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Motores a Reacción SECCIÓN I El primer motor a reacción fue diseñado por Frank Whittle. Tenía un compresor axial-centrifugo accionado por una turbina. 1 FUNDAMENTOS

1.2 Leyes del movimiento de Newton. - Primera ley: Si sobre un cuerpo no actúa ningún otro, este permanecerá indefinidamente moviéndose en línea recta con velocidad constante. Para que un cuerpo altere su movimiento es necesario que exista algo que provoque dicho cambio. Fuerzas. - Segunda ley: La fuerza neta aplicada sobre un cuerpo es proporcional a la aceleración que adquiere dicho cuerpo. F= m*a. - Tercera ley: Si un cuerpo A ejerce una acción sobre otro cuerpo B, este realiza otra acción igual y de sentido contrario. Acción-Reacción. 1.3 Ciclo de Brayton. (Ciclo Abierto).

Procesos del ciclo de brayton: Proceso 1-2 Compresión isentrópica (en un compresor) Proceso 2-3 Admisión de calor (proceso constante) Proceso 3-4 Expansión isentrópica (en una turbina) Proceso 4-1 Rechazo de calor (constante)

1.5 Turborreactores y turbohélices. 1.5.1 Turborreactores.

Consta de una turbina de gas con un compresor y una o varias cámaras de combustión. En el motor de reacción es imposible separar el rendimiento propio de la maquina y el de la propulsión. En una maquina que desarrolla su potencia sobre un eje es posible definir una potencia sin movimiento. En el motor a reacción el empuje desarrollado por la maquina inmóvil suministra un trabajo nulo.

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1.5.2 Turbohélice.

Existen turbohélices de uno o dos ejes. En este tipo de motopropulsor el empuje necesario lo proporciona la hélice.

2 RENDIMIENTOS DEL MOTOR.

2.3 Rendimientos. 2.3.1 Rendimientos del motor ( )

Efectividad que tiene el motor en conversión de la energía de combustible en potencia mecánica disponible para el vuelo. Rendimiento del motor = Energía mecánica producida disponible/

Combustible necesario para obtenerla.

2.3.2 Rendimiento propulsor. (µp) Es la relación entre la potencia invertida en la propulsión y la potencia mecánica disponible obtenida en el motor. Rendimiento propulsor: Energía útil para el vuelo /

Energía mecánica producida disponible

2.2.3 rendimiento moto-propulsor. (µmp) Es la relación entre la potencia invertida en la propulsión y la potencia del combustible. La indicación del empuje en un motor a reacción se obtiene del E.P.R (Engine Pressure Ratio) E.P.R = Pt5/Pt2

2.11 Teorema de Bernuilli. La presión total o presión de remanso de un fluido se mantiene constante en cada una de las secciones del tubo de corriente.

2.13 Parámetros del Motor. 2.13.2 Prestaciones.

- Gasto de aire. Cantidad de aire que atraviesa el motor en la unidad de tiempo. • Variación del gasto de aire con la altura:

Cuanto más altura menos gasto de aire (Hasta 33.000 pies aprox.) • Variación del gasto con la velocidad de vuelo.

El gasto se mantiene prácticamente constante hasta valores de 100 a 150 m/s aumentando de forma exponencial a partir de entonces. De 0.5M a 4M el gasto de aire aumenta. Fuera de esos márgenes permanece constante.

• Variación del gasto de aire con las revoluciones. El gasto de aire aumenta con las revoluciones.

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- Empuje • Variación del Empuje con la altura.

A mayor altitud, menos empuje. • Variación del empuje respecto a la velocidad.

A medida que aumenta la velocidad, el empuje disminuye. *El empuje aumenta con la velocidad, hasta cierto punto (dependiendo del tipo de motor) dónde decrece bruscamente.

• Variación del empuje según las revoluciones. El empuje es directamente proporcional a las revoluciones, a más revoluciones más empuje y viceversa.

• Efecto de la presión. A mayor presión, mayor empuje.

• Efecto de la temperatura. Al aumentar la temperatura el empuje disminuye.

- Impulso. (empuje específico) El impulso es la relación entre el empuje que desarrolla y el gasto de aire que consume. • Dependiendo de la altura.

El impulso aumenta con la altura. • Dependiendo de la velocidad de vuelo.

Al aumentar la velocidad de vuelo disminuye el impulso.

- Consumo específico. • Dependiendo de la altura.

El consumo específico disminuye con la altura. • Dependiendo de la velocidad de vuelo.

A mayor velocidad de vuelo mayor gasto específico • Dependiendo de las revoluciones.

A altas revoluciones el consumo específico disminuye, puesto que existe una proporcionalidad entre el gasto de aire y el combustible.

3 CONDUCTOS DE ENTRADA O ADMISIÓN.

3.1 Función de la toma de aire. La alimentación de aire en un turborreactor requiere un conducto que comunique la entrada del motor (compresor) con uno o más puntos de la superficie externa. Su función principal es capturar aire del exterior y conducirlo hasta el compresor. El conducto de entrada NO FORMA parte del motor por lo que se suele diseñar por el fabricante del avión. La cantidad de aire que se suministra al motor depende de las R.P.M y de la densidad

del aire. ► Clasificación:

- Subsónicos (Generalmente son conductos divergentes [Pág., 40 Motor a reacción]).

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▪ Convergentes. (Usados, normalmente en banco de pruebas, nunca en vuelo) ▪ Divergentes. (Adecuados para el orden de 0.6M hasta 1.5M) ▪ Convergente – Divergente. (Para mach de orden de 0.8)

- Supersónicos (Pág. 43 Motor a reacción). ▪ Tomas de aire de compresión Externa. ▪ Tomas de aire de compresión externa-interna. ▪Tomas de aire de compresión interna.

3.3 Requisitos aerodinámicos de las tomas de aire.

- Suministrar el gasto de aire que necesita el motor, en cualquier condición de vuelo. - Debe establecer un campo de velocidad lo más uniforme posible. - Debe interferir lo menos posible en el flujo aerodinámico general alrededor del avión. - Debe operar con eficacia en toda la envolvente del avión. - Debe introducir la menor resistencia aerodinámica posible con el motor parado. - Absorción de ruido.

3.4 Esquema de flujo de aire en la toma subsónica. - El mach de entrada en los comporesores actuales es del 0.5. Si el avión se encuentra volando a 0.8M, hay que reducir la velocidad de 0.8M a 0.5M. 3.6.1 Requisitos aerodinámicos de la toma.

- Resistencia de la superficie externa: Es la resistencia total debida a la superficie externa comprendida entre el borde de ataque de la toma hasta el final de la misma. - Resistencia de la superficie interna de la toma: Debida al rozamiento del aire en la superficie comprendida entre el borde de ataque de la toma hasta el plano de entrada del compresor. - Resistencia del deflector de la capa limite: Es debida al espaciador que separa la toma de aire de la pared del fuselaje u otra superficie del avión.

3.7 Tomas de aire supersónicas. Cuanto mayor es el número de mach de vuelo, mayor intensidad tiene la onda y mayor pérdida de presión total se produce en el movimiento del aire.

4 COMPRESORES ▪ Existen compresores Centrífugos y compresores Axiales. 4.2 Compresor Centrifugo.

En este tipo de compresores el aire es centrifugado. Elementos del compresor: Rotor, difusor y colector. 4.2.2 Rotor.

El rotor del compresor centrífugo está unido al mismo eje que el rotor se la turbina, de tal forma que recibe esta la energía necesaria para su movimiento de rotación.

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4.2.3 Difusor.

Está constituido por una serie de conductos situados a la salida del rotor, los cuales tienen una inclinación muy precisa, respecto a la rueda del rotor.

4.2.4 Colector. Su función es la de enderezar la corriente de aire que sale del difusor.

4.2.5 Relación de compresión de los compresores centrífugos.

Es el cociente entre la presión absoluta del aire a la salida del compresor y la presión absoluta a la entrada. En los compresores centrífugos, esta relación es como mucho de 4 a 1.

4.2.6 Características de los compresores centrífugos.

- Baja relación de compresión. - Aerodinámica inapropiada. - Se utiliza para motores pequeños. - Económico.

4.3 Compresor Axial. El compresor axial tiene una gran capacidad de admisión de aire en relación al compresor centrífugo. Los motores de medio y alto empuje tienen exclusivamente motores con compresores axiales. 4.3.2 Constitución del compresor axial.

Consta de dos elementos fundamentales: Rotor y Estator. ► Rotor.

Está formado por una serie de discos unidos solidariamente al mismo eje que la turbina y por lo tanto se mueve a la misma vez. En los discos del rotor, lleva regularmente unos alabes, con un perfil aerodinámico parecido al de un ala. El tamaño de los alabes va decreciendo según las etapas del compresor. En la parte posterior son más pequeños porque el aire se va comprimiendo y ocupa menos espacio. A la vez que los alabes son más pequeños, aumentan en cantidad. ► Estator.

El estator es el conjunto estacionario (no se mueve) del compresor axial. Todos los alabes del compresor soportan esfuerzos de flexión, pero los alabes del rotor, al estar en movimiento además están sometidos a grandes esfuerzos de tracción (por la fuerza centrifuga).

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► Etapas del compresor. Se llama etapa del compresor al conjunto formado por un disco de alabes móviles del rotor y una corona de alabes fijos del estator. Las etapas se enumeran de adelante a atrás según el flujo de aire.

