Motores de reaccion martin cuesta alvarez

libro de aeronautica

1. Martin Cuesta Alvarez

INGENIERO AERONAUTICO SUPERIOR

Motores

de reacción
TECNOLOGIA Y OPERACION DE VUELO

QUINTA EDICION
AMPLIADA Y ACTUALIZADA

1980

(¡LARANINFD:y

MADRID

2. Obra declarada de utd, por orden del Ministerio del Aire.

Obra incluída en la bibligrafia para preparación de las pruebas de ap-
"tud del Cuerpo Especial de Controladores de la Circulación Aérea, por
Orden del Miisteio del Are de 25 de Febrero de 1975, B.0.del Ale
N? 26, de I de Marzo de 1975.

bra incluída en la bibliografía para la obtención del Titulo de Pato
Comercial con hebliteción IFR. Normas de la Jefatura de Estudios
de la Escuela Nacional de Acrondutica de 24 de Enero de 1976.

Ampliada y actualizada en sucesivas ediciones

© MARTIN CUESTA ALVAREZ
Made, España

Reservados os derechos de
sión, reproducción spielen

IMPRESO EN ESPAÑA.
PRINTED IN SPAIN

ISBN: 64283-10467
Depo lega: M. 129331980

PARANINFO)
ie, 3 Mati 15)

cas)

‘GREFOL, 5. A. Pol I, La Fuensata Mois (mad)

3. PRESENTACION

La revolución tecnológica que la era industrial ha impuesto a nuestra Sociedad, es en.
el Transporte Aéreo donde sus efectos han sido más acusados.

El mundo aeronáutico es la punta de lanza que nuestra Sociedad utiliza de forma
más brillante, permitiendo romper esquemas y barreras insospechadas hace unas décadas.

De la investigación espacial a La medicina, del turismo a la comunicación encia, la
industria acronóvtica se ha convertido en el elemento impresciadible para une Sociedad
‘que ha hecho de ella una necesidad básica.

Pero sia Sociedad se apoya, cada vez más, en este sector de a Industria, es au vez,
porque la industria cromática olrece día a día un producto más Útil, más seguro y más
table, :

De las capes que ha sido necesario cubri para alcanzar nuestro desarollo actual, es
precisamente el Motor de Reacción uno de los elementos bércos que ha revolucionado el
mundo del transporte aéreo.

En el libro de Martin Cuesta Alvarez, MOTORES DE REACCION, se encuentran
perfectamente hermanados los factors, a mi juicio, claves del éxito aeronáutico, una pre.
sentación con un rigor técnico inmejorable, rigor avalado por la personalidad de su autor,
así como su traducción en normas concretas de operación, que convierten el estudio teör-
co en una aplicación pragmática, para que el estudioso se convierta en un hombre de
acciôn. Esto sólo es posible cuando, como en este caso, en el autor se conjugan ambas car
racteríticas.

El “curriculum” de Martin Cuesta señala el perfil ideal para alcanzar la formación
necesaria que permite relizar una obra como fa presente.

A todos aquellos que estamos en el mundo aeronáutico o que quieran entrar a for-
mar parte de 6, ete libro les presenta el tema con una calidad fal, que su lectura y estu
dio, resultan imprescindibles.

GERARDO HERRERO OLIVARES

Director General del Area Técnica y Operativo
IBERIA, Lineas Aéroas de España

4. INTRODUCCION

El presente trabajo tiene su origen en los apuntes que, bajo la denominación de “Curso de
Reactores”, se editaron hace algunos años, y ordenados bajo el titulo de “Motores de
Rexcción”, la obra {ue examinada por el Ministerio del Aire y, a propuesto de su Estado
Mayor, declarada de utilidad para el Ejército del Aie, Biblioteca y Centros de enseñanza.
dependientes de aquel Ministerio.

Las Tvipulaciones Técnicas y los Técnicos de Mantenimiento y Revisión de aviones y mo-
tores de Iberia, Lineus Aéreas de España, que entonces comenzaban su preparación para
la operación con turborreactores en la Aviación Comercial Española, iniciada en 1961,
dispensaron asimismo una favorable acogida a la primera edición, refrendada por la De
cloración de Utilidad por el Ministerio del Aire.

Aquéllo dio origen a que la obra fuera actualizada en sucesivas ediciones, incorporando
procesos operatives aplicables ala aviación miltar y ala aviación commercial

La quinta édiciôn que ahora presentamos amplía los temas concemientas a la potencial
dad de utilización del hidrógeno líquido en aviación, actualiza ls modernas regulaciones.
sobre ruido e incluye los hitos históricos más destacados enla evolución de la motopropul-
sión en los últimos cinco años.

Fl trabajo se caracteriza por la exposición de conceptos físicos fundamentales, apoyados en.
‘una somera formulseiön matemática, sin que por ello,estimamoe, pierda rigidez la exposi-
Los temas que se analizan en el libro tienen especial aplicación para el estudio de los moto
res de rescción por técnicos aeronáuticos en el mantenimiento y operación de turborreac:
‘ores y turbohélices, así como por tripulacionos téenicas, esto es, plotos y operadores de
motor.

La distribución en ventiséis capítulos abarca cuntro grandes áreas claramente diferenciadas:

— , Configuración de motor básico y sistemas aux
=" Principios de funcionamiento y rendimientos.
— Operaciones de vuelo.
— Estudio especia delos problemas del ruido, contaminación y, en general, precau-
«iones de seguridad en los Lrabajos de mantenimiento y operación
Se ha incluido al final un Apéndice (A) de las materias básicas para el estudio de los Moto-
res de Renceiôn, con definiciones y formulación de los conceptos fundamentales de Diné.
‘mica, Termodinámica y Mecánica de Flüides, pero sólo a modo de consulta para completar
el estudio descriptivo y operativo.
Los símbolos, nolaciones y abreviuturas tilizada, responden alos de més frecuente uso en
el campo aeronáutico, y las unidades de medida pueden interrlacionarse de acuerdo con
las tablas que se insertan al final de este Apéndice A.
Por último, un Apéndice (B) resume en forma cronológica la evolución de las turbinas de
Gas y los Motores de Reacción, haciendo referencia los hitos histöricos más destacados en
1a propulsión por reacción,

5. En les ediciones cuarta y quinta se ha¡ricluido parte de artículos técnicos relativos moto.
es que han sido publicados al autor en la Revista Aeronáutica y Astrondutica del Ministe-
fio del Aire; en la Revista de Ingeniería Aeronáutica y Astrondutica de la Asociación de,
Ingenieros Aeronáuticos y en la Revista tavia de la Asociación y Colegio de Ingenieros Téc:
nicos Aeronáuticos.

‘Deseo con estas líneas expresar mi gratitud a todos aquéllos que me honraron con el esti:
dio o consulta de libros de ediciones anteriores, agradecimiento que quiero hacer constar
‘de forma muy especial a Las Compañías del área Iberoamericana:

— AEROMEXICO
— AEROLINEAS ARGENTINAS

— AEROPERU

— AVENSA (de Venezuela)

— AVIANCA (Aerovías Nacionales de Colombia)
— FAUCETT (de Perú)

— LAV. (Linea Aeropostal Venezolana)

— LAN CHILE

— MBXICANA DB AVIACION

— VARIG (de Brasil)

= VIASA (de Venezuela).

Muchas gracias a Margarita Jiménez y a Diego Säez, quienes con su esmerada labor meca-
‘nogrifiea y de relización de los dibujos de la obra, han contribuido de forma muy desta
cada a la consecución de esta trabajo.

Muchas gracias también al dibujante José Antonio Rodriguez, autor de los dibujos que se
incluyen enla Cronología Histórica de la evolución de la propulsión por reacción

Reciban mi gratitud más sincera el EJERCITO DEL AIRE, la ESCUELA TECNICA SUPE-
RIOR DE INGENIEROS AERONAUTICOS e IBERIA, LINEAS AERBAS DE ESPAÑA,
quienes, con la aportación bibliográfica y los trabajos encomendados en el campo de los
Motores de Reacci6n, me depararon la ocasión de practicar en esta técnica, sobre la cual
presento este trabajo con el ánimo de que pueda er til. Este es mi propósito.

Madrid, Abril de 1980 Martín Cuesta Alvarez

6. u

MOTORES DEREACCION —:

CAPITULO 1

PROPULSION POR REACCION Pig. 47
Motor de combustión.- Propulsor, motopropulsor y grupo motopropulsor. Sistemas pro-
pulsivos.-Motor de reacción: principio de funcionamiento.

CAPITULO IL

ESTATORREACTORES, PULSORREACTORES, MOTORES COHETE. Pig. 58
Estatoresctor: principio de funcionamiento.- Pulsorresctor: de funcionamien-
to. Motores cohete: principio de funcionamiento.- Motores cohete de energia química.-
Características generales de los cohetes de propulsante sölido.- Características generales
de los cohetes de propulsante líquido.

CAPITULO I

COMPONENTES FUNDAMENTALES DE LOS TURBORREACTORES. Pig. 71
Componentes fundamentales de los turborreactores.. Difusores.- Compresores.» Cámaras
de combustión.» Turbinas - Toberas.

CAPITULO IV

TURBORREACTORES Y TURBOHELICES: CONFIGURACION GENERAL, pág. 79
‘Turborreactor.- Turborreactar de flujo único. Distintos tipos de turborreactores de flujo
único. Turborreactor de doble flujo- Distintos tipos de turborresetores de doble Majo:
disposicion en serie, disposición en paralelo.- Turborresetores de fuerza de reacción orien-
table.- Turbobélice” Identificación de secciones en los turborreactores de flujo único, de
doble flujo y turbohélices.

CAPITULO V

DIFUSORES DE ADMISION. Pág. 98
Difusores de admisión: configuración y rendimientos.- Difusores subsénicos. Difusores su-
persónicos.

CAPITULO VI

COMPRESORES CENTRIFUGOS . Pig. 101
‘Turbocompresores: tipos y utilizacion.- Pérdidas y rendimientos.- Trabajo comunicado al
size y presión obtenida en un turbocompresor en general. Compresores centrifugos. ra
‘bajo comunicado al aire y diagrama de velocidades al air, según el tipo de rotor de com
presor centifugo. Configuración del rotor de un compresor centrífugo.- Configuración
¿el difusor de un compresor centrífugo.- Configuración del colector de un compresor cen-
trifugo.. Forma de obtener el aumento de presión en el difusor.- Distribución del trabajo
aplicado al árbol. Grado de reacción de un escalón de turbocompresor centrífugo.- El fe-
nômeno de inestabilidad - Velocidad de torbellino.» Curvas de actuaciones de los compre-
sores centrifugos.

7. 2

CAPITULO VIL

» COMPRESORES AXIALES Pig. 127
Compresores axiales: tipos de rotores y diagrama de velocidades del are. Trabajo comuni-
cado al sire en un compresor lay límites de estabilidad del flujo
de aire en los compresores axi ‘con incidencia variable.- Curvas de
actuaciones de los compresores axiales.- Comparación del funcionamiento de los compre-
sores centrifugos y axiales.» Diferentes tipos de unión de los álabes del rotor al disco y de
los álabes del estator al cárter..El difusor post-compreso.

CAPITULO VII

4 CAMARAS DE COMBUSTION Big. 181
Cámaras de combustion: funcionamiento.- Tipos de cámaras de combustión.- Flujos de
aire: primario, secundario.- Requisitos de una buena cámara de combustión. Dificultades.
operativas de las cámaras de combustiön.- El fenómeno de extinción de llama.- Arranque
en 6 aire.

“CAPITULO IX
TURBINAS Pig. 165

“Turbinas, tipos, utilización y trabajo obtenido.- Diagrama de velocidades en una turbina.
centripeta. Diagrama de velocidades de una turbina axial en general. Turbinas de impul-
50. Turbinas de reacción. Resumen comparativo de la turbinas de impulso y de reacción.
Turbinas de impulso-reacciôn.. Turbinas “compound”. Configuración geométrica de los
álabes del estator- Configuración geomátrica de los dlabes del rotor según el tipo de tutbie
ha. Rendimiento de un escalón de turbina.» Estuerzos de Los dla ies Métodos de fijación
de los álabes de estator y rotor en ls turbinas axles. Refrigeración de álabes de turbina.

CAPITULO x
‘TOBERAS DE ESCAPE Pig. 195
‘Toberas de escape: distintos tipos.- Funcionamiento de una tobera: campo de presiones y
velocidades. Dispositivos para freno por empuje reversible en Ia tobera de escape.- Dispo.
sitivos amortiguadores de ruido en la tobera de esca

CAPITULO XI
UNIDADES DE CONTROL DE COMBUSTIBLE Pág. 209
Unidad de control de combustible para turbortezctores: variables de regulación.- Puncio-
namiento de la unidad de control de combustible en régimen estable. Funcionamiento de
la unidad de control de combustible wn aceleración y deceleración del motor. Unidad de
control de combustible para turbohélices.- Ejemplo de unidad hidromeeänica pare control
de combustible. Palancas de control de empuje normal e inverso,

CAPITULO XI! -

SISTEMAS AUXILIARES DEL MOTOR Pig, 223
Sistemas de encendido.- Sistema de lubricación para turborrescto-
tes y turbohélices. Sistemas de protección contra el hielo en la admisión. Deshielo en los

sistemas de combustible. Sistemas de refrigeración. Sistema de protección contra incen-
dios.

8. 13

CAPITULO XI
INDICACIONES FUNCIONALES DE LOS TURBORREACTORES. Pág, 241

Indicaciones funcionales de Joe turborreactores.- Instrumentos principales para control de
empuje. Instrumentos auxiliares de control funcional del motor. Indicador de relación de
presiones del motor. Indicador de temperatura de los gases de escape. Indicador de lujo
de combustible. Indicador de temperatura de admisión de aire al motor. Indicador de
RPM del rotor o rotores compresor-turbina Indicador de presión de combustible. Indica-
dor de temperatura de combustible. Indicador de combustible consumido.» Indicador de
presión de aceite de lubricación del motor.- Indicador de temperatura de aceite de lubrica-
ción del motor Indicador de presión de aire de ventilación del sistema de lubricación del
motor. Indicador de cantidad de aceite de lubricación utilizable Indicador de vibraciones
del motoro motores.- Indicaciones específicas para control de turbohélices- Instrumentos
de vuelo para control de actuaciones de motor.- Análisis del posible funcionamiento defi
ciente de los turborreactores por las indicaciones interelacionadas delos instrumentos de
control del motor.

CAPITULO XIV

CICLO DE FUNCIONAMIENTO DEL MOTOR.. Pig. 278
Ciclo de funcionamiento de un turborreactor.- Rendimientos adiabáticos de la compresión,
combustión y expansién.- Rendimiento ideal.. Comparación de los ciclos Otto de un mo-
tor alternativo y Brayton de un motor de reacción. Presiones, temperaturas y velocidades.
del aire y el gas en un turborteactor.- Condiciones de presión y temperatura al comienzo
y final de cada fase del cielo en un turborreactor.

CAPITULO XV

EMPUJE Y RENDIMIENTOS DE OPERACION. Pig, 288
Empuje, esistenciay tracción de un motor de reacción.: Energía de la propulsión por reac-
ción.. Rendimiento del motor. Rendimiento de la propulsion.- Rendimiento global o mo-
topropulsor Relacin entre los rendimientos: expresión simplificida. Orden de magnitud
de la distribución de energias y rendimientos. Efecto de la altura de vuelo en las actuacio-
nes de los turborreaetores.- Potencia equivalente de un motor de rescción.

CAPITULO XVI
ANALISIS DE ACTUACIONES DE LOS TURBORREACTORES EN GENERAL. Pig295
Gasto de aire. Variación del gasto de aire con la velocidad y la altura de vuelo.- Impulso.

Variación del impulso con la velocidad y la altura de vuelo.: Variación del empuje con la
velocidad y la altura de vuelo.- Variación del empuje con las RPM del motor. Influencia
de la temperatura ambiente en el empuje.» Efecto de la humedad en el empuje.- Consumo

Sr ane Veneta cepas ere e vencida e le devas
lo. Variación del consumio específico con las RPM del motor. Actuaciones estándar y rea-
les de los turborreactores en general

9. u

CAPITULO XVI
EMPUJE, RENDIMIENTOS DE OPERACION Y ACTUACIONES DE LOS TURBO-
RREACTORES DE DOBLE FLUJO. Pig. 813

Empuje en los turborreactores de doble flujo... Actuaciones y rendimientos de los turbo-
reactores de doble flujo: influencia del indice de derivación.- Evolución de los turborreae-
tores purosy de doble flujo. Posibilidad de utilización de los turborresctores de doble lu
jo para velocidades supersónicas.. Motor de ciclo variablo- Comparación del motor de do-
ble flujo con el tucborreactor puro.

CAPITULO XVIII
POTENCIA, RENDIMIENTOS DE OPERACION Y ACTUACIONES DE LOS TURBO.
HELICES, Pig. 329

Potencia de los turbobélices: rendimientos de operación. Actuaciones de los turbohél
ces: comparación de la propulsión por turborteaetor con la propulsión por hélice.

CAPITULO XIX
INYECCION DE AGUA Pig. 335
Inyección de agua: diferentes sistemas.- Precauciones en la utilización de la inyección de
agua Máxima relación de presiones del motor permisible con inyección de agua.

CAPITULO XX
POSTCOMBUSTION Pig. 343
Postcombustión: funcionamiento. Area de una tobera de escape con postauemader.-In-
cremento relativo de empuje con posteombustiön.- Incremento relativo de consumo de
combustible con posteombustiön. Consumo especifico de combustible con postcombus-
tión. Sistema funcional del postquemedor.

CAPITULO XXI
COMBUSTIBLES Y LUBRICANTES. Pág. 955
Propiedades de los combustibles para motores de reacción.- Precauciones de manejo de
combustible. Factores a considerar par la selección de combustible. Potencialided de uti-
lización del hidrógeno líquido como combustible para aviación.» Lubricantes: especifica-

CAPITULO XXI
ESPECIFICACIONES DE LOS MOTORES DE RBACCION. Pig. 965
Especificaciones para turborreactores y turbohélico.- Especificaciones de configuración.
Especificaciones operativas. Especificaciones de actuación: regímenes de utilización.

CAPITULO XXI
FASES OPERATIVAS TIERRA/VUELO/TIERRA PARA TURBORREACTORES Y
‘TURBOHELICES. Pág. 873

10. 15

rucero. Crucero.. Descenso.- Aproximación Aterrizaje. Parada. Fases operativas tie
ma/vuelo/tierra con turbohälices. Curvas generales de actuaciones: ejemplos de utiliza.
ción. Parte de vuelo de control de funcionamiento de motores.

CAPITULO XXIV
PROCEDIMIENTOS DB VUELO DE CRUCERO. Pig, au

El consumo de combustible y la economia del transporte sireo.- Alcanos específico.- For-
ma de presentarse los gráficos del empuje en los motores para las condiciones de operación
elegidas. Radio de acción. Mpos de vuelo de crucero.- Vuelo de erucero a número de
Mach constante y altura constante.- Vuelo de crucero a empuje constante y altura cons
tante.- Vuelo para máximo radio de accion a altura constante. Vuelo de erucero subiendo.
a Mach constante para máximo radio de acción.» Vuelo de crucero para mínimo coste di
recto de la operación a altura constante.- Vuelo de crucero subiendo para mínimo coste
direoto de la operación.
CAPITULO XXV
PRECAUCIONESEN CONTRA DE: ALTA TEMPERATURA Y ALTA VELOCIDAD DE
SALIDA DE GASES, SUCCIÓN EN LA ADMISION Y EMISIONES DE GASES POR LA
TOBERA DE ESCAPE. i Pig, 438
Zonas de precaución por alta temperatura y velocidad de los gases de escape. Zonas de
in por succión en la admisión.- Emisiones nocivas de los motores de reaceiön en
: Efectos ambientales por el funcionamiento de motores de aviones supersónicos.
en la estratosfera.

CAPITULO XXVI
PRECAUCIONES CONTRA EL RULDO PRODUCIDO POR LOS MOTORES DE REAC-
CION. Pág. 451

Fuentes emisoras de ruido.- Velocidad de propagación: frecuencia y potencia de emisión.
Medida de los niveles de ruldo.- Equipos de medición y condiciones meteorológicas están-
dar para computación de los niveles de ruido.- Puntos de medición del ruido, niveles pe
misibles y tolerancias según Anexo 16 de OACL Formas de reducción de ruido por va
riaciones de configuración de los motores.- Protección contra el ruido en las proximidades
de les zonas de funcionamiento de motores.

APENDICE A Pig. 471
Dinámica.

Cantidad de movimiento.- Impulsiön.- Primera Ley de Newton. Segunda Ley de Newton
Tercera Ley de Newton Energía.- Energía potencial- Energía cinética. Trabajo de una
fuerza constante. Trabajo de una fuerza variable.. Potencia.» Fuerza centripeta~ Fuerza
centrífuga.

Termodinámica Pág. 474

Sistema fluido o termodinámico en general. Sistema cerrado. Sistema abierto. Propieda-
des fluidas o termodinámicas en general. Propiedades externas.» Propiedades internas.»

11. 16

iedades de tränsito.. Funciones de estado.- Primer principio
de la Termodinámica: enunciado.- Primer principio de la Termodinámica: formulaciön.

Entalpía estitica.- Entalpía de remanso.- Equivalente mecánico del calor. Cero absoluto.
Temperaturas absolutas. Calor específico a volumen constante. Calor específico a presión
constante. Conversión de lemperaturas Cero abeoluto.- Temperaturas absolutas. Gas
Gas perfecto. Gas real. Relación entre los calores específicos yla constante de los

E

aos. Entalpfa de un gas prtecto- Leyes generales de los gases: Valores de (2)
A

Mesinic de Fidos ER

Trayectoria. Linea de corriente. Re

entre las líneas de corriente y las trayectorias,
Tubo de coniente. Movimientos estacionarios.. Movimientos unidimensionales. Sistema
que forman las ecuaciones de la Mecánica de Fluidos en general Fluido idea. Ecuación
de la continuidad.» Ecuación del impulso.- Ecuación de la energía. Velocidad del sonido.
Número de Mach. Ecuación de Bernouilli para gases perfectos.- Ecuación de Bernouili
para gases perfectos en función del número de Mach. Significado físico del número de
Mach Condiciones de remanso.- Punto de remanso.- Velocidad crítica: Número de Mach
erítico» Significado físico del número de Mach crítio.- Condiciones críticas. Punto eríti
co. Area crítica (A*). Variables termodinámica internas y de remanso. Variables termo-
dinámicas críticas y de romanso.- Relación entre las variables termodinámicas internas y
las de remanso,

La Atméstera y gráficos para operaciones de vuelo Pig. 491

La stmöstera estándar» Desviaciones normale de temperatura respecto dela atmósfera
cstánder- Variación del número de Mach con la temperatura. Presión de altud Dems.
did de aitu. Homodad roltiva( f )- Humedad específica (Punto de rocio, Pre.
sión beromötica, presôn almostäica y tensión de vapor. Deteminsción de la presión
total de remanso en Función dela presión de alud para diverso números de Mach De.
» EN
terminación delos parimetios —— à —
Fam — Tam
de Mach. Velocidades a considerar en unión Velocidad indicada. Velocidad aliada.
Velocidad equivalente resposta lr. Velocidad verdadera. Determinación de le reos
ad verdadera partir e a velocidad eallrada- Determinación de la velocidad verdadera
2 partir dela velocidad equivalente respecto a are.

‘Tables de conversión de unidad

Ve en funelön del número

Longitudes.- Superficies. Volimenes.- Velocidades. Fuer
fico. Densidades.- Trabajo.- Energía mecánica.- Energia clorifica- Potencia.- Gastos vo-
lumétricos.

APENDICE B Pig. 613

CRONOLOGIA HISTORICA DE LA EVOLUCION DE LAS TURBINAS DE GAS Y DE
LA PROPULSION POR REACCION.

12. CAPITULO I.

CAPITULO IL

CAPITULO IH.

INDICE DE FIGURAS

PROPULSION POR REACCION
1. Obtención del empuje en un motor de rescción

ESTATORREACTORES, PULSORREACTORES, MO-
TORES COHETE.

1. Configuración general del estatorteactor: a) Para
propulsión subsonica: b) Para propulsión supersóni-

2. Cielo de Lenoir, principio
miento del pulsorreactor.

3. Configuración general de pulsorreactor: a) Válvulas
deintermitencia abiertas, b) Valvulas de intermiten-
cia cerradas.

ico del funciona-

4. Configuración y superficies principales para evalu
ción de actuaciones de los cohetes de propulsante
sólido. Presión de combustión

5. Proceso de la combustión en un cohete de propul.
sante sólido,

8. Diferentes secciones transversales de las cargas pro-
pulsantes de los motores cohete de propulsión sôl
da,

7. Secciónlongitudinal constante para presión de com
bustiön variable (a) y sección variable para presión
de combustión constante (6).

8. Tipos de inyectores para motores cohele de pro-
pulsante líquido.

9, Configuración general dela alimentat
sante líquido a la cámara de combust

10. Diferentes formas de refrigeración de los motores
cohete de propulsante líquido.

COMPONENTES FUNDAMENTALES DE LOS TUR-
BORREACTORES.

1. Componentes fundamentales de los burborreaetores.

ón de propuk

2. Formas y funciohamiento de un difusor.
3, Funcionamiento de un escalón de turbocompresor.

Páginas

50

a

a

62

66

$

58

=
n
15

13. CAPITULO IV.

CAPITULO V.

18

4. Funcionamiento de una cámara de combustión.
5. Funcionamiento de un escalón de turbina,
6. Formas y funcionamiento de una tobera.

TURBORREACTORES Y TURBOHELICES: CONFI-
GURACION GENERAL.

1. Fases termodinámicas y componentes fundamenta-
les.

‘Turboreactor puto de compresor simple.
‘Turborreactor puro de compresor doble,
Turborreaetor de doble Aujo.

Configuraciones de turborresctor puro y de doble:
flujo de compresor axial simple.

6. Configuraciones de turborreactor puro y de doble
flujo de doble compresor axial.

seep

7. Componentes específicos de los turborreactares de:
doble lujo.

8. Motor Bristol Si
ción orientable.

ley Pegasus de fuerza de resc-

9. Configuración general de un turbohélice.
10, Nomenclatura de secciones enturboreactores puros.

11, Nomenclatura de se
doble flujo.

12. Nomenclatura de secciones en turbohilices.

18, Partas fundamentales de los componentes de un
turborreactor.

DIFUSORES DE ADMISION.

nes en turborreactores de

1. Pérdidas de presión según la forma del conducto de
admisión de aire de un turborreactor.

2. Reducción de le velocidad de aire en un difusor
de admisión.

3, Configuración del cárter frontal de un turbocompre-

a
82
62
83

85

85

8

a
88
8

90

a

95

96

14. 19

Páginas.
4. Tomas dinámicas de compresión interior y exte-
iorinterior para vuelo supersónico. 7

5. Diferentes tipos de toma dinámica de comprecion
exterior para vuelo supersónico. 98

CAPITULO VI COMPRESORES CENTRIFUGOS.
1. Rendimientos y diversas configuraciones del rotor

‘para compresores centrífugos y axialés. 103
2, Composición de velocidades en el rotor de un tur

bocompresor en general. 204
3. Configuración de un compresor centrifugo (esque

mática), 107
4. Configuración de un compresor centéifugo (red). 108
5, Relación de presión en función de la velocidad del

rotor. 109
6, Compresores centrífugos en serie. 109

7. Diagrams de velocidades de funcionamiento de un
compresor centrífugo. 1

8. Efecto del aumento de gasto en las delocidades ab-
soluta y relativa para velocidad del rotor constante.

(condiciones en la periferia del älabe). na

9. Curvas de actuaciones según la curvatura de los dla
bes. us

10. Configuracién de los componentes de un compresor
centrifuge. us

11. Detalles del rotor y el difusor de un compresor can.
trífugo. us
12. Espacio entre vanos del difusor. us

18, Diversas formas del colector de un compresor oen-
trítugo. 19

14. Variación de presión en el rotor y en el difusor de
un compresor centrífugo. in

15. Origen, y efecto de la velocidad de torbellino, — 123

16, Curvas de actuaciones de los compresores centrifu-
ges. 124

15. CAPITULO VIL

CAPITULO VII.

COMPRESORES AXIALES.

1. Configuración de rotor y estator de un turbocom-
presor axial

2. Diagrama de velocidades de un escalón de turbocom-
presor axial.

3. Variación de la velocidad absoluta del aire y de la
presión en los compresores axiales.

4. Diagrama de velocidades en os álabe guia.

5. Triángulo de velocidades respecto de un dlabe del
rotor.

6, Efecto de ln pasición del motor en la admisión de
aire.

7. La distibución imegular de las presiones en la zona
frontal del motor puede ser origen de pérdida.

8. Curvas de actuaciones de los compresores axiales
para turborreactores.

9. Relación de presiones en cada escalón.
10, Configuración de compresor axial dobe
11. Estator con élabes de incidencia variable.

12, Variación de la posición del estator con la tase del
“vuelo, en álabes de incidencia variab

18, Curvas de actuaciones de los compresores a
14. Diferentes usiones de los álabes del rotor al disco,

15. Diferentes uniones de los älabes del estator al cir-
ter,

16, Difusor post-compresor.
CAMARAS DE COMBUSTION

2. Forma general de una cámara de combustión.
3. Limites de estabilidad de la combustión.
4
6.

Páginas

120

130

asi
192

154

187

197

139
wi
wi
142

13
144
146

107

148

102
159
154
156
156

16. a

Páginas.
6. Cámara múltiple. 156
7. Distribución de flujos de alreen una cámara de com-
bustiön. 158
8. Ejemplo de envolvente de condiciones para reen
cendido. 162
CAPITULO IX. — TURBINAS,
1. Contiguración del rotor y estator de una turbina
axial. 168

2. Conjunto de rotor compresorturbina para turbo-
reactor. 169

3. Diagrama de velocidades en las turbinas centrípetas. — 170

4. Diagrama de velocidades en una turbina axial en

general. m
5. Diagrama de velocidades de funcionamiento de un
escalón de turbina de impulso. 123

6. Turbina axial de impulso: Estator único, rotor ü
co (una sola cascada de álabes). Presiones y vel
dades del gas. 154

7. Turbina axial de impulso; Estator único, rotor único.
(doble cascada de dlabes). Presiones y velocidades
del gas, 175

8. Diagrama de velocidades de un escalón de turbina
de rescción, m

9. Turbina axial de reacción: Estator único, rotor únie
co (una sola cascada de dlabes). Presiones y veloei.
dades del gas. 118

10. Turbina axial de rescción: Estator único, rotor i
co (doble cascada de álabes). Presiones y velocids-
des del gas 179

11. Resumen comparativo de las turbinas de impulso y
reacción, 180

12, Variación de presiones del gas en una turbina de im.
Pulso:reaceiön.

13, Turbina de impulso tipo “compound”.

17. CAPO x

2

14. Forma delos álabesdelestator de las turbinas axis
Tes

15. Forma de los álabes del rotor de las turbinas ax
dos.

16, Rendimiento de las turbinas aials

XT. Zonas críticas en los labes de compresores y turbi-

18,

vida en servicio de las turbinas.

19, Forma de los älabes de las turbinas axiles y méto-
dos de fijación.

20. Vaciado interior de älaber de turbina para conduc-
ción de sie de refrigeración.

21. Refrigeración de los álabes de estator y rotor de tur-
bina

22. Electo de la refrigeracién en la temperatura de los
álabes de turbina,

23, Carga de rotura por termofluencia para aceros nor-
males para álabos de turbina.

24. Determinación del esfuerzo Ct para disoño de un
älabe de rotor de turbina,

TOBERAS DE ESCAPE.

1, Diterentes tipos de toberas convergentes de área de
salida variable,

2. Configuración de una tobera convergente/divergen-
te,

8, Forma de las toberas sen los regímenes de veloci-
dad del ex.

4. Campo de presiones y velocidades en una tobera
convergentedivergente,

5. Carecterísticas del movimiento en una tobera diver-
gente, según la formación de ondas de choque.

6. Disposith

7. Sistema de empuje reversible en un turborreactor
de doble flujo, con un sistema pera cada flujo,

para freno por empuje reversible,

Páginas

189

164
185

189

190

191

191

192

vor

107

108

200

201
202

208

18. 23

Sistema de empuje inverso en un turborteactor de
doble flujo con un solo inversor para ambos flujos.

Sección transversal de amortiguadores de ruido en
la tobera de escape.

CAPITULO XI. UNIDADES DE CONTROL DE COMBUSTIBLE

1

6
1.

Variables y límites de funcionamiénto de regul
ción de la unidad de control de combustible.

Relación consumo/presión de admisión en fun:
de las RPM,

Variación del ángulo de ataque efectivo para RPM
constantes por variación dela temperatura de adm-
sión de aire

Electo de la temperatura ambiente eh el consumo y
en las RPM.

Efecto de la variable limitativa de temperatura de
final de combustión en el consumo de combustible.

Unidad hidromecánica para control de combustible.

Palancas de control de empuje para turborresctor.

CAPITULO XII. — SISTEMAS AUXILIARES DEL MOTOR:

1.

2
3.
4.
5.

6.

Sistema de encendido de gran energía (fuente de
alimentación de corriente continua)

Sistema de encendido de bajo nivel de energía, Fuey-
te de alimentación por corriente alterna.

Relación caudal de aceite/temperatura
Sistema típico de lubricación de un turborreactor.
"Temperaturas de los cárteres de un turborresctor,
Carenado del motor para refrigeración exterior.

CAPITULO XIM INDICACIONES FUNCIONALES DE LOS TUR.
BORREACTORES.

1

Tnsrumenton de à boro pr contd ona
neon

Instrumentos principales de control de empuje del
motor.

Páginas
204

207

au

ns

214
215

ar
28
on

22

230
202
233
281
208

243

En

19. CAPITULO XIV

2

3. Instrumentos auxiliares de control funcional del
motor.

4. Indicador de relación de presiones del motor.
Indicador de temperatura de los gases de escapo.
6. Indicador de flujo de combustible

7. Indicadordo temperatura de admisión de aire al mo-
tor

8. Indicador de RPM del rotor o rotores compresor-
turbina.

9. Indicador de presión de combustible.
10, Indicador de temperatura de combustible,
11. Indicador de combustible consumido.

12. Indicador de presión de aceite de Iubricación del
motor.

19, Indicador de temperatura de aceite de lubricación
del motor.

14. Indicador de presión de aire de ventilación de sis

tema de lubricación del motor,
15. Indicador de cantidad de aceite de lubricación utili
zable.

18. Indicador de vibraciones del motor o motores

17. Indicaciones pr
hélices.

es para control de turbo

18, Instrumentos de vuelo para control de actuaciones
(en conjunción con los instrumentos de motor).

CICLO DE FUNCIONAMIENTO DEL MOTOR
1. Ciclo de. funcionamiento de un turbomeactor.
2. Rendimientos adabiticoselementaes

3. Comparación de los cilos Otto y Brayton.

4.

‘Valores medios normales de temperatura, presión y
velocidad absoluta del gas en un turborreactor.

5. Condiciones de presión y temperatura al comienzo.
y final de cada fase del ciclo en un turborreactor,

Páginas

2
246
28
249

250

250
258
253
254

256

255

256

256
287

258

259
215

am
218

281

20. 2

EMPUJE Y RENDIMIENTOS DE OPERACION.
1. Empuje, resistencia y tracción.

2. Distribución del empuje.

3. Variación de los rendimientos con la velocidad.

ANALISIS DE ACTUACIONES DE LOS TURBO.
RREACTORES EN GENERAL.

1, Variación del gasto de aire con la velocidad para ni
vol del mar y en altura.

2. Variación del impulso con la velocidad para nivel
del mar yen altura,

Variación del empuje con la velocidad y la altura.

Variación del empuje y del gasto de aire con las
RPM del motor,

5. Variación de consumo de combustible con las RPM
del moter.

6. Varisción del consumo especítico de combustible
(con la velocidad y la altura de vuelo.

7. Variación del consumo específico con las RPM del
motor (RPM = 712).

8. Efecto de la temperatura en la velocidad del aire.

CAPITULO XVI, — EMPUJE, RENDIMIENTOS DE OPERACION Y AC-

TUACIONES DE LOS TURBORREACTORES DE DO-
BLE FLUJO.

1. Bmpuje en los turborreactores de doble flujo.

2. Distibución de energías en los turborreactores de
doble flujo.

3. Variación delos rendimientos con el indice de deri-

4. Bsolución de lor Lurhortenelores.
Utilización de los turborresctores de doble flujo.

6. Van dela compresión roi (7), indice
de desición (0) y rendimieno Bal (NG) nn
2 mar de Mach).

Páginas.

204
285
208

296

297
299

300

308

304

305
307

316

320

320
322
322

328

21. CAPITULO XVII,

CAPITULO XIX.

CAPITULO Xx.

CAPITULO XXI.

doble flujo en la gama de velocidades supersönicas

8, Configuración y funcionamiento de un motor de ci
clo variable,

9, Temperaturas de final de combustión en un motor
de cielo variable y tanto por ciento aproximado de
actuación.

10, Turborreactor puro y de doble flujo de configura.
ción similar.

POTENCIA, RENDIMIENTOS DE OPERACION Y AC-
TUACIONES DE LOS TURBOHELICES.

1, Variación de la proporción relativa, empuje turbo-
rreactortracción hélie,con la velocidad

2. Comparación de rendimientos propulsivos.
INYECCION DE AGUA.

1, Efecto de la inyección de aguasmetanol en el cielo.

2 Efecto de la inyección de agua en el empuje.

3. Mixima relación de predones del motor
permisible con inyección de agua (condiciones est.
ticas).

LA POSTCOMBUSTION,

1, Biecto de la pasteombusti6g en el colo termodiná.
mico.

xborreactor puro, con.

2. Disposición general de un
dispositivo de postcombust

3. Efecto de la elevación de temperatura en el aumen-
Lo de empuje por postcombustió

4. Efecto dela postcombustión en el consumo espeei-
fico de combustible

5. Elementos principales del sistema funcional de la
postcombustion.
COMBUSTIBLES Y LUBRICANTES.

1. Tanto por ciento de hidrocarburos que destila
según la temperatura.

325

327

-302

332

so
sa

342

ss
2
348
ES

364

357

22. CAPITULO XXI

CAPITULO XXII

an

2. Velocidad de la llama en función de la tensi
vapor.

de
3. Btecto del poder ciloritico del combustibleen el.
dio de accion de un avión.

ESPECIFICACIONES DE LOS MOTORES DE REAC-
co i

No incluye figuras.

FASES OPERATIVAS TIERRA/VUELO/TIERRA PA-
RA TURBORREACTORES Y TURBORBLICAS.

1. Curvas para ajuste de empuje de tarborteactores.

2. Curvas de despegue para turbohélices

3. Curvas principales para control de actuaciones de
motor,

4. Regimenes de despegue (sin inyección de agua).
Variable: Presión de altitud. |

5. Regímenes de despegue (sin inyección de agua).
Variable: Temperatura de admisión de aire,

6. Régimen máximo continuo y evaluación de regimen
de subida máximo (a partir de 25.000 pies).
Variable: Presión de altitud.

7. Régimen máximo continuo y evaluación del rég
men de subida máximo (a partir de 25.000 pies).
Variable: Temperatura de admisión de aire.

8. Régimen de subida máximo. Variable: presión de
altitud.

9. Régimen de subida máximo, Variable: Temperatura =

de admisión de aire.

10. Régimen de máximo crucero. Varikble: Presión de
altited. a

11. Régimen de máximo crucero, Variable: Temperatu-
ra de admisión de aire,

Páginas

35

381
383

385

39

394

395

396

397

398

390

400

23. CAPITULO XXIV

12. REM,Cunción de la relación de presiones del motor.
18. Ni en función de la relación de presiones (EPR),
14. N2 en función de la relación de presiones (BPR),

15, Consumo de combustible y temperatura de gases en
función de la relación de presiones del motor.

16, Temperatura de gases de escape en función de lare-

lación de presiones del motor.

17. Consumo de combustible en función de la relación

de presiones del motor.
18, Empujo, función del número de Mach.

PROCEDIMIENTOS DE VUELO DE CRUCERO.

2, Polar del avión (a) y representación de M.L/D en

Tunción del número de Mach (b),

3. Empuje global necesario (D) y disponible (7) en

función del número de Mach (M).

4, Consumo específico en función del empuje para de.

terminado número de Mach,

5. Curvasde aleance específico en función del número

de Mach,

6. Aumento del alcance específico con la disminución
de peso del avión durante el vuelo de crucero,

T. Forma típica de presentación de los ábacos de ac-

8. Relación de presiones del motor (EPR) necesaria

para vuelo de erueero.

9. Curvasde alcance específico en función del número

de Mach.

10. Varisción del índice de coste (1) con el número de

Mach (M) para diferentes pesos del avión (W)

Páginas
401
402
408

404

405

407

au

as

as

416

a7

an

ns

419

«7

428

24. CAPITULO XV.

CAPITULO XXVI,

11. Velocidades pera mínimos costes directos en fun-
n del número de Mach, para distintos valoes del
ce de costes.

12, Alturas operativas para mínimos costes directos en
función del peso del avión W.

PRECAUCIONES EN CONTRA DE: ALTA TEMPERA
TURA Y ALTA VELOCIDAD DE SALIDA DE GASES,
SUCCION EN LA ADMISION Y EMISIONES DE GA-
POR LA TOBERA DE ESCAPE.

1. Campo aproximado de temperaturas y volocidades
de los gases de escape, en un turborreactor de do-
ble flujo de ndice de derivación bajo, en régimen de
‘marcha lonta.

2. Campo aproximado de temperaturas y velocidades
dels gazes de escape, en un turbartactr de doble
flujo de indice de derivación bajo,'en régimen de
despegue. i

3. Campo aproximado de temperatura y velocidades.
delos guses de escapo, en un turborriactor de doble
jo de indice de dertaió elevate, en régimen
de marcha lenta, |

4. Campo aproximado de temperaturas y velocidades.
de los gases de escape, en un turborreactor de doble
lujo de indice de derivación elevado, en régimen.
de despegue.

5. Zonas libres durante el funcionamiento de un tur-
borreaetor en Le parte delantera del motor.

6. Productos de admisión y emisión, normales en un
motor de combustion.

1. Porcentajes de productos de emisión en los motores.
de combustión.

8. Zonas de posibilidad de formación de estelas de va-
por de agua.

9. Márgenes de seguridad pura que no sé formen nubes.

PRECAUCIONES CONTRA EL RUIDO PRODUCIDO
POR LOS MOTORES DE REACCION.

1. Curva de igualdad de respuesta subi

al ruido,

Páginas.

429

430

435

436

a

438

439

aa

a

46
a

457

25. APENDICE A

2. Determinación del nivel efectivo de ruido pereibi-
do (NERP).

3. 2-b-c. Niveles de ruido permisibles,

4. Reducción de la zona ruidosa por elevación de pen-
diente ascensional

5. Contornos típicos para niveles de ruido de 90 db
(ERP),

6. Niveles deruido a 60 metros de distancia de un mo-
tor.

7. Efecto del indice de derivación on la disminución
del nivel de ruido.

8. Reducción aproximada del ruido según la posición
de puertas y" ventanas.

9. Reducción del
fuente sonora.

10. Efectos de la intensidad del ruido.

11. Precauciones contra el ruido de los motores de

vel de ruido con la distancia a la

ELEMENTOS DE DINAMICA, TERMODINÁMICA Y
MECANICA DE FLUIDOS.

441. Atmóstera estándar tipo OACT al nivel del mar yen
altura,

AZ. Desviaciones normales de la temperatura respecto
de su valor estándar.

243. Variación del número de Mach con la temperatura,
Ad. Determinación de la presión del aeropuerto.

AS, Carta peicrométrica para determinación de laten:
sión de vapor (Ty) y punto de rocío (Pr),

AS. Determinación de la presión total de remanso n
función de la presión de altitud para diversos re À
menes de Mach.

AMT. Determinaciôn de parámetros de actuación de an.
tores en función del número de Mach.

Páginas.

460
462

464

465

466

467

467

468
468

469

106

497
497
499

EN

502

502

26. a

Páginas.
AS. Determinación de la velocidad verdadera a parti
dela velocidad calibrada. ! 505
AS. Determinación de la velocidad verdadera a partir
dela velocidad equivalente, 505
APENDICEB. CRONOLOGIA HISTORICA DE LA EVOLUCION DE
LAS TURBINAS DEGAS Y DE LA PROPULSION POR
REACCION.
BA, Máquina de Hero, Invenciôn en el año 120-130
antes de J.C. 514
B2, Dispositivo de turbina inventada por Leonardo
da Vinci. Año 1.550. 1 sa
Bed, Turbine de gas de Giovanni Branca, Año 1.629. 515
Bel, Dibujo del carro de Newton. Año 1.687. ss
35. Turbina de gas de John Barber. Año 1.791. 516
BS, Turbina de gas de John Dumhell, Año 1.808. — 517
BA, Turbina de Fernihough. Año 1.850, sr
BS, Turbina de Stolze. Año 1.872, ss
B9. Digrama de turbina Holzwarth. Ajo 1905. — 518
BX0. Avión Wright Flyer I. Año 1.908. sis
BAL. Helicóptero de Avery, haciendo uso de hélices
con propulsión por reacción, según una usa
ción del año 1.903 de visión del futuro. sis
B:12. Sistema Lorin de propulsión por reacción de los
Fases de escape procedentes de los cilindros de
un motor alternativo, Año 1,908. 520
B-13. Planta estitica Harris para obtención de energía
por reccción. Año 1.917. sa
B:14. Turboreactor de patente Frank Whittle, Año
1.930. 522

BAS. Grupo motopropulsor Frank Whittle; Año 1.930, — 522
3-16. Turborreaetor de Hans Von Ohain. Año 1985. 523

27. Bar,

Bas.

Ba9.
B20.

B22.

B28.
BA.

22.
52.

BA.

Baz.
833.

s2

Disposición del turborteactor de Prank Whittle
en un avión, según patente presentada en 1.938.

Modelo del diseño de René Leduc, que ue pre-
sentado en ol Salón de París en el año 1938,

Tuborreactor He SBB. Año 1.939.

Avión Heinkel He 178, Primer vuelo por reacción.
27 de Agosto de 1.839.

Grupo mixto de motor alternativo y reacción
CCI. Año 1.940.

Avión Gloster Meteor, propulsado por motor W1,
patente Frank Whittle. Año 1.941.

Motor De Havilland Goblin. Año 1.941,

Motor de flujo en derivación de A. G
1941,

‘Turborreactor Rolls Royce Derwent. Año 1.942.

Avión Bell P-5 Airacomet con motor G.B.IA.
Año 1.942.

Avión Lockheed 2-80 Shooting Star, propulsado
por motor De Havilland Goblin. Año 1.948,

Avión Vampire con motor De Havilland Goblin,
Año 1943.

th. Año

|. Turborreactor Welland, primero en producción

por Rolls Royce. Año 1.944,

|. Motor básico R.R. Avon. Año 1.945.

Avión Gloster Meteor IV con motor Derwent 5
de Rolls Royce. Año 1.945.

Turbohélico Rolls Royee Dart. Año 1.946.

Avión FH-1 Phantom propulsado por motores
GE. 379. Año 1.946.

Estatorrenctor Leduc 0.10, dispuesto para ser
lanzado desde un Languedoc. Año 1.946.

Avión Douglas D-558 "Skystreak"”. Año 1.947.
Avión North American F-86.Año 1.948.

Páginas
523

ss
su

su

526

525
525

526
628

so

so

528

528
529

530

530

EN
sn
532

28. 837.
238,
339.

B40.

33

Avión Martin XB-51, Año 1.948.
Motor GE. 336. Año 1.949, |

Avión XB-47 propulsado por seis motores G.E.
235, Año 1.949.

Motor PA. 1.57. Primer turborreactor de flujo
axial dedos escalones de compresión. Año 1.949.

Turborreactor de doble flujo Rolls Royce
Conway. Año 1.950.

Avión RP-101 Voodoo. Año 1,951.

Avión Gloster Meteor probando en los bordes
marginales los motores R.B. 93 Soar. Año 1.952.

Motor de doble flujo Rolls Royce Conway
RCOZ, Año 1,952,

Avión Lockheed F-104 “Startighter”. Año 1.950.

. Turbohélice Rolls Royce “Tyne”. Año 1.955.
1. Turborreactor de doble flujo paralelo “afterfan”

Genera ce 0360523. Ao 1456.
Confruració del motor GE, 34. Ato 1.957.
Avión FAP Phantom IL Ao 1.968

Configuración general de los motores R.B. 208,
Año 1.958.

Turborreaetor Pratt Whitney 3.75 (versión co-
mercial IT). Año 1.958.

.. Turboreeactor Pratt Whitney JTBD; de doble tu

jo, derivado del motor básico ITA. Año 1.959,
Motor de doble flujo PA. JT-8D. Año 1.960.

Avión Douglas DC-9, con motor JT-SD, diseñado
en 1,960, :

Motor Rolls Royce Bristol Pegasus. Año 1960.
Avión G:58 de la General Dinamics, Año 1.980.

ñ
‘Turborresctor de doble flujo Prat Whitney JTOD.
Año 1.986.

532
583

598

EN

EN

585

535
536
536

587
so
508

538

sa

530
540
so
sa
su

542

29. B68,

Bo,

368.

B70.
Ba,
Bm.
Br.

Br.

Bas,

pas,

Turbohélice PIS de Pratt Whitney. Año 1.962.

Avión' Boeing 727, propulsado por motores
JT8D. Año 1.969,

Avión North American, XB-70, Año 1968.

Configuración de motor Rolls Royce Spey. Año
1.965.

Avión Corsair, propulsado por motores Spey.
Año 1.965.

‘Turborreactor de doble flujo General Electric
OF. Año 1.968.

‘Turborreactor de doble flujo y tres ejes, Rolls
Royce RB-211. Año 1.968,

Motor G.E.4, para propulsión supersónica, Año
1.969.

Avión Douglas DC-10. Año 1.970,

El “Concorde”. Avión supersónico comercial.
Año 1.910.

Helicóptero Sikorsky, propulsado por el motor
GE. T-700. Año 1.973.

Avión F-15 de Me Donnell Douglas. Año 1.978.
Avión YP-16 de la General Dinamics. Año 1.973.
Avión YF-17, propulsado por motor G.E. 101.

Avión Mirage F.LE, propulsado por motores
MB3 de SN.E.C.M.A. Año 1.974.

Diseño Pratt Whitney y General Electric de tur
borreactor de ciclo variable para vuelo supersôni.
co y subsónico, Año 1.975.

:ón supersónico ruso TU-104,

Configuración de
Año 1.975.

Avión Mirage 2000, propulsado por un motor
M58, Año 1.977.

542
ses

549
sue

su

ss

546

546

546
sa

sa

548
ss
518
49

509

550

30. Bai.

B78.

pr.

B80.

35

Avión Mirage 4000, propulsado por dos motores
M83. Año 1.977.

Motor CFM-56, para aviones comerciales de la
década delos 80. Año 1.978.

Avión F/A 18 “Hornet” de Douglas propulsado.
por motor F-404 de General Electric. Pruebas el
So 1.979, ;

Motor CP6:50 C2/E2 de General Electric, para
aviones comerciales de la década de los 80. Año.
1979. :
Configuración de motor JT1O-D' de Pratt Whit:
sey. Año 1.980.

Avión Panavia “Tornado” para motor RB-199
(RR/MTUPuat), Año 1.980

sso

551

551

ss

ss2

552

31. SREP

gano

PPO SE

"Es ces 28

NOTACIONES Y SIMBOLOS

‘Area en general.
“Aroa de la sección de entrada al motor.

‘Area de In sneciôn de slida del motor.

Velocidad del sonido al nivel del mar

Consumo de combustible.

Consumo de combustible con posteombustión,

Grados centígrados.

Coste aviónidistancia.

Calorías.

Coste avión/hora.

Costo unitario del combustible

Consumo especítico de combustible.

Consumo específico de combustible con postcombustion.

Consumo especifico de combustible con inyección de agus

Coste directo avión hora de los conceptos afectados por la velocidad, excluí-
do el combustible.

Consumo global de combustible de todos los motores del avin.

Constante.

Diámetro en general, Resistencia al avance del avión, empuje global necesario
(Kgs; lis).

Valor diferencial de radio de acción

Valor diferencial de peso del avión.

Empuje. Empuje necesario por cada motor.

Empuje de admisión.

Empuje interno.

Empuje total

Empuje con postcombustión.

Empuje del flujo primario en un Burboreeactor de doble flujo.
Empujerdel flujo secundario en un turborreactor de doble flujo.

Gesto de are en general,
Flujo de aie primario en un turborresctor de doble flujo.
Flujo de are secundario en un turborrezctor de doble flujo,
Aceleración de la gravedad

‘Altura en general.

“Altura en general, entalpia estática.

Impulso. Indice de costes de vuelo.

Grado de reacción

Grados Kelvin (centígrados absolutos),
Sustentaciôn del avión

Indicativo de logaritmo neperiano.
Número de Mach,

Masa en general.

Revoluciones o número de vueltas.

32. 37

Revoluciones o número de vueltas del compresor frontal en los axiales do-
ls. 1

Revoluciones o número de vueltas del compresor posterior en los axiales do-
les

Número de motores operativos.

Presión en general.

Presión a la ontrada de un sistema fluido,

Presión inicial. Presión estándar al nivel del mar.

Presión a la salida de un sistema fluido.

Radio de acción.

Grados Rankine (Farenheit absolutes)

Resistencia total en un turborteacto,

Revoluciones por minuto.

Relación sire/combustibe.

Supericie en general.

Superficie de entrada.

Superficie de salida.

‘Temperatura absoluta. Tracción en general. Empuje disponible global en to-
dos los motores.

"Tracción de la hélice

‘Tiempo en general, temperatura en general.

Velocidad de arrastre, gro del rotor.

Velocidad en general, velocidad absoluta. Velocidad de crucero.

Velocidad de entrada del aire al motor.

Velocidad correspondiente al máximo de empuje.

‘Velocidad correspondiente al mínimo de empuje.

Velocidad en sentido radial,

Velocidad de salida de los gases de escapa

Velocidad tangencial de un ui
Velocidad del fluido en el sentido del eje z (ee de los compresores axiales).
Velocidad relativa de un fluido respecto de un álabo de compresor o turbina.
Peso de avión en general.

Eje de referencia.

Angulo efectivo respecto del perfil de un álabe. Angulo en general.

‘Angulo geométrico del peril de un dab.

Presión relativa (6 = pr/po; pr, presión atmostériea real a la altura considera»
da; po, presión atmosférica al nivel del mar en condiciones estándar).
“Angulo en general.

Exponente de las transformaciones adiabiticas.

Incremento en general.

Distancia recorrida.

Disminución de peso de avión por efecto de consumo de combustible.
‘Tiempo transeurrido en recorrer un determinado intervalo de crucero.
Alcance específico.

Rendimiento en general

Rendimiento global del motor.

33. Observación. La omisión en este

38

Rendimiento global del compresor o turbina.
Rendimiento del ciclo ideal.

Rendimiento interno principal del motor.
Rendimiento motopropulsor o térmico.
Rendimiento mecánico del compresor o turbina,
Rendimiento dela propulsé
Rendimiento de la combustión.
Rendimiento adiabático de la compresión en la admisión.

Rendimiento adiabático de I compresión en el compresor.

Rendimiento adiabático dela expansión enla turhina.

Rendimiento adiabático dela expansión en la tobera de escapo.

Relación de temperatura absoluta real a temperatura absoluta estándar,
Coeficiente de fricción.

Proporción de energía utilizable por empuje residual de los gases en el turbo

cia de presiones relativas entre el comienzo y final de la combustión.
Relación de presiones p2/p1.

Presión relativa al comienzo de la combustión: p2/00.

Presión relativa afina) de la combustión: p3/Po

Relación de presiones al final y al comienzo de la combustión: p3/p2
Densidad del aire, o fluido en general.

Densidad del fluido a la entrada a un recinto.

Densidad del fluido ala salida de un recinto.

Densidad del are al nivel del m
Densidad relativa (0/ Po) Indice de derivación de fujos secundario/primario
en os turborreactores de doble flujo (GIL/ GI)

‘Trabajo comunicado a un fluido en general.

dem Y en condiciones ideales.

Idem 7 en condiciones reals.

‘Trabajo mecánico comunicado u obtenido en el rotar de un compresor o tur-
bina

lice de alguna abreviatura o símbolo, responde a que

mo tiene cavácter general, y su significado se indica al utilizarla, defiiéndola y representän-

dole

—

34. BIBLIOGRAFIA

‘Maintenance Training Guide/Study Guide for Engines.
+ General Electric.
Pratt Whitney.
+ Rolls Royce.
- Turbomera.

Maintenance Training Guide/Study Guide for Aireraft.

Boeing Aireraft Company.
- Douglas Aircraft Company.

‘Airplane Manual, Flight Manual and Route Analysis.

Boeing Alreraft Company.
- Douglas Aireraft Corporation.

1945, New York, USA.
+ ‘The modern Gas Turbine.
- R.Tom Sawyer.
1946, London, England.
- Gas Turbines and Jet Propulsion.
= JG. Keenan.
1951, Cincinatti, Ohio, USA.
‘The History of Aireraft Gas Turbines
- General Electric.
1956, Long Beach, California, USA.
+ Turbojet Fundamental
= BC. Morgan. Douglas Aireraft Company.
1956, Bristol, England
- Puré Jet and bypass.
> The Bristol Aeroplane.
1958, London, England.

Gas Turbines and Jet Propulsion.
+ Geoffrey Smith.

35. 1958, Hartford, Connetticut, USA.
Introduction to Jet Engines Fundamentals
- Pratt Whitney.

1959, Bristol, England.

‘The ducted fan engi
Bristol Siddeley.

1960, Hertford, Conneticut, USA.
+ ‘The sireraft gas turbine and its operation.
Pratt Whitney.

1960, Washington, USA.
+ Aerodinamies for naval aviators,

> US. Navy.

1960 Washington. USA.

+ Forecasting of Alteraft Condensation Trails.
- Air Weather Service.
- US. Air Force.

1961,

Cincinnatt, Ohio, USA.
Work in Jet Engine Noise Control
Bruce J. Gordon.

+ General Electric Company.

1962, Hartford, Connetticut, USA.

Jet Engine Handbook,
- Pratt Whitney.

1962, Hartford, Connettcut, USA.
+ Gas Generator and Turbine Engines for Industral and
Marine use.
‘General Operating Instructions
Pratt Whitney,

1963, Hartford, Connettieut, USA.
Single and Dual Axial Compressor, Non Afterburning
‘Turbojet and Turbofan Engines.

- General Operating Instructions.
- Pratt Whitney.

36. 1963,

a

Hartford, Connetticut, USA.

~ Single and Dual Axil Compresor, Altrburing Turtoet

and Turbotan Engines.

+ General Operating Instructions.

Pratt Whitney.
Derby, Briand,

- Engines for future subsonic civil alvoraft.

- Pratt Whi

1966,

A.A. Lombard.
Rolls Royce.

Washington, D.C USA.
Tha Community Nose Characters of th Supersonic
Trango

Nachum Shap and Harry Del

Loch Calama Company

Hartford, Connetticut, USA.

ey Succes Story.
Pratt Whitney.

Derby, England.
‘The modern sero-engine,
Rolls Royce.

Derby, England.

Future sieraft powerplants.

+ AA Lombard
- Rolls Royo.

1966,

1966,

London, England.
Aeronautics.

Science Museum.
Washington, D.C. USA.

Weather and Climate Modification Problems and
Prospects.

+ National Academy of Sciences,

National Research Council,

‘Washington, USA.
Historical Alrerats
US. AirForee.

37. 1967,

2

Cincinnatb, Ohio, USA.

- 25 Years of Jet Flight.
+ General Electric

1968,

Seattle, Washington, USA.

+ The fundamentals of Supersonic Propulsion.

1968,

Boeing Aireralt Company.

Paris, France.

- Le moteur a reaction

‘A. Kalnin / M. Laborie
Dunod Editeur.

Bristol, England.

- The Jet Engine.
© Rolls Royce.

Seattle, Washington, USA.

+ Jet Transport Performance Methods

Boeing Alrerafl Company.

Burbank, Calitornia, USA.
Day of Trial and Triumph.
Lockheed Aircraft Corporation.

Cincinnatti, Ohio, USA.

High Bypass Turbofan.
General Electric.

Burbank, California, USA.
Lockheed Horizons.
Lockheed Aireraft Company.

Filton, Bristol, England.

= Some design considerations for alow noise direct lift

VIOL engine.
PA. Taylor.
Rolls Royer.

Washington, D.C, USA.
‘The Operation and Beonomies of the supersonic Transport
International.

Swihat, JM.

(Council of the Aeronautical Sciences.

38. 43

‘Massachusets, USA,

Report of the Stydy of Critical Environmental Problems,
Man's Impact on the Global Environment,

MIT (Massachusets Institute Tecnolopy)-

Seattle, Washington, USA.

‘Te United States SST and air quality.
Swihart, JM.
Boeing Aircraft Company.

Cambridge, Massichusats, USA.
Nature and Control of Aircraft Engine Exhaust Emissions.
Northern Research and Engineering Corporation.

Long Beach, California, USA.

+ 50 Year of service to the Worl.

Me Donnell Douglas

Montreal, Can
Anexo 16

- OACL

‘Wey Bridge, Surrey, England.
Improving Short-Haul Transportation.

+ British Aireraft Corporation.

Bristol, England.
Olympus for Concorde.
Rolls Royce / Snecma.

Washington, USA.
Noise Standards pur Newly Produced Airplane of Older
‘Type Designs.

Federal Aviation Regulations.

‘Montreal, Canad

- El Proyecto del avión QTOL y su bajo nivel dé ruido.
+ B. Bainbridge.

Boletín DACL.

Madrid, España.

+ Tutborreactores de doble flujo.

Martín Cuesta Alvarez. .
Revista ITAVIA de la Asociación y Colegio de Ingenieros
"Técnicos Aeronáuticos.

39. “

1974, Montreal, Canadá,
Et ruido en los aviones de transporte.

+ ©: Dousett.

+ UWG (Interna

- Boletin OACI.

ional Industry Working Group).

1974, Madrid, España.
+ Cronología histórica de la evolución de las turbines de gas
y dela propulsión por reacción.
+ Martín Cuesta Alvarez.

+ Revista ITAVIA de la Asociación y Colegio de Ingenieros
"Técnicos Aeronáuticos,

1974, Madrid, España.

La crisis energética de combustible y los procedimientos
de vuelo de crucero.

Martín Cuesta Alvarez.

+ Revista de Aeronáutica y Astronáutica.

+ Ministerio del Aire.

1975, Madrid, España.
+ Elruido en aviación
= Martín Cuesta Alvarez.
+ Revista de Ingenieria Aeronáutica y Astronáutica.
Asociación de Ingenletos Aeronáuticos,

1976, Madrid, Españ
+ Emisiones nocivas de los motores de reacción en general.
© Martín Cuesta Alvarez, .
- Revista ITAVIA, dela Asoctación y Colegio de Ingehieros
"Técnicos Aeronduticos.

1977, Madrid, España.
+ Blavi6n Supersónico Comercial.
À 7 Martín Cuesta Alvarez.
- Revista de Aeronáutica y Astronáutica,
=> Ejército del Aire

1978, New York, USA
th Anniversary of Powered Flight.
Air Word.
Exxon Corporation.

40. as

1979, Madrid, España
= Los motores, 33 Salón Aeronáutico, Paris 78!
© Martín Cuesta Alvarez
+ Revista de Aeronáutica y Astronautics
- Ejército del aire.

1980, Madrid, España
- El Hidrögeno Líquido.
© Martin Cuesta Alvarez.
© Revista de Aeronáutica y Astronáutica.
©. Ejército del Aire,

27

41. 48

sMOTOR DE COMBUSTION. Es una máquina que funcionando mediante un ci
dinámico, o un cielo mecánico, produce trabajo a expensas de Ia liberación de la energía
latente del combustible suministrado. >

Un ciclo se denomina termodinámico evando se suceden una serio de eambios de estado,
de tal forma que la masa gaseosa que evoluciona después de las sucesivas transformacio:
mