadores de relación de presión del motor tienen incluso en el sistema el valor de Pt2, teniendo en cuenta este factor automáticamente sobre la lectura del instrumento observado.

Par de Torsión / Potencia Torquímetro (Motores turbohélices) Debido a que solamente una pequeña parte de la fuerza propulsora producida por un turbohélice se debe al empuje del chorro, ni la presión de descarga de la turbina ni la relación de presión del motor se utilizan para indicar la potencia que está produciendo el motor. En su lugar se emplea un torquímetro para medir el nivel de potencia que el motor está desarrollando en tierra y en vuelo. Puesto que el método de medida del torque varía, debería consultarse el manual de mantenimiento del motor para obtener una descripción de la manera en que un sistema de torquímetro en particular funciona. No obstante, en la mayoría de los sistemas lo que se utiliza es la presión de aceite del torquímetro para actuar un instrumento indicador de presión de aceite del torquímetro (que es proporcional a la potencia del motor) en libras por pulgada cuadrada (p.s.i.). Algunos instrumentos indicadores de torque están calibrados para leerse en términos de libras-pies (lb-ft) de torque (como es el caso del motor PT6 de Pratt & Whitney of Canada), y algunos pueden leerse en caballos de potencia al eje (SHP) directamente.

Presión y temperatura de aceite Para guardarse contra los fallos de motor resultantes de una inadecuada lubricación y refrigeración de las distintas piezas del motor debe controlarse el suministro de aceite a las áreas críticas. El indicador de presión de aceite muestra la presión transmitida por el transmisor de presión de aceite. En la mayoría de las instalaciones, el transmisor de presión de aceite tiene en cuenta la presión de respiración, transmitiendo la caída de presión verdadera a través de los inyectores del sistema de aceite. La capacidad del aceite de motor para realizar su trabajo de lubricación y refrigeración es función de la temperatura del aceite, así como también de la cantidad de aceite suministrado a las áreas críticas. Frecuentemente se proporciona un indicador de temperatura de aceite de Marzo 2003

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entrada para mostrar la temperatura del aceite a medida que entra en los compartimentos de los cojinetes del motor. La temperatura de entrada del aceite también sirve como una indicación del adecuado funcionamiento del radiador de aceite del motor.

Presión y flujo de combustible Las características del sistema de combustible frecuentemente hacen aconsejable controlar la presión de entrada a la bomba de combustible. En caso de una detención del flujo de combustible en vuelo, es conveniente localizar la fuente de la dificultad rápidamente, para determinar si el problema se ha desarrollado en el motor o en el sistema de combustible del avión, de forma que pueda tomarse la acción correctiva. Además la presión de entrada a la bomba de combustible indicará una posible cavitación en la entrada de dicha bomba en vuelo, y mostrará si el sistema de combustible está o no está operando adecuadamente durante las comprobaciones en tierra del motor. El indicador de flujo de combustible muestra el flujo del combustible en libras o kilogramos por hora hacia los inyectores de combustible. El flujo de combustible es de interés fundamental para controlar el consumo de combustible en vuelo, para comprobar la actuación del motor, y para el control del vuelo de crucero. La relación del flujo de combustible anormal con las lecturas de los otros instrumentos proporciona una de las mejores indicaciones como causa probable de un mal funcionamiento del motor. Un sistema típico de control del flujo de combustible consiste en un transmisor de flujo de combustible, que está instalado dentro del sistema de combustible de baja presión, y un indicador, que muestra el régimen de flujo de combustible y el combustible total usado en galones, libras o kilogramos por hora. El transmisor mide el flujo de combustible eléctricamente y una unidad electrónica envía una señal hacia el indicador proporcionar al flujo de combustible.

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Velocidad del Motor Las r.p.m. del rotor del motor pueden detectarse por un generador de tacómetro mecánicamente arrastrado, un imán permanente mecánicamente arrastrado o una sonda captadora de impulsos que detecta el paso de los álabes del compresor o fan (Fig. 14-11) , o el paso de los dientes de un engranaje. La salida o señal de cualquiera de los sensores mencionados se dirige a un indicador apropiado en la cabina. El indicador está calibrado para leerse directamente en tantos por ciento de r.p.m. (Fig. 14-10). Los motores de doble compresor de flujo axial normalmente están equipados con dos tacómetros, un tacómetro que indica la velocidad del compresor de baja presión (N1), y otro que indica la velocidad del compresor de alta presión (N2).

Para la mayoría de los motores de compresor de flujo axial, el propósito principal del tacómetro es controlar las r.p.m. durante un arranque de motor e indicar una condición de sobrevelocidad si acaso ocurriese. Aunque algunos fabricantes no recomiendan el uso del tacómetro para el ajuste del empuje en los motores de compresor de flujo axial porque las condiciones de temperatura y presión a la entrada del motor afectan a la velocidad del mismo, el tacómetro del compresor de baja presión (N1) en los motores de doble compresor controlados por el EPR puede utilizarse como una referencia aproximada para ajustar el empuje del motor en perturbaciones transitorias y otras ciertas condiciones del vuelo.

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Cuando se use el tacómetro de N1 para ajustar el empuje del motor, este debería ajustarse mas exactamente por medio de la relación de presión del motor (EPR) tan pronto como sea posible. En los motores de un solo compresor de flujo axial, se recomienda sin ningún genero de duda que la velocidad del motor no se use como medio principal de ajuste o comprobación del empuje del motor.

Medida e Indicación de la Vibración El motor turborreactor tiene un nivel de vibración extremadamente bajo, y un cambio en la vibración debido a un fallo inminente o parcial puede pasar desapercibido. Por lo tanto, muchos motores están equipados con indicadores de vibración que continuamente comprueban el nivel de vibración del motor. El indicador normalmente es un miliamperímetro que recibe señales a través de un amplificador desde un transmisor montado en el motor (Fig. 14-12).

El transmisor de vibración, también llamado captador de vibración, está montado sobre el cárter y conectado eléctricamente al amplificador e indicador. El elemento sensor de vibración normalmente es un transductor electromagnético que convierte el régimen de vibración en señales eléctricas que hacen que la aguja del indicador se mueva proporcionalmente al nivel de vibración. Una lampara de aviso sobre el panel de instrumentos se incorpora al sistema para avisar al piloto si se aproxima un nivel inaceptable de vibración, permitiendo parar el motor y reducir de esta manera el riesgo de daño. El nivel de vibración registrado sobre el indicador es la suma total de la vibración sentida por el captador. Un método más exacto diferencia entre las gamas de frecuencia de cada conjunto de rotación, permitiendo así aislar la fuente de vibración. Esto es particularmente importante en los motores con mas de un rotor. Para el uso en los motores con mas de un rotor se ha desarrollado un transmisor de vibración tipo cristal de cuarzo que da una indicación de la vibración mas fiable. Un sistema de filtros en el circuito eléctrico hacia el indicador hace posible comparar la vibración obtenida con una gama de frecuencia conocida y así localizar el origen de la vibración. Un interruptor de selección múltiple permite al piloto seleccionar un área específica para obtener una lectura del nivel de vibración.

Instrumentación Electrónica Uno de los axiomas fundamentales de la instrumentación del avión es “Si un parámetro puede medirse, puede controlarse, y si puede controlarse, puede controlarse automáticamente.” Pero Marzo 2003

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el control automático era difícil antes de la llegada de la electrónica digital y del microprocesador. Los microprocesadores han revolucionado la instrumentación del grupo motopropulsor, y transductores semiconductores diminutos y dispositivos optoelectrónicos han sustituido a los sensores mecánicos para la medición de presiones, temperaturas, y movimientos mecánicos. Mas bien que enviar datos desde estos transductores a los indicadores tipo analógico para que la tripulación los interprete, los datos se dirigen a un computador donde se analizan y corrigen según sea necesario y luego se presentan en una pantalla de vídeo. El sistema de instrumentación electrónico para el motor mas elaborado es el EICAS (Engine Indication and Crew Alerting System). El EICAS no presenta todos los parámetros del motor cuando estos están operando dentro de su gama normal de funcionamiento, sino que cuando cualquier condición excede su límite permisible, la tripulación es alertada de un problema inminente. El EICAS sustituye múltiples instrumentos individuales y proporciona a la tripulación la información necesaria. Además está conectado con sistemas tales como el panel de presentación de control para mantenimiento (MCDP), el computador de mandos de vuelo (FCC), el sistema de gestión del empuje (TMS), el control electrónico del motor (EEC), el piloto automático (FMC), el radio altímetro, y el computador de datos de aire (ADC). El EICAS (Fig. 14-14) consiste en dos unidades de presentación CRT multicolor, dos computadores, dos paneles de control, un panel selector de presentación del piloto, y un panel de mantenimiento. También existen dos módulos de conmutación de la presentación, los interruptores de cancelación /rellamada (cancel/recall), y las luces de precaución (caution) del comandante y segundo piloto. Las dos unidades de presentación del EICAS están montadas una sobre otra (Fig. 14-13). Los parámetros primarios del motor, tal como el EPR, la EGT, y la velocidad del N1, se presentan continuamente en el lado derecho de la unidad superior. Estos parámetros se muestran en forma de presentación analógica junto con el valor real en dígitos. El lado izquierdo de la pantalla superior muestra los avisos y precauciones (warnings and cautions) de alerta a la tripulación. La pantalla inferior muestra los parámetros secundarios tal como el N2, el flujo de combustible, la cantidad de aceite, la presión de aceite, la temperatura de aceite, y la vibración del motor. El estado de los sistemas del avión (status) también pueden presentarse como datos de mantenimiento. Las luces de “master caution” así como las señales acústicas apoyan las presentaciones en el EICAS. Los mensajes de alerta aparecen en el lado izquierdo de la pantalla superior en uno de tres colores: blanco, amarillo o rojo. Si es blanco, es un mensaje de advertencia (advisory), y se tomará acción cuando se disponga de tiempo. Si es amarillo, es un mensaje de precaución (caution), que requiere un conocimiento inmediato de la tripulación y una acción compensatoria futura. Si es rojo, es un mensaje de aviso (warning), que requiere una acción correctiva o compensatoria inmediata por parte de la tripulación. Cuando quiera que aparezca un mensaje de aviso en el EICAS, también se iniciaran una señal acústica y otra visual. Los interruptores “cancel/recall” se usan para revisar y controlar los mensajes de precaución y advertencia. Marzo 2003

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El EICAS no solo es útil para la tripulación de vuelo, sino que es una herramienta esencial para el mantenimiento en tierra. Cuando cualquier sistema falla, el EICAS automáticamente registra los parámetros que identifican el fallo tan pronto como se detecta. También, si la tripulación quiere registrar todos los parámetros que existen en un momento específico, ellos pueden pulsar un solo botón, y todos los datos se registrarán automáticamente para que los técnicos de mantenimiento puedan analizar y evaluar.

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Obsérvese en la figura 14-14 que el EICAS tiene dos computadores que reciben datos de los sensores de los sistemas del avión y del motor. Un computador cada vez procesa y presenta toda la información requerida por la tripulación, quien selecciona el computador desde el panel de selección de presentación del piloto. Los tres parámetros primarios del motor necesarios para ajustar y controlar el empuje del motor, el EPR, el N1, y el EGT, se muestran en la pantalla superior en todo momento en formato analógico y digital. Los parámetros secundarios, N2, flujo de combustible, presión de aceite, temperatura de aceite, cantidad de aceite, y vibración, se presentan en la pantalla inferior al incrementar potencia y cuando se selecciona manualmente. En otras ocasiones la pantalla inferior está sin datos. Estos parámetros secundarios se presentan por medio de indicación digital y marcaciones analógicas. Si cualquier parámetro excede los límites para los cuales está programado (condición de “exceedance”), el EICAS automáticamente presenta este parámetro para ambos motores en el color apropiado. Esto alerta a la tripulación de un problema inminente e indica su gravedad.

Los colores usados en las pantallas multicolor tipo CRT son los siguientes: Blanco: Es el color general usado para todas las escalas, para los indicadores en la gama operacional normal, las lecturas en formato digital y los encasillados de estas, así como los mensajes de advertencia. Rojo: Para los Mensajes de aviso, para los limites de escalas, y para la condición de exceso en los indicadores, en la lectura digital y los encasillados de esta. Verde: Para el modo de empuje y la lectura de referencia, para el cursor del EPR seleccionado (EPR target), para la lectura del anti-hielo (TAI), para la lectura de la temperatura seleccionada, y para los mensajes de empuje inverso. Azul: No se usa para las presentaciones del EICAS, se muestra solo durante el test del EICAS.

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Amarillo: Para los mensajes de precaución. Para las bandas amarillas de las escalas, para la condición de banda amarilla del indicador, para las lecturas digitales y los encasillados de estas, para el marcador de límite máximo, y la lectura del inversor de empuje. Magenta (Rosa): Para la envolvente de arranque en vuelo, para el índice comandado del combustible, para los mensajes de alimentación cruzada de sangrados, y para el cursor EPR/FMC. Cyan (Azul): Para los nombres de todos los parámetros, indicación de status e indicación de los datos secundarios del motor. Negro: Color del fondo de pantalla.

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SISTEMAS DE AUMENTO DE POTENCIA Funcionamiento y Aplicaciones En algunas ocasiones es necesario incrementar el empuje por encima del nivel de empuje normal del motor, por ejemplo, cuando se despega desde una pista de longitud reducida, o en un día cálido, la velocidad de despegue debe ser segura. Para los aviones de combate, debe proporcionarse un empuje adicional para ciertas maniobras de vuelo, y en los aviones comerciales supersónicos para permitirles alcanzar una altitud de crucero en mucho menos tiempo donde el consumo de combustible es menor. Se puede disponer de un empuje mayor con motores más potentes. Sin embargo, para los aviones de combate en particular, el aumento de peso para un período corto de operación excluye la utilización de tales motores. En la practica, La cantidad de empuje que un motor de reacción puede producir puede aumentarse de dos formas: por medio del uso del posquemador y por la inyección de agua – metanol. Si bien el uso de la inyección de agua – metanol disminuyó a partir de los años setenta con la llegada de los turbofanes de gran relación de paso, quedando su utilización limitada a ciertos turbohélices.

Inyección de Agua, Agua – metanol La potencia máxima de un motor de turbina de gas depende en gran manera de la densidad o peso del flujo de aire que pasa a través del motor. Por lo tanto, una reducción en el empuje o potencia al eje se produce a medida que la presión atmosférica disminuye con la altitud y/o el aumento de la temperatura ambiente. Bajo estas condiciones, la potencia de salida puede restaurarse o, en algunos casos, aumentarse para el despegue enfriando el flujo de aire con agua o una mezcla de agua y metanol. Cuando el metanol se añade al agua, este le aporta propiedades anticongelantes al tiempo que proporciona una fuente adicional de combustible. En la figura 15-1 se muestra una curva típica de restauración del empuje en un motor turborreactor, y en la figura 15-2 se muestra una curva de aumento y restauración de la potencia en un motor turbohélice.

Existen dos métodos básicos de inyección de refrigerante en el flujo de aire. Algunos motores tienen el refrigerante pulverizado directamente dentro de la entrada al compresor, pero la inyección del refrigerante a la entrada de la cámara de combustión normalmente es más apropiado para los motores con compresor de flujo axial. Esto es así,

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porque se puede obtener una distribución más uniforme al tiempo que se puede inyectar satisfactoriamente una mayor cantidad de refrigerante. Cuando la mezcla de agua y metanol se pulveriza dentro de la entrada del compresor, la temperatura del aire que entra al compresor se reduce y consecuentemente la densidad del aire y el empuje aumentan. Si se inyectase solo agua, reduciría la temperatura de entrada en turbina, pero con la adición del metanol la temperatura de entrada en turbina se recupera al quemarse el metanol en la cámara de combustión. De esta manera la potencia se recupera sin tener que ajustar el flujo de combustible. La inyección de refrigerante en la entrada de la cámara de combustión aumenta la masa del flujo a través de la turbina, relativa a la que pasa a través del compresor. De esta forma la presión y la temperatura caen a través de la turbina, y esto resulta en un aumento de la presión en el conducto de descarga, que como resultado da empuje adicional. La consecuente reducción de la temperatura de entrada en turbina, debida a la inyección de agua, le permite al sistema de combustible programar un incremento del flujo de combustible hasta un valor que da un aumento en la velocidad máxima de rotación del motor, proporcionando de esta manera una adición posterior de empuje. Donde se usa el metanol con el agua, la temperatura de entrada en turbina se recupera, o parcialmente se recupera, al quemarse el metanol en la cámara de combustión.

Inyección a la entrada del compresor El sistema de inyección a la entrada del compresor que se muestra en la figura 15-3 es un sistema típico para un motor turbohélice. Cuando se conecta el sistema de inyección, la mezcla de agua y metanol se bombea desde un depósito montado en el avión hasta una unidad de control. La unidad de control dosifica el flujo de la mezcla hacia la entrada del compresor a través de una válvula medidora operada por un servo-pistón. El sistema de servo usa aceite del motor como medio de operación, y una servo-válvula regula el suministro de aceite. El grado de apertura de la servo-válvula se ajusta por un sistema de control que es sensible a la presión de aceite del torque del eje de la hélice y a la presión del aire atmosférico que actúa sobre un conjunto de cápsulas. Marzo 2003

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La palanca de mando del paso de aceite de alta presión de la unidad de control está interconectada al sistema de mando de gases de tal manera que hasta que la palanca de gases no se mueve hacia la posición de despegue, el paso de aceite permanece cerrado, y de esta forma la válvula medidora permanece cerrada, evitando que fluya mezcla hacia la entrada del compresor. El movimiento del mando de gases a la posición de despegue abre el paso del aceite, y la presión de aceite pasa a través de la servo-válvula para abrir la válvula medidora por medio del servo-pistón.

Inyección en la cámara de combustión El sistema de inyección en la cámara de combustión mostrado en la figura 15-4 es un sistema típico para un motor turborreactor. El refrigerante fluye desde un depósito montado en el avión hacia una bomba de turbina arrastrada por aire que lo entrega a una unidad sensora del flujo de agua. El agua pasa desde la unidad sensora a la línea de alimentación de cada inyector y es pulverizada desde dos chorros sobre los generadores de torbellinos del tubo de llama, enfriando de esta manera al aire que pasa hacia dentro de la zona de combustión. La presión del agua entre la unidad sensora y los chorros de descarga es sentida por el sistema de control de combustible, que automáticamente reajusta al governor de velocidad del motor para que dé una velocidad máxima de motor más alta. La unidad sensora del flujo de agua abre solo cuando se obtiene la diferencia de presión correcta entre la presión del aire entregado por el compresor y la presión del agua. El sistema entra en funcionamiento cuando la palanca de gases del motor se mueve a la posición de despegue, haciendo que los microinterruptores operen y seleccionen el suministro de aire para la bomba de turbina. Marzo 2003

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La unidad sensora también forma una válvula antirretorno para evitar que la presión del aire se vuelva desde los chorros de descarga, y proporciona el funcionamiento de una luz indicadora que muestra cuando el agua está fluyendo.

Sistemas de Poscombustión Aproximadamente solo el 25% del aire que pasa a través del núcleo motor se usa para la combustión; el aire restante se usa para refrigeración. Este aire sin quemar que sale del motor contiene una gran cantidad de oxigeno. Un posquemador es esencialmente un estatorreactor adosado a la parte posterior de un turborreactor o motor turbofan. Cuando se requiere empuje adicional, se pulveriza combustible en los gases de escape extremadamente calientes y se prende. El calor adicional posteriormente acelera al aire y produce un aumento del empuje alrededor del 50%. Este empuje adicional se obtiene a costa de triplicar el consumo de combustible.

Un posquemador consta de un conducto posquemador, boquillas pulverizadoras de combustible o barras pulverizadoras, y mantenedores de llama. Una tobera de escape variable se abre para aumentar el área de la tobera y así mantener la presión de descarga adecuada cuando se usa el posquemador, y se cierra para disminuir el área cuando no se usa. Algunos motores turbofanes usan un conducto calentador para el aumento de empuje. Un conducto calentador es similar a un posquemador, pero el combustible se añade al aire de descarga del fan y se quema. El área del tubo de descarga del posquemador es mayor de lo que sería el tubo de descarga normal para el mismo motor, de esta manera, se obtiene una velocidad reducida de la corriente del gas. Para poder operar en todas las condiciones, el tubo de descarga del posquemador está equipado con una tobera que puede ser de dos posiciones o de geometría variable. La tobera estará cerrada durante la operación normal (sin posquemador), pero cuando se selecciona la poscombustión, la temperatura del gas aumenta y la tobera se abre para proporcionar un adecuado área de salida a la corriente de gas con un volumen resultante aumentado. Esto evita que cualquier incremento de presión afecte al funcionamiento del motor, Marzo 2003

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al tiempo que permite que el posquemador se use en una amplia gama de velocidades del motor. El empuje que da un motor equipado con posquemador cuando el posquemador no está operando, es ligeramente inferior al que daría un motor similar sin instalación de posquemador; esto se debe a las restricciones añadidas en el tubo de descarga. También está aumentado el peso total del grupo motopropulsor por el equipo posquemador y un tubo de descarga más pesado.

Funcionamiento del posquemador La corriente de gas procedente de la turbina del motor entra en el tubo de descarga a una velocidad de 750 a 1.200 pies por segundo (de 227 a 363 metros por segundo), pero como esta velocidad es demasiado alta para mantener una llama estable, hay que difundir el flujo antes de que entre en la zona de combustión del posquemador, es decir, hay que reducir la velocidad del flujo y aumentar su presión. No obstante, como la velocidad de combustión del keroseno a relaciones de mezcla normales es solo de unos cuantos pies por segundo, cualquier combustible que se prenda incluso en la corriente de aire difundido se apagaría. Por lo tanto, una forma de estabilizador de llama, está localizado corriente abajo de los quemadores de combustible para proporcionar una región en la cual se formen torbellinos turbulentos que ayuden a la combustión, y donde la velocidad local del gas se reduzca mas hasta un valor al cual se produzca la estabilización de la llama mientras la combustión progresa. A través de un determinado número de quemadores se inyecta combustible atomizado en el tubo de descarga, estos quemadores están dispuestos de manera tal que el combustible se distribuye uniformemente sobre el área de la llama. Luego se inicia la combustión, bien por medio de un encendedor catalítico que crea una llama como resultado de la reacción química que se produce al atomizar una mezcla combustible/aire sobre un elemento a partir de platino, por un encendedor tipo bujía adyacente al quemador, o por una vena de llama que se origina en la cámara de combustión; este último método se conoce como ignición por dardo caliente. Una vez que comienza la combustión, la temperatura del gas aumenta y los gases en

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expansión se aceleran a través del área agrandada de la tobera propulsora para proporcionar el empuje adicional. Viendo la alta temperatura de los gases que entran en el conducto de descarga desde la turbina, podría suponerse que la mezcla se prende espontáneamente. Esto no es así, pues aunque se forman llamas frías a temperaturas de hasta 700º C, la combustión no tendrá lugar por debajo de 800º C. No obstante, si las condiciones fuesen tales que la combustión espontánea se pudiese producir al nivel del mar, es improbable que ocurra en altitud donde la presión atmosférica es baja. La chispa o la llama que inicia la combustión debe ser de tal intensidad que el encendido pueda obtenerse a altitudes considerables.

Para conseguir un funcionamiento uniforme del sistema, se requiere una llama estable que arda firmemente en una amplia gama de concentraciones de mezcla y flujos de gas. La mezcla también debe ser fácil de prender bajo todas las condiciones de vuelo, y la combustión debe mantenerse con la mínima pérdida de presión.

Aumento del Empuje El aumento del empuje debido a la poscombustión depende solamente de la relación de las temperaturas absolutas del conducto de descarga antes y después de que el combustible extra se queme. Por ejemplo, sin tener en cuenta las pequeñas pérdidas debidas al equipo

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posquemador y las variaciones de la cantidad de movimiento del flujo de gas, el incremento de empuje puede calcularse como sigue. Supongamos una temperatura del gas antes de la poscombustión de 640º C (913º K) y con poscombustión de 1.269º C (1.542º K), entonces la relación de temperatura será 1.545 =

1'69

913

La velocidad de la corriente del chorro aumenta según la raíz cuadrada de la relación de temperatura. Por lo tanto, la 1'69

=

1'3.

velocidad del chorro se incrementa en un 30 por ciento, y el incremento del empuje estático, en este caso, también es de un 30 por ciento. En los motores by-pass equipados con posquemador se obtiene un incremento del empuje estático de hasta el 70 por ciento, y a altas velocidades se puede obtener varias veces esta cantidad. Estas altas subidas de empuje en los motores by-pass se consiguen debido a la gran cantidad de oxigeno en la corriente de gas y la baja temperatura de los gases de escape. No obstante, no es posible continuar aumentando la cantidad de combustible a quemar en el conducto de descarga hasta usar todo el oxigeno disponible, porque el conducto de descarga no soportaría las altas temperaturas que se desarrollarían.

Sistema de Control Es evidente que para la operación satisfactoria del sistema posquemador deben coordinarse dos funciones, el flujo de combustible y el área de la tobera propulsora. Normalmente, estas funciones están relacionadas haciendo que el flujo de combustible en los quemadores dependa del área de la tobera, con el piloto controlando el área de la tobera o el flujo de combustible en conjunción con un dispositivo sensor de presión de descarga del compresor/conducto de descarga (una unidad de control de relación de presión). Cuando el área de la tobera se aumenta, el flujo de combustible del posquemador aumenta; cuando el área de la tobera se reduce, el flujo de combustible del posquemador reduce. La unidad de control de relación de presión asegura que la relación de presión a través de la turbina permanezca inalterada y que el motor no se afecta por la operación del posquemador, sin hacer caso del área de la tobera y del flujo de combustible. Debido al gran flujo de combustible necesario para la poscombustión, se usa una bomba de combustible adicional. Esta bomba normalmente es de flujo centrífugo o de engranajes, y se energíza automáticamente cuando se selecciona el posquemador. El sistema es completamente automático e incorpora características a prueba de fallo en caso de avería del posquemador. En la figura de abajo se muestra un diagrama de la interconexión entre el sistema de control y el conducto de descarga del posquemador. Cuando se selecciona poscombustión, se hace llegar una señal mecánica a la unidad de control de combustible del posquemador. La unidad determina la entrega total de combustible de la bomba y controla la distribución del flujo de combustible hacia el conjunto del quemador. El suministro de combustible hacia los quemadores se prende, resultando en un aumento en la presión del conducto de descarga (P 6). Esto altera la relación de presión a través de la turbina (P3 / P6), y el área de salida de la tobera del conducto de descarga aumenta automáticamente hasta que se restablece la relación correcta P 3 / P6. Un posterior aumento en el grado de Marzo 2003

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poscombustión hace que el área de la tobera aumente progresivamente para mantener una relación satisfactoria P3 / P6.

Para operar la tobera propulsora contra las grandes cargas de resistencia impuestas por la corriente de gas, se incorpora en el sistema de control una bomba y unos martinetes operados hidráulicamente o bien neumáticamente. Los hidráulicos pueden usar como fluido aceite o combustible. El movimiento de la tobera se consigue por medio de los martinetes hidráulicos que se presurizan con una bomba cuya descarga está controlada por medio de un varillaje desde la unidad de control de la relación de presión. Cuando se selecciona un incremento de la poscombustión, la unidad de control de combustible del posquemador programa un aumento en la salida de la bomba de combustible (aumenta el flujo total de combustible). La presión en el conducto de descarga (P 6) aumenta, alterando la relación de presión a través de la turbina (P3 / P6). La unidad de control de la relación de presión altera el caudal de la bomba, ocasionando una condición de desequilibrio entre la carga del martinete hidráulico y la carga del gas sobre las trampillas de la tobera. La carga del gas abre la tobera para aumentar su área de salida y, a medida que la tobera abre, el aumento de área en la tobera restaura la relación P3 / P6 y la unidad de control de relación de presión altera el caudal de la bomba hasta que el equilibrio se restaura entre los actuadores hidráulicos y las cargas del gas sobre las trampillas de la tobera.

Conducto de descarga y tobera propulsora El conducto de descarga del posquemador está construido de una aleación de acero resistente al calor y requiere mas aislamiento que un conducto de descarga normal para evitar que el calor de la combustión se transmita a la estructura del avión. El conducto de descarga puede ser de construcción de doble pared, siendo la pared exterior la que soporta las cargas debidas al vuelo y la interior la que soporta los esfuerzos térmicos; luego se induce un flujo de aire de refrigeración entre ellas. También se han tenido en cuenta la expansión y la contracción, así como las pérdidas en las uniones del conducto de descarga. La tobera propulsora es de construcción y material similar al conducto de descarga, al cual está fijada como un conjunto independiente. Una tobera propulsora de dos posiciones tiene dos párpados movibles que se operan por medio de actuadores, o martinetes neumáticos, para dar la posición abierta o cerrada. Una tobera propulsora de área variable tiene un anillo de Marzo 2003

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trampillas de interblocaje que están abisagradas al cárter exterior y pueden estar encerradas en una envuelta exterior. Las trampillas se actúan por medio de martinetes a la posición de cerrado, y por las cargas del flujo de gas a las posiciones intermedia o abierta; no obstante, el control de la posición de las trampillas lo realiza una unidad de control de relación de presión y la bomba que proporciona la energía a los martinetes.

El sistema quemador consta de uno o más colectores de combustible circulares sujetos por los montantes dentro del conducto de descarga. El combustible se suministra a los colectores por medio de los tubos de alimentación en los montantes y se pulveriza en el área de llama desde orificios en los colectores. El estabilizador de llama es un anillo anular de sección en V localizado por debajo de los quemadores de combustible. Un sistema alternativo de quemador tiene estabilizadores de combustión pilotos, y el combustible principal del quemador se suministra a la corriente de gas que pasa entre estos estabilizadores.

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Un escudo de calor circular se monta en la pared interior del conducto de descarga. El escudo, que está arrugado y perforado, también evita que la inestabilidad de la combustión cree vibración y ruido excesivo que como consecuencia resultaría en un rápido deterioro físico del equipo posquemador.

Consumo de combustible La poscombustión siempre conlleva un aumento en el consumo específico de combustible y, por lo tanto, generalmente está limitada a períodos de corta duración. A la corriente de gas se le debe añadir combustible adicional para obtener la relación de temperatura requerida. Debido a que la elevación de temperatura no ocurre en el pico de compresión, el combustible no se quema tan eficazmente como en la cámara de combustión y debe resultar en un consumo específico de combustible más alto. Por ejemplo, supongamos un consumo específico de combustible sin posquemador de 1,15 lb./hr./lb. de empuje al nivel del mar y una velocidad de 0,9 Mach como se puede ver en la figura de la derecha. Entonces con el 70% de poscombustión bajo las mismas condiciones de vuelo, el consumo se aumentará en aproximadamente 2,53 lb./hr./lb. de empuje. Con un aumento en altitud hasta 35.000 pies esta última cantidad de 2,53 lb./hr./lb. de empuje caerá ligeramente a aproximadamente 2,34 lb./hr./lb. de empuje debido a una Marzo 2003

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temperatura de entrada reducida. Cuando este consumo de combustible adicional se combina con el régimen mejorado de despegue y ascenso, vemos que la cantidad de combustible requerida para reducir el tiempo que lleva en alcanzar la altitud operacional no es excesivo.

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MOTORES TURBOHÉLICES La propulsión en un motor turbohélice se realiza por la conversión de la mayor parte de la energía de la corriente de gas en potencia mecánica para arrastrar al compresor, accesorios, y carga de la hélice. Solo una pequeña cantidad (aproximadamente el 10 por ciento) del empuje del chorro está disponible por la corriente de gas de relativamente baja presión y baja velocidad creada por las etapas de turbina necesarias para arrastrar la carga extra de la hélice. Las características y usos del turbohélice son como sigue:

1. Alto rendimiento propulsivo a bajas velocidades, lo cual resulta en cortas carreras de despegue pero que disminuye rápidamente a medida que la velocidad aumenta. El motor es capaz de desarrollar alto empuje a bajas velocidades porque la hélice puede acelerar grandes cantidades de aire a partir de velocidad 0 hacia delante del avión.

2. Tiene un diseño más complicado y es más pesado que un turborreactor. 3. Un consumo específico de combustible (TSFC) más bajo que el turborreactor. 4. Combinación motor y hélice con mayor área frontal lo cual necesita trenes de aterrizaje mayores para los aviones de ala baja, pero que no necesariamente aumenta la resistencia parasitaria.

5. Posibilidad de empuje inverso eficaz. Estas características demuestran que los motores turbohélices son superiores para despegar con cargas pesadas en pistas de longitud corta y media. Normalmente los turbohélices están limitados en velocidades hasta aproximadamente 500 mph (805 km./h), ya que el rendimiento de la hélice cae rápidamente con velocidades mayores a causa de la formación de ondas de choque. No obstante, los investigadores en la Hamilton Standard division of United Technologies Corporation y otros están intentando superar, o ampliar esta limitación experimentando con hélices multipalas de cuerda ancha y diámetro pequeño, que dicen ser más rentables que el turbofan de gran relación de paso, con un 20 por ciento de reducción en el consumo específico de combustible.

Mientras que el diseño básico de un turbohélice es similar a un turborreactor puro, principalmente difiere en: •

una turbina adicional para arrastrar a la hélice,

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•

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una disposición de dos conjuntos de rotación, y, un engranaje reductor para convertir la alta velocidad rotacional de la turbina en una velocidad más moderada para la hélice.

Un turborreactor está diseñado para acelerar una masa de flujo de aire relativamente baja a una alta velocidad de escape, inversamente, un turbohélice está diseñado para acelerar una gran masa de flujo de aire a baja velocidad. Esto como resultado nos da un rendimiento de combustible inmejorable, aunque a costa de la velocidad de vuelo y el ruido en cabina. El ciclo termodinámico es igual al del reactor puro. En el reactor puro, la propulsión es el resultado de la reacción sobre la masa acelerada, en tanto que en el turbohélice se obtiene por medio de la tracción de la hélice que recibe la energía procedente de la aplicada a la turbina que la mueve. La velocidad de salida de los gases de escape es pues ya muy reducida, porque la energía cinética de los gases en la expansión ha sido captada casi en su totalidad por las turbinas para mover al compresor o compresores y la hélice. Solo un pequeño empuje residual se obtiene en el turborreactor base, procedente de la energía que aun queda en la expansión después de la última turbina, pero este empuje es muy pequeño comparado con la tracción de la hélice.

La energía obtenida en un turbohélice se puede expresar en forma de potencia transmitida al árbol de la hélice, cosa que no ocurre en el turborreactor, al que solo en el caso de que consideremos la velocidad del avión que propulsa, podemos hallar su potencia equivalente. En un turbohélice funcionando pero estando aun en reposo, hay una verdadera potencia en el árbol de la hélice de forma similar a la de los motores alternativos, esto es, potencia disponible. La cual se puede medir mediante un freno. Los turbohélices pueden adoptar diversas configuraciones según el turborreactor básico con el que formen un grupo motopropulsor. Las configuraciones pueden ser: •

Turborreactores puros de compresores axiales simples o dobles.

•

Turborreactores puros de compresores centrífugos simples o dobles.

•

Turborreactores puros de compresores mixtos (axiales y centrífugos).

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Atendiendo a la forma en que la hélice recibe el movimiento, los turbohélices pueden ser: •

De turbina libre.

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De turbina ligada.

El motor turbohélice típico puede descomponerse en conjuntos como sigue: 1.

El conjunto de la sección de potencia, que comprende los componentes principales usuales de los motores de turbina de gas (compresor, cámara de combustión, turbina, y la sección de escape).

2.

El conjunto de la caja o engranaje del reductor que contiene aquellas secciones peculiares para las configuraciones de turbohélice.

3.

El conjunto medidor de torque, usado para indicar la potencia desarrollada por el motor turbohélice. El torque del motor o momento de torsión es proporcional a los caballos de potencia y se transmite a través del reductor de la hélice.

4.

El conjunto de arrastre de accesorios.

Acoplamiento de la Turbina de Gas, Turbina Libre y Acoplamiento de la Caja de Engranajes a la Turbina Acoplamiento de la turbina con el compresor Los ejes de turbina están acoplados a los bujes posteriores de los compresores normalmente por unos dispositivos de acoplamiento y freno. Estos acoplamientos de acero, aseguran el eje de arrastre de la turbina con el compresor, y suelen tener un estriado en el diametro exterior o en el interior que coincide con el estriado interno o externo del extremo delantero del eje de turbina. El acoplamiento puede tener una rosca a izquierdas en la parte delantera y una pestaña que sujeta el eje al buje posterior del compresor, también tiene un estriado para acoplar el util o herramienta de apriete en su interior. Marzo 2003

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Arrastre de los accesorios En casi todos los motores alternativos, los accesorios tales como magnetos, bombas, alternadores, y puestas en marcha están montados detrás de los cilindros, pero en un motor turborreactor o turbohélice, la tobera de escape ocupa este valioso espacio. Por esta razón, deben elegirse otras localizaciones para los accesorios. Los motores de turbina de gas tienen abundancia de aire comprimido para operar muchos de los componentes, los cuales en un avión propulsado por un motor alternativo, están arrastrados por engranajes dentro del motor. Algunos de estos accesorios son bombas hidráulicas, unidades de aire acondicionado, y diferentes actuadores. Otros componentes, tal como bombas de aceite, bombas de combustible, unidades de control de combustible, y puestas en marcha, están arrastrados por engranajes cónicos desde el eje de arrastre compresor turbina. Existen dos localizaciones básicas para montar los accesorios arrastrados por engranajes: debajo del compresor de baja presión y debajo del compresor de alta presión detrás del fan. Pero a pesar de esto la variedad es muy grande, pues hay motores que lo tienen en la parte superior, otros tienen mas de un carter de accesorios, bien buscando una mejor distribución o para cambiar la dirección de giro de un eje.

Engranajes de Reducción Los motores alternativos giran lo bastante lentos como para que algunos pequeños arrastren la hélice directamente desde el propio cigüeñal. Incluso los motores mayores que arrastran la hélice a través de una serie de engranajes de reducción apenas usan una relación de reducción de mas de 1:2. Los motores turbohélices tienen un problema completamente distinto: puesto que la turbina gira a tan alta velocidad, normalmente se usan engranajes de reducción de planetarios de múltiples etapas, con relaciones en la gama de 1:10 (0´10) a 1:15 (0¨0667) consideradas normales. Un sistema planetario está formado por los siguientes elementos: Corona, núcleo y satélites. Uno de los engranajes tiene que estar fijo, generalmente suele ser la corona. Imaginando este caso, el funcionamiento es como sigue: El eje del motor moverá directamente el núcleo, en él engranan los satélites, existiendo una relación de movimiento entre ambos, que está en función de su diámetro o número de dientes. A su vez los satélites engranan en la corona que está fija, lo que hará que estos se desplacen recorriendo la corona. Este movimiento es el que se transmite a la hélice. En el propio reductor se suele encontrar el torquímetro o medidor de par, pues esta indicación es necesaria para conocer la potencia del motor. Así mismo esta señal se emplea para la determinación del ángulo de la pala de la hélice, pues en función del par disponible se adoptará el ángulo de ataque adecuado para que de esta forma el rendimiento sea el óptimo. Algunos motores además llevan una señal para cuando este valor es inferior a ciertos límites (mini torque), poniendo automáticamente la hélice en bandera. Existen varias formas de montar los engranajes de reducción en un motor de turbina de gas. En el motor Pratt & Whitney of Canada PT6, la entrada de aire al motor está alrededor de la parte posterior, y la mayoría de los accesorios están montados detrás, el escape sale del motor cerca de la parte frontal, y los engranajes planetarios del reductor de la hélice están en la parte delantera, en línea con el eje compresor turbina. Marzo 2003

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El gran motor Allison 501 (Fig. 16-8) extiende el engranaje reductor hacia fuera por delante del motor y lo sujeta por medio de montantes. Los engranajes reductores pueden situarse bien por encima o por debajo de la línea central del motor. Esto le permite al fabricante del avión un grado de libertad en el diseño de los conductos de entrada de aire para el motor. El motor pequeño Garrett TPE331 (Fig. 16-3) tiene el engranaje reductor fuera de él, y como el Allison 501(Fig. 16-8), puede montarse bien por encima o por debajo de la línea central del motor.

Integración del Motor y Controles de la Hélice Los motores turbohélices se usan en aviones que varían en tamaño desde los grandes transportes cuatrimotores pasando por los ejecutivos de tamaño medio y los relativamente pequeños bimotores. Lo que trataremos a continuación va dirigido hacia un turbohélice el cual consta de elementos y conjuntos típicos de muchos aviones turbohélices. A diferencia del motor turborreactor, que produce empuje directamente, el motor turbohélice produce empuje indirectamente, ya que el conjunto de compresor y turbina suministra par a una hélice, que, como resultado produce la mayor parte de la fuerza propulsiva que arrastra al avión. El control de combustible del turbohélice y el regulador ( governor ) de la hélice están conectados y trabajan en coordinación uno con otro. La palanca de potencia o mando de gases Marzo 2003

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dirige una señal desde la cabina de mando al control de combustible para requerir una cantidad de potencia específica del motor. Juntos el control de combustible y el regulador de la hélice establecen la combinación correcta de r.p.m., flujo de combustible, y ángulo de ataque de las palas de la hélice para que la hélice cree el suficiente empuje para que proporcione la potencia deseada. El sistema de control de la hélice está dividido en dos tipos de control: Uno para la operación en vuelo y otro para la operación en tierra. Para el vuelo, el ángulo de pala de la hélice y el flujo de combustible para cualquier ajuste dado de la palanca de potencia están regulados automáticamente de acuerdo a un programa predeterminado. Por debajo de la posición “ralentí de vuelo” de la palanca de gases, el programa de ángulo de pala coordinado con las r.p.m. se hace incapaz de manejar al motor eficazmente. Aquí es donde se encuentra la gama de operación en tierra, llamada gama “beta”. En la gama beta del cuadrante del mando de gases, el ángulo de la pala de la hélice no está regulado por el “governor” de la hélice, sino que está controlado por la posición de la palanca de potencia. Cuando la palanca de potencia se mueve por debajo de la posición de puesta en marcha “ start ”, el paso de la hélice se invierte para proporcionar empuje inverso y tener una rápida desaceleración del avión después del aterrizaje. 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 turbina. Durante el vuelo la hélice mantiene una velocidad constante de motor. A esta velocidad se le conoce como el 100% de la velocidad nominal del motor, y es la velocidad por diseño a la que se obtiene mas potencia y mejor rendimiento total. Los cambios de potencia están afectados por los cambios de flujo de combustible. Un incremento del flujo de combustible origina un aumento en la temperatura de entrada en turbina y un correspondiente aumento de la energía disponible en la turbina. La turbina absorbe mas energía y la transmite a la hélice en forma de par ( torque). La hélice, para absorber el aumento de par, aumenta el ángulo de pala, manteniendo constante de esta manera las r.p.m..

Sobrevelocidad y Dispositivos de Seguridad Los turbohélices disponen de un sistema de control NTS ( negative torque signal ) (mini torque) el cual proporciona una señal que aumenta el ángulo de pala de la hélice para limitar el par negativo del eje. Cuando un par negativo predeterminado se aplica al reductor, la corona estacionaria se mueve hacia delante contra la fuerza de un muelle debido a una reacción de torsión generada por unas estrías helicoidales. En su movimiento hacia delante, la corona empuja dos varillas de actuación a través de la carcasa delantera del reductor. Una o ambas varillas se pueden usar como señal para la hélice y comenzar a aumentar el ángulo de pala de la hélice. Esta acción (hacia un ángulo de pala alto) continúa hasta que se suprime el par negativo, resultando en la recuperación de la operación normal de la hélice.

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El sistema NTS (mini torque) funciona cuando concurren las siguientes condiciones operativas: interrupciones temporales del combustible, cargas de ráfagas de aire sobre la hélice, descenso normal con programa de mezcla pobre, condiciones de alto sangrado de aire del compresor con ajustes de potencia bajos, y cortes de motor normales. El TSS (thrust sensitive signal ) (señal sensora de empuje) es una característica de seguridad que actúa sobre la palanca de abanderamiento de la hélice. Si ocurre una pérdida de potencia durante el despegue, la resistencia al avance se limita a la de una hélice abanderada, reduciendo los peligros de guiñada en un avión polimotor. Este dispositivo automáticamente aumenta el ángulo de pala y hace que la hélice se abandere. El conjunto de la hélice, junto con el conjunto de control, mantienen unas r.p.m. constantes de motor para cualquier condición de ralentí de vuelo (gama alfa). Para el manejo en tierra y para el inversor (gama beta), la hélice puede operarse para proporcionar empuje cero o negativo. Típicamente, el modo o gama beta incluye las operaciones desde el 65 % hasta el 95 % de las r.p.m. nominales del motor, y el modo o gama alfa desde el 95 % hasta el 100 % de las r.p.m. nominales del motor. La figura 16-10 muestra un diagrama simplificado de los controles de gestión de la potencia para un motor Garrett TPE331.

El control de paso de la hélice (PPC) está montado sobre el conjunto de engranaje reductor alineado con el centro del eje de la hélice. Este dirige el aceite hacia dentro y hacia fuera de la hélice para cambiar los ángulos de las palas durante las operaciones en tierra. Un extremo del tubo de transferencia, o tubo beta, se desplaza hacia atrás y hacia delante dentro del PPC para actuar como dispositivo de retroacción. El PPC está operado por una leva desde la palanca de potencia, y durante las operaciones de vuelo, no sirve ninguna otra función que no sea la de actuar como paso de aceite entre el governor de la hélice (PG) y la hélice. El governor de la hélice está montado sobre el cárter reductor, y funciona de la misma forma que otros governos de masas centrífugas, controlando la velocidad del motor desde el 97 % hasta el 100 % de r.p.m.. Por debajo del 97 % de r.p.m., el governor de baja velocidad (USG), que se encuentra dentro del control de combustible y está operado por la palanca de condición, regula la cantidad de

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combustible permitida a fluir hacia el motor, para mantener las r.p.m. seleccionadas cuando el motor está por debajo de la velocidad controlada por el PG. La válvula de combustible manual (MFV), también dentro del control de combustible, calibra el combustible en respuesta a la demanda de alta potencia de la palanca de potencia. Una válvula de puesta en bandera (FV) se opera manualmente moviendo la palanca de condición hasta su posición más posterior o automáticamente por el sensor de torque negativo (NTS). Corta el aceite desde el governor de la hélice y el aceite se drena de la hélice, permitiendo que los muelles de abanderamiento muevan las palas a su posición de abanderadas. Cuando se pone en marcha el motor, la palanca de potencia está en su posición GROUND IDLE y la palanca de condición en la posición LOW RPM. Cuando el motor arranca, los topes de blocaje de puesta en marcha en la hélice se retraen, y la palanca de potencia coloca el PPC sobre el tubo Beta, haciendo que la hélice se mueva hasta un ángulo de pala de 0º. El tubo Beta está unido al pistón de la hélice y se mueve hacia delante con el pistón a medida que las palas de la hélice se mueven hacia su ángulo de bajo paso. Los topes de blocaje de ángulo cambian cuando el tubo Beta se desplaza dentro de la posición neutral. La palanca de condición se usa para ajustar las r.p.m. deseadas a través del USG durante las operaciones en tierra, y la palanca de potencia varía el ángulo de la pala para mover el avión hacia delante o hacia atrás. Cuando la palanca de potencia se mueve hacia delante, una leva en el PPC deja al descubierto una lumbrera de aceite sobre el extremo del tubo Beta, lo cual permite que el aceite en la hélice se drene dentro del cárter reductor. El muelle de abanderamiento y la fuerza de los contrapesos mueve al pistón y al tubo Beta hacia atrás, aumentando el paso de la hélice hasta que el tubo Beta, con su lumbrera de aceite tapada, alcanza una nueva posición neutral dentro del PPC. El PPC y el tubo Beta hacen que el paso de la hélice responda proporcionalmente al movimiento de la palanca de potencia. Cuando el ángulo de la pala aumenta, el motor comienza a bajar velocidad, pero el USG, controlado por la posición de la palanca de condición, aumenta el flujo de combustible hacia el motor para mantener las r.p.m. seleccionadas. Cuando la palanca de potencia se mueve hacia atrás, una leva en el PPC abre un paso en el tubo Beta que dirige aceite a presión incrementada por el governor hacia dentro del pistón de la hélice. El pistón y el tubo Beta se mueven hacia delante, y el ángulo de la pala disminuye hasta que el tubo Beta encuentra una nueva posición neutral. Este ángulo de pala mas bajo hace que aumenten las r.p.m. del motor, pero el USG reduce el flujo de combustible para mantener las r.p.m. seleccionadas. Cuando la palanca de potencia se mueve a la posición de FLIGHT IDLE (ralentí de vuelo) y la palanca de condición se mueve a un ajuste mas alto de r.p.m. (del 97 % al 100 %), el USG está completamente abierto y ya no afecta al funcionamiento del sistema. Ahora el control de las r.p.m. se realiza por el PG. En este punto, el PPC cubre la abertura en el tubo Beta de manera que ya no se desplaza aceite hacia dentro o hacia fuera de la hélice, y el paso permanece fijo. Entonces la palanca de potencia controla el flujo de combustible a través de la MFV. Cuando la palanca de potencia se mueve hacia delante desde su posición FLIGHT IDLE, esto abre a la MFV, y al mismo tiempo, la leva del PPC mantiene a la hélice en una posición de paso fijo, permitiendo que las r.p.m. aumenten. La palanca de condición controla al PG y al USG. Cuando se mueve hasta la posición de TAKEOFF, o HIGH RPM, su varillaje mecánico ajusta al USG hasta el 97 % de r.p.m. y al PG hasta el 100 % de r.p.m.. El USG calibra combustible adicional en el motor para aumentar su velocidad hasta el 97 %. Esto prepara al motor para el despegue.

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Con el motor rodando al 97 %, la palanca de potencia se mueve hacia la posición MAXIMUM. A medida que las r.p.m. aumentan por encima del 97 %, estas se aproximan al ajuste del PG. Cuando el PG siente el 100 % de r.p.m., este se hace cargo del control de la hélice y aumenta el ángulo de la pala para absorber el incremento de potencia del motor y mantener el ajuste de r.p.m.. Cuando la palanca de potencia se mueve hacia atrás, el flujo de combustible disminuye, y el PG disminuye el ángulo de la pala para mantener las r.p.m. seleccionadas. En el aterrizaje, el piloto retrasa la palanca de potencia para reducir el flujo de combustible, y cuando ya no hay suficiente combustible para que el PG mantenga el ajuste de velocidad, las r.p.m. caen hasta la gama del USG. En este punto, la palanca de potencia controla a la hélice a través del PPC, y las r.p.m. se controlan por el USG calibrando suficiente combustible para evitar que la velocidad del motor caiga por debajo de la requerida por la posición de la palanca de condición. Cuando la palanca de potencia se mueve a tope hacia atrás, las palas de la hélice entran en un ángulo negativo preajustado para producir empuje inverso. Cuando el motor se para en vuelo, la hélice entra en su posición de abanderamiento. La palanca de condición se mueve a su posición más retrasada. Esto cambia a la válvula de abanderamiento y permite que el aceite procedente de la hélice drene en la caja de engranajes. La fuerza combinada de los muelles de abanderamiento y los contrapesos de las cañas de las palas mueven al pistón hacia atrás, forzando al aceite fuera de la hélice y metiendo a las palas en su ángulo de bandera. La válvula de abanderamiento también puede operarse automáticamente por el sistema del sensor de torque negativo (NTS). Cuando el sensor de torque negativo en el reductor siente una pérdida de torque positivo, el aceite se dirige a la válvula de abanderamiento, cambiándola a la posición de bandera. Para desabanderar esta hélice se usa una bomba de aceite arrastrada por motor eléctrico. Al aceite procedente del depósito del sistema de lubricación del motor se le incrementa la presión por medio de la bomba de desabanderado y se le dirige a través del tubo Beta hacia dentro de la hélice. Esto mueve al pistón hacia delante y a las palas a su posición de paso bajo. Marzo 2003

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MOTORES TURBOEJES Adaptación, Sistemas de Transmisión, Acoplamientos, Sistemas de Control.

Engranajes

de

Reducción,

A un motor de turbina de gas que entrega su potencia a través de un eje para operar a algo que no sea una hélice, se le conoce como un motor turboeje. Los motores turboejes son similares a los motores turbohélices. La toma de fuerza puede acoplarse directamente a la turbina del motor, o el eje puede estar arrastrado por su propia turbina (turbina libre) localizada en la corriente de gases de escape. La turbina libre gira independientemente. Este principio es el que se usa ampliamente en los motores turboejes que se fabrican actualmente. Normalmente, el motor turboeje se usa para propulsar helicópteros porque operan mas rentablemente a las r.p.m. requeridas. Las ruedas de turbina en un motor turboeje proporcionan potencia para el compresor del motor y para el sistema de rotor principal a través de un eje de extracción de potencia. El compresor de los motores turboejes puede consistir en un compresor axial, un compresor centrífugo, o una combinación de ambos. El número de escalones del compresor dependerá de la cantidad de aire y elevación de presión requeridas para cada motor en particular.

Como en todos los motores de turbina de gas, la combustión es continua. Un encendedor se usa solo durante la puesta en marcha del motor para prender la mezcla aire - combustible. Una vez que la mezcla aire combustible ha prendido, esta continuará ardiendo tanto tiempo como esté presente. Si hubiese una interrupción de combustible, aire, o ambos, la combustión cesaría. A esto se le conoce como apagado de llama ( flame – out ), y es necesario volver a encender el motor. Algunos helicópteros están equipados con un sistema de auto – encendido en vuelo, que automáticamente activa los encendedores para comenzar la combustión si ocurriese un apagado de llama.

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La sección de turbina consiste en una serie de ruedas de turbina que se usan para arrastrar a la sección del compresor y al sistema de rotor. La primera etapa, a la que normalmente se le conoce como generador de gas o N1 puede consistir en una o mas ruedas de turbina. Esta etapa arrastra a los componentes necesarios para completar el ciclo del motor haciendo que este se automantenga. Los componentes arrastrados normalmente por la etapa de N1 son el compresor, la bomba de aceite, y la bomba de combustible. La segunda etapa, que también puede consistir en una o mas ruedas, se dedica a arrastrar al sistema de rotor principal y a los accesorios de la caja de engranajes del motor. A esta se le conoce como turbina de potencia (N2 o Nr). Si la primera y segunda etapas de turbina están acopladas mecánicamente una a otra, se dice que el sistema es un motor de arrastre directo o de turbina fija. Estos motores comparten un eje común, lo que significa que la primera y segunda etapas de turbina, así como el compresor y el eje de potencia, están conectados entre sí. En la mayoría de los conjuntos de turbinas usados en los helicópteros, la primera y segunda etapas de turbina no están mecánicamente conectadas entre sí. Mas bien, están montadas en ejes independientes y pueden girar libremente una con respecto a la otra. A esto se le conoce como “turbina libre”. Cuando el motor está funcionando, los gases de la combustión pasan a través de la primera etapa de turbina para arrastrar al rotor del compresor, y luego pasan a través de la segunda etapa de turbina independiente, la cual gira a la caja de engranajes para arrastrar al eje de potencia.

Sistemas de Transmisión El sistema de transmisión transfiere la potencia desde el motor al rotor principal, al rotor de cola, y a otros accesorios. Los principales componentes del sistema de transmisión son la transmisión del rotor principal, el sistema de arrastre del rotor de cola, el embrague, y la unidad de desembrague del rotor. Las transmisiones de los helicópteros están normalmente lubricadas y refrigeradas con su propio suministro de aceite. Para comprobar el nivel de aceite se facilita un visor. Algunas transmisiones tienen detectores de partículas localizados en el sumidero del cárter. Estos detectores están eléctricamente conectados a luces de aviso localizadas sobre el panel de instrumentos del piloto, que se iluminan en caso de presentarse algún problema interno. Transmisión del Rotor Principal El propósito de la transmisión del rotor principal es reducir lar r.p.m. de salida del eje del motor a las r.p.m. optimas del rotor. Esta reducción es diferente para los distintos tipos de helicópteros, pero como ejemplo, supongamos que las r.p.m. del motor de un helicóptero específico son 2.700. Para conseguir una velocidad del rotor de 450 r.p.m. se requeriría una reducción de 6 a 1. Una reducción de 9 a 1 significaría que el rotor giraría a 300 r.p.m. La mayoría de los helicópteros usan un tacómetro de doble aguja para mostrar las r.p.m. del motor y del rotor o tantos por ciento de las r.p.m. del motor y del rotor. La aguja de las r.p.m. del rotor normalmente se usa solo durante la conexión del embrague para controlar la aceleración del rotor, y en la autorotación para mantener las r.p.m. dentro de los limites prescritos. En helicópteros con motores montados horizontalmente, otro de los fines de la transmisión del rotor principal es cambiar los ejes de rotación desde el eje horizontal del motor al eje vertical del rotor principal. Marzo 2003

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Sistema de Arrastre del Rotor de Cola El sistema de arrastre del rotor de cola consiste en un eje de arrastre del rotor de cola propulsado desde la transmisión principal y una transmisión de rotor de cola montada en el extremo de la estructura de cola. El eje de arrastre puede consistir en un eje largo o una serie de ejes más cortos conectados a ambos extremos con acoplamientos flexibles. Esto le permite al eje de arrastre flexar con la estructura de cola. La transmisión del rotor de cola proporciona un arrastre en ángulo recto para el rotor de cola y también puede incluir engranajes para el ajuste optimo de las r.p.m del rotor de cola.

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El embrague En un avión convencional, el motor y la hélice están permanentemente conectados. Sin embargo, en un helicóptero existe una relación distinta entre el motor y el rotor. Debido al mayor peso de un rotor en relación con la potencia del motor, según se compara con el peso de una hélice y la potencia en un avión, el rotor debe desconectarse del motor cuando se conecta la puesta en marcha. Un embrague permite al motor ponerse en marcha y luego gradualmente recoger la carga del rotor. En los motores de turbina libre, no se requiere embrague, ya que la turbina del generador de gas está esencialmente desconectada de la turbina de potencia. Cuando el motor se pone en marcha, la turbina de potencia opone poca resistencia. Esto le permite a la turbina del generador de gas acelerar a la velocidad normal de ralentí sin la resistencia impuesta por la carga del sistema de transmisión y de rotor. A medida que la presión del gas aumenta a través de la turbina de potencia, las palas del rotor comienzan a girar, al principio lentamente, y luego acelerando gradualmente hasta las r.p.m. normales de funcionamiento.

Unidad de Autorotación Dado que en un helicóptero la sustentación se proporciona por medio de la rotación de perfiles aerodinámicos, estos perfiles aerodinámicos deben quedar libres para girar en caso de fallos Marzo 2003

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del motor. La unidad de autorotación automáticamente desembraga al motor del rotor principal cuando las r.p.m. del motor son menores que las r.p.m. del rotor principal. Esto le permite al rotor principal continuar girando a velocidades normales de vuelo. El conjunto más común de unidad de autorotación consiste en un embrague tipo cuñas localizado entre el motor y la transmisión del rotor principal sobre la caja de engranajes del motor Fig. 17-6. Cuando el motor arrastra al rotor, los planos inclinados en las cuñas del embrague fuerzan a los rodillos contra un tambor exterior. Esto evita que el motor exceda las r.p.m. de la transmisión. Si el motor falla, los rodillos se mueven hacia dentro, permitiendo que el tambor exterior exceda la velocidad de la porción interior. Entonces la transmisión puede exceder la velocidad del motor. En esta condición, la velocidad del motor es menor que la del sistema de arrastre, y el helicóptero se encuentra en estado de autorrotación.

Mando de Gases La función del mando de gases es regular las r.p.m. si el sistema correlador o de governor no mantiene las r.p.m. deseadas cuando el mando colectivo se sube o baja, o si esos sistemas no están instalados, el mando de gases tiene que moverse girando la empuñadura para mantener las r.p.m.; girando la empuñadura hacia fuera aumentan las r.p.m.; girándola hacia dentro disminuyen. Coordinación, mando de gases / paso colectivo Cuando el paso colectivo se levanta, aumenta la carga sobre el motor para mantener las r.p.m. deseadas. La carga se mide por un indicador de torque en los helicópteros propulsados por turboejes. Correlador / Governor Un correlador es una conexión mecánica entre la palanca del colectivo y el mando de gases del motor. Cuando la palanca del colectivo se levanta, la potencia automáticamente aumenta y cuando se baja, la potencia disminuye. Este sistema mantiene a las r.p.m. próximas al valor deseado, pero todavía necesita ajuste fino del mando de gases. Un governor es un dispositivo sensor habitual en todos los helicópteros de turbina que siente las r.p.m. del motor y del rotor y hace los ajustes necesarios para mantener constantes las r.p.m. del rotor. En las operaciones normales, una vez que las r.p.m. del rotor se ajustan, el governor mantiene las r.p.m. constantes, y no hay necesidad de hacer ningunos otros ajustes en el mando de gases. Los governos son habituales en todos los helicópteros de turbina.

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UNIDADES DE POTENCIA AUXILIAR (APU) APU son las siglas de Auxiliary Power Unit, o unidad de potencia auxiliar, con las que corrientemente se designan a los motores instalados a bordo de los aviones para suministrar potencia eléctrica y neumática, para accionar los diversos sistemas del avión con independencia de los equipos de tierra. La APU se utiliza principalmente para el arranque de los motores y para el acondicionamiento de aire en el interior de la cabina. Durante la fase de despegue la APU puede usarse como fuente neumática para el sistema de aire acondicionado con el propósito de no extraer potencia directamente de los motores, ya que ello iría en detrimento del empuje.

La APU normalmente va instalada en el cono de cola. El alojamiento de la APU va provisto con un equipo detector y extintor de incendio. La APU es una pequeña turbina de gas con dispositivo propio de puesta en marcha, generalmente con tres o cuatro escalones de compresor y dos rotores en la turbina. Dispone de uno o más sangrados de aire a distintas presiones para abastecer las necesidades del sistema neumático. A través de un cárter reductor de accesorios, se extrae la potencia mecánica necesaria para el arrastre del alternador y de los distintos accesorios de la propia unidad de potencia auxiliar. Marzo 2003

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En general la APU está diseñada de forma que pueda funcionar hasta unos 9.000 metros de altitud y en condiciones de formación de hielo. Sus características son variables según el tipo de avión que deba equipar. Por ejemplo, el que monta el Boeing 747 tiene un régimen de giro de 20.000 RPM y a plena carga de marcha continua, puede proporcionar hasta 300 HP de 2 potencia y un caudal máximo de aire de 220 kg./min a una presión de 3 kg/cm y a una temperatura de 230ºC. En el avión DC-9 la APU suministra en vuelo solo energía eléctrica, la APU del avión Boeing 727 solo se utiliza en tierra, y en el Airbus A-300 la APU es capaz de suministrar energía eléctrica y neumática hasta unos 4.500 metros de altitud. Vemos por tanto, que en vuelo depende de las características de los distintos aviones y de sus requisitos de potencia eléctrica y neumática. El compresor de la APU 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 alternador. En algunos casos, el eje de motor está acoplado a un compresor de carga para producir energía neumática para el sistema de control medioambiental y la puesta en marcha de la planta de potencia del avión. La APU está dotada de los siguientes sistemas: combustible del motor y su control, indicación, escape, y aceite. Además, hay sistemas de detección y extinción de incendio para la APU.

El sistema de indicación del motor facilita un medio de controlar las operaciones de la APU en tierra o en vuelo. El panel principal de control está situado en el compartimento de vuelo y se Marzo 2003

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utiliza para poner en marcha y parar la unidad. Así como también dispone de interruptores para aplicar y quitar la energía neumática y eléctrica.

La mayoría de los aviones disponen de un panel exterior de control de la APU desde donde se puede parar la unidad pero no se puede poner en marcha. Este panel está provisto de indicadores y bocinas de aviso de incendios. El sistema de extinción de incendios para el compartimento de la APU se puede controlar desde este panel lo mismo que desde el panel principal de instrumentos. Pero la prueba del sistema de detección de incendio solo puede realizarse desde el panel principal de instrumentos en la cabina de vuelo. Normalmente el sistema de indicación utiliza la temperatura de los gases de escape y la velocidad del rotor del compresor para vigilar la operación de la APU. En la mayoría de los aviones de transporte modernos, la APU está controlada electrónicamente por la ECU (Electronic Control Unit) cuya misión es supervisar todas las operaciones. La ECU almacena los fallos y en determinados casos evita el arranque de la APU. La APU se arranca utilizando un motor de puesta en marcha eléctrico de 28 V c.c. y una sola caja de encendido que produce una tensión elevada necesaria para hacer saltar una chispa entre los electrodos de una bujía e inflamar la mezcla. La operación normal de la APU es completamente automática desde que se selecciona START sobre el interruptor de control de la APU. Cuando la velocidad de la APU está por encima del 95%, una vez estabilizado el funcionamiento de la APU, ya se puede demandar energía eléctrica y/o neumática según se necesite. En los modernos aviones de transporte, la ECU supervisa el sistema y lleva a cabo las paradas de protección automáticamente. Paradas de Protección del Sistema de Aceite Debido a fallos en el sistema de lubricación podemos tener paradas de protección por: baja presión de aceite (LOP), alta temperatura de aceite (HOT), filtro de aceite del generador obstruido (GEN FILTER), etc. Existen componentes del sistema de lubricación cuyos fallos se registran en la memoria de la ECU. Protecciones Relacionadas con el Sistema de Combustible Las paradas de protección que tiene la APU relacionadas con el sistema de combustible son: “NO FLAME”, “NO ACCEL”, “SLOW START”, “OVER TEMP” y “OVER SPD”. Las de “NO Marzo 2003

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ACCEL” y “SLOW START” son debidas normalmente a poco flujo de combustible, mientras que las de “OVER TEMP” y “OVER SPD” lo son por excesivo flujo de combustible. También en el sistema de combustible encontramos componentes cuyos fallos se registran en la memoria de la ECU, estos podrían ser: la unidad de control de combustible, el solenoide de combustible y el divisor de flujo.

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INSTALACIÓN DE LA PLANTA DE POTENCIA Cuando un motor de turbina de gas se instala en un avión, normalmente requiere una serie de accesorios montados en él, así como las conexiones hechas a los distintos sistemas del avión. El motor, el conducto de escape y los accesorios, y en ciertas instalaciones un inversor de empuje, deben estar adecuadamente capotados, y se debe proporcionar una entrada de aire para el compresor, constituyendo la instalación completa la planta de potencia del avión.

La localización de la planta de potencia y la configuración del avión se diseñan en conjunto, y esto depende de las funciones que el avión tiene que realizar. Las plantas de potencia de motores turborreactores pueden ser del tipo de instalaciones unidas a las alas por voladizos ( pylons), o unidas a los lados del fuselaje posterior por muñones de ala, o puede que estén insertadas en el fuselaje o las alas. Algunos aviones tienen una combinación de plantas de potencia montadas en el fuselaje posterior y cola, otros tienen instalaciones de motor en las alas con un tercer motor insertado en la estructura de cola. Sin embargo, los motores turbohélices están limitados a la instalación en las alas o en el morro del avión.

La posición de la planta de potencia no debe afectar al rendimiento de la entrada de aire, y los gases de escape deben descargarse sin que obstaculicen al avión o sus superficies de control. Cualquier instalación debe ser de tal forma que produzca el mínimo efecto de resistencia aerodinámica. Las instalaciones de la plantas de potencia se numeran de izquierda a derecha mirando al avión desde su parte posterior. Los aviones supersónicos normalmente tienen las plantas de potencia insertada en el avión por razones aerodinámicas. Los aviones de despegue vertical pueden usar bien instalaciones de plantas de potencia insertadas, en pylons o en algunos casos una combinación de ambas. El motor se monta en el avión de tal manera que permite que las fuerzas desarrolladas por el motor se transmitan a la estructura principal del avión, la cual además soporta el peso del motor y transporta las cargas del vuelo. Debido a las amplias variaciones de temperatura de los cárteres del motor, el motor se monta de manera que los cárteres puedan expandirse libremente lo mismo en dirección longitudinal que radial. No obstante, los tipos de montajes de

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motor varían para adaptarse a los requisitos de instalación particular. Normalmente los turborreactores se montan a los lados o colgados. Los motores turbohélices se montan delante sobre una bancada tubular

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Configuración de mamparos cortafuegos, capots, paneles acústicos, montantes del motor, montantes antivibración, mangueras, tuberías de alimentación, conectores, mazos de cables, cables y varillas de mando, puntos de izado, y drenajes. Configuración de mamparos cortafuegos Todos los motores de turbina de gas y las instalaciones de sus sistemas asociados incorporan características que reducen la posibilidad de fuego en el motor. Todas las fuentes potenciales de fluidos inflamables están aisladas de la zona caliente del motor. Los componentes externos de los sistemas de combustible y aceite así como sus tuberías asociadas normalmente están localizados alrededor de los cárteres del compresor, en la zona fría, y separados por un mamparo cortafuegos del área de combustión, turbina y conducto de escape o zona caliente. Estas zonas pueden estar ventiladas para evitar la acumulación de vapores inflamables. Los capots del motor están provistos con un adecuado sistema de drenaje para eliminar los fluidos inflamables de las góndolas de los motores, y todas las pérdidas de los sellados de los componentes se drenan al exterior. Un fuego de motor debe quedar contenido dentro de la planta de potencia y no permitírsele extenderse a otras partes del avión. Los capots que rodean al motor normalmente están hechos de aleaciones ligeras, que serían incapaces de contener un fuego cuando el avión está estático. Sin embargo, durante el vuelo el flujo de aire alrededor de los capots proporciona suficiente refrigeración como para que se hagan a prueba de fuego. Los mamparos cortafuegos y capots que no estén afectados por un flujo de aire de refrigeración, así como las secciones de capots alrededor de ciertas salidas que pueden actuar como mantenedores de llama, se fabrican de acero o titanio.

Capots de Motor El acceso a un motor montado en el ala o fuselaje es a través de puertas abisagradas; en las instalaciones en pylons y en los turbohélices los capots principales están abisagrados. El acceso para el mantenimiento menor es a través de pequeños paneles desmontables o abisagrados. Todos los elementos de fijación son del tipo de suelta rápida.

Un motor turbohélice, o un motor turborreactor montado en pylon, normalmente es mucho más accesible que un motor insertado debido al gran área de capots abisagrados que se puede proporcionar.

Paneles Acústicos En los motores de reacción se usan distintos materiales absorbentes de ruido. Estos, principalmente entran en dos categorías, materiales compuestos ( composite) ligeros de peso que se usan en las zonas de temperaturas más bajas, y materiales fibrosos metálicos a partir de sílice que se usan en las zonas de temperaturas más altas. El material absorbente de ruido está unido al panel de abeja ( honeycomb) metálico, que a su vez está unido a la estructura

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metálica principal del conducto o carcasa, para formar una estructura de panel de abeja tipo sándwich.

Soportes de fijación del Motor Los soportes de fijación del motor en la mayoría de los motores turborreactores son relativamente simples comparados con las estructuras de soporte instaladas en los motores alternativos. Sin embargo, realizan las mismas funciones básicas de soporte del motor y transmisión de las cargas impuestas por este a la estructura del avión. La mayoría de los soportes de fijación del motor están fabricados de acero inoxidable, y están localizados típicamente como se muestra en la figura 19-8. Algunos sistemas de soporte de fijación del motor usan dos montantes para soportar el extremo posterior del motor y un solo montante en el extremo delantero.

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Montantes Antivibración Aunque la vibración del motor puede tomar varios caminos para adentrarse en la cabina del avión, la ruta principal parte desde la estructura de los montantes del motor, los cuales se convierten en el foco o punto de choque a tratar a través de los sistemas de aislamiento. Además de restringir el movimiento (limitando el desplazamiento relativo entre dos estructuras creado por el empuje, las cargas “g”, el peso y la torsión), los sistemas de montantes del motor también están diseñados para proporcionar aislamiento de la vibración y reducción del ruido. Esto conlleva la disminución de la transmisión de vibración de una estructura a otra. Para restringir el movimiento, el sistema de montantes debe ser lo suficiente rígido. Sin embargo, para minimizar la vibración transmitida, el sistema de montantes debe ser flexible bajo la transferencia de fuerzas vibratorias. Este contraste inherente establece objetivos rivales que requieren compromiso y flexibilidad en el diseño del anclaje del motor. Para reducir el ruido producido por la vibración del motor, se usan montantes antivibración que pueden ser rígidos, elastoméricos, y de fluido.

Un anclaje de motor con montantes antivibración tipo rígidos proporciona la ventaja de que transporta las cargas estáticas de una forma bien definida. No obstante, es difícil diseñar una estructura con montantes antivibración rígidos que proporcione la flexibilidad necesaria requerida para producir el adecuado aislamiento de la vibración. Los montantes elastoméricos ofrecen un intercambio entre la deflexión estática (movimientos normales del motor originados por las maniobras del vuelo) y el aislamiento de la vibración. Las ventajas del diseño de un montante elastomérico incluyen:

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1.

Mayor eficacia que los muelles metálicos, los montantes elastoméricos proporcionan el muelleo y la amortiguación para el buen aislamiento de la vibración.

2.

Capacidad para portar la carga en múltiples direcciones (la geometría de la goma está diseñada para que pueda portar la carga en compresión y cizalladura).

La mayoría de los montantes elastoméricos de motor utilizan elastómeros orgánicos que proporcionan una larga vida en servicio, un tamaño reducido y la mejor actuación total. Los elastómeros sintéticos también se usan en situaciones donde la goma es susceptible a ser atacada por fluidos del motor. Los aisladores elastoméricos están diseñados para soportar un período de vida igual a una o dos veces el intervalo de revisión general del motor. Los montantes de fluido pueden proporcionar un valor de rigidez dinámica aproximadamente del 25% de los aisladores elastoméricos a una determinada frecuencia. Esto se consigue por medio del uso de una masa de inercia líquida, que actúa como un absorbedor de masa armonizada. Este fluido es un líquido adecuado que tiene alta densidad y baja viscosidad. La masa fluida está diseñada para responder al desplazamiento dinámico del motor, originando pequeñas diferencias de presión en el interior del montante, que le permiten a este desplazarse mas fácilmente bajo las cargas del motor. Esta fuerza reducida en la estructura hace que se reduzca en la cabina el ruido generado por el motor.

Mangueras y Tuberías de Alimentación Dentro de las mangueras y tuberías de alimentación hay que distinguir dos sistemas, uno el sistema hidráulico de servicio al avión y el otro el sistema de combustible para el motor. El primero es el encargado de obtener la energía hidráulica que se precisa para la actuación de los distintos sistemas del avión. Fundamentalmente está constituido por una o dos bombas hidráulicas, que reciben movimiento del cárter de accesorios del motor. Así mismo hay unas tuberías (dos por bomba) para el trasiego del fluido hidráulico. En algunos casos se tienen en estas localizaciones los filtros del sistema hidráulico. La unión entre las bombas y el cárter de accesorios puede ser de muy diversas formas, siendo la más usual mediante tuercas de desconexión rápida. Para el sistema de combustible del motor, es necesario tener una serie de conducciones, o al menos un conducto general que lleve el combustible desde el pylon hasta la bomba de combustible. Generalmente se trata de un simple tubo, que en algunos casos está apantallado para evitar las altas temperaturas. Algunos motores para su regulación y control utilizan el combustible como fluido hidráulico, en estos casos suele ser normal que se disponga de un sistema de drenaje centralizado para recoger cualquier posible pérdida evitando así el peligro de incendio.

Conectores, mazos de cables, cables y varillas de mando Entre el motor y el avión tiene que existir una interconexión eléctrica, para ello el QEC (Quick Engine Change) aporta una serie de enchufes que se conectan rápidamente a los conectores del pylon del avión, con ellos se transmiten las distintas señales eléctricas así como la propia energía eléctrica, producida por el alternador.

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Otros componentes del motor con conexiones eléctricas son los transmisores de señales que se encargan de transmitir las señales de indicación captadas por elementos tales como sondas o tacómetros a la cabina del piloto. Un sistema de varillaje y cables se encarga de transmitir las ordenes del piloto desde la cabina hasta el motor, normalmente estas señales suelen ser dos, una que corresponde a la palanca de gases y otra a la palanca de corte de combustible. Actualmente en los modernos motores controlados por sistemas FADEC estas señales de mando de aceleración y corte de combustible se transmiten eléctricamente a través de motores eléctricos de torsión (torque motor).

Montaje e instalación del Grupo Motopropulsor En este apartado se presentará los procedimientos comunes para el desmontaje e instalación de los motores de turbina de gas. Los procedimientos específicos descritos se aplican solo a una instalación en particular, pero son representativos de los usados en la mayoría de las instalaciones. El acceso al motor se proporciona por puertas que pueden levantarse y anclarse en la posición de abierto. Las referencias direccionales, tal como derecho, izquierdo, sentido de las agujas de reloj y sentido contrario a las agujas del reloj se aplican al motor según se mira desde atrás o desde el extremo del escape hacia delante. El motor puede desmontarse del avión mediante dos métodos. Un método conlleva bajar el motor desde la góndola usando un carro plataforma. El otro método requiere cables de izado y una eslinga especial para bajar el motor hasta un carro de transporte. Los siguientes pasos preliminares son aplicables a cualquier método de desmontaje: 1.

Asegure adecuadamente el avión, bien con calzos de rueda, o con provisiones de amarre.

2.

Ponga un cable de masa al avión.

3.

Abra los capots y sujételos con los soportes. Verifique que no hay energía eléctrica conectada.

4.

Quite los registros de acceso a los montantes a ambos lados de la estructura de la góndola.

5.

Gane acceso al conducto de neumático del motor, y desconecte el conducto del motor.

6.

Desconecte la señal de presión de descarga de turbina.

7.

Desconecte el cableado eléctrico y los conductores de los termopares de los conectores.

8.

Desconecte la alimentación de combustible quitando los tornillos de la pestaña de la manguera.

9.

Desconecte la varilla de control de potencia del varillaje del eje transversal de la palanca de control de potencia. Asegure la varilla de control de potencia a la estructura de la góndola.

Después de que el motor ha sido desconectado excepto los montantes del motor, y se está usando un carro plataforma, colóquelo bajo el motor, únalo a este y levante el carro plataforma hasta que todo el peso quede aliviado del ala. Si se usan cables de izado conéctelos a los montantes del motor a través de los accesos en el pylon. Cuando se baja el motor con cables de izado, opérelos simultáneamente para que la tensión sobre los cables se ejerza toda al mismo tiempo. Sitúe un carro de transporte bajo el motor antes de bajarlo.

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Con cualquiera de los dos métodos, los cables de izado o el carro plataforma, el motor ya está preparado para bajarse. Desmonte el perno y el casquillo del montante posterior del motor, y las tuercas y arandelas del montante frontal del motor. Empiece a bajar el motor, observando constantemente la holgura del motor con la góndola para evitar daños. Asegure el motor al carro plataforma. Si se está usando cables de izado suéltelos del motor. Separe el motor del avión. Cuando se esté retirando el motor del avión tenga cuidado para evitar daños al pylon o al propio motor. Tapone todas las tuberías, mangueras y aberturas. Con el motor quitado, inspeccione todos los soportes de las varillas del mando de potencia y conjuntos de bieletas, comprobando que no existe holgura en los rodamientos, y que el área de la góndola no tiene daños estructurales. Verifique que no existen grietas o aberturas en la zona donde la estructura del pylon se une a la estructura de la góndola.

Desmontaje de los accesorios QEC Cuando se va a sustituir un motor en un avión, los accesorios y equipos suministrados por el fabricante del avión pueden desmontarse para ser instalados en el nuevo motor o ser enviados a inspeccionar según se requiera. Observe cuidadosamente la localización y fijaciones de todas las unidades antes de desmontar, de manera que ayude al montaje. Cuando los accesorios se van a enviar a revisar o se van a almacenar, presérvelos de acuerdo a las instrucciones del fabricante y asegúrese de adjuntar todos los datos pertinentes así como las tarjetas de registro de los accesorios. Tras el desmontaje de estos equipos y accesorios, tápese todos los arrastres y lumbreras que estén expuestos. Prepare el motor para el transporte, almacenamiento, o desmontaje según está descrito en las instrucciones aplicables del fabricante.

Instalación de los motores turborreactores Básicamente el proceso de instalación es el mismo que el de desmontaje pero en sentido contrario. Instalación con carro plataforma Los siguientes procedimientos son los típicos para la instalación de un motor de turbina de gas usando un carro plataforma. Las instrucciones especificas del manejo en tierra normalmente están reflejadas en una placa sobre el carro plataforma. 1.

Maniobre el carro plataforma y levante el motor hasta los montantes de fijación.

2.

Alinee el montante posterior del motor con los puntos de fijación del montante.

3.

Instale los pernos del montante del motor y apriete hasta el torque específico.

Instalación con cables de izado Los siguientes procedimientos son los típicos usados en la instalación de un motor de turbina usando cables de izado: 1.

Coloque el motor bajo la góndola.

2.

Una la eslinga al motor.

3.

Cuidadosamente opere todos los cables de izado simultáneamente para levantar el motor y guiar los montantes a su posición.

Finalización de la instalación Los siguientes procedimientos cubren las instrucciones típicas finales de la instalación:

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1.

Instale el casquillo a través del montante posterior del motor y los puntos de fijación del montante trasero. Instale el perno a través del casquillo; instale la tuerca y asegúrela con un pasador de aletas.

2.

A través de los accesos al montante delantero coloque la arandela achaflanada, la arandela plana y la tuerca en cada perno del montante delantero del motor. Apriete la tuerca al torque requerido. Luego asegúrela con alambre de frenar.

3.

Conecte el extremo del conducto neumático en el pylon al conducto de sangrado de aire del motor. Apriete la conexión del conducto aplicando el torque adecuado.

4.

Retire el carro plataforma o la eslinga y el resto del equipo de cambio de motor.

5.

Conecte la manguera de alimentación de combustible. Use una junta nueva entre las pestañas de la manguera y la línea de alimentación en el motor.

6.

Instale el tirante del soporte del conducto de entrada de aire de la puesta en marcha.

7.

Aplique un compuesto antiagarrotamiento a los hilos de rosca de los conectores eléctricos. Conéctelos y frénelos con alambre.

8.

Conecte la línea de señal de descarga de presión de la turbina en el motor a la toma para el transmisor de relación de presión del motor.

9.

Conecte la varilla del mando de potencia al varillaje del eje transversal.

10. Verifique que la instalación del motor está completa. 11. Instale los registros de acceso. 12. Haga un reglaje del mando de potencia y ajuste el motor si se requiere. Cierre y asegure los capots del motor.

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SISTEMAS ANTIFUEGO Operación de Detección y Sistemas de Extinción Todos los motores de turbina de gas y sus sistemas asociados incorporan características que reducen la posibilidad de fuego en el motor. No obstante, es esencial que si un fallo ocurre y resulta en fuego, exista provisiones para la detección inmediata y una rápida extinción, así como para la prevención de que el fuego se extienda. Los sistemas de detección y extinción deben añadir el mínimo peso posible a la instalación. Los aviones supersónicos presentan problemas especiales de detección y extinción de fuego debido al riesgo aumentado de combustión espontánea que ocurre a medida que la temperatura del motor aumenta. Las siguientes características aseguran que la prevención de fuego se consiga en tanto sea posible, y en la mayoría de los casos es necesario un doble fallo antes de que el fuego ocurra. Todas las fuentes potenciales de fluidos inflamables están aisladas de la zona caliente del motor. Los componentes externos de los sistemas de combustible y aceite y sus correspondientes tuberías están normalmente localizados alrededor de los cárteres del compresor, en una zona fría, y separados de la zona de combustión, turbina y conducto de escape por un mamparo a prueba de fuego. Las zonas pueden ventilarse para evitar la acumulación de vapores inflamables. Los capots del motor están provistos con un sistema de drenaje adecuado para eliminar los fluidos inflamables de los alojamientos o góndolas, y todas las pérdidas de los sellos de los componentes se drenan al exterior. La combustión espontánea puede evitarse en los aviones que vuelan a altos números de Mach conduciendo aire sangrado de la capa límite alrededor del motor. No obstante, si se produjese la inflamación, esta corriente de aire a alta velocidad tendría que cortarse, pues de lo contrario aumentaría la intensidad de la llama y reduciría la eficacia del sistema de extinción debido a una rápida dispersión del agente extintor. Detección del fuego La rápida detección de un fuego es esencial de manera que el procedimiento necesario de extinción pueda efectuarse antes de que el fuego se haga demasiado grande. También es extremadamente importante que un sistema de detección de fuego no dé una falsa alarma debido a un corto – circuito, que pudiera resultar de una vibración, roce, o intrusión de humedad. Para eliminar una señal falsa de aviso de fuego puede usarse dos circuitos de detección de fuego independientes instalados uno al lado del otro dentro del sistema de aviso de fuego. Un sistema de detección puede consistir en un cierto número de unidades detectoras localizadas estratégicamente, o ser del tipo de elemento sensor continuo como el mostrado en la figura que puede adaptarse y unirse a unos tubos soportes previamente conformados. El elemento sensor puede dirigirse a través de orificios de salida, tal como un conducto extractor de ventilación de zona, para que obtenga una pronta detección del fuego. La presencia de un fuego se manifiesta por un cambio en la impedancia eléctrica o voltaje de salida del circuito detector, de acuerdo con el tipo de detector, termistor (resistor sensible a los cambios de temperatura) o termopar. El cambio en temperatura crea la señal que, a través de un amplificador, opera al indicador de aviso. La indicación de fuego se da por una luz o campana y el aviso se cancela cuando el detector se enfría después de que el fuego se ha extinguido. A velocidades de avión por encima de Mach 3, los niveles de temperatura considerablemente más altos pueden ser tales como para hacer que el sistema de detección de fuego por termistor o termopar no sea satisfactorio. Pueden resultar más adecuados los detectores térmicos que sienten bien una elevación de temperatura o una elevación de régimen de temperatura. Marzo 2003

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Como alternativa a los tipos mencionados está los detectores de vigilancia que responden a la radiación de luz procedente de una llama. Estos pueden ser tan sensibles que responden solo a los rayos ultravioletas emitidos desde una llama de keroseno.

Contención del fuego Un fuego de motor debe ser contenido dentro de la planta de potencia y no permitírsele extenderse a otras partes del avión. Los capots que rodean al motor normalmente están fabricados de aleaciones ligeras, que serían incapaces de contener un fuego cuando el avión se encuentra estático. Durante el vuelo, no obstante, el flujo de aire alrededor de los capots proporciona suficiente refrigeración como para hacerlos a prueba de fuego. Los mamparos a prueba de fuego y cualquiera de los capots que no estén afectados por un flujo de aire de refrigeración, y las secciones de capots alrededor de ciertas salidas que pueden actuar como mantenedores de llama están fabricados de acero o titanio.

Extinción del fuego Antes de que el sistema de extinción funcione, el motor debe estar parado para reducir la descarga de fluidos inflamables y aire en el área de fuego. Cualquier válvula, tal como la llave de baja presión de combustible, que controla el flujo de un fluido inflamable debe estar situada fuera de la zona caliente para evitar que el fuego la dañe y la deje inoperativa. Después de que un fuego se ha extinguido, no se debe intentar poner el motor en marcha de nuevo, ya que esto probablemente podría restablecer la pérdida de fluido y la fuente de ignición que fueron las causas originales del incendio. Además, el sistema de extinción puede estar agotado. El agente extintor que se usa para los fuegos de motor normalmente es metilo de bromuro o uno de los compuestos del freón. Se dispone de recipientes presurizados para el agente extintor y estos se encuentran localizados fuera de la zona de riesgo de incendio. Cuando el circuito eléctrico correspondiente se opera manualmente, el agente extintor se descarga desde los recipientes sobre el fuego, a través de una serie de tuberías de pulverización perforadas o inyectores. La descarga debe ser suficiente para dar una determinada concentración de agente Marzo 2003

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extintor durante un período que puede variar entre 0,5 segundos y 2 segundos. El sistema generalmente permite que se haga dos descargas independientes.

Detección de sobretemperatura de motor La sobretemperatura de la zona caliente del motor no constituye un riesgo importante de fuego. Sin embargo, la detección de una condición de sobretemperatura es esencial para permitir al piloto parar el motor antes que ocurran daños materiales o mecánicos. Para detectar las temperaturas excesivas se puede usar un sistema de aviso de tipo similar al sistema de detección de fuego, o termopares adecuadamente situados en el flujo de aire de refrigeración. Para dar un aviso adicional, también se puede incluir interruptores térmicos situados en las descargas de ventilación de aire del motor al exterior, tal como las salidas de aire de refrigeración.

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VERIFICACIÓN DE MOTORES Y OPERACIÓN EN TIERRA

Procedimientos de arranque y rodaje en tierra. Todos los fabricantes ruedan sus motores en los bancos de pruebas antes de enviárselos a los usuarios. Si un motor falla durante el rodaje de prueba, ese motor y un determinado número de motores anteriores son desmontados para la comprobación del fallo. A medida que se va ganando experiencia, cada vez son menos los motores que son devueltos del banco de pruebas. El banco de pruebas La prueba se realiza en una celda o sala de prueba completamente equipada para medir todos los parámetros operacionales deseados. Algunas de las instalaciones más grandes cuestan varios millones de dólares. El edificio normalmente es de construcción de hormigón y contiene a las salas de control y de rodaje del motor, aunque en algunas instalaciones solo la sala de instrumentos o de control está bajo techo. La mayoría de las celdas tienen silenciadores en la toma de aire y anillos de pulverización de agua para refrigeración en la sección de escape. Muchos bancos de prueba modernos incorporan computadores para registrar automáticamente todas las lecturas de los instrumentos y corregirlas a condiciones del día estándar.

La prueba de los motores grandes modernos ha sido un autentico problema en el sentido de que la cantidad de aire requerida por el motor o sus componentes no estaba inmediatamente disponible con los equipos existentes. Se ha tenido que construir nuevas instalaciones para simular las condiciones encontradas a números de Mach y altitudes muy elevados, y en muchos casos, esto ha sido tan difícil como el desarrollo del propio motor. Algunas veces la prueba parcial de motores nuevos se realiza sobre aviones reales. La instrumentación del banco de pruebas normalmente incluye indicadores de temperatura para medir lo siguiente: Marzo 2003

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• • • • • • •

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Temperatura de entrada del aceite y del combustible Temperatura del aire de la puesta en marcha Temperatura del aceite de recuperación Temperatura de entrada al compresor Temperatura de los gases de escape o de entrada en turbinas Temperatura de bulbo húmedo y seco Temperatura del aire ambiente

Indicadores de medición de presión y/o manómetros • • • • • • • • • •

Presión de entrada del combustible Presión del sistema de lubricación Presión de la bomba de combustible principal y del posquemador Presión de entrada de la bomba de la tobera variable (motor J79) Presión del aire de la puesta en marcha Presión del aire ambiente o barométrica Presión del cárter o de respiración Presión de turbina o relación de presión del motor (EPR) Presión del agua Presión del aire de refrigeración de la turbina

Los instrumentos y controles adicionales incluyen lo siguiente: • • • • • •

Palanca de control de potencia y otros diferentes interruptores de control Captador e indicador de vibración (tomados normalmente en las zonas de compresor y de turbina) Reloj y cronómetro Generador tacómetro y dispositivo de lectura en rpm reales Transmisor e indicador de flujo de combustible Transductor hidráulico o electrónico para medición de la carga de empuje e indicador o indicador de torque

En la instalación en el avión se usa el “tanto por ciento” de rpm mas bien que las rpm reales porque existe una gran diferencia en las rpm reales de los muchos distintos tipos y tamaños de motores de turbina de gas. En todos los motores hay una relación inversa entre las rpm y el diámetro del motor. El uso del tato por ciento de rpm hace posible tener aproximadamente la misma lectura del tanto por ciento para el mismo ajuste de potencia en una variedad de motores. En los Estados Unidos, los tacómetros en tantos por cientos están diseñados para leer el 100 por ciento cuando el eje de arrastre del generador del tacómetro está girando a 4.200 rpm. Para averiguar las rpm reales de cualquier motor, simplemente dividir la relación de arrastre del motor entre 4.200. Por ejemplo, la relación de arrastre del generador del tacómetro del generador de gas (N g) en el motor turbohélice Pratt & Whitney Canada PT6 es 0’112, y 4.200/0’112 = 37.500 N g rpm cuando la lectura del tacómetro indica el 100 por ciento. Si el tacómetro indica el 90 por ciento, entonces 0’9 x 37.500 = 33.750 N g rpm. Cuando el motor está instalado en el banco, se le monta una campana de admisión y una pantalla (fig. 21-2). La campana de admisión es un conducto en forma de embudo con los bordes redondeados que ofrece tan poca resistencia al aire que las pérdidas en el conducto pueden considerarse cero. La pantalla en si ofrece cierta resistencia y debe tenerse en cuenta cuando se deben tomar datos extremadamente exactos. Al banco de pruebas se le suministra energía eléctrica de veinticuatro voltios para operar el sistema de encendido y ciertos solenoides de válvulas del motor. También se puede disponer de corriente de ciento quince voltios cuatrocientos hercios para ciertos sistemas de encendido y válvulas. Marzo 2003

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Los programas de pruebas varían con los distintos modelos y fabricantes de motor pero normalmente incluyen las observaciones de instrumentos durante el arranque y la aceleración, así como en los diferentes ajustes de empuje de ralentí, máximo en crucero, máximo en subida, máximo continuo, y despegue. También se puede registrar el tiempo de aceleración. La mayoría de los fabricantes tendrán una hoja de anotación de los registros del motor ( engine log sheet ) donde anotarán los siguientes datos además de las lecturas de los instrumentos: • • • • • • • • • • • • • •

Fecha de rodaje Modelo y número de serie del motor Número de serie de los componentes Grado y densidad del combustible Grado o especificación del aceite Depresión en la celda de prueba (caída de presión debida a las restricciones en la admisión de la celda de prueba) Tiempo total de rodajes en el banco Razones de paradas de motor no programadas Reparaciones hechas al motor durante la prueba Razones para el rechazo del motor (si es aplicable) Consumo de aceite Área de la tobera Agencia de revisiones (si es aplicable) Firmas del probador del motor y del inspector

La actuación correcta del motor se indica comparando los valores corregidos con las cartas y gráficos calculados y trazados por el fabricante que garantizan los mínimos valores y actuación para el motor. Debería observarse que en algunos de los bancos de prueba más modernos, muchas de las pruebas están programadas por ordenador, y los datos se recogen y corrigen automáticamente. Prueba de funcionamiento El funcionamiento de cualquier motor está afectado considerablemente por los cambios de temperatura y presión ambiente debido a la forma en que estos parámetros afectan al peso del aire que entra al motor. Con idea de comparar el funcionamiento de motores similares en días diferentes, bajo condiciones atmosféricas distintas, es necesario “corregir” el funcionamiento de un motor determinado a las condiciones del día estándar de 29’92 in Hg [101’3 kPa] y 59º F (519º R) [15º C (288º K)]. Por ejemplo, se conocen las siguientes condiciones de un motor rodando: 1. 2. 3. 4.

rpm = 9465 EGT = 510º C (950º F o 1410º R). Wf = 4000 lbs/h [1814’4 kg./h] Wa = 200 lbs/s [90’7 kg./s]. (Aunque el flujo de aire se relaciona aquí, es difícil, si no imposible, medir el peso del flujo de aire directamente. El flujo de aire puede determinarse indirectamente a través de las mediciones de presión en el motor.) 5. Fn = 10.000 lbs [4536 kg.] 6. TSFC = 0’400 Presión barométrica = 30’3 in Hg [102’6 kPa] Presión del día estándar = 29’92 in Hg [101’3 kPa] Temperatura ambiente = 82º F [27’8º C] Temperatura del día estándar = 59º F + 460º F (519º R) [15º C + 273º C (288º K)] Para convertir los grados Fahrenheit en grados Rankine, sumar 460 a la lectura de Fahrenheit. Para convertir los grados Celsius a grados Kelvin, sumar 273 a la lectura de Celsius. Puesto que todas estas mediciones son observadas, deben corregirse para poderse hacer comparaciones válidas entre motores. Para cambiar los parámetros operativos observados a Marzo 2003

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los valores corregidos, es decir, las rpm, EGT, F/F, A/F, F n, y TSFC que el motor tendría si estuviese rodando bajo condiciones del día estándar, es necesario aplicar un factor de corrección de presión, delta ( δ), y un factor de corrección de temperatura, theta ( θ). δ=

presión observada (inHg) presión del dia estándar (inHg)

θ=

temp. observada (º R) temp. del dia estándar (º R)

Para las condiciones atmosféricas expuestas anteriormente, delta y theta serán: δ=

30'3 = 1' 013 29'92

θ=

82 + 460 59 + 460

θ=

=

542 = 1' 045 519

1 ' 022

La razón por la que la raíz de theta es necesaria es porque la velocidad molecular de un gas es directamente proporcional a la raíz cuadrada de su temperatura absoluta. A alta temperatura hay alta velocidad molecular, a baja temperatura hay baja velocidad molecular. Para corregir los datos observados tomados para el motor anterior, se usan las formulas siguientes. 1. rpm corregidas =

rpm observadas factor de corrección de temp.

o rpm corr =

rpm obs θ

2. EGT corregida =

EGT observada factor corrección temp.

o EGTcorr =

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EGTobs θ

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3. Flujo de combustible corregido =

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flujo de combustible observado factor de corrección de presión × factor corrección temp.

o

W f. corr =

W f. obs δ θ

4. Flujo de aire corregido =

Flujo de aire observado × factor corrección temp. factor de corrección de presión

o W a. corr =

W a. obs

θ

δ

5. Empuje corregido =

empuje observado factor de corrección de presión

o Fn. corr =

Fn. obs δ

flujo de combustibl e observado empuje observado × factor corrección temp.

6. TSFC corregido =

o TSFCcorr =

W f. obs Fn. obs

θ

=

TSFCobs θ

En algunos motores también se hacen correcciones adicionales por humedad y calor específico variable. Usando los parámetros operacionales dados anteriormente, encontramos que los valores corregidos son:

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MOTORES DE TURBINA DE GAS 1. rpmcorr =

rpm obs

=

θ

2. EGTcorr =

3. W f. corr =

4. W a. corr =

EGTobs

=

1410 = 1349º R = 889º F 1' 045

δ θ

4000 = 3864 lb/h [1752' 7 kg/h] 1' 013 × 1' 022

W a. obs

θ

=

δ

Fn. obs

5. Fn. corr =

9462 = 9261 rpm 1' 022

θ

W f. obs

=

δ

6. TSFCcorr =

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=

200 × 1 ' 022 = 202 lb/s 1 ' 013

10.000 = 9872 lb [4477 ' 9 kg] 1 ' 013

W f. obs Fn. obs θ

=

4000 = 0 ' 391 10.000 × 1 ' 022

Si se conocen los valores corregidos (dados en las especificaciones de funcionamiento del fabricante), los valores operacionales del motor para cualquier presión y temperatura pueden calcularse como sigue: 1. rpmobs

= rpm corr

θ

2. EGTobs = EGTcorr θ 3. W f. obs = W f. corr δ 4. W a. obs =

θ

W a. corr δ θ

5. Fn. obs

= Fn. corr δ

6. TSFCobs

=

TSFCcorr Fn. obs

θ

Inspección previa al rodaje del motor La operación de un motor turborreactor o turbofan es de por sí simple cuando se compara con la operación de un motor alternativo de avión. Las preparaciones para el rodaje en tierra de un motor de turbina deben llevarse a cabo con sumo cuidado para evitar daños al personal y daños costosos al equipo. En tanto que la instalación particular motor - estructura de avión lo permita debería efectuarse una completa inspección exterior del motor antes del arranque. •

Obsérvese que se han quitado las tapas de los conductos de entrada y salida del motor.

•

Obsérvese el estado general de la estructura del motor, comprobando la existencia de abolladuras y grietas, tornillos y remaches sueltos o perdidos.

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•

Inspecciónese el estado de la estructura de entrada al motor, que no existan materiales extraños tales como trapos, guantes, herramientas, suciedad, aceite y acumulación de nieve o hielo.

•

Si la instalación lo permite compruébese el libre giro a mano de la rueda de fan o compresor.

•

Inspecciónese el conducto de escape por daños estructurales.

•

Compruébese la existencia de daños en el último escalón de turbina. Las partículas metálicas en el conducto de escape, o el daño en álabes de turbina normalmente es una indicación de otros daños producidos más adelante en el motor.

•

Compruébese que se ha efectuado el adecuado drenaje de los sumideros de los tanques de combustible del avión y que no existe acumulación de agua o hielo en el combustible. Además de utilizarse para la combustión, el combustible también sirve como lubricante para todas las piezas móviles dentro del sistema de combustible del motor. El combustible también se usa como servofluido y presión de referencia dentro del control principal del motor y como fuente de presión hidráulica para la actuación de los estátores variables y la válvula by-pass de área variable. El agua o el hielo que entra en el sistema de combustible del motor puede resultar en una operación inestable del motor y causar posibles daños a los componentes del sistema.

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Áreas de peligro del motor Con el desarrollo de motores turborreactores y turbofanes de mayores niveles de empuje, las áreas de peligro alrededor del motor también han aumentado. El fuerte efecto de ráfaga del chorro de escape a alta velocidad y temperatura debe tenerse en consideración ahora más que nunca cuando se arranque y opere en tierra un avión propulsado por turbinas de gas. Antes de poner en marcha, todas las áreas alrededor del motor, por delante, por detrás y a ambos lados deben estar libres y despejadas de todo equipo que no se requiera para la operación en particular, tal como vehículos, otros aviones y personal. Todo el equipo de tierra necesario debe estar adecuadamente asegurado a una distancia segura para los motores y el avión. El avión debe situarse de manera que los edificios y otros servicios así como el tráfico de aviones que pasa, no se vea sujeto a daños producidos por las ráfagas del escape. La no-observancia de todas las precauciones necesarias cuando se opere aviones con motores turbofanes y turborreactores puede resultar en daños graves al personal y al equipo. Consúltese las Instrucciones Específicas de Operación y el Manual de Operaciones del Avión para la determinación de las áreas de peligro, velocidades del gas y las temperaturas asociadas con un motor determinado. En la cabina, compruebe que todos los mandos del motor funcionan satisfactoriamente y que todos los instrumentos, luces de avisos e indicadoras correspondientes al motor están operativas. Arranque del motor en tierra Las unidades de puesta en marcha usadas en aviones propulsados por motores de turbina de gas deben ser capaces de arrastrar al motor, a través de su caja de arrastre de accesorios, hasta una velocidad a la cual el motor se haga automantenido. La unidad de puesta en marcha debe proporcionar suficiente torsión para acelerar al motor desde la velocidad cero hasta una velocidad de automantenimiento dentro de un período específico de tiempo y después continuar para ayudar al motor en su aceleración hasta una velocidad predeterminada. Los grandes motores turbofanes que propulsan a los aviones comerciales están todos equipados con unidades de puesta en marcha tipo turbina de aire que reúnen estos requisitos. Una unidad de puesta en marcha de turbina de aire operará satisfactoriamente con aire a presión procedente de cualquier fuente exterior capaz de mantener el suficiente régimen de flujo y presión a través del ciclo de puesta en marcha. Se usan fuentes tales como un grupo neumático de arranque en tierra, unidades de potencia auxiliar (APU) de abordo, o aire sangrado de un motor del avión previamente arrancado. A medida que el motor es acelerado por la unidad de puesta en marcha, se aplica el combustible a unas r.p.m. (N2) a las cuales el compresor de alta presión y la bomba de combustible arrastrada por el motor entregarán suficiente aire y combustible, respectivamente, a la cámara de combustión para sostener una combustión satisfactoria. Cuando se sitúa la palanca de corte de combustible en la posición ON al porcentaje específico indicado de N2 r.p.m., el combustible dosificado presuriza al colector corriente abajo del control principal del motor y fluye hasta los inyectores de combustible. El encendido (ignición de la mezcla aire-combustible) debería ocurrir dentro del período de tiempo especificado después de que el combustible se ha aplicado. Consúltese las Instrucciones Específicas de Operación para conocer el tiempo de aplicación de combustible y el tiempo del encendido. En cabina, el encendido se nota por una elevación en la indicación de temperatura sobre el instrumento de la EGT. La capacidad de la unidad de puesta en marcha para acelerar el motor, y el tiempo empleado en presurizar al colector de combustible y pulverizar combustible a través de los inyectores, determina el período real de tiempo desde la aplicación del combustible hasta el encendido. Principalmente se aplica un período de tiempo especificado para que Marzo 2003

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ocurra el encendido, eliminando de esta manera operaciones prolongadas de la unidad de puesta en marcha en un motor defectuoso. El encendido se retrasará o puede que no ocurra si la presión de combustible es demasiado baja para la operación adecuada de la unidad de control de combustible del motor y para la presurización del sistema de combustible, resultando en poco o ningún flujo de combustible hacia los inyectores. Puede ocurrir que la bomba de combustible arrastrada por el motor no pueda incrementar suficiente presión por la presencia de aire en el sistema de combustible, o falta de presión desde la bomba sumergida del avión (booster) hasta la bomba arrastrada por el motor. Los requisitos de operación de la bomba de combustible sumergida puede variar entre los distintos tipos de motores e instalaciones de avión. Para las operaciones de las bombas de combustible sumergidas consúltese las Instrucciones Específicas de Operación o el Manual de Operaciones del Avión aplicable. Para obtener un arranque satisfactorio, es esencial que la puesta en marcha proporcione suficiente torque a través del ciclo de puesta en marcha para acelerar al motor hasta la velocidad de automantenimiento (N 2) dentro del período de tiempo prescrito. Por lo tanto, antes de intentar poner en marcha un motor debe saberse que el suministro de aire hasta la unidad de puesta en marcha tiene el volumen y presión necesarios. Si se va a usar aire sangrado de otro motor del avión, ese motor debe acelerarse y mantenerse a una velocidad lo bastante alta como para entregar el suficiente volumen y presión. El intento de arranque de un motor con insuficiente volumen o presión en el suministro de aire a la puesta en marcha, probablemente será la causa de un arranque caliente resultando en excesivas temperaturas y consecuente daño dentro del motor. En los aviones polimotores, los arranques fallidos también pueden ser originados por la puesta en marcha de los motores en una secuencia distinta a la recomendada, aun cuando el suministro de aire a la puesta en marcha sea el adecuado. Elementos de comprobación en la lista de puesta en marcha del motor Los siguientes pasos, requeridos para la realización de una puesta en marcha del motor, se presentan en el formato de una lista de comprobaciones de cabina, familiar para el personal de mantenimiento y los miembros de la tripulación. Los elementos están relacionados en una secuencia lógica, aplicable a la mayoría de los motores e instalaciones. Debe añadirse que en la lista de chequeo de cabina estas funciones, que pertenecen exclusivamente a la operación del motor, están entremezcladas con numerosos elementos relativos a sistemas y componentes de todo el avión. Si falla un intento de arranque o es necesario abortar un arranque, debe repetirse desde el principio la secuencia completa según se relaciona en la lista a continuación, cuando se haga el siguiente arranque. Electrical Power Supply ON Engine Indicating & Warning Lights CHECK Engine Instruments CHECK Compruébese daños visibles o fallo de energía en los instrumentos. Fuel Supply Shut-Off Valves OPEN Compruébese que la configuración del sistema de tanques de combustible del avión es como se requiere para la operación de motor que se va a llevar a cabo. Ignition Selection SINGLE/DUAL El tipo de motor determina la selección requerida para el sistema de encendido. Consúltese las Instrucciones Específicas de Operación aplicables. Throttle IDLE Marzo 2003

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Fuel Shut-Off Lever OFF Oil Quantity CHECK Fuel Boost Pump ON Compruébese que la indicación de la presión de la bomba sumergida (booster) es la adecuada para alimentar a la bomba de combustible arrastrada por el motor. Dependiendo del tipo de avión e instalación de motor, la indicación será por instrumento o luces. Pneumatic Pressure ON Asegúrese que la fuente de aire para la puesta en marcha tiene el suficiente volumen y presión para llevar a cabo un arranque satisfactorio. NOTA: Establézcase la comunicación entre la cabina y tierra. La puesta en marcha y operación de un motor no debería intentarse sin una adecuada coordinación con el personal de tierra. Engine Starter Switch ON La conexión del interruptor de puesta en marcha hace que se abra la válvula de puesta en marcha actuada neumáticamente, permitiendo que el aire fluya hacia la unidad de puesta en marcha. Ignition ON NOTA: En algunas instalaciones de avión, el sistema de encendido se energíza a través del accionamiento del interruptor de puesta en marcha y permanecerá funcionando hasta que el interruptor se desconecte. Otras instalaciones son de tal forma que el interruptor de puesta en marcha y la palanca de corte de combustible ambos deben estar en la posición “ON” para energizar el sistema de encendido para el arranque en tierra. Consúltese el adecuado Manual de Operaciones del Avión para la configuración del sistema de encendido. Fuel Shut-Off Lever ON A las r.p.m. (N2) de motor prescritas indicadas, coloque la palanca de corte de combustible en la posición ON para presurizar el sistema de combustible del motor y establecer una pulverización de combustible en los inyectores. Consúltese las Instrucciones Específicas de Operación correspondientes para conocer las r.p.m. de apertura de la válvula de corte de combustible para el motor que se está operando. Oil Pressure CHECK Tan pronto como sea posible, tras el comienzo de giro del motor, compruébese que se está indicando una presión de aceite positiva. Obsérvese el incremento proporcional de la presión a medida que el motor acelera. Durante la operación con tiempo frío, cuando se arranca un motor que está completamente frío, momentáneamente la presión de aceite puede dar Marzo 2003

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oscilaciones que cubren toda la escala del instrumento. A media que aumenta la temperatura del motor y de los accesorios, la presión de aceite debería estabilizarse en la gama de presión normal. No se especifica una temperatura mínima, sin embargo la presión de aceite debe caer dentro de la gama de operación normal para una operación continua del motor. Obsérvese que el tiempo para el encendido y el tiempo de aceleración del motor hasta ralentí, desde el momento de la aplicación del combustible, está dentro de los períodos de tiempo enunciados en las Instrucciones Específicas de Operación. Durante la aceleración hasta ralentí, deben comprobarse todos los instrumentos de motor para determinar que ningún límite establecido se está excediendo y que se está llevando a cabo una puesta en marcha satisfactoria. A medida que el motor alcanza su velocidad de automantenimiento y no se ha observado ninguna anormalidad: Engine Starter Switch Ignition

OFF OFF

NOTA: Algunas instalaciones son de tal forma que los sistemas de puesta en marcha y encendido se desconectan automáticamente en el punto de automantenimiento del motor. Si bien el tiempo de encendido o tiempo de aceleración hasta ralentí excede los períodos establecidos, o si por cualquier razón se interrumpe el combustible o el encendido, DEBE ABORTARSE EL INTENTO DE PUESTA EN MARCHA. Desde el momento de encendido y a través del ciclo de puesta en marcha, el flujo de combustible y la EGT deben controlarse estrechamente. Un flujo de combustible más alto de lo normal o cualquier cambio rápido de EGT que se aproxime o tienda a exceder los límites prescritos, indican la posibilidad de un arranque caliente y justifica el aborto del ciclo de arranque. Si por cualquier razón debe interrumpirse un intento de arranque, debe realizarse cortando combustible y encendido, mientras se continúa girando el motor con la puesta en marcha durante un período de tiempo para purgar de la cámara de combustión y sección de turbina, el combustible y los vapores restantes. Obviamente, se hace una parada de motor para evitar un arranque colgado o caliente, en cuyo caso no es probable que quede acumulado dentro del motor ninguna cantidad apreciable de combustible. Consúltese las correspondientes Instrucciones Específicas de Operación para los procedimientos de purga requeridos.

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Tras un aborto de puesta en marcha, debería dejarse al motor desacelerar hasta cero r.p.m. (N 2) antes de intentar otro arranque.

Interpretación de la Potencia de Salida del Motor y Parámetros Regímenes del motor Los motores turborreactores y turbofanes están calificados por las libras de empuje que según diseño tienen que producir para el Despegue, Máximo Continuo, Máximo en Subida, y Máximo en crucero. Los regímenes para estas condiciones operacionales están publicados en la Especificación del Modelo de Motor para cada modelo de motor. Los regímenes de Despegue y Máximo Continuo, siendo los dos únicos regímenes de motor sujetos a la aprobación del FAA, están también definidos en la Hoja de Datos del Certificado Tipo del FAA. Los motores

instalados en los aviones comerciales son normalmente motores “part – throttle”; es decir, el Empuje Calificado de Despegue se obtiene a ajustes de palanca de gases por debajo de la posición de gases a tope (full – throttle). Marzo 2003

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Flat rating A los motores tipo “part – throttle” se les conoce también como “flat rated”, debido a la forma de las Curvas de Empuje de Despegue usadas por tales motores. A lo que realmente se refiere el término “flat rating” tal vez esté mejor descrito comparando los ajustes de empuje de despegue en los motores militares tipo “full – throttle” con los motores comerciales tipo “part – throttle”. El motor “full – throttle” se ajusta bajo las condiciones estándar al Nivel del Mar para producir un régimen de empuje a tope con el mando de gases en la posición a tope hacia delante. Los cambios de temperatura ambiente que ocurran con los gases en la posición a tope hacia delante causaran cambios en el nivel de empuje. Las elevaciones de temperatura por encima de los 15ºC estándar al nivel del mar resultaran en una disminución proporcional del empuje, mientras que a temperaturas por debajo de la estándar, el empuje aumentará, excediendo el nivel calificado. Véase la figura 21-4. Para obtener la máxima fiabilidad, la mejor actuación en los días cálidos, y una operación económica, los motores comerciales turborreactores y turbofanes se operan a los niveles más conservadores de empuje “part – throttle”. Un motor “flat – rated” está ajustado bajo condiciones Estándar al Nivel del Mar para producir empuje calificado a tope con las palancas de gases a menos de la posición a tope hacia delante. Cuando la temperatura ambiente se eleva por encima de los 15ºC estándar al Nivel del Mar, el empuje calificado aún puede mantenerse avanzando el mando de gases hasta un incremento de temperatura dado. La cantidad de avance disponible del mando de gases para mantener el nivel de empuje “flat – rated” está determinado por los límites de temperatura operacional del motor. Como ejemplo, el Empuje de Despegue del motor turbofan de alta relación de paso General Electric CF6-6 es “flat – rated” para el día Estándar al Nivel del Mar (15ºC) mas 16ºC = 31ºC a cuyo punto el empuje obtiene la limitación de la EGT. Cualquier incremento posterior de la temperatura ambiente originará un descenso proporcional en el empuje. A temperaturas ambiente por debajo de la Estándar al Nivel del Mar, el empuje se mantiene al mismo valor máximo que para un día cálido. De esta manera un motor “flat – rated” puede producir un empuje calificado constante sobre una amplia gama de temperaturas ambiente sin forzar al motor. Véase la figura en la página anterior. Determinación del empuje requerido Las cartas y curvas de empuje publicadas en el Manual de Vuelo del Avión y en los Manuales de Actuación o Control de Crucero, se usan para determinar la relación de presión del motor (EPR) requerida y/o la velocidad del fan (N 1) para cualquier régimen de motor deseado a la presión barométrica y temperatura ambiente prevalecientes. El régimen de empuje de Despegue está limitado por tiempo, velocidad del motor, y temperatura de los gases de escape (EGT). Los regímenes de empuje de Máximo Continuo, Máximo en Subida, y Máximo en Crucero están limitados por EGT durante un período de tiempo o continuamente, según sea el caso. Definiciones del régimen Despegue (húmedo) Este es el máximo empuje permisible para el despegue. Se obtiene actuando el sistema de inyección de agua y ajustando el empuje “húmedo” con el mando de gases, en términos de una predeterminada presión de descarga de turbina o relación de presión del motor para las condiciones ambientales prevalecientes. Este régimen está permitido solo para el despegue, tiene limitación de tiempo, y tendrá limitación de altitud. Los motores sin inyección de agua no tienen este régimen. Despegue (seco) Este es el empuje máximo permisible sin el uso de inyección de agua. Este

régimen se obtiene ajustando el mando de gases al empuje de despegue (seco) en términos de una predeterminada presión de descarga de turbina o relación de presión del motor para las condiciones ambientales prevalecientes. Este régimen tiene limitación de tiempo y se usa solo para el despegue.

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Máximo Continuo Este régimen es el empuje máximo que puede usarse continuamente, se

entiende que es solo para uso en emergencia a discreción del piloto. Este régimen se obtiene ajustando el mando de gases a una predeterminada presión de descarga de turbina o relación de presión del motor. Máximo o Normal en Subida Es el empuje máximo aprobado para la subida normal. El régimen

se obtiene de la misma manera que el Máximo Continuo. En algunos motores el empuje de Máximo Continuo y el Normal son los mismos. Máximo en Crucero Este es el empuje máximo aprobado para el crucero. Se obtiene de la

misma forma que el Máximo Continuo.

Ralentí Esto no es un régimen de motor, sino mas bien una posición del mando de gases

adecuada para la operación a mínimo empuje en tierra o vuelo. Se obtiene colocando el mando de gases en el detent de ralentí. El flujo de combustible calibrado para el ralentí se determina por el ajuste en la unidad de control de combustible. Todos los regímenes previamente mencionados se refieren a valores específicos de empuje, no – como algunas veces se interpreta – a un valor máximo de r.p.m. y/o EGT. Las limitaciones de r.p.m. y EGT son limitaciones físicas dentro de las cuales un motor debería desarrollar el régimen de empuje adecuado. Parámetros de ajuste del empuje En la actualidad la instrumentación de la aviación comercial no proporciona un medio directo por medio del cual el empuje, como tal, desarrollado por un motor turborreactor o turbofan pueda medirse en su instalación en el avión. La capacidad real de empuje de tales motores está determinada en un banco de pruebas por medio del uso de dispositivos para medir fuerza basados en transductores hidráulicos y eléctricos. No obstante, como indicación de la fuerza propulsiva de un motor instalado en el avión, se pueden usar varios parámetros que variarán con el empuje, tales como las r.p.m. del fan (N 1), las r.p.m. del núcleo motor (N 2), la presión de descarga de la turbina (Pt7) o la relación de presión del motor (EPR). Véase la figura 21-5.

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Cualquier parámetro de ajuste de potencia que se elija debería ser simple de medir, proporcionar proporcionar indicaciones exactas y precisas sin considerar considerar la configuración configuración y actitud del avión, y debería continuar proporcionando indicación de empuje exacta a través de toda la vida del motor. El deterioro de motor que ocurre durante las miles de horas de operación no debería afectar la relación del empuje con el parámetro seleccionado. Para poder preparar las cartas de ajuste de potencia requeridas, el parámetro de ajuste de potencia debe ser coherente con las posibilidades operacionales del motor. Estas cartas posibilitarán a la tripulación técnica para establecer los ajustes de potencia en función de la altitud, la temperatura total del aire y la demanda del sistema de sangrado. Puesto que el empuje es una función del área y la presión, la relación de presión del motor (EPR) durante cierto tiempo ha estado considerada como una de las variables más aceptables para el ajuste de potencia. La evaluación analítica y experimental de los datos ha establecido que el (N 1) proporciona una fluctuación del empuje mínima (menos del ± 0´2 % de r.p.m.) y es insensible al deterioro encontrado durante la vida operacional del motor.

Análisis de Tendencias (Incluyendo Análisis de Aceite, Vibración y Boróscopo) Control de la tendencia (Trend Monitoring) Los gráficos y las curvas se usan para presentar las tendencias en las condiciones de cambio, y las curvas de control de la tendencia revelan mucho sobre las condiciones internas de un motor de turbina de gas. El fabricante del motor o responsable de las revisiones recoge datos tales como N1, N2, EGT, y flujo de combustible cuando el motor se rueda en el banco de pruebas. Estos datos se corrigen a condiciones de día standard y se usan para crear una línea base de referencia standard. Periódicamente, se realizan comprobaciones para comparar la actuación actual del motor con su actuación en el banco de pruebas. Los mismos parámetros se miden y corrigen a condiciones de día standard, y las diferencias entre el original y las nuevas lecturas se trazan sobre un gráfico. Una o dos desviaciones sobre la línea base no indican necesariamente una condición anormal, pero cuando las desviaciones en todos los parámetros se trazan sobre un número de horas de funcionamiento o un determinado período de tiempo, la tendencia se hace aparente. Estas tendencias, cuando se interpretan adecuadamente, son herramientas importantes de trabajo que avisan de problemas inminentes antes de que pudiesen detectarse por cualquier otro método. Fallos que resultan de una pérdida de aire en el cárter del compresor Un determinado número de fallos de la sección del compresor pueden clasificarse en términos generales como fallos resultantes por la pérdida de aire a alta presión en la sección del compresor del motor. Esta pérdida puede deberse a rotura/grietas de un conducto externo de sangrado de aire del motor, una válvula de sangrado que se ha quedado cogida en abierta, o rotura/grietas del propio cárter del motor. En la gama operacional de crucero, donde se efectúa el monitoreado del motor, la relación de expansión de la turbina es fija. La relación de presión del motor está por consiguiente directamente relacionada con la relación de presión a través de los compresores. La pérdida de aire de los compresores hace que la relación de compresión, y consecuentemente el EPR, caigan si no se cambia la posición del mando de gases. Para recuperar el EPR, se avanza el mando de gases, incrementando el flujo de combustible. Como consecuencia esto aumenta la temperatura de entrada en turbina, la potencia generada por la sección de turbina, y las velocidades de los rotores. El incremento de potencia para Marzo 2003

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arrastrar a los compresores recuperará la relación de compresión a pesar de la pérdida de aire. Por lo tanto, las pérdidas de aire en la sección del compresor generalmente resultan en trazados de tendencia donde todos los parámetros monitoreados aumentan. La pérdida de aire puede ocurrir entre los compresores de alta y baja, en alguna etapa intermedia, o desde el cárter difusor. Este aire puede descargarse en la góndola, al exterior, o en el caso del motor JT8D, en el conducto de fan. La magnitud del cambio en los parámetros del motor depende de todos los factores previamente mencionados mas el tamaño de la pérdida. Contaminación del compresor El rendimiento del motor disminuirá debido a la contaminación del compresor. La contaminación del compresor puede ocurrir a causa de la operación próxima al agua salada, del uso de agua con impurezas para la inyección de agua, una pérdida de aceite en la parte frontal del motor que pudiese originar que partículas de polvo se adhieran a los álabes, o por ingestión durante la operación de empuje inverso. Con frecuencia los efectos de la contaminación del compresor pueden eliminarse lavando el motor con agua o por medio de chorreo con partículas de carbón. La contaminación de los álabes del compresor cambia sus formas aerodinámicas, pone ásperas sus superficies, y reduce el área del flujo de aire. La reducción del área del flujo de aire tiene como resultado un descenso del rendimiento del compresor y disminución de la capacidad del flujo de aire. Cuando el compresor pierde rendimiento, se requiere mas potencia y velocidades de rotor más altas para conseguir la relación de presión de compresor deseada y de aquí el EPR. Esta potencia adicional se obtiene adelantando mas el mando de gases, incrementando el flujo de combustible, y aumentando la temperatura de entrada en turbina. El aumento en velocidad del compresor de baja relativo al aumento en velocidad del compresor de alta estará influenciado por el tipo de contaminación y si la contaminación está en el compresor de baja presión, en el compresor de alta presión, o en ambos. La contaminación resultante de la inyección de agua, por ejemplo, normalmente se establece en el compresor de alta presión. Poco o ninguno de estos depósitos se forman sobre el compresor de baja presión. Esta diferencia se debe a la combinación de temperatura y presión existente en el compresor de alta, más el elemento tiempo implicado en vaporizar el agua. Análisis espectrométrico del aceite Es posible el análisis espectrométrico para comprobar el contenido de metal en el aceite porque los iones metálicos emiten un espectro de luz característico cuando se vaporizan en una chispa o arco eléctrico. El espectro producido por cada metal es único para ese metal. La posición, o longitud de onda, de una línea espectral identificará al metal en particular, y la intensidad de la línea se puede usar para medir la cantidad de metal contenida en la muestra. Periódicamente se toman muestras del aceite usado en el motor. Esto normalmente se lleva a cabo tras la parada del motor y antes de suministrar aceite. La muestra se toma desde un punto en el depósito de aceite que esté libre de sedimentos, y se envía al laboratorio de análisis de aceites. A continuación se da una breve descripción de cómo el espectrómetro mide el desgaste de metales presente en la muestra. (a)

Se toma una muestra del aceite usado, y se extiende una película sobre el borde exterior de un electrodo de grafito altamente purificado en rotación.

(b)

Controlada y con precisión se inicia la descarga de una chispa de c. a. de alto voltaje entre el electrodo vertical y el electrodo en rotación, quemando la pequeña película de aceite.

(c)

La luz del aceite quemado pasa a través de una hendedura que está situada con precisión con respecto a la longitud de onda del metal en particular que se está comprobando.

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(d)

A medida que la luz pasa a través de la hendedura, tubos fotomultiplicadores fotomultipl icadores transforman electrónicamente las ondas de luz en energía que automáticamente imprimen los resultados del análisis en las hojas de registro del laboratorio.

(e)

Estos registros se interpretan, y cuando se presenta una acusada tendencia o concentración anormal de metal, se informa al usuario.

Bajo ciertas condiciones, y dentro de ciertos límites, por el análisis espectrométrico de las muestras del aceite de lubricación puede evaluarse el estado interno de cualquier sistema mecánico. El concepto y aplicación se basa en los siguientes hechos: (a)

los componentes de los sistemas mecánicos de los aviones contienen aluminio, hierro, cromo, plata, cobre, estaño, magnesio, plomo, y níquel como elementos predominante de las aleaciones. aleaciones.

(b)

El contacto contacto en movimiento entre los componentes componentes metálicos de cualquier cualquier sistema mecánico está siempre acompañado por la fricción. Aún cuando esta fricción esté reducida por una película de aceite, se desprenden por desgaste algunas partículas microscópicas de metal que quedan en suspensión en el aceite. Así, que existe una fuente potencial de información que está directamente relacionada con el estado del sistema. La identidad química de las superficies desgastadas y las partículas procedentes de esas superficies siempre será la misma. Si se puede medir el régimen de cada tipo de partícula de metal y establecerse como normal o anormal, también se puede establecer como normal o anormal el régimen de desgaste de las superficies en contacto.

El desgaste significante que se produce en los metales de un sistema mecánico puede medirse por separado en concentraciones extremadamente bajas por medio del análisis espectrométrico espectrométrico de las muestras de aceite tomadas del sistema. La plata se mide con exactitud en concentraciones por debajo de media parte en peso de plata en 1.000.000 de partes de aceite. La mayoría de los otros metales se miden con exactitud en concentraciones por debajo de dos o tres partes por millón. La cantidad máxima de desgaste normal se ha determinado en el programa para cada metal del sistema en particular. A esta cantidad se le llama su límite umbral de contaminación y se mide por el peso en partes por millón (PPM).

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Debe entenderse que las partículas del desgaste de los metales son de un tamaño microscópico tal que el ojo humano no puede verlas, no puede sentirse con los dedos, y fluyen libremente a través de los filtros del sistema. Por lo tanto, el espectómetro mide las partículas que se mueven en suspensión en el aceite y que son demasiado pequeñas para aparecer bien en el filtro o en los detectores de partículas. El Programa de Análisis del aceite no es la panacea, debe seguirse como practicas de mantenimiento normal. No obstante, existen varios aspectos beneficiosos del programa que merecen la pena mencionarse. El análisis de las muestras de aceite despues de haberse realizado una acción de mantenimiento puede usarse como herramienta de control de calidad. Un análisis que continue mostrando concentraciones anormales de desgaste de metal presente en el sistema, sería una prueba positiva de que el mantenimiento no ha corregido la discrepancia y deben emplearse otras técnicas para la localización de la anormalidad. El análisis de las muestras tomadas de los motores en los bancos de pruebas ha reducido la posibilidad de instalar en el avión un motor recien salido de revisión general que contiene discrepancias no detectadas por los instrumentos del banco de pruebas. El análisis espectrométrico del aceite se ha usado principalmente en los motores de turbina de gas, motores alternativos, y transmisiones de helicópteros. La técnica también es aplicable a las unidades de velocidad constante, compresores de cabina, cajas de engranajes, sistemas hidráulicos, y otros sistemas mecánicos bañados bañados en aceite. Control de la vibración Los fallos de motor que se manifiestan por si mismos por un cambio en el nivel de vibración normalmente entran en dos categorías. El tipo de fallo que produce un desequilibrio inmediato, tal como un álabe de turbina roto, se hará evidente por un repentino cambio en el nivel de vibración. La cantidad de cambio dependerá de la cantidad de desequilibrio. Los fallos de álabes de turbina han sido la causa de que aumentase el nivel de vibración en tan poco como una milésima, mientras que otros han resultado en lecturas a tope de la escala del indicador. El otro tipo de fallo general está indicado por un progresivo cambio en el nivel de vibración. Este tipo de indicación es normalmente más frecuente en fallos de cojinetes donde un desequilibrio inicial puede progresar hasta un definitivo fallo del cojinete. Por medio del registro de todo el espectro de vibración del motor y los accesorios así como el desgaste de las piezas en rotación debido al funcionamiento normal, puede detectarse si los piñones y piezas en rotación del motor se están deteriorando. Esta información luego se revisa y compara con las lecturas anteriores, y cualquier desviación indica el deterioro de las piezas en rotación del motor. La ingestión de objetos extraños puede alterar el equilibrado del compresor produciendo vibración. Se recomienda efectuar un análisis de la vibración en un motor que recientemente ha pasado una revisión general de la sección caliente para establecer una línea base de los niveles de vibración. Cada año debe repetirse, sin exceder el número de horas máximo establecido, o cuando ocurra un destacado aumento de la vibración durante la operación normal del motor. Un análisis de la vibración puede detectar si los piñones y piezas en rotación del motor se

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están deteriorando. Por comparación de los análisis de la vibración, podemos determinar si el nivel de vibración de un componente ha aumentado. Una vez que hemos registrado el análisis, un gráfico puede mostrar las desviaciones indicando que componentes pueden haber aumentado el nivel de vibración. Boróscopo, Fibra Optica, Imagen Electrónica Los motores de turbina de gas están diseñados para ser mantenidos eficazmente con el mínimo tiempo muerto posible. Un procedimiento que ha mejorado la eficacia en el mantenimiento es la incorporación de medios de inspección interna del motor sin desmontarlo. Esto se hace con un boróscopo o con uno de sus homólogos modernos. Desde hace tiempo, cuando se inspeccionan los motores alternativos, la práctica ha sido desmontarlos y examinar las piezas que lo componen. A medida que la potencia del motor a aumentado con el paso de los años, la susceptibilidad a la detonación se hizo un serio problema, y la inspección boroscópica del interior del cilindro se convirtió en una herramienta importante del mantenimiento. Los motores de turbina son ligeros de peso para la cantidad de potencia o empuje que producen y son caros de desmontar. Debido a esto, los fabricantes de motor han colocado tapones de inspección boroscópica en localizaciones estratégicas, de manera que los técnicos puedan examinar las áreas críticas internas sin tener que desmontar el motor. Hay tres tipos de instrumentos de inspección visual interna usados normalmente en el mantenimiento del motor de turbina: los boróscopos de tubo rígido, los visores flexibles de fibra óptica, y los visores de vídeo – imagen.

Un boróscopo de tubo rígido puede insertarse dentro del motor a través de un orificio de inspección, y una fuente ajustable de energía permite regular la intensidad de luz producida por la lampara en el extremo del tubo visor. Insértese el tubo dentro del orificio apropiado y ajústese la luz. Diríjase el instrumento hacia el área a inspeccionar y enfóquese para conseguir una imagen nítida. Los visores flexibles de fibra óptica son más versátiles que los visores de tubo rígido. Estos instrumentos consisten de una guía de luz y una guía de imagen formada de manojos de fibras ópticas encerradas dentro de una funda. Una fuente de suministro de energía con luz ajustable se conecta a la guía de luz, y una lente ocular se sitúa de manera que pueda ver el extremo de la guía de imagen. Los mandos de doblado y enfoque situados en el alojamiento del instrumento permiten guiar la sonda dentro del motor y enfocar para conseguir la imagen más clara del área. Normalmente se incluyen adaptadores que permiten el acoplamiento de cámaras de foto o vídeo a la lente ocular, proporcionando un registro permanente del interior del motor. Esta herramienta de inspección de vanguardia es el sistema de vídeo imagen que se muestra en la figura 21-9.

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La sonda se inserta en el motor a través de uno de los orificios de inspección, y la punta se guía hasta el área a inspeccionar. El sensor en la punta de la sonda actúa como una cámara de televisión en miniatura y capta una imagen del área iluminada por la sonda. Esta imagen se digitaliza, aumenta, y se muestra sobre un monitor de vídeo. También puede grabarse en una cinta de vídeo. La figura 21-11 muestra una imagen boroscópica de los álabes guías de entrada en turbina de un motor Rolls Royce RB211.

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Inspección de motores y componentes: criterios, tolerancias, y datos especificados por el fabricante del motor. El espacio de tiempo entre revisiones generales (TBO) ha aumentado desde las 10 horas para el motor alemán Jumo 109-004B fabricado en 1945, hasta las mas de 6.000 horas para el motor Pratt & Whitney JT3D. No debería olvidarse que entre estos períodos de revisiones mayores, a la mayoría de los motores se les requiere que pasen por una inspección de “zona caliente”. Esta gran mejora en el TBO se ha conseguido principalmente por los logros significativos en el diseño del motor, en la metalurgia, en la fabricación, en las revisiones, en las inspecciones, y en los procedimientos de mantenimiento. Revisiones Generales (Overhauls)

El TBO varía considerablemente entre los tipos de motor. Para los aviones civiles generalmente está establecido por el equipo operador y por el fabricante del motor, trabajando en conjunto con la Federal Aviation Administration (FAA). Teniendo en cuenta factores como el tipo de operación y el uso, las instalaciones para el servicio y la experiencia del personal de mantenimiento, y la experiencia total adquirida con el motor en particular. A medida que un modelo de motor específico acumula tiempo de funcionamiento y es enviado a la agencia de revisiones generales, las piezas se inspeccionan para comprobar el desgaste y/o signos de fallo inminente. Si las piezas críticas parecen estar gastándose correctamente, puede aprobarse una extensión del TBO. Uno de los factores mas importantes en la determinación del tiempo entre revisiones es el uso que se le está dando al motor. Las paradas y arranques frecuentes o cambios de potencia (cambios de ciclos), necesarios en los aviones de vuelos cortos, resulta en cambios rápidos de temperatura que, como consecuencia, afectarán al TBO. En muchos motores modernos, el número de ciclos se registra automáticamente, normalmente como una función de los arranques y las paradas, o el paso por la potencia máxima. La mayoría de los fabricantes han adoptado un sistema de marcación permanente de las piezas críticas del motor, tal como los discos de turbina y los álabes, los cuales están sujetos a deterioro a través de los límites de ciclos u horas de funcionamiento. Una pieza debe apartarse del servicio cuando quiera que bien el número de ciclos o de horas alcanza el límite máximo. Los modernos motores de turbina de gas son caros, costando algunas versiones mas de varios millones de dólares. Es esencial que los operadores en los talleres de revisiones generales mantengan unos registros completos y seguros para garantizar que un componente se desmonte o modifique cuando se requiera, y, por otra parte, que las piezas no se descarten prematuramente. Para esto, la mayoría de las piezas del motor deben ser identificables. Los métodos de marcación toman varias formas determinadas por la permanencia deseada, el tipo de material que se está marcando, y la localización de la pieza. Los métodos temporales de marcación incluyen los siguientes: Varias marcas de lápices de marcación (es extremadamente importante no usar ningún material que deje depósitos de plomo, cobre, zinc, o materiales similares sobre ninguna pieza de la sección caliente, ya que esto podría causar fallo prematuro debido a la carbocementación o ataque intergranular. Esto incluye lápices de grasa y plomo.) • Tiza • Varias marcas de tinta Jaboncillo • •

Las marcaciones permanentes deben realizarse de la siguiente forma: •

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El grabado electrolítico aplicado a través de un estarcidor o con una pluma electrolítica especial (no es lo mismo que el trazador de arco eléctrico, que ha resultado ser inadecuado para el motor de turbina de gas. El grabado electrolítico no debería usarse sobre superficies anodizadas.) El troquelado del metal usando un martillo, prensa, o rodillo (limitado a las piezas que tienen menos de una dureza específica.)

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El martillado por vibración, que produce caracteres por medio de una vibración con herramienta de puntas curvas. El grabado con un cortador giratorio o muela. La impresión por raspado usando una herramienta de punta curva de libre rotación. El soplado con una sustancia abrasiva sobre un estarcidor. El marcado a fuego usado sobre piezas no metálicas tal como plástico, baquelita, etc.

En todos los casos deben seguirse las recomendaciones del fabricante. La revisión general del motor puede dividirse en las siguientes etapas: 1. Desmontaje 2. Limpieza 3. Inspección 4. Reparación 5. Montaje 6. Prueba 7. Almacenamiento Desmontaje

El desmontaje se puede llevar a cabo sobre una plataforma de desmontaje vertical u horizontal (Figura 21-12). Algunos motores pueden desmontarse usando uno u otro método, mientras que otros siguen un procedimiento particular. Después que el motor es descompuesto en sus componentes principales, muchos de los subconjuntos se instalan sobre plataformas individuales para trabajar sobre ellos posteriormente. Son necesarios una gran cantidad de

útiles especiales para asegurar el desmontaje sin dañar el material. Con frecuencia el conjunto de estos útiles puede costar tanto como el motor. Marzo 2003

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Cada fabricante edita un manual completo y detallado que debe seguirse, el cual da un procedimiento de desmontaje paso a paso y que también muestra donde y como usar los útiles especiales. Se incluyen los avisos y precauciones adecuadas donde son necesarios para minimizar posibles daños al personal y al motor. Para muchas piezas, tales como cojinetes y sellos de carbón, que requieren un manejo especial, se dan instrucciones especiales. Otras piezas deben volver a montarse en sus posiciones originales, por lo tanto deben etiquetarse y marcarse según sea el caso. Los sellos que no sean del tipo de carbón, no se pueden volver a usar, muchos sellos de goma están hechos para que se expandan en contacto con el combustible o el aceite. Una vez que estos tipos de sellos de goma se han desmontado, no se podrán volver a encajar en sus ranuras originales. En el proceso real de revisión, la información contenida en el manual está con frecuencia incluida en una serie de tarjetas de trabajo , o dentro de un programa de ordenador. Limpieza

La limpieza del motor está diseñada para llevar a cabo una serie de puntos: Permitir un examen completo de los componentes en lo que respecta a defectos del uso y cambios en las dimensiones producidos por la erosión y el desgaste. 2. Eliminar los depósitos que afectan adversamente al rendimiento en el funcionamiento de las piezas del motor. 3. Preparación de las superficies para los procesos de reparación y recuperación, tal como chapado, soldadura, y pintura. 4. Eliminar los distintos revestimientos orgánicos e inorgánicos que requieren desplazamiento para la inspección de las superficies subyacentes, o eliminar los revestimientos deteriorados inadecuados para otro rodaje de motor. 1.

La selección de los materiales de limpieza y de los procesos usados para cada pieza se determina por la naturaleza de la suciedad, tipo de metal, tipo de revestimiento, y el grado de limpieza necesario para una completa inspección y el subsecuente proceso de reparación. No a todas las piezas hay que quitarles el revestimiento hasta el metal base, ni hay que eliminar todas las manchas de las piezas chapadas. Es mas, algunas soluciones y/o procedimientos quitarán el revestimiento, atacarán a las piezas chapadas, o causarán reacciones indeseables con el metal base. Por ejemplo, el titanio no debería limpiarse con triclorotileno u otros compuestos a partir del cloro para evitar la posibilidad de corrosión asociada con la acción de materiales que contienen cloro en áreas de ajuste prieto. Las soluciones para limpieza van desde los comúnmente usados disolventes orgánicos, tal como los lavados y pulverizados con petróleo para el desengrase y limpieza general, las soluciones de vapor desengrasante tal como el triclorotileno, y los disolventes de carbón para los depósitos de carbón difíciles, hasta los materiales de limpieza menos familiares. La limpieza con vapor puede usarse en piezas que no requieren limpieza química o mecánica y donde no es necesario quitar los acabados de pintura y superficie. El método de limpieza con pulidora es también un método aprobado para usarse en piezas que tienen que ser inspeccionadas magnéticamente. El proceso de pulido tiende a oscurecer defectos si se usa el método de inspección de tintas penetrantes. La mayoría de estos materiales y métodos generalmente son apropiados para ser usados en la sección fría del motor. Un nuevo método de limpieza usa una corriente de agua a alta presión (hasta 55.000 psi) capaz de quitar revestimientos de cerámica de las cámaras de combustión y otras piezas revestidas. La limpieza de la sección caliente requiere procesos que conllevan una serie de baños ácidos o alcalinos y enjuagados con agua en distintas combinaciones. El chorreo con cascaras, húmedas o secas, es otro método normalmente usado lo mismo en la sección fría que caliente del motor. Algunas piezas, tal como cojinetes de bolas y rodillos, requieren un manejo especial. El cojinete se puede llegar a magnetizar en servicio y puede que tenga que ser desmasgnetizado para limpiarle adecuadamente las partículas magnéticas. El cojinete no debe girarse durante la limpieza, y los cojinetes dobles deben permanecer como unidades. Marzo 2003

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Puesto que muchas soluciones atacarán la piel cuando se limpien las piezas, deben usarse paños de protección y dispositivos tales como gafas, guantes, delantales, cremas de manos, etc. mientras se trabaja con estos productos. En todos los casos, es imperativo seguir las recomendaciones del fabricante con relación a los materiales y procedimientos usados cuando se limpian piezas de turbinas de gas. Inspección

Cuando el motor está en periodo de fabricación, y durante el proceso revisión, es, por supuesto, necesario comprobar la calidad de las diferentes piezas. La sección de inspección del manual de revisión ( overhaul manual ) incluye información específica y detallada, mucha de ella obtenida a través de la experiencia operativa, resaltando si una pieza puede admitir reparación o no y hasta que punto, así como una tabla de límites dimensionales máximos y mínimos con la que cada pieza debe cumplir. Las áreas críticas especiales son advertidas al personal de revisión. Los límites de tiempo y/o ciclos se comparan con los límites de vida de piezas tales como los álabes y discos de compresor y turbina, y se guardan registros exactos de todos los trabajos realizados. El proceso de inspección puede dividirse en dos grupos amplios: no – dimensional y dimensional. Inspección no – dimensional

Los métodos de inspección no – dimensional incluyen el uso de partículas fluorescentes y no – fluorescentes que contienen polvo de oxido de hierro para aquellas piezas que pueden magnetizarse, y tinturas penetrantes fluorescentes y no – fluorescentes para las que no se pueden magnetizar. Pueden usarse aparatos de vibraciones ultrasónicas para detectar grietas ocultas, y los rayos X se emplean para las piezas críticas. Incluido en este método se encuentra la inspección ocular para comprobar el estado general. La inspección no – dimensional continuará incluso después de que el motor está montado por medio del uso de los boróscopos, como los mostrados en las figuras 21-8 y 21-9, o usando píldoras radioactivas de iridio 192 colocadas en el centro del motor y envolviendo con una película el cárter para comprobar la deformación ( warping ) de los álabes guías de entrada en turbina. Inspección dimensional

La inspección dimensional incluye el uso de herramientas mecánicas de medición, tales como micrómetros, palpadores, y otros medidores y sondas especiales, así como útiles que usan la luz, el sonido, o la presión del aire como medio de medición. La inspección por partículas magnéticas(fig. 21-13) es un método no – dimensional de comprobación de grietas en superficie o bajo la superficie de materiales ferrosos magnetizables. Cuando una pieza se magnetiza al pasar una corriente a través de ella o colocándola en un campo magnético, las dos paredes de cualquier grieta en la pieza que se está comprobando se convierten en polos secundarios débiles. Si la pieza está inmersa en una solución que contiene finas partículas magnéticas de oxido de hierro, o si se hace fluir esta solución sobre la pieza, las partículas suspendidas tenderán a concentrarse a lo largo de las paredes de la grieta. La grieta quedará indicada por una línea oscura, si la suspensión también contiene partículas fluorescentes, la grieta se resaltará como una línea brillante (normalmente amarillo verdoso) cuando se visualiza bajo una lampara ultravioleta. Cada pieza a comprobar debe Marzo 2003

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magnetizarse usando una corriente de magnitud correcta aplicada en una dirección específica

(un proceso llamado magnetización circular o longitudinal) de manera que las líneas de flujo magnético pasarán a través de una sospechada grieta en ángulos rectos (fig. 21-14). Se presta atención particular a las protuberancias, pestañas, orejetas, rebordes, estriados, dientes, u otras áreas intrincadas. Es necesaria cierta habilidad para interpretar adecuadamente las indicaciones. Tras la comprobación, la pieza debe desmagnetizarse completamente haciéndola pasar lentamente a través de una bobina en la cual fluye corriente alterna. La desmagnetización completa es importante, y puede comprobarse usando un indicador de campo magnético o una brújula de buena calidad. Generalmente los procedimientos específicos están resaltados en el manual de revisión ( overhaul manual ). Los cojinetes no deben inspeccionarse nunca usando este método debido a la dificultad de desmagnetización. La inspección por tintas penetrantes es un método no destructivo de comprobación de materiales no – magnetizables tal como el aluminio y el magnesio pero solo para grietas e imperfecciones en superficie. Aunque este proceso se desarrollo para materiales no – ferrosos, también puede usarse ventajosamente en productos hechos de hierro. Ya que este es un tratamiento de superficie, es esencial tener la superficie completamente limpia y libre de pintura. Un tinte penetrante, que puede o no puede ser fluorescente, se pinta o pulveriza sobre la pieza. Luego se lava la superficie y se aplica un revelador que sacará al penetrante desde el defecto. Las grietas aparecerán como líneas oscuras, o líneas brillantes por el material fluorescente, cuando se visualiza bajo la luz ultravioleta. Otra vez, igual que con la inspección magnética, es necesario cierto grado de habilidad para interpretar y evaluar las indicaciones. La inspección visual juega un papel importante en la revisión del motor de turbina de gas. A continuación se exponen algunas casos que se pueden encontrar y sus causas. Abrasión (abrasion ) Un área basta. Pueden describirse distintos grados de abrasión tanto

ligeros como acusados, dependiendo de la amplitud del reacondicionamiento requerido para restaurar la superficie. La causa habitual es la presencia de material extraño fino interpuesto entre superficies en movimiento. Arqueo (bend/bow ) Distorsión general en la estructura que se distingue por un cambio local de

la forma. Las causas habituales son aplicación desigual del calor, excesivo calor o presión, o fuerzas concretas bajo cargas.

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Abultamiento (blistering ) Áreas levantadas que indican separación de la superficie desde la

base. Encontrado normalmente en superficies chapadas o pintadas. Asociado con escamado o decapado. La causa habitual es una unión imperfecta con la base, normalmente agravada por la presencia de humedad, gas, calor, o presión. Rotura (break ) Separación completa en dos o mas trozos por la fuerza. Las causas habituales

son la fatiga o carga repentina. Brinelado (brinelling ) Marcaciones encontradas algunas veces sobre la superficie de piezas

de cojinetes de bolas o rodillos. Las causas habituales son técnicas inadecuadas de montaje o desmontaje de los cojinetes de bolas o rodillos, por la aplicación de fuerza sobre la pista libre. Nota: los cojinetes que no tienen una rotación completa constante y están sujetos a cargas repentinas, tal como durante el transporte, tienen tendencias al brinelado. Combado (bulge) curvatura o protuberancia hacia el exterior. La causa habitual es excesiva

presión o debilitación debida al exceso de calor. Quemadura (burning )

Daño causado a las piezas por excesivo calor. Indicado por una decoloración característica o en casos severos, por una pérdida u ondulación del material. Las causas habituales son el excesivo calor debido a la falta de lubricación, inadecuada holgura, o distribución anormal de la llama.

Bruñido (burnishing ) Alisado mecánico de la superficie de un metal por frotamiento, no va

acompañado de eliminación de material, pero algunas veces conlleva decoloración alrededor de los bordes exteriores del área. El bruñido operacional no es perjudicial si cubre aproximadamente el área que porta la carga y siempre que no haya evidencia de acumulación o quemadura. La causa habitual es el funcionamiento normal de las piezas. Rebarba (burr )

Proyección cortante o borde áspero. Las causa habituales son desgaste excesivo, golpeteo, u operación de mecanizado.

Roce (chafing ) Acción de frotamiento entre piezas que tienen movimiento relativo limitado.

Interprétese como una acción que produce una condición de la superficie más bien que la descripción de un daño. Desconchado (chipping ) desprendimiento de pequeños trozos de metal. No confundirlo con el

escamado. La causa habitual es una concentración de carga debida a muesca, arañazo, inclusión, golpeteo, o manejo descuidado de las piezas. Corrosión (corrosion)

Descomposición de una superficie por la acción química. La causa habitual es la presencia de agentes corrosivos.

Grietas (craks)

Fractura parcial. La causa habitual es excesivo esfuerzo debido a una sobrecarga repentina, extensión de un corte o arañazo, o sobrecalentamiento. Una grieta de ruptura por esfuerzo puede aparecer a lo largo del borde de ataque y/o borde de salida de los álabes rotatorios y de estator de turbina en ángulo recto al borde debido al proceso llamado fatiga de bajo ciclo.

Abolladura (dent )

Hoyo pequeño suavemente redondeado en la superficie. Las causas habituales son las sobrecargas concentradas resultantes del golpeteo, la presencia de partículas entre superficies sometidas a cargas, o los impactos sobre las piezas.

Acción electrolítica ( electrolytic action) Descomposición de las superficies por el intercambio

de electrones entre piezas construidas de distintos metales. La causa habitual es la acción galvánica entre metales diferentes.

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Erosión (erosion) Eliminación de material por el flujo de gases calientes, polvo de arena, o agentes químicos. Véase surcos . Las causas habituales son flujo de líquidos corrosivos,

gases calientes, o aceite con polvo de arena. Fallo por fatiga (fatigue failure) Pérdida progresiva de resistencia de una o mas áreas locales

que están debilitadas, tal como marcas de herramientas, mellas pronunciadas, grietas diminutas, o inclusión, sometidas a cargas repetidas. A medida que la carga de trabajo sobre la pieza se repite, las grietas de desarrollan, al final se presentan las altas concentraciones de esfuerzos. Las grietas se extienden, normalmente desde la superficie, o cerca de la superficie de la zona. Tras un tiempo, queda tan poco metal sano que la carga normal es mayor que la resistencia del material restante, y la pieza quiebra. El fallo no es debido a la cristalización del metal, como muchos mecánicos creen. La aparición de un fallo por fatiga típico se explica fácilmente. A medida que el fallo se desarrolla las superficies separadas rozan y chocan una con otra, machacando los granos del material y produciendo una apariencia mate o lisa; la porción sin fracturar restante conserva la estructura granular normal hasta el momento del fallo. La naturaleza progresiva del fallo, normalmente está indicada por varias líneas mas o menos concéntricas, de cuyo centro o foco, se revela el punto original o línea de fallo. Las causas habituales son marcas de herramientas, esquinas pronunciadas, mellas, grietas, inserción, roce, corrosión, o insuficiente apriete de los elementos de fijación para obtener el adecuado alargamiento. Escamado (flaking )

Desprendimiento de trozos de una superficie chapada o pintada. Las causas habituales son incompleta adherencia, excesiva carga, o abultamiento.

Corrimiento (flowing )

Esparcimiento de una superficie pintada o chapada. Normalmente acompañado por escamado. Las causas habituales son incompleta adherencia, excesiva carga, o abultamiento.

Fractura (fracture ) Véase rotura y roce. Desgaste por corrosión ( fretting corrosion) Decoloración que puede ocurrir sobre superficies

que están apretadas o atornilladas juntas bajo alta presión. En las piezas de acero el color es marrón rojizo y algunas veces le llaman “chocolate” o “sangre”. En el aluminio o el magnesio, el oxido es negro. La causa habitual es el restregado de partículas finas de metal producido por ligero movimiento entre las piezas y consecuente oxidación de estas partículas Devastado (galling ) Transferencia de metal de una superficie a otra. La causa habitual es un

fuerte roce o acción de desgaste originado durante el funcionamiento del motor por un ligero movimiento relativo de dos superficies sometidas a alta presión de contacto. No confundir con arrollado, rascado, desgarro, o rayado. Vidriado (glazing ) Desarrollo de una zona dura y brillante sobre las superficies de los cojinetes.

Condición con frecuencia beneficiosa. La causa habitual es una combinación de presión, aceite, y calor. Desgarro (gouging) Desplazamiento del material de una superficie por la acción de corte o

rasgado. La causa habitual es la presencia de cuerpos extraños relativamente grandes entre piezas en movimiento. Acanaladura (grooving )

Surcos redondeados y suaves, como marcas de rasgado cuyos afilados bordes han sido pulidos. Las causas habituales son desgaste concentrado, movimiento relativo de las piezas anormal, o piezas fuera de alineado.

Inclusión (inclusion) Material extraño en el metal. La inclusión en superficie está indicada por

motas o líneas negras. La causa habitual es una discontinuidad en el material. Las inclusiones de superficie y próximas a la superficie pueden detectarse durante la inspección magnética por agrupamiento de las partículas magnéticas. El examen de una fractura por fatiga puede revelar una inclusión en el punto focal.

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Surcos (guttering ) Erosión concentrada y profunda. La causa habitual es el alargamiento de

una grieta o defecto por quemadura debida a llama o gases calientes. Muesca (nick )

Marca pronunciada causada por impacto de una pieza contra otro objeto metálico. Las causas habituales son descuido en el manejo de las piezas o herramientas antes o durante el montaje, o arena o partículas extrañas finas dentro del motor durante el funcionamiento.

Golpeteo ( peening ) Deformación de la superficie. La causa habitual es el impacto de un objeto

extraño como el que ocurre cuando se golpea repetidas veces con un martillo sobre una pieza.

Arrollado ( pickup) Rodado del metal o transferencia de metal de una superficie a otra. Las

causas habituales son el roce de dos superficies sin suficiente lubricación, la presencia de partículas de polvo entre las superficies bajo presión durante el montaje, piezas prietas con los bordes no dañados, o incipiente agarrotamiento de las piezas en rotación durante el funcionamiento. Acumulado ( pileup) Desplazamiento de partículas en una superficie desde un punto a otro. Se

distingue del arrollado por la presencia de depresiones en el punto desde el cual el material ha sido desplazado. Picadura ( pitting )

Pequeñas cavidades de forma irregular en una superficie de la cual el material ha sido eliminado por corrosión o desconchado. La picadura corrosiva normalmente está acompañada por un depósito formado por un agente corrosivo sobre el material base. Las causas habituales de la picadura corrosiva son destrucción de la superficie por la oxidación o agente químico, o por la acción electrolítica. Las causas habituales de la picadura mecánica son las superficies desconchadas debido a sobrecargas o inadecuada holgura, o la presencia de partículas extrañas.

Rascado (scoring )

Arañazos profundos hechos durante el funcionamiento del motor por bordes pronunciados o partículas extrañas; marcas profundas alargadas. La causa habitual es la presencia de partículas entre superficies cargadas que tienen, movimiento relativo.

Arañazos (scratches)

Marcas poco profundas y estrechas causadas por el movimiento de objetos o partículas ásperas a través de una superficie. Las causas habituales son descuidos en el manejo de las piezas o herramientas antes o durante el montaje, o arena o partículas extrañas finas dentro del motor durante el funcionamiento.

Esfuerzos (Stresses ) Cuando se usa en la descripción de la causa del fallo de las piezas de

una máquina, los esfuerzos generalmente se dividen en tres grupos – compresión, tracción, y cortadura. Estas fuerzas se describen como sigue: Compresión Acción de dos fuerzas opuestas directamente que tienden a oprimir una

pieza. Tracción Acción de dos fuerzas opuestas directamente que tienden a separar una pieza. Cortadura

Acción entre dos fuerzas opuestas y paralelas.

La inspección es una parte vital de la revisión general del motor. Sin una inspección de calidad, no tienen sentido los otros procedimientos de la revisión. Reparación

Todas las piezas de motor utilizables ( serviceable) deben repararse usando métodos aprobados por el fabricante. Las técnicas de reparación varían ampliamente. La soldadura se usa extensamente, con frecuencia en la reparación de las cámaras de combustión y otras Marzo 2003

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piezas del motor se emplea este método. Tras la soldadura, puede ser necesario tratar con calor a la pieza para eliminar las cargas inducidas por la soldadura y restaurar las propiedades originales del metal. Otras piezas pueden restaurarse a sus dimensiones originales por medio de chapado. El rechapado por medios electroquímicos o endurecimiento de superficie con capas de plasma pulverizado o con capas de detonación de llama se usa para construir bujes y discos, y para proteger las piezas del motor que rozan una con otra. Por ejemplo, a los conductos de salida de la cámara de combustión en muchos motores se les permite un movimiento limitado para compensar la dilatación a medida que la temperatura del motor cambia. Los métodos de reparación conllevan operaciones de todo tipo, incluyendo esmerilado, armonización, y otros procesos abrasivos como trabajo en torno, taladrado, enderezado, pintura, etc.. Sí el motor contiene remaches, estos se reparan o sustituyen según se requiera. Los casquillos que se encuentran en la sección de accesorios y en otras piezas del motor se cambian si es necesario. Si algunos orificios roscados están pasados, se reparan taladrando, pasando la terraja, e insertando un casquillo roscado, un perno de sobremedida, o un helicoil. De nuevo, el manual de revisión da un procedimiento de reparación detallado y aprobado que debe seguirse para asegurar una vida en servicio o tiempo entre revisiones razonables. Reparación del Compresor

El alcance de las reparaciones de los álabes del compresor permitido por el fabricante del motor se describe en detalle en el manual de servicios del motor (Engine Service Manual). Los álabes se inspeccionan, y el daño se evalúa para determinar si está dentro de los límites de reparación permitidos. Si es excesivo, el módulo del compresor debe enviarse al fabricante o a una empresa de revisiones autorizada para ser reparado. Los daños del tipo como el mostrado en la figura 21-15, que están dentro de los límites permisibles, pueden repararse por armonización. El daño se quita con una lima de joyero de corte fino, movida paralela a la longitud del álabe, y luego las marcas de la lima se eliminan con una piedra abrasiva fina. Un área adecuadamente armonizada debe estar tan suave como la porción sin dañar del álabe. Los puntos de corrosión pueden quitarse con una lima fina, y las marcas de la lima pueden quitarse con papel de lija fino. Si los álabes están doblados, no los enderece; en su lugar, envíese el módulo de compresor para que se le efectúe una reparación mayor. Daños Típicos a los Elementos del Compresor Arqueo (Bow ): Álabe doblado ocasionado por

objetos extraños. Quemadura (Burn): Daño en la superficie con evidencia de decoloración originado por excesivo calor. Rebarba (Burr ): Borde desigual o mellado provocado por la acción del esmerilado o corte. Corrosión (Corrosion): Picaduras y fallos en la superficie causados por un ambiente corrosivo. Grieta (Crack ): Separación o fractura parcial motivado por esfuerzo excesivo debido a golpe, sobrecarga, o fallo de fabricación.. Marzo 2003

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Termofluencia (Creep): Alargamiento de un álabe ocasionado por un calor excesivo y/o

continuado y por la fuerza centrífuga. Abolladura (Dent ): Hoyuelo pequeño suavemente redondeado originado por el impacto con un objeto contundente. Rozadura (Gall ): Transferencia de metal de una superficie a otra provocada por un fuerte roce. Arrollamiento (Gouging ): Desplazamiento de material de una superficie; corte o desgarro causado por la presencia de un cuerpo extraño comparativamente grande entre dos piezas en movimiento. Muesca (score): Arañazo profundo motivado por la presencia de partículas entre las superficies. Arañazo (scratch): Marca estrecha superficial ocasionada por arena o partículas extraña entre las superficies. Inspección de la Sección Caliente

La sección caliente de un motor de turbina es el corazón del sistema. Es esta sección y sus componentes la que extrae la energía del flujo de gas a alta presión y extremadamente caliente. La sección caliente consta de los inyectores de combustible, las cámaras de combustión, los álabes guías de entrada en turbina, los rotores de turbina y sus álabes, y el sistema de escape. Estos componentes están diseñados y construidos para extraer la máxima cantidad de energía del combustible, y cualquier daño o distorsión disminuirá el rendimiento del componente y del sistema lo suficiente para perjudicar la actuación del motor. Las inspecciones de la sección caliente normalmente se requieren basándose en horas o ciclos de funcionamiento, pero en cualquier momento que la EGT se haga excesiva, debería efectuarse una inspección de sección caliente. Normalmente la inspección de la sección caliente puede efectuarse con el motor montado en el avión. Esencialmente consiste en los siguientes puntos: •

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Revisar los registros operativos del motor durante el período inmediato anterior a la inspección por si hubiese indicación de arranques calientes, arranques colgados, despegues que conlleven condiciones de sobretemperatura o sobrevelocidad, o fluctuaciones en la presión de aceite o del combustible. Conéctense instrumentos de prueba exactamente calibrados, y ruédese el motor para comprobar su actuación real. Regístrense los resultados. Síganse las instrucciones del fabricante al detalle, y utilícese las herramientas adecuadas para desmontar la sección de potencia del motor. Desmóntense las bujías y los inyectores. Compruébese el espectro del flujo de los inyectores y límpiense si el espectro no es el especificado en el manual de mantenimiento del motor. Un inyector de combustible parcialmente obstruido será causa de manchas calientes localizadas en la cámara de combustión. Desmóntese la cámara de combustión e inspecciónese por grietas e indicación de manchas calientes localizadas. Si existen grietas que exceden el límite permisible, la cámara tendrá que ser reparada por un equipo autorizado por el fabricante del motor. Desmóntese el anillo de álabes guías de entrada en turbina, y cuidadosamente examínese el estado de todos los álabes guías. Mídase la holgura entre la punta de los álabes de turbina y el alojamiento, y la holgura entre el disco de turbina y el cono de escape; ambas medidas son críticas.

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Desmóntese la rueda de turbina, y examínense todos los álabes por si hubiese trazas de daños y erosión en las puntas. Las grietas de ruptura por esfuerzo que aparecen perpendiculares a los bordes de ataque y salida son uno de los tipos de daño más comunes. La ondulación de los bordes de ataque o salida es una indicación de sobretemperatura. Las ruedas de turbina dañadas no pueden repararse al nivel de campo, pero pueden repararse en talleres autorizados especializados en este tipo de trabajo.

Cuando todas las piezas dañadas se han reparado o se va instalar un modulo de sustitución, compruébense las piezas de sustitución cuidadosamente, y móntese el motor. Hágase un rodaje de calibración con la misma instrumentación de prueba usada en el rodaje de preinspección. Esta nueva información compara los parámetros actuales con los anteriores a la inspección y proporciona una nueva línea de partida a utilizar en el control de la tendencia (Trend Monitoring ). Las siguientes indicaciones son importantes cuando se trabaja en la sección caliente de un motor: •

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Cuando desmonte el motor, marque la posición de las piezas con el tipo de marcador aprobado para este propósito. Los marcadores con punta de fieltro son aceptables, pero nunca use un lápiz de plomo, de cera o grasa. El carbón del grafito, la grasa o la cera se funde en el metal caliente haciéndolo quebradizo y siendo causa de grietas. Sustituya todos los elementos, tales como juntas y frenos, especificados por el fabricante del motor. Use solo componentes nuevos, preparados e instalados de acuerdo con las instrucciones en el manual de servicios. Siga al detalle el manual de servicios del fabricante del motor cuando realice cualquier inspección. El daño permisible varía de un modelo de motor al siguiente. Solo deberían efectuarse reparaciones específicamente permitidas por el fabricante. Cuando envíe ruedas de turbina al fabricante del motor o a una empresa de revisiones autorizada, asegúrese de usar el contenedor de transporte correcto para esa rueda en particular. Estas ruedas son extremadamente caras y pueden dañarse fácilmente debido a una manipulación descuidada durante el transporte.

Consideraciones en la Reparación

La alta precisión con que están construidos los motores de turbina y las altas temperaturas a las que funcionan exige reparaciones de máxima calidad. Los técnicos no están autorizados bajo ninguna justificación a desviarse de los procedimientos detallados en los manuales de mantenimiento proporcionados por el fabricante del motor y aprobados por la FAA y la JAR. Es extremadamente importante que todos los elementos de fijación roscados en un motor de turbina estén adecuadamente torqueados y frenados. Aquí, consideraremos la importancia de los torquímetros (llaves dinamométricas) y observaremos algunos requisitos para un adecuado frenado con alambre. Torquímetros

La precisión con que está construido un motor de turbina y la enorme cantidad de potencia desarrollada por dispositivos de tan poco peso hace obligatorio que cada elemento de fijación este apretado al par de torsión exacto especificado por el fabricante. Para obtener el máximo esfuerzo de un elemento de fijación roscado, la carga aplicada a las roscas debe ser mayor que la carga máxima aplicada a la unión. Si un elemento de fijación roscado no falla mientras se le está dando el apriete, no fallará durante el funcionamiento en servicio. Mientras se le está dando el apriete, el elemento de Marzo 2003

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fijación está sujeto a ambos esfuerzos, el de torsión y el de tracción. Tras la instalación, solo queda sujeto al esfuerzo de tracción. Los torquímetros son herramientas de precisión y deben tratarse con cuidado. Compruébese su calibración dentro de un programa regular comparándolo con un patrón, cuya exactitud está controlada por el National Institute of Standards and Technology (NIST). A menos que se diga lo contrario en el manual de servicio, los valores especificados de apriete son para roscas limpias y secas. Cuando se requieren roscas lubricadas, se especificará el tipo y cantidad de lubricante. Existen algunas aplicaciones en las que una serie de elementos de fijación deben apretarse en una cierta secuencia y a un bajo valor especificado, y luego reapretado a un valor más alto final. Siga cuidadosamente el manual de servicios cuando se especifiquen instrucciones especiales tal como esta. Cuando use un torquímetro de salto o micrométrico, deje de tirar tan pronto como la llave salte. La acción del salto es una indicación de que se ha alcanzado el apriete deseado, pero esto no impide seguir tirando y aplicar mas apriete. Algunas aplicaciones miden el apriete aplicado a un elemento de fijación roscado midiendo la cantidad que la tuerca gira después de hacer contacto con su superficie de apoyo. El apriete medido por este método no está afectado por el apriete real de la tuerca, o por la lubricación o falta de lubricación de las roscas. Hay veces que es necesario usar adaptadores especiales en un torquímetro. Cuando se usan adaptadores tales como los de las figuras 21-16, puede calcularse la indicación del torquímetro necesaria para obtener el apriete específico en el adaptador usando la formula adecuada. Cuando se usa un adaptador que añade longitud al brazo del torquímetro, la indicación necesaria del torquímetro para un apriete específico en el adaptador se calcula usando la formula:

TW

=

T A • L L +E

TW = Apriete indicado en el torquímetro. T A = Apriete aplicado en el adaptador. L = Longitud de palanca del torquímetro. E = Brazo del adaptador.

Cuando el adaptador acorta el brazo del torquímetro, la indicación necesaria para el apriete específico en el adaptador se calcula usando la formula:

TW

=

T A • L L −E

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TW = Apriete indicado en el torquímetro. T A = Apriete aplicado en el adaptador. L = Longitud de palanca del torquímetro. E = Brazo del adaptador.

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Frenado con Alambre

El efecto de la vibración sobre la estructura ligera de peso usada en un avión y sus motores hace que el frenado de todos los elementos de fijación sea una función importante del mantenimiento en aviación. Los principios del frenado con alambre son bastante simples, pero la habilidad se desarrolla solo con la práctica. En la figura se muestra uno de los procedimientos más comúnmente usados. Las siguientes son algunas reglas básicas del frenado que deben observarse: •

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Antes de frenar un elemento de fijación, asegúrese de que está adecuadamente torqueado. Asegúrese de usar el método de frenado especificado en el manual de mantenimiento del motor. Cuando se especifica el frenado con alambre, debe usarse el tipo y tamaño de alambre requerido. Instálese el alambre de manera que siempre tire del elemento de fijación en la dirección de apriete. Esto evitará que el elemento de fijación se gire en sentido contrario si acaso se aflojase. Dirija el alambre alrededor del exterior del elemento de fijación de manera que pase por debajo del alambre que sale del orificio de frenado. Esto hace que la vuelta alrededor del elemento de fijación permanezca ajustada y evita que el alambre se afloje. La dirección del trenzado debería cambiarse de tramo a tramo, o de tramo a remate. Asegúrese de que los trenzados están apretados y uniformes, y que el alambre trenzado entre los elementos de fijación está tenso pero no demasiado tirante. El número

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recomendado de vueltas por pulgada depende del diámetro del alambre. Véase la tabla (Fig. 21-19). Una vuelta se considera la mitad de un giro completo del trenzador. •

Asegúrese de que el remate al final del alambre no tiene mas de ¾ de pulgada de largo y un mínimo de 4 vueltas. Córtese y dóblese hacia atrás y por debajo el extremo de remate de manera que no corte o enganche cualquier cosa que se roce con él.

El frenado con alambre puede hacerse con unos alicates de punta de pico de pato, pero el uso de una herramienta de trenzado como la de la figura 21-20 hará que el trabajo sea más rápido y uniforme.

Limpieza y Lavado de los Compresores La sección fría de un motor turbofan, que incluye el fan, los compresores, y el difusor, determina la cantidad de aire suministrado a la cámara de combustión. Cualquier interferencia con el movimiento del aire disminuirá seriamente la cantidad de potencia o empuje que el motor puede producir. La acumulación de suciedad sobre los álabes del compresor disminuye el rendimiento aerodinámico y deteriora la actuación del motor. Los álabes de compresor sucios normalmente originan alto EGT y una aceleración insatisfactoria. Los compresores pueden limpiarse de cualquiera de las dos formas: bombardeo con cáscara de almendras o lavado líquido. El bombardeo con cáscara de almendras se hace tapando ciertos orificios y válvulas en el paso del aire e inyectando en el conducto de entrada un material autorizado blando a partir de cáscaras de almendras mientras se gira el motor con la puesta en marcha. Cuando se usa este método debe tenerse sumo cuidado para evitar dañar las superficies protegidas contra la corrosión dentro del motor. El lavado líquido es sin duda el método usado más ampliamente para la limpieza del compresor. Hay dos tipos de lavado líquido: el lavado de desalinización y el lavado para la recuperación de la actuación. Cuando un motor se opera en un ambiente altamente cargado de sal, normalmente se recomienda lavar el compresor en un programa regular pulverizando agua desmineralizada a través del motor mientras se gira con la puesta en marcha hasta aproximadamente del 15% al 20% de r.p.m.. Este lavado quita los depósitos de sal antes de que se acumule lo suficiente para provocar deterioro de la actuación. Cuando se use la puesta en marcha para girar el motor, asegúrese de no actuarla mas tiempo del permitido por el fabricante, ya que puede calentarse en exceso y dañarse permanentemente. Si la actuación se ha deteriorado, al motor se le puede dar un lavado para la recuperación de la actuación. El motor se gira con la puesta en marcha o se rueda a ralentí, mientras que por medio de una boquilla pulverizadora sujeta a mano o un anillo incorporado de boquillas pulverizadoras se inyecta en el conducto de entrada una corriente de agua desmineralizada y líquido limpiador. El agente activo en el líquido limpiador desprende los contaminantes de Marzo 2003

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manera que puedan pasar inofensivamente a través del motor. El agente deja sobre el compresor una película inhibitoria de corrosión para evitar la posterior acumulación de depósitos. Luego se enjuaga el agente limpiador pulverizando agua desmineralizada a través del motor. Córtese el agua y ruédese el motor hasta unas RPM específicas, para secarle completamente.

Daños por Ingestión de Objetos Extraños (FOD) Además de las inspecciones rutinarias, otras inspecciones deben efectuarse cuando surgen ciertas condiciones anormales. Estas condiciones, especificadas en el manual de operaciones, pueden ser tan obvias como daños por ingestión de objetos extraños (FOD), o tan sutiles como alteraciones de los parámetros observadas por el control de la tendencia ( trend monitoring ). El FOD (Foreing Object Damage ) es una de las principales condiciones de las que salvaguardarse durante la operación del motor de turbina. El conducto de entrada de aire actúa como un enorme aspirador e ingiere pequeños objetos tal como partículas de cemento y piedras de la rampa, o utensilios que descuidadamente se han dejado a su alcance. Durante el vuelo pueden ingerirse aves e hielo. FOD en el fan, álabes guías de entrada, o etapas visibles del compresor es justificación suficiente para el desmontaje del motor y la realización de una revisión general. Es imposible determinar el alcance total del daño sin desmontar el motor. Los daños menores que son obvios que originan alteración de la actuación requieren un examen del interior del motor con boróscopos o videoscópios. La alteración de la actuación que pudiera estar originada por FOD puede detectarse por un aumento en la EGT con una correspondiente disminución de las RPM, o por un cambio en la relación normal entre las r.p.m. de los compresores de baja y alta presión (N 1 y N2). El FOD a los álabes de fan puede provocar álabes mellados, arañados o solapados. Las mellas y arañazos sobre algunos álabes y en ciertas localizaciones sobre los álabes pueden reparase por medio de un cuidadoso limado y armonización. Si el daño está dentro de los límites especificados en el manual de servicios, puede quitarse cuidadosamente con una lima de joyero limando paralelo a la longitud del álabe. Señale el área según se especifica en el manual de servicio, y quite todas las marcas de la lima con una piedra abrasiva de 150. Si el daño se sale de los límites permitidos para la reparación en campo, el fan debe desmontarse y enviarse a reparar, los álabes se sustituirán o repararán y el fan se equilibrará. Muchas ruedas de fan tienen un anillo de refuerzo o absorbedor de cargas hacia la mitad del álabe formado por proyecciones a ambos lados del álabe que tocan las proyecciones en los álabes adyacentes, para formar un aro envolvente alrededor de la porción central del fan ( midspan). Véase la figura 4-14. Esta envolvente da rigidez a los álabes y evita el flapéo. Si hay una repentina desceleración del fan, tal como la provocada por el impacto de un ave, o si el motor entrase en sobrevelocidad, los álabes pueden moverse de manera que el segmento del envolvente de un álabe solapa al segmento del álabe adyacente muy parecido a las tejas sobre un tejado. A este tipo de daño se le llama solape ( shingling ). Los álabes solapados deben examinarse por si existiese daño. Una causa de daño por FOD que a los técnicos no nos gusta pensar en ello es el daño originado por nuestro propio descuido. Los conductos de entrada de los motores se prestan a servir de estanterías para colocar herramientas y piezas, pero colocar cualquier cosa en el conducto es una mala práctica. Un tornillo, tuerca, o llave dejados en el conducto cuando se arranca el motor puede destruir al motor. Cuando termines el trabajo asegúrate de contar toda tu herramienta, y deposita los trozos de alambre de frenar, trapos y material de empaquetado en el lugar apropiado. Marzo 2003

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Socorridas técnicas boroscópicas que puedes aplicar

Un boróscopo rígido es fácil de usar y ofrece imágenes claras y brillantes del área de inspección – siempre que el área pueda verse con un acceso en línea recta. Cuando el acceso en línea recta no es posible, el fiberscopio o videoscopio es la solución. No obstante, dirigir la punta de la sonda visora al lugar de trabajo es complicado a veces por la gravedad, el recorrido, y dificultades de acceso en general. A continuación se exponen dos ideas socorridas. Puede usarse un cordón o hilo de tracción para superar ciertos problemas. En este ejemplo, el cordón se introduce en el área y se usa para tirar de la sonda visora y vencer el peso hasta situarla en el área de inspección. Esta técnica también puede usarse para dirigir la sonda visora dentro de un tubo largo. El cordón o útil de trabajo trucado debería atarse detrás del área de articulación de la sonda visora. El sistema de inspección de la cámara de combustión de bote anular del motor JT8D es un ejemplo de utilización de un tubo guía de articulación hueco, el cuerpo de la sonda visora recorre de un bote a otro a través de los tubos de interconexión de llama.

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ALMACENAMIENTO Y PRESERVACIÓN DE MOTORES Preservación y Despreservación de Motores, Accesorios y Sistemas A los motores que han sido desmontados del avión y esperan por una revisión general, o ya han sido revisados y esperan ser instalados en un avión, se les debe dar una cuidadosa atención para evitar los daños por corrosión.

Prevención de la corrosión Un motor en servicio elimina por sí mismo, hasta cierto punto, la humedad, ya que el calor de la combustión evapora la humedad interna y externa alrededor del motor, y el aceite de lubricación que circuló a través del motor forma una capa protectora sobre los metales que está en contacto. Si se limita o suspende por un período de tiempo la operación de un motor en servicio, el motor debería preservarse hasta cierto grado, dependiendo de cuanto tiempo va a estar inoperativo. Aquí nos centraremos principalmente en los motores que han sido desmontados del avión. No obstante, los materiales de preservación tratados se usan para todo tipo de almacenaje de motores.

Compuestos preventivos de la corrosión Los compuestos preventivos de la corrosión son productos a partir de petróleo que forman una película parecida a la cera sobre el metal al cual se aplica. De estos productos se fabrican varios tipos de acuerdo a las diferentes especificaciones para que se adapten a las distintas necesidades de la aviación. El tipo que se mezcla con el aceite de motor para formar una mezcla preventiva de la corrosión, es un compuesto relativamente fluido que se armoniza con el aceite cuando la mezcla se calienta a la temperatura adecuada. La mezcla fluida se usa cuando un motor preservado va a permanecer inactivo menos de 30 días. También se usa para pulverizar los cilindros y otras áreas designadas. Un compuesto denso se usa en el tratamiento por inmersión de las piezas y superficies metálicas. Debe calentarse a una alta temperatura para que esté lo suficientemente líquido y pueda aplicarse con eficacia sobre los objetos a preservar. Cuando el motor se prepara para ser devuelto al servicio, se usa un pulverizador de keroseno o disolvente comercial para eliminar el compuesto de las piezas del motor. Aunque los compuestos preventivos de la corrosión actúan como aislantes de la humedad, en presencia de una humedad excesiva acabarán descomponiéndose y comenzará la corrosión. También, los compuestos terminarán secándose porque la base de aceite se evaporará gradualmente. Esto permite que la humedad entre en contacto con el metal y favorezca la corrosión. Por lo tanto, cuando un motor está almacenado en un embalaje o contenedor, debe usarse algún tipo de agente deshiratante (eliminador de humedad) para eliminar la humedad del aire alrededor del motor.

Agentes deshidratantes Existe un cierto número de sustancias (llamadas desecantes) que pueden absorber la humedad de la atmósfera en suficientes cantidades como para que sean útiles como deshidratantes. Una de estas es el gel de sílice (silicagel). Este gel es un agente deshidratante ideal, ya que no se disuelve cuando se satura. Como preventivo de la corrosión, las bolsas de gel de sílice se colocan alrededor y dentro de las distintas partes accesibles de un motor almacenado. También se usa en tapones de

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