4.3.3 Funcionamiento del compresor axial.

La compresión del aire en los compresores axiales se efectúa mediante un proceso aerodinámico. ► Funcionamiento de una etapa del compresor axial.

(Ver libro Conocimientos del avión, de la pág. 337 a la 340) A medida que el aire va atravesando las etapas del compresor la presión va aumentando. En el rotor aumenta la velocidad y la presion total y en el estator disminuye la velocidad del aire y aumenta la presión total a pesar de que disminuye la presión dinámica. ▪ Relación de compresión.

Es el cociente entre la presión total a la salida del compresor dividida por la presión total a la entrada. La relación de compresión total se estos componentes, puede llegar en algunos casos a valores superiores a 20:1 ▪ Presión máxima por etapa.

La relación de presión que se puede obtener por etapa depende de dos factores: - La velocidad de giro del motor. - La difusión que se puede realizar entre los canales formados por los alabes.

● Comparación del compresor centrífugo y axial. - En el compresor centrifugo el aire sigue una dirección radial, en el axial el aire sigue una dirección paralela al eje del motor. - El compresor axial tiene menos área frontal que el centrífugo. - Los compresores centrífugos se emplean en motores de baja potencia, los compresores axiales se emplean en motores de media-alta potencia. - La etapa del compresor centrifugo puede multiplicar por cuatro la presión del aire a la entrada de la maquina, mientras que la etapa del axial es de 1.3 a 1.5. - El compresor centrífugo es más económico que el axial. - El compresor centrífugo es más tolerante a daños por ingestión de objetos extraños.

4.4 Pérdida de compresión (Compressor Stall) El compresor tiene una zona de funcionamiento inestable que recibe el nombre genérico de “pérdida de compresor”.

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La pérdida de compresor es la disminución de la capacidad de la máquina para bombear aire a las cámaras de combustión. El proceso es consecuencia de la separación de la corriente sobre el perfil de los alabes (pérdida). En consecuencia a esto, se pueden producir vibraciones de ligeras a fuertes así como aumento de la temperatura de gas en la turbina y variación de las R.P.M.

4.5 Elementos de geometría variable del compresor. Estos elementos son utilizados en algunos compresores axiales para mantener el ángulo de ataque correcto de los alabes. Por lo tanto estos mecanismos ayudan al compresor a no entrar en pérdida. Hay dos tipos:

- Alabes guía de entrada de geometría variable. - Válvulas de sangrado.

● Alabes guía: Son alabes que pueden girar en sus asientos de manera que la inclinación de la corriente de salida sigue el curso de la inclinación de los alabes. El ángulo de posición de AGE está programado para disminuir cuando aumenta la velocidad angular del motor. La orientación de AGE se efectúa a través de un servomecanismo hidráulico. Este sistema está controlado por señales de entrada proporcionales a las R.P.M del compresor y a la temperatura total del aire a la entrada del compresor. ● Válvulas de sangrado: Es otro método para solucionar la entrada en pérdida de los alabes del compresor cuando este se encuentra a bajas R.P.M. Si en este momento abrimos unas válvulas y se expulsa una cierta cantidad de aire del interior del compresor a la atmosfera, la situación de bloqueo de las últimas etapas del compresor tiende a desaparecer. Al desaparecer el efecto tapón de las últimas etapas, la velocidad axial del aire recupera su curso y se restaura los triángulos de vectores velocidad del aire. Estas válvulas cumplen la función de desbloquear las últimas etapas del compresor cuando están funcionando con un volumen de aire que no pueden acomodar.

4.7 Compresores de dos o tres ejes. Este tipo de compresores son mecánicamente independientes. Van acoplados a sus respectivas turbinas girando a revoluciones distintas. En el caso de “pérdida de compresor” en este tipo de motores el triángulo de velocidades se puede restaurar en parte si el compresor primero disminuye sus revoluciones y el segundo las aumenta. Este proceso es controlado por el sistema de combustible.

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4.9 Equilibrado de Rotores (turbina y compresor).

Los rotores de compresor y turbina se encuentran girando a altas revoluciones, por lo tanto cualquier desequilibrio que tengan se traducirá en vibraciones de motor. Por lo tanto, estos, deben estar bien equilibrados. Fases de equilibrado de los rotores:

- Pesado y distribución de piezas de unión como tornillos, tuercas, arandelas, etc. - Pesado y/o momentado de alabes. - Equilibrado en un plano de los distintos rotores. - Equilibrado en dos planos.

5 CÁMARAS DE COMBUSTIÓN

La cámara de combustión es el órgano del generador de gas donde se efectúa la mezcla de aire y combustible, su inflamación y combustión. El proceso de combustión, al contrario que en los motores alternativos, es constante. Antes de las cámaras de combustión se instala un difusor llamado “difusor precámaras”. La función de este difusor es disminuir la velocidad del aire que viene del compresor. Este aire viene a unos 170 m/s, velocidad excesiva para que se produzca bien la combustión. Este difusor modifica la velocidad hasta 30-40 m/s aprox. Las pérdidas de presión en las cámaras suelen ser proporcionales a la relación de presión del compresor. Es decir, a mayor relación de compresión, mayores pérdidas en las cámaras hasta valores de 6 por 100 de caída de presión. Aproximadamente un motor a reacción toma de 60 a 100 partes de aire por cada parte de combustible que entra en las cámaras. De estas 60 partes de aire solamente 15 se queman en la combustión. Lo que es lo mismo sólo el 25% del aire que entra en el motor combustiona, y el 75% restante abandona la cámara sin arder, utilizándose para refrigerar la superficie de la cámara y para mezclarse con los gases quemados, reduciendo la temperatura de entrada en las turbinas hasta límites permisibles. 5.2 Tipos de cámaras de combustión

Todas las cámaras de combustión están formadas por dos tubos o cestos de paredes metálicas. El tubo interior, que está perforado, se llama “forro de combustión” o “tubo de llama”. Es en este tubo interior donde se desarrolla la combustión de las mezcla de aire y combustible. El cesto exterior es la carcasa de la cámara. Existen tres tipos de cámaras de combustión:

- Tubular. - Anular. - Tubo-anular (cámara mixta).

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5.2.1 Cámara tubular. Está formada por tubos cilíndricos que se colocan, interconectados alrededor del eje del motor. Uno o más tubos internos de combustión están equilibrados con una bujía, encargada de iniciar la combustión con una chispa. Una vez iniciada la combustión, se apagan. El resto de tubos cilíndricos se encienden por medio de las tuberías de interconexión. Alrededor de cada forro se sitúa otro que forma la carcasa exterior de la cámara. Entre el forro y la carcasa existe, pues, un espacio que, ocupa el aire de refrigeración de la cámara.

5.2.2 Cámara Anular. En este tipo de cámaras no existen tubos individuales, toda la zona existente entre las dos carcasas intermedias es la zona de combustión. Es una sección con el máximo aprovechamiento del volumen.

5.2.3 Cámara Mixta (Tubo-anular) En una solución intermedia entre las dos anteriores. Consta de una serie de cámaras independientes dentro de una cámara anular.

5.2.4 Cámaras de flujo recto e inverso. Las cámaras de combustión también se pueden clasificar por la dirección que lleva en su interior el flujo de aire. La cámara de flujo recto se caracteriza porque el flujo de gas sigue una trayectoria rectilínea, desde la entrada hasta la salida de la cámara. Es la cámara de combustión estándar. La cámara de flujo inverso, se caracteriza porque el aire en su interior realiza un giro de 180º a la entrada y otro igual a la salida. Las cámaras de combustión inversas suelen usarse en motores de compresor centrífugo. ► Requisitos de una cámara de combustión.

- Tiene que tener estabilidad en el proceso de combustión que asegure un trabajo del motor sin fallo. - Valores altos de energía obtenidos por unidad de volumen. - Campo uniforme de temperaturas a la entrada de turbinas. - Posible reencendido en caso de apagado en cualquier condición de tierra o vuelo. - Comodidad a la hora de su desmontaje, así como fácil inspección, etc.

5.3 Funcionamiento de la cámara de combustión.

El aire del compresor entra en la cámara por la boca de entrada. Los inyectores de combustible están situados en la parte anterior del tubo de llamas, rodeándolos o muy próximos a ellos hay una serie de alabes o paletas en forma de hélice llamados alabes de turbulencias o torbellinadores cuya misión es crear un torbellino de aire cerca del

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orificio de salida del combustible para que se facilite el mezclado rápido de combustible con el aire necesario. Las cámaras de combustión las podemos dividir en tres zonas:

- Zona primaria: • Inyección y pulverización del combustible. • Captación y rotación del aire primario. • Vaporización de las gotas de combustible. • Iniciación de la combustión y “anclado” de la llama*. • Velocidad de la llama del orden de 5 m/s. • Temperatura de la llama de unos 2500ºK

*Anclaje de llama: Al realizarse la combustión con aire a gran velocidad, existe la posibilidad de que se produzca un soplado de la llama. Los encargados de “anclar” la llama son los alabes de turbulencia.

- Zona secundaria: • Aporte de aire para completar la combustión. • Adecuar la llama para que no se acerque a las paredes. • Velocidad media de la llama de 50 m/s. • Temperatura de la llama del orden de 2000ºK

- Zona terciaria: • Aporte de aire para disolución, para adecuar la temperatura de gases a la

turbina. • Estructura de gases para obtener un perfil adecuado de temperatura a la turbina. • Velocidad media de la llama de 50 m/s. • Temperatura de la llama de 1500ºK

► El aire procedente del compresor se divide en dos flujos: - El flujo primario: El cual pasa directamente a la entrada del tubo de llama y que está formado por el aire que debe mezclarse con el combustible de forma directa para que se realice la combustión. - Flujo secundario: Está constituido por el resto del flujo de aire correspondiéndole la parte más importante del flujo total. Este flujo se desliza alrededor del tubo de llamas y pasa entre las paredes formadas por el tubo de llamas y carcasa exterior de la cámara.

5.6 Inyectores de combustible.

Son elementos que van colocados en la cámara de combustión y que se encargan de inyectar el combustible dentro de ella, en la zona de reacción, entendiéndose inyección como el proceso de pulverización y distribución de combustible. Los inyectores para motores de reacción son dos tipos: Inyectores de presión e inyectores de Atomización por aire. ● Inyectores a presión: Es el inyector elemental, es de un simple orificio. Este tipo

de inyector, no satisface a las necesidades de los turborreactores. Por eso al

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combustible se le hace pasar por ranuras en forma de hélice para crear un dardo de combustible. Este tipo de inyectores pueden ser a su vez de un circuito o dos. ● Inyectores de atomización de aire: Los inyectores de atomización por aire

emplean energía cinética de aire de alta presión, para colaborar en la rotura del líquido en gotas muy pequeñas.

5.9 Materiales en las cámaras de combustión.

Los materiales que se emplean en cámaras de combustión don las superaleaciones Hastelloy X (base níquel) y Haynes Alloy (base cobalto). Estas aleaciones tienen gran resistencia a la oxidación y corrosión a altas temperaturas.

6 TURBINAS 6.1 Funcionamiento.

La turbina es el primer mecanismo de consumo de energía, el más inmediato. Se debe a la necesidad de arrastrar el compresor. Es el componente del generador de gas que extrae trabajo de los gases producidos en la combustión para mantener el propio funcionamiento del generador y para el arrastre de todos los accesorios que de él toman la fuerza.

6.2 Definición y constitución de la turbina. 6.2.1 Definición.

Se llama turbina l mecanismo que extrae la energía de una corriente fluida. En este proceso el fluido pierde parte de su energía (presión y temperatura totales) entregándosela a la turbina en forma de energía de rotación.

6.2.2 Constitución de la turbina. Está constituida, de manera similar al compresor, por un anillo de alabes fijos llamado Estator de turbina y un anillo de alabes giratorios llamados rotor de turbina. La función de los alabes del estator de turbina es acelerar los gases y dirigirlos hacia los alabes del rotor de turbina de su etapa.

6.3 Principios de funcionamiento.

A la salida del estator tenemos una velocidad tangencial elevada, tenemos un torbellino muy grande mientras que a la salida del rotor es pequeño. Como la velocidad axial permanece aproximadamente constante obtenemos como resultado una disminución absoluta de la velocidad del fluido, es decir, de energía cinética, la cual, ha sido absorbida por la turbina y traducida en movimiento de giro.

6.4 Potencia producida en la turbina. La potencia en el eje de la turbina depende de tres variables:

a) Gasto de gas que pasa por la turbina (masa de gas por unidad de tiempo). b) Velocidad angular del rotor (rpm).

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c) Cambio de velocidad tangencial de la corriente de gases en los alabes.

6.5 Clasificación de las turbinas. 6.5.1 Turbinas Axiales y Radiales. ● Centrípeta o radial: La turbina centrípeta trabaja al revés que el compresor centrífugo. El gas va dirigido de la periferia al centro. Este tipo de turbinas no se emplea para motores grandes. Se suele utilizar en motores pequeños como APU´s. ● Turbina Axial: Está formada por uno o varios escalones cada uno de los cuales se componen en un estator y un rotor. Una turbina axial suele tener menos número de escalones que el compresor al que mueve, un solo escalón de turbina puede mover 4 o 5 escalones del compresor, e incluso más.

6.5.2 Turbinas de impulso, Reacción y Acción-Reacción. Los alabes del estator forman siempre conductos convergentes, pero en el rotor puede ocurrir lo mismo o también puede ocurrir que sus alabes formen conductos cuya sección permanezca constante con lo que el fluido de trabajo ni se acelera ni se expande. De esta forma podemos encontrar tres tipos de turbinas dependiendo de su grado de reacción. ● Turbinas de impulso: Se caracterizan porque mantiene fija, invariable, la sección de paso para el gas entre los alabes del rotor, es decir en la turbina de impulso el grado de acción es cero, no se produce ninguna expansión (R = 0) ●Turbinas de reacción: En este tipo de turbinas la sección de los conductos que forman tanto los alabes del rotor como los del estator forman conductos convergentes y por tanto se producen un aumento de velocidad tanto en uno como en otro. (R = 0.5) ● Turbina de acción-reacción: Tanto un tipo de turbina como otro tiene sus características e inconvenientes. Por eso en la actualidad se ven turbinas de tipo acción-reacción. El alabe de este tipo de turbinas tiene en su base un perfil de acción (uniformes) y en la punta de reacción (convergentes), de tal forma que la sección va variando a lo largo del alabe. La máxima presión se obtiene en el borde de ataque de la punta del alabe.

6.6 Esfuerzos mecánicos y térmicos. La turbina es el elemento que se encuentra sometido a las condiciones más severas, tanto de presión como de temperatura. Es el primer elemento que recibe los gases nada más abandonar la cámara de combustión. Los esfuerzos fundamentales en los alabes, tanto del compresor como de la turbina, son los siguientes: ● Esfuerzos de tracción (por la fuerza centrifuga). ● Esfuerzos de flexión (por la fuerza de los gases, más importante en la turbina que en el compresor).

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● Esfuerzos secundarios.

En el caso de las turbinas, también se producen esfuerzos de otros sitios, como: ● Resistencia a la fluencia: La fluencia en el estator de turbina es un proceso que se manifiesta por la deformación progresiva de los álabes debido a la carga aerodinámica de flexión que soportan. ● Resistencia a la fatiga térmica.

Los alabes de turbina deben tener gran resistencia a la temperatura, pues en ellos se producen cambios bruscos de temperatura así como altas temperaturas de entrada en turbina (T.E.T).

● Resistencia a la corrosión.

La corrosión se presenta en esta zona de forma muy característica, es la llamada corrosión en caliente. Es el resultado de complejas reacciones entre el metal de los alabes de la turbina y las sales alcalinas, o de otros metales que se condensan sobre superficies, en un ambiente de alta temperatura.

6.7 Materiales. Es estator suele estar formado por aleaciones de cobalto, mientras que el rotor suelen ser de níquel. Para proteger contra la corrosión en caliente del níquel y del cobalto, se resisten estos metales depositando sobre su superficie una capa de aleaciones complejas en las que está presente el aluminio. Para bajas temperaturas se emplean aceros inoxidables. El material empleado depende también del escalón correspondiente, pudiendo variar el material de un escalón al siguiente.

6.8 Medición de la temperatura de Turbina. Es necesario controlar la temperatura a la que están sometidos los alabes de la turbina para no sobrepasar ciertos límites. Normalmente para saber la temperatura “real” de los alabes, se mide la temperatura de gas entre etapas de turbina (I.T.T) o la temperatura de los gases se salida (E.G.T). Ambas guardan relación con la temperatura real del gas en la turbina y también con la del metal.

6.9 Refrigeración de la turbina. 6.9.1 Función de la refrigeración de la turbina.

La función principal de la refrigeración es hacer lo más independientemente posible, la temperatura de trabajo del metal de laos alabes de turbina respecto a la temperatura de gas. (Lo ideal sería mucha temperatura de gas, pero poca en los alabes).

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Los métodos principales de refrigeración de la turbina se basan en derivar del compresor una cierta cantidad de aire y conducirla por conductos internos hasta la turbina. Los alabes de la turbina pueden ser huecos o macizos. En el caso de alabes macizos es muy extraño que vayan refrigerados. La refrigeración de alabes huecos se realiza introduciendo aire en los alabes. El aire dale al exterior de los alabes por medio de unos agujeros que estos tienen. La temperatura del aire que se emplea para enfriar el motor de turbina es menos que la que se emplea en el estator. El aire que se utiliza para la refrigeración del rotor de turbina suele provenir de las etapas intermedias del compresor, mientras que el que se utiliza para refrigeración del estator proviene del flujo secundario de las cámaras de combustión.

6.9.2 Métodos de refrigeración. ● Refrigeración por convección: El calor que poseen los gases procedentes de la combustión es transmitido a través de las paredes de los alabes hasta el aire que circula por su interior. ● Refrigeración por convección forzada: En algunos puntos de los álabes se necesita una refrigeración más intensa. Se consigue haciendo incidir sobre estas zonas internamente un chorro de aire obteniéndose un incremento en la intensidad de la refrigeración. ● Refrigeración por película de aire: Consiste en la formación de una película de aire sobre una o varias zonas de la pared exterior del álabe. ● Método de refrigeración por transpiración: Es el método más eficaz. Con este fin el alabe se fabrica de material poroso. Los múltiples poros de la superficie de álabe establecen una película continua de aire sobre toda la pared. La uniformidad de la película es el factor principal en la disminución en la cantidad de calor que los gases pueden transferir al álabe.

• En la turbina, la velocidad en el estator aumenta y disminuye en el rotor. La presión sufre un descenso y consecuentemente disminuye la temperatura.

7 TOBERAS

7.1 Función. Tiene la función de dirigir los gases que salen de la turbina a la atmosfera. Para alcanzar el máximo empuje se debe: 1 La expansión de los gases en la tobera debe ser completa. 2 Los gases no deben poseer movimiento de rotación. La tobera es el órgano propulsor del motor a reacción, como lo es la hélice para el motor alternativo.

7.2 Tipos de toberas. - Toberas convergentes.

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- Toberas Convergentes-Divergentes. 7.2.1 Toberas Convergentes.

En este tipo de toberas la sección de entrada de gases, la sección de salida de la turbina, es mayor que la sección de salida. Es la más frecuente utilizada en aviación civil. En el interior de la tobera van instalados unos montantes o riostras, cuya misión, además de hacer de soporte a los ejes del motor con la carcasa o cárter exterior, es actuar como guía para orientar los gases de escape en la dirección más axial posible.

7.2.2 Tobera Convergente-Divergente. En una tobera convergente, cuando el aire (que está en proceso de expansión) llega al borde de salida, el aire está a una presión cercana a la presión atmosférica. Una vez el aire sale de la tobera, termina su expansión fuera de ella, “al aire libre”. En un avión supersónico ocurre lo mismo, con la diferencia que el aire (con una tobera convergente normal) saldría a la atmosfera con una presión muy elevada respecto a la presión atmosférica. En ese caso las pérdidas de energía serian muy grandes. Esto se evita colocando un conducto divergente después del conducto convergente. De esta manera el fluido termina de expandirse en el interior de la tobera y conseguimos aprovechar la energía que lleva el fluido. Si la tobera siguiera estrechándose en vez de ser divergente una vez alcanzado el Mach 1, estrangularíamos la corriente de aire con las pérdidas de empuje que eso supondría.

7.2.3 Tobera de sección fija. Tienen una geometría constante y definida. Buen rendimiento en condiciones de diseño pero siendo este mucho menor cuanto más se aleja el motor de dichas condiciones. Es fácil y económica en cuanto a fabricación y mantenimiento.

7.2.4 Tobera direccional. Se caracteriza por orientar el empuje del motor, dándole una gran maniobrabilidad y reduce significativamente la carrera de despegue y aterrizaje.

7.3 Ruido y su amortiguación. El ruido de un turborreactor puede se interno (generado por el compresor, cámaras, turbina, etc.) o externo (generado por la tobera). 7.3.1 Ruido Externo.

El ruido de la tobera de salida es causado por la extremadamente violenta mezcla de gases de salida con los de la atmosfera.

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7.3.2 Ruido Interno. El principal generador de este ruido es el compresor. El ruido creado por el compresor y la turbina se debe a las variaciones de presión y turbulencias producida entre los alabes móviles del rotor y los fijos del estator.

7.3.4 Sistemas de supresión de ruidos. La supresión de ruidos es turborreactores, se orienta a dos caminos, por un lado minimizar el ruido en origen y por otro impedir o reducir su propagación mediante la utilización de materiales absorbentes. La forma más inmediata de reducir el ruido es disminuyendo la velocidad de salida de gases. Para atenuar el ruido en los compresores, una buena medida es aumentar la distancia entre los alabes del estator. El ruido producido en la tobera puede ser reducido creando una región en la que se produzca una rápida y corta zona de mezcla. Para conseguir este efecto incrementamos el área de contacto entre el chorro de salida y la atmosfera utilizando una tobera propulsiva que sea corrugada o bien que incorpore una serie de aberturas por las cuales el aire atmosférico es arrastrado hacia el interior de la tobera debido a la velocidad de los gases en su interior.

7.4 Inversores de Empuje. Los aviones con motores turborreactores utilizan el cambio de dirección del chorro de gases de salida para disminuir considerablemente la carrera de aterrizaje. Hay dos tipos: ▪ Tipo Cascada: En este caso la corriente de aire se desvía por una cascada de compuertas que imparten un giro al flujo de salida. ▪ Valvas: En este sistema se utilizan unas compuertas o valvas que desvían el flujo, en este caso de los dos flujos del motor.

7.4.2 Control del sistema de inversión.

Este sistema puede desplegarse por medios neumáticos o hidráulicos, siendo más frecuentemente el último.

Un sistema típico cuenta con: - Unidad de potencia. - Martinetes actuadores. - Cerrojos de compuertas. - Microprocesadores de inhibición del sistema. - Microprocesadores de seguimiento de posición de compuertas.

7.5 Sistema de Post-Combustión.

Solo un 25% del aire que atraviesa el motor se quema. El 75% restante es el aire que permite la post-combustión. Un postquemador consiste en una enorme cámara de combustión tubular (sin tubo de llama) que va situada al final del motor, detrás de las turbinas.

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La longitud del post-quemador viene a ser igual a la del motor, y su peso 1 decima parte de éste. El aumento de empuje que representa su uso, puede llegar a un 80% del que proporciona el motor, pero su empleo debe limitarse a periodos de tiempo muy breves, porque el consumo de combustible es tres veces superior.

• En la tobera, la velocidad aumenta, presión y temperatura disminuyen. • Incremento de empuje y Características del motor (Pág. 467, Conocimientos del

avión). SECCIÓN II 8 COJINETES Y SELLOS. COJINESTES O RODAMIENTOS

Cuando un elemento de maquina está soportado por un segundo elemento, y hay un movimiento relativo entre ellos, de tal forma que las superficies en contacto deslizan una sobre la otra, el conjunto constituye un cojinete. En el caso de los motores turborreactores, de manera generalizada se sitúa en la parte delantera del compresor, un rodamiento para soportar los esfuerzos de empuje y en la parte trasera de la turbina, un rodamiento destinado a soportar especialmente los esfuerzos radiales. Los rodamientos están constituidos por dos anillos, el interior, que participa de la rotación del eje, y el exterior, fijo, que está colocado en un soporte. Entre los anillos se sitúan los elementos rodantes. Los diferentes tipos de rodamientos son:

A1 Cojinetes de fricción o de deslizamiento. a) Cojinetes de casquillos completo. b) Cojinete de casquillo partido.

A2 Cojinetes de antifricción o de rodadura.

a) Cojinetes de bolas. b) Cojinetes de rodillos.

B Según la carga que soportan.

B1 Cojinetes radiales, que soportan cargas radiales transmitidas por ejes horizontales rotantes. B2 Cojinetes axiales o de empuje, soportan cargas axiales transmitidas por ejes verticales rotantes. B3 Cojinetes de guías, que soportan cargas de distintos tipos.

SELLOS En un motor se necesita asegurar la estanqueidad entre diferentes compartimentos. Los sellos que más se utilizan para esta operación son los denominados sello tórico u

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“O” ring, el retén labial o “Simrt”, el sello de grafito o “Sealoil” y finalmente los sellos de tipo laberinto. La función de estos elementos es prevenir la pérdida de aceite lubricante, aceite que lubrica el rodamiento de apoyo del eje del motor. A su vez mantienen presión de aire suficiente en todos los compartimentos de rodamientos para facilitar la aspiración de aceite por partes de las bombas recuperadoras y su retorno al depósito.

9 LUBRICANTES Y COMBUSTIBLE. 9.1 Lubricantes. Empleo y características. Los lubricantes deben permitir que, se asegure el establecimiento y la renovación de la película que se interpone entre los elementos mecánicos en movimiento (lubricación), que se realice al mismo tiempo la evacuación de las calorías que permiten el correcto funcionamiento de los elementos anteriormente indicados (refrigeración) y que todas aquellas partículas depositadas en las zonas que recorre sean arrastradas y depositadas en los elementos filtrantes (limpieza). Los lubricantes deben poseer unas características especiales a las altas temperaturas de funcionamiento y el cumplimiento de las misiones del sistema de lubricación. Es necesario que los lubricantes no sean susceptibles de formación de espumas, no debiendo atacara en ningún caso a la constitución de las juntas de estanqueidad y no formar depósitos de carbonilla. Las propiedades fundamentales del aceite para lubricación son:

a) Alta capacidad de lubricación entre las piezas de contacto. b) Poca variación de viscosidad con la temperatura. c) Gran capacidad de refrigeración. d) Resistencia a la descomposición, no tener propiedades corrosivas ni formar

depósitos de espuma. 9.2 Combustibles. Funcionamiento y Características.

En motores a reacción se puede afirmar que se emplea de forma generalizada los denominados Kerosenos de aviación, dentro de los cuales se incluyen el JP-8 que se emplea en los motores aplicados a aeronaves militares.

10 SISTEMA DE LUBRICACIÓN. 10.1 Funciones principales.

- Disminución del coeficiente de rozamiento (lubricar) - Refrigerar. - Limpieza.

10.3 Funciones del sistema de lubricación. El sistema de lubricación de un turborreactor es más simple que el de un motor alternativo. En el caso de turbohélice y turboejes el sistema de lubricación es más complejo. El sistema es denominado de “carter seco” porque el aceite se mantiene en un depósito externo al motor.

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- Componentes del sistema: a) Bomba de aceite: Esta bomba es de tipo de engranajes. Movida por la caja de

engranajes. La bomba succiona el aceite del depósito y lo envía a los rodamientos del eje del motor.

b) Filtro y regulador de presión: La salida de la comba está conectada con el filtro de aceite. El filtro de aceite elimina de la circulación cualquier materia contaminante. Asociada al filtro se encuentra la válvula de derivación (bypass). En caso de colmatación del filtro, esta válvula se abre y deja pasar el aceite sin filtrar. La presión de aceite es regulada mediante la válvula de regulación de presión. Permite el paso de cierto caudal de aceite al depósito cuando su presión es excesiva.

c) Circuito de aceite: El aceite filtrado pasa al circuito de engrase. Una vez que el aceite a lubricado las zonas correspondientes se recoge es los sumideros y retorna al depósito. La recuperación se realiza por un conjunto de bombas recuperadoras.

d) Separador de aceite: Cuando las bombas de recuperación envían el aceite de retorno al depósito, en realidad lo que circula por las galerías es una mezcla de aceite y aire. Esto se debe al sellado antifuga.

En aviones con depósitos de aceite presurizados, la eliminación de este aire se realiza en una cámara de ventilación alojada en el mismo depósito.

e) Cambiador de calor: Es un radiador liquido-liquido, con circuitos independientes. Uno para el aceite lubricante y otro para el combustible que actúa como refrigerador.

11 SISTEMA DE COMBUSTIBLE.

11.1 Introducción. El sistema de control de combustible controla el gasto de combustible (fuel flow) que se introduce en el motor, de acuerdo con la acción de mando del piloto y factores externos, de velocidad y altitud de vuelo.

Las funciones más destacables son: - Proporcionar al motor el combustible en condiciones apropiadas para la combustión. - Controlar el caudal necesario para su fácil arranque, aceleración y funcionamiento estable.

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11.2 Descripción del sistema de combustible. Consta fundamentalmente de los siguientes elementos: 11.2.1 Bomba de combustible.

Es la encargada de dar al combustible la energía necesaria para hacerlo llegar a las cámaras de combustión. Por regla general hay dos tipos de bombas de combustible, bomba de engranajes y bombas multiembolo de carrera variable. ● Bomba rotativa multiembolo de carrera variable.

Recibe la energía mecánica de la caja de engranajes del motor. La bomba consiste en un conjunto de rotor al que van unidos varios émbolos uno de cuyos extremos se apoya en los alojamientos y cojinetes de una leva circular no rotativa. Dependiendo de la

inercia de la leva, los émbolos recorrerán más o menos distancia y bombean más o menos combustible.

●Bomba de engranajes.

Es movida por el motor y su salida es proporcional a la velocidad de rotación. Normalmente esta bomba tiene dos etapas, donde en la mayoría una de estas etapas es centrifuga y la otra de engranajes. En condiciones normales, el combustible procedente de las bombas sumergidas en los depósitos del avión, con una presión de 30 PSI se encuentra con la etapa centrifuga donde es impulsado con una presión

aproximadamente de 100 PSI a la parte secundaría.

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11.2.2 Filtro de combustible. Se encarga de eliminar las posibles impurezas que tenga el combustible. Suelen ser de tela metálica, ya que están colocados después de la bomba y deben aguantar altas presiones.

11.2.3 Calentador de combustible. Tiene por misión calentar el combustible para evitar formación de hielo. Esta unidad opera haciendo pasar aire caliente procedente del sangrado del compresor, por un intercambiador de calor tipo aire-combustible. Su operación no es continua, es mandada desde cabina cuando es necesario.

11.2.4 Control de combustible. Se encarga de regular la cantidad de combustible a enviar a las cámaras de combustión. El control de combustible analiza las variables que le da el piloto mediante la palanca de gases y válvula de corte, además de una serie de diferentes variables. El control vigilará que el motor no sobrepase ciertos límites en determinadas variables termodinámicas del fluido. ▪ Variables termodinámicas que el control vigila: - Variables principales:

• Temperatura total del aire en admisión del motor (T2t). • Revoluciones del conjunto compresor-turbina de alta o N2. • Presión a la salida del difusor postcompresión (P3).

- Variables auxiliares: • Presión total del aire en la admisión del motor (P2t)

- Variables limitativas: • Temperatura del gas a la entrada de la turbina o temperatura final de combustión. Este valor limita los esfuerzos, con objeto de alcanzar un alto rendimiento. La temperatura de entrada en turbina se mantiene al máximo límite permitido.

Cuando el piloto tiene establecido una determinada posición de la palanca, aunque dicha posición no se altere, el control puede estar variando el flujo de combustible. Si el caudal de combustible aumenta demasiado rápido, puede elevarse demasiado la temperatura de entrada en turbina o puede producirse un ahogado de llama, así como una reducción rápida podría producir un soplado de la llama. Por todo ello el control debería mantener la proporción adecuada de aire y combustible. El control de combustible está compuesto por dos secciones:

1 Sección computadora de flujo de combustible: Se encarga de calcular la cantidad de combustible que hay que introducir en la cámara de combustión. Esta sección puede ser de tipo: - Mecánico. - Hidráulico. - Neumático.

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- Electrónico. 2 Sección medidora: Convierte la señal de la sección computadora en un gasto de combustible determinado que se introduce en la cámara. Está sección es Hidráulica.

Tipos de Controles de Combustible. A) Control de combustible Hidromecánico.

Este tipo de controles tiene una gran complejidad. Están compuestos por reguladores de velocidad, servomandos, válvulas de corredera, etc. El sistema está compuesto por un regulador de velocidad, un limitador de combustible de aceleración, una válvula de presión diferencial, una válvula medidora de combustible y una bomba de combustible.

B) Control de combustible electrónico. Este tipo de controles son electromecánicos, ya que debe de existir una válvula de tipo mecánico que regulará el paso de combustible.

● Estructura del sistema de regulación digital del motor (FADEC)

Los modernos motores de aviación tienen instalado un regulador de combustible denominado FADEC. Está constituido por un ordenador de control y el hardware que regula el propio motor y otros sistemas periféricos que guardan relación. El FADEC además de gestionar la cantidad exacta de combustible a usar, gestiona otras funciones tales como la inversión de empuje, la presentación de datos en cabina, sistema de encendido, etc. Este control comprende tres grandes conjuntos:

- El regulador de combustible digital (el propio FADEC) - El interface del regulador (EIU). Es el equipo que se encarga de acondicionar las señales de computación que se envía al regulador. Estas señales son analógicas, deben convertirse a formato digital. - Unidades periféricas. Las más típicas son: Detectores de datos del motor, sistema de inversión de empuje, control de aire de refrigeración externo del motor.

La unidad EIU recibe datos del avión que son relevantes para las operaciones de cálculo de los ordenadores de FADEC, como la situación del tren de aterrizaje, señales del ordenador de control de las superficies hipersustentadoras y datos del sistema de aire acondicionado (por el sangrado de aire del motor). Todos estos datos llegan al FADEC, son computados y según sus parámetros se manda una cantidad u otra de combustible a las cámaras.

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● Como computa el FADEC. El FADEC se sitúa en la carcasa del FAN, parte fría del motor. El FADEC determina el punto de funcionamiento del motor que solicita el piloto a partir de la fijación de su estado actual de operación, caracterizado por un conjunto de variables. El conjunto de variables determina lo que se denomina “vector de estado” del motor. El vector de estado del motor se compara con la demanda del piloto, es decir, el punto de funcionamiento donde quiere situar el motor. La unidad de FADEC establece un vector error, que resulta de la comparación de la situación actual del motor y la deseada por el piloto. El vector error puede no ser el definitivo, puede no ser válido, sencillamente porque su aplicación en el motor ocasionaría que alguna variable excediera el límite permitido. Así pues, el vector error debe pasar en primer lugar la “ley de control aerodinámico del motor”. Superada esta fase, el vector error se somete a la “ley termodinámica del motor”. Si todo va bien solo queda una ley por cumplir, “el criterio químico”, que establece el gasto mínimo de combustible asegurando la combustión estable. Superadas estas condiciones generales, y las propias que tiene la instalación del motor en un avión concreto (alabes variables, tobera variables, etc.) se establece el definitivo vector de salida. Es un vector que contiene todas las señales necesarias para conducir el motor a las condiciones deseadas por el piloto, salvaguardando los límites de funcionamiento. ● Clasificación de los reguladores digitales.

- Según el modo de operativo: ◦ Reguladores de supervisión: El piloto permanece acoplado a un sistema hidromecánico básico de control. El equipo electrónico, actúa en paralelo e introduce de moto automático funciones limitadoras de su actuación. Este sistema está en desuso en la actualidad. ◦ Reguladores de mando total (Full Authority): La electrónica actúa en serie, entre el piloto, el motor y sus sistemas. Este es el caso del FADEC. Los reguladores de mando total, a su vez se dividen en: ▪ Regulador mono canal: Grupo FADEC de los ochenta. Dispone de un canal de control, de manera que cuando se produce la avería del mismo hay que pasar a modo MANUAL. El motor se controla en este caso con un sistema hidromecánico básico. ▪ Regulador bicanal o Dúplex: El FADEC de dos canales, no tiene sistema hidromecánico de respaldo. Tiene dos circuitos independientes, de manera que uno de ellos actúa de respaldo en el momento que se averíe el otro.

- Reguladores centralizados y descentralizados. ◦ Reguladores centralizados: Toda la electrónica está concentrada en una “caja” (FADEC actuales más utilizados).

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◦ Reguladores descentralizados: Es una técnica avanzada con escasa implantación en la actualidad. La electrónica se sitúa próxima a los puntos de detección, en lugar de estar contenida en una caja.

● Funciones de un regulador electrónico. - Funciones esenciales: Son todas las relacionadas con la protección del

motor. a) Control de la temperatura de gas de turbina. b) Limitaciones de la velocidad de conjunto de LP, FAN y HP. c) Control de presión del aire a la salida del compresor de alta. d) Control de la temperatura de salida del gas de la turbina de alta presión. e) Control del flujo de combustible durante la aceleración y desaceleración y en regímenes estabilizados. f) Posición de la geometría variable del motor.

- Funciones secundarias: Son las de gestión de empuje, puesta en marcha, aplicación y control de la inversión de empuje y otras periféricas que se pueden instalar en una aplicación determinada. a) Empuje de ralentí constante durante las maniobras en tierra. b) Puesta en marcha automática del motor. c) Nivel de empuje constante durante el ascenso, hasta altitud de crucero. d) Transmisión de datos del motor al sistema de pantalla de datos de cabina (ECAM)

● Especificaciones de los reguladores digitales. 1- Cada regulador electrónico debe disponer de energía eléctrica independiente de la del avión. El sistema FADEC es autónomo, un alternador propio arrastrado por la caja de engranajes le proporciona la energía. En algunas circunstancias como puesta en marcha y reencendido en el aire, recibe energía eléctrica del sistema del avión. 2- Los reguladores de cada motor deben ser independientes. 3- Debe informar el piloto de los parámetros de empuje solicitado y empuje real. 4- El empuje del motor debe variar linealmente con el ángulo de posición de la palanca de gases. 5- El regulador debe hacer ajustes automáticos por variación de las cargas sobre el motor. 6- Estabilidad del motor en los regímenes transitorios. 7- Eliminación de pruebas en tierra por sustitución de la sección del control. ● Lógica de los circuitos dúplex.

Si se produce un fallo en los sensores o actuadores del canal primario, este mismo canal emplea los sensores y actuadores del secundario.

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Si el canal primario es incapaz de controlar el motor, la regulación pasa automáticamente e íntegramente al canal secundario. Si ninguno de los dos canales es capaz de controlar el motor, ambos sistemas pasan a la condición de tolerancia de fallos (Fail Safe). En esta situación cada regulador recibe datos puntuales de sistemas del avión que tienen relación con el motor (posición de la palanca de gases, estado del sistema anti-hielo, etc.) y también del ordenador de datos de aire (velocidad, altitud, temperatura del aire). Estas señales se emplean para estimar el régimen de motor que corresponde a la situación de vuelo. ● Mensajes del sistema FADEC (Averías).

El sistema FADEC aporta tres tipos de mensajes: - Mensajes genéricos: Proporciona información para determinar la despachabilidad del avión. - Mensajes de estado: se emplea para advertir a la tripulación sobre la modificación de un procedimiento. - Mensaje de mantenimiento: Son utilizados por los servicios de reparación y mantenimiento. Para el cambio de un FADEC se emplea 15 minutos, mientras que para la sustitución de un sistema de combustible hidromecánico de emplea 3 horas.

11.2.5 Válvula de presurización y descarga. También se llama divisora de flujo y su misión es dividir el flujo de combustible en flujo “primario” y “secundario”. También puede usarse como válvula de descarga. Está colocada en la dirección del flujo de combustible hacia el motor. Esta válvula establece en el instante inicial de puesta en marcha la presión hidráulica adecuada en la sección medidora del regulador de combustible, para proporcionar el correcto funcionamiento de los elementos controladores. También distribuye el combustible de acuerdo con las necesidades del motor y procede al drenaje de los colectores de combustible en la parada del motor.

- Las partes principales son: ◦ Filtro con by-pass. ◦ Válvula de descarga. ◦ Válvula divisora o presurizadora.

11.2.6 Inyectores de combustible. Son los encargados de inyectar el combustible dentro de las cámaras de combustión, dividiendo lo más finamente posible y distribuyendo uniformemente el combustible. Constituyen los últimos elementos del sistema. Se encuentran dentro de la cámara de combustión. Muchos motores llevan inyectores de doble circuito. El primario opera desde bajos regímenes y a partir de un cierto valor de la presión de combustible, opera también el circuito secundario.

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11.2.7 Válvula de drenaje. Esta válvula situada en la cámara de combustión tiene como misión drenar el combustible que pudiera quedar almacenado en ducha cámara en el proceso de parada del motor.

11.2.8 Colector de combustible Estos colectores distribuyen el combustible hasta los inyectores. En algunos motores van protegidos del calor por medio de protectores térmicos.

11.2.9 Indicadores de combustible.

Son elementos que nos proporcionan la información necesaria para el control del funcionamiento del sistema, podemos destacar: - Medida de presión de combustible. - Medida de la temperatura. - Cantidad de combustible consumido. - Indicación de filtro obstruido.

* Se estudiará con mas hincapié en el capítulo 14 “Sistemas de indicación del motor”. 11.2.10 Intercambiador de calor aceite-combustible.

No pertenece al sistema de combustible, pero por él pasa todo el combustible para obtener el calor del aceite (sistema de lubricación).

11.3 Sistema de combustible de arranque. Es normal que algunos tipos de motores cuenten con un sistema de combustible adicional cuya operación se limita solamente al arranque del motor.

12 SISTEMAS INTERNOS DE AIRE 12.1 Introducción.

Las turbo máquinas presentan de forma generalizada diversos circuitos internos de aire que emplean en diferentes misiones y que obtiene de una serie de sangrados que se efectúa en diferentes zonas del compresor.

12.2 Sangrados de aire. Los motores a reacción van dotados de una serie de sangrados del compresor, generalmente uno de baja y otro de alta. Este aire alimenta a:

12.2.1 Presurización Interna Existen una serie de sangrados para la utilización en el propio motor. Las principales funciones que realiza este sangrado son: • Equilibrio térmico.

Consta en tomar aire del compresor y se hace fluir alrededor de las piezas y de esta forma se reduce la temperatura de las zonas más calientes.

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En este apartado también podemos incluir el aire desviando del compresor y que es dirigido internamente a los alabes de turbina con el fin de refrigerarlos.

• Equilibrio de fuerzas. Consiste en establecer una serie de presiones sobre la cara de los discos del compresor y de la turbina para equilibrar las fuerzas axiales que sobre sus cojinetes ejerce el fluido de trabajo que atraviesa el motor.

• Estanqueidad. Determinados sellos, cobre todo los de laberinto, consiguen su estanqueidad al establecer una diferencia de presión entre las cámaras que se pretenden sellar.

• Enfriamiento de carcasa de turbina y compresor. • Calentamiento de combustible.

12.2.2 Aire acondicionado y presurización. Se extrae aire del compresor (de alta o de baja, según qué tipo de aire se necesite) para aire acondicionado y presurización del avión

12.2.3 Puesta en marcha de los motores, si es neumática. * Se estudiará en profundidad en el Capitulo 13.

12.2.4 Sistema antihielo del motor, planos y empenaje. Cuando un avión vuela a través de una nube subenfriada, las gotas que golpean la estructura, y que se mantiene liquidas, se transforma inmediatamente en hielo. Los cristales de hielo pueden causar problemas y falsear lecturas e indicaciones. Sobre todo en los tubos de pitot, antenas, indicadores de presión, etc. Esta agua que se convierte en hielo puede afectar al difusor de entrada, alabes guía de entrada, compresor de baja y alabes del FAN. Esto puede producir “compressor stall” o incluso “flame out”. Los sistemas de protección varían según los motores pudiéndose realizar por medio de diferentes sistemas:

- Establecer zonas calentadas por medio de resistencias eléctricas. - Por circulación de aire caliente procedente de los últimos escalones del compresor. - Por circulación de aceite caliente.

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12.2.5 Sistemas de inversión de empuje (si es neumático) La reversa es un sistema que permite controlar aproximadamente hasta la mitad del empuje en el momento del aterrizaje, reduciendo la carrera y evitando el empleo excesivo de los frenos. Este mecanismo puede ser:

- Hidráulico. - Neumático.

En general la única condición para poder actuar la reversa, es que el mando de gases esté en “IDLE”. Es conveniente no utilizar la reversa por debajo de una cierta velocidad de avión, del orden de 60 nudos (knots), pues los gases podrían afectar la entrada del motor, originando la perdida de compresor.

12.3 Grado de Inversión. Es la relación entre el valor absoluto de empuje negativo y el máximo empuje positivo estático. En general el grado de reacción oscila entre el 30 y 50 % y refleja, por tanto, el empuje que se contrarresta en el momento del aterrizaje.

13 ENCENDIDO Y PUESTA EN MARCHA. 13.1 Función del sistema de encendido.

Tiene la función de inflamar la mezcla de aire y combustible en la cámara de combustión. En el turborreactor las bujías solo funcionan en el momento de puesta en marcha. Una vez que la llama se propaga, la combustión se mantiene por sí misma. El sistema tiene que tener 2 bujías como mínimo y doble circuito eléctrico. El sistema es más sencillo que el de un motor alternativo. Se basa en cargar un condensador a un potencial eléctrico muy alto y proceder, mas tarde, a su descarga a través de los electrodos de la bujía. El sistema se puede alimentar con corriente alterna, 115v 400 Hz o con corriente continua (pulsatoria), normalmente 28v. Los sistemas se pueden clasificar en, Alta (Chispas de 20 Julios), Media (4J) y Baja (1-2J) 13.1.1 Descripción de los sistemas de baja y alta tensión.

• El sistema de baja tensión (28v): La corriente de entrada procedente de la batería pasa a un vibrador cuyas puntas se abren y cierran 200 veces por segundo. El vibrador produce una corriente continua pulsatoria que carga el condensador. Cuando la carga eléctrica del condensador alcanza un valor determinado se hace conductor un tubo de descarga, situado la salida del condensador, por la alta tensión eléctrica acumulada en sus puntas. En este momento permite la descarga del condensador a los terminales de las bujías.

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El conjunto formado por el filtro (para eliminar interferencias), vibrador, condensador y tubo de descarga se llama excitador. • Sistema de alta tensión: Este sistema no necesita vibrador, pues el circuito está alimentado por corriente alterna. La salida del tubo de descarga, en este sistema, se conecta al primario de un transformador que induce un voltaje muy alto (20.000v) en el secundario. Al secundario del transformador está conectada la bujía. El sistema de baja tensión es el más empleado en aviación general, ya que pesa menos y no tiene el problema de aislamiento del sistema de alta.

13.1.2 Bujías para motores de turbina. Las bujías de los reactores tienen mayor distancia entre electrones y mayor cantidad de corriente que las bujías de motor de embolo. El material de las bujías es níquel-cromo. Las bujías de los motores de turbina son de chispa, con una excepción. En los primero motores, PT6 se emplea la bujía incandescente.

13.3 Puesta en marcha. El proceso de puesta en marcha del turborreactor es la tensión desde el reposo hasta el régimen mínimo de revoluciones de funcionamiento autónomo. La condición de funcionamiento autónomo del motor coincide con una posición del mando de gases llamada ralentí (IDLE). En el proceso de arranque, el generador de gas debe ser conducido hasta in cierto número de revoluciones donde se asegura que puede funcionar con temperatura de turbina por debajo del máximo admisible. Se llama régimen de equilibrio del motor el menor número de revoluciones del generador que satisface esta condición. El régimen de equilibrio es menor que el correspondiente a ralentí. El motor no puede funcionar de modo autónomo a un número de revoluciones menor que el de equilibrio, sin sobrepasar la temperatura máxima del gas en la turbina. 13.3.1 Fases de la puesta en marcha. Se encuentran presentes tres pares de fuerzas: Par de sistema de arranque (Ma); Par resistente del compresor (Me), Par de la turbina (Mt) que se produce a partir del encendido de la cámara de combustión. Se divide en tres fases:

1- Se produce la conexión arrancador-rotor del compresor (par de giro Ma). En algún punto de esta fase se conecta el encendido.

2- El rotor del compresor gira accionado por su propia turbina y por el eje de acoplamiento del arrancador, recibiendo un par de valor Ma+Mt. Se alcanza un régimen de revoluciones de equilibrio N2 a partir del cual la turbina puede conducir al compresor por sí sola.

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3- El rotor de compresor es conducido únicamente por la turbina, hasta el número de revoluciones de ralentí.

13.3.2 Tipos de arrancadores.

• Arrancador-generador eléctrico. Es un motor de corriente eléctrica alimentado por una o varias baterías de suficiente capacidad para proporcionar el par de arranque. En algunos motores, el motor de arranque no se independiza mecánicamente del turborreactor, sino que queda conectado como generador después de la secuencia de arranque.

• Arrancador de turbina de aire. Es el más empleado en la aviación comercial. Está constituido por una pequeña turbina cuyo eje se acopla a un mecanismo de embrague. El embrague termina en un piñón impulsor de donde el compresor toma la potencia necesaria para el giro. El aire a presión entra en la unidad y hace girar el rotor. El pión del eje de salida recibe el movimiento mediante el embrague y comunica el par de giro al compresor. El desembrague es automático, por fuerza centrifuga. En este momento se cierra también la válvula de entrada de aire al arrancador y se decelera hasta detenerse. Arranque Cruzado.

Se llama arranque cruzado a la puesta en marcha de un motor con aire procedente de otro motor ya en funcionamiento. No es un método frecuente de puesta en marcha.

13.4 Anormalidades durante la puesta en marcha. 13.4.1 Puesta en marcha caliente (HOTSTAR)

Puede ocurrir por dos causas: ▪ Porque el control de combustible no funciona correctamente y envía una cantidad de combustible a la cámara mayor de la necesaria. ▪ Es más frecuente el caso donde se intenta una puesta en marcha con un exceso de carga sobre el motor. En este caso el generador, es posible que no atienda la demanda extra de energía que se solicita y no alcanza si régimen de mantenimiento autónomo. En este caso la EGT subirá muy rápido. Hay que estar muy pendiente del ritmo al que sube la temperatura. En caso de intuir que la temperatura va a pasar de los límites normales, hay que cerrar las llaves de paso de combustible.

13.4.2 Puesta en marcha colgada (HUNGSTART) ▪ Puede deberse a un mal funcionamiento de la unidad de control de combustible, que no manda la suficiente cantidad de combustible. Esto se observará por una baja indicación de gasto de combustible.

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▪ Por carga excesiva impuesta sobre el motor (como en el caso del apartado anterior). ▪ En tercer lugar, el sistema de puesta en marcha no cuenta con la suficiente potencia para arrastrar el motor hasta la velocidad autónoma. (Por ejemplo en aviación general, cuando las baterías no están en plena carga). En todos los casos el resultado es que el motor no alcanza el régimen de ralentí.

13.4.3 Fallo de encendido.

El sistema de encendido, está mal o se ha olvidado conectarlo. El problema en este caso es que la cámara de combustión permanece inundada de combustible. En este caso antes de proceder a un nuevo intento de puesta en marcha, es necesario seguir los procedimientos de purga de la cámara de combustión. Esto se consigue arrastrando el motor con el encendido en OFF, de manera que la corriente de aire expulsa el combustible.

14 SISTEMAS DE INDICACIÓN DEL MOTOR. Están englobados en dos grupos: A- Instrumentos principales.

- Empuje proporcionado por el motor. - Temperatura de los gases de escape (EGT) - Consumo horario de combustible (Fuel Flow) - Temperatura de admisión de aire al motor. - Indicador de las revoluciones del motor.

B- Instrumentos auxiliares:

- Control de alimentación de combustible. - Control de sistema de lubricación. - Controles de vibraciones del motor.

► Sistema de alimentación de combustible:

- Presión. - Temperatura. - Contador de consumo.

► Sistema de lubricación del motor. - Presión. - Temperatura. - Presión de aire de ventilación de aceite. - Contador de aceite en el depósito.

14.2 Instrumento de empuje del motor (EPR)

Se suele controlar en función a la relación de presiones del motor, la entrada del compresor y la salida de la turbina.

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14.3 Instrumento de temperatura de gases de escape (EGT) La temperatura de gases de escape medida a la salida de la turbina, es un valor que tiene carácter limitativo del funcionamiento del motor, y ha de utilizarse como prevención para las turbinas.

14.4 Instrumento de flujo de combustible (Fuel Flow). Nos ayuda a saber si el sistema de control de combustible funciona correctamente y nos permitirá establecer el adecuado ajuste del empuje para un determinado radio de acción del aparato en función del peso del mismo. Mide continuamente el flujo den Kg o Lb/h.

14.5 Instrumento de la temperatura de aire de admisión. Dado que el empuje varía con la temperatura de aire de admisión de aire, tienen especial importancia en los despegues y aterrizajes.

14.6 Instrumentos de las revoluciones del motor. Muestra la velocidad de giro del compresor y en el caso del compresor axial, este giro se expresa en tantos por ciento %, sobre el valor normal máximo.

14.7 Instrumento de presión de combustible. Con él se pueden detectar averías o posibles fenómenos de cavitación en el suministro de combustible.

14.8 Instrumentos de temperatura de combustible. Es un instrumento múltiple, por medio de un selector nos muestra la temperatura en el depósito, en la canalización o detrás del filtro de combustible.

14.9 Instrumento de combustible consumido. Muestra el combustible consumido por todos los motores.

14.10 Instrumento de presión de aceite de la lubricación. 14.11 Instrumento de temperatura de aceite. 14.12 Instrumento de cantidad de aceite. 14.13 Instrumento de vibraciones del motor o motores.

Nos indica las vibraciones de compresor y turbina. El valor de vibraciones aceptado varia de unos modelos a otros, debiendo tener claramente especificados los límites de los mismos.

14.14 Instrumento de torque. En los turbomotores se necesita saber el valor del torque o par motor y se suele apreciar por un mecanismo hidráulico que expresa el mismo en PSI.

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15 Aumento de Potencia. 15.1 Sistemas de aumento de Potencia.

Existen una serie de procedimientos para conseguir un aumento de la potencia de los motores de reacción, procurando mantener unos regímenes de funcionamiento continuo con unos consumos contenidos. Los dos procedimientos más empleados son: A- Inyección de Agua o Agua-metanol.

Tiene por finalidad asegurar un aumento de la potencia y es utilizado, en los regímenes de despegue, para contrarrestar la disminución de empuje en días de elevada temperatura. Se puede realizar en determinadas zonas del motor, produciendo en cada uno respuestas diferentes. Si el agua se inyecta en la admisión del compresor, la vaporización del agua hace descender la temperatura del aire, por lo que aumenta la densidad del flujo del aire que, al admitirse en mayor cantidad y más frio, resulta el mismo efecto que si se operase en día frio. En el caso de la inyección en el difusor postcombustión, la evaporación del agua libera una gran cantidad de calor del aire comprimido y hace bajar la temperatura. En este caso el consumo de combustible puede aumentarse hasta que la temperatura de los gases de entrada en turbina sea el valor especificado para un correcto funcionamiento. La inyección de agua en las cámaras de combustión reduce la temperatura por vaporización como en los casos anteriores, si bien admite mayor cantidad de agua o agua-metanol.

B- La Postcombustión. Este procedimiento se emplea para aumentos de la potencia durante un muy corto periodo de tiempo y consiste en realizar una segunda combustión en la tobera de escape. El aumento de empuje depende de la velocidad de la eyección de los gases. La velocidad de eyección aumenta proporcionalmente a la raíz cuadrada de la elevación de la temperatura y de esta forma el aumento puede alcanzar el 50% del régimen nominal en atmosfera estándar. Este procedimiento requiere un muy considerable gasto de combustible. El encendido no puede hacerse siempre espontáneamente y por ello se emplean procedimientos de encendido (Por punto caliente, chispa o descarga de combustible sobre un catalizador).

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SECCIÓN III 16 TURBOHÉLICES

Es un generador de gas al que se le ha añadido una tobera de salida, más una hélice acoplada al eje del motor. Consta de los siguientes elementos:

Compresor, Cámara de combustión, turbina que acciona el compresor, turbina que acciona la hélice, tobera de salida y hélice.

La tobera de salida del turbohélice cumple la función de descargar los gases de combustión en la atmosfera. En este tipo de motor la mayor parte de la energía (9/10 aprox.) se emplea para mover la hélice (órgano que proporciona el empuje). Así pues solo queda una pequeña cantidad de energía (1/10) en el gas para convertirlo en energía cinética de chorro de gases. En comparación con el turborreactor básico, el grupo de turbina del turbohélice tiene que accionar el compresor del generador de gas y la hélice. Hay dos modos de realizar esta operación: 16.1 Tipos de Turbohélice.

a) Turbohélice de turbina libre: Son motores que montan en ejes independientes la turbina que mueve el compresor y la turbina que mueve la hélice. ● Las ventajas de este tipo son:

- Mayor facilidad de utilización, dado que el generador de gas es independiente. - Arranque más fácil, ya que sólo hay que arrancar el conjunto productor de gas. - Posibilidad de almacenar energía. - Supresión de embrague. ● Inconvenientes:

- Mayor complejidad mecánica. - Una respuesta más lenta a los requerimientos operativos del piloto.

b) Turbohélices de turbina fija: Tienen un solo eje. La hélice y el compresor reciben el movimiento a través del mismo grupo de turbinas. Responde con más rapidez al movimiento del mando de gases. ● Las ventajas son:

- Tiempo de respuesta rápido. - Mecánica robusta y simple. ● Inconvenientes:

- Necesidad de un acoplamiento con empleo de embrague. - Facilidad de entrada en pérdida del compresor cuando se sobrepasa el par máximo del motor.

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17 TURBOEJES. Este tipo de motores son empleados para el funcionamiento de helicópteros. Son muy similares a los turbohélices. En este caso la turbina adicional se usa para mover los rotores (principal y rotor antipar). Consta de:

a) Compresor. b) Cámara de combustión. c) Turbina, que acciona los rotores. d) Tobera de salida de gases.

Pueden ser de turbina libre o turbina fija.

18 UNIDADES DE POTENCIA AUXILIAR (APU) Las unidades de potencia auxiliar (APU) son pequeños motores de turbina de gas, de tipo centrífugo axial, con turbinas en muchas ocasiones centrípetas, con el propósito de hacer autónomos a las aeronaves respecto a la ayuda de energía exterior. Las misiones fundamentales son proporcionar energía eléctrica y neumática. En general todos los APU proporcionan estos dos tipos de energía en tierra. En cuelo, depende de los modelos de avión. Prácticamente todo el funcionamiento del APU es autónomo (excepto parada y encendido normal). En caso de exceso de cargas, el sistema eléctrico tiene prioridad sobre el neumático. El aceite para la lubricación es un sistema autónomo propio del APU. El combustible procede de uno de los depósitos del avión, el control de combustible regula el flujo para mantener una velocidad de turbina constante. El sistema de puesta en marcha se efectúa a través de un motor de CC que se alimenta de la batería. En la puesta en marcha y hasta el 35% de las r.p.m actúa el motor de arranque del APU. A esa velocidad se desconecta. La ignición entra en funcionamiento aproximadamente al 5% de las r.p.m y se desconecta al 95%. Si el APU alcanza el 110% se para automáticamente por sobrevelocidad. También se para en caso de fuego y si la presión de aceite cae por debajo de 3 PSI aproximadamente. La turbina del APU no sufre cambios de régimen una vez establecido, en circunstancias normales. Para parar el APU, se acciona el interruptor OFF en el panel de APU. En este momento, una señal neumática del propio APU incide en el sensor de sobrevelocidad de 110% (simulando una sobrevelocidad) y se para. En operación normal el APU se para por sensación de sobrevelocidad pero sin llegar a ella.

19 INSTALACIÓN DE LA PLANTA DE POTENCIA. La planta de potencia duele situarse en unos montantes que por medio de unos pocos puntos de apoyo fijan el motor. Tenemos que tener en cuenta, no solo como se sujeta el motor a la estructura de la aeronave, sino también la cantidad de varillaje, cableado y conductos del mismo que hacen posible que el motor funcione y se relacione con los sistemas del aparato.

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20 SISTEMA DE PROTECCIÓN CONTRA INCENDIOS.

El sistema debe incluir: a) Diseño para la prevención del incendio en general: Han de producirse unas

características que si se cumplen es difícil que aparezca el incendio y solo la coincidencia de dos o más circunstancias darán lugar al incendio. Estas características son: ▪ Aislamiento de los conductos de combustible y aceite de la zona caliente, cámara de combustión, turbina, tobera. Separando la zona fría de la zona caliente por un mamparo cortafuegos. ▪Las tuberías de combustible, aceite o hidráulico deben ser resistentes al fuego y de igual forma las conexiones. Estos componentes deben estar aislados eléctricamente. ▪ Los conjuntos y carenados del motor deben estar dotados de drenajes que permitan evacuar todo tipo de líquido inflamable.

b) Sistema detector de incendio: Es esencial detectar el incendio inmediatamente, para adoptar las medidas de extinción lo más pronto posible, cerciorándose de que no es una falsa alarma. Para evitar la falsa alarma, los sistemas de detección son por lo general dobles. La detección de fuego se realiza por uno de los tres procedimientos siguientes:

- Cambio en la resistencia del circuito, en función de la temperatura. - Cambio en el voltaje de salida en función de la temperatura. - Efecto de la radiación de luz cuando hay incendio.

c) Sistema de contención de incendio, reduciéndolo a la zona localizada: El carenado y conjuntos del motor deben estar provistos de chapas cortafuegos que forman compartimentos estancos. Estos mamparos actúan de estabilizadores de llama y normalmente son de acero o titanio.

d) Sistema de extinción de incendios: Antes de actuar sobre el sistema extintor,

el motor debe pararse para reducir de esta forma la descarga de fluidos inflamables a la zona de incendio. Después de extinguir el incendio, no arrancar de nuevo el motor, pues además de que pudiera persistir las causas que lo motivaron, el fluido del sistema extintor puede estar agotado. Los fluidos extintores son normalmente metil-bromuro o compuestos de Freón contenidos en acumuladores a presión.

e) Detección de sobre temperatura: Es un sistema de aviso previo de posible incendio y transmite la sobre temperatura en las zonas de descarga de

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ventilación del carenado del motor como un sistema normal preventivo de alarma.

21 ARRANQUE DEL MOTOR Y OPERACIONES EN TIERRA. Operaciones comunes en el mantenimiento del motor: ● Lavado del motor.

Se realiza cuando se presenta alguna de las siguientes circunstancias: - En una inspección se aprecia evidente suciedad en los alabes del compresor. - Disminuye la potencia del motor. - Se aprecia aumento de EGT de forma permanente en vuelos normales. - En vuelo sobre mar o poblaciones con alto índice de contaminación.

PRECAUCIONES: - No dejar la solución limpiadora inicial sin emplear más de una hora. - No lavar el motor mientras esté caliente. - Preparar para cada lavado la proporción correspondiente.

Operación final:

Una vez realizados las operaciones anteriores se realizará el “SECADO” del motor por medio del arranque del mismo y manteniéndolo en ralentí el tiempo que se indique en las operaciones. Se activará el sistema antihielo y calefacción.

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MOTORES A

REACCIÓN

MÓDULO 15

(RESUMEN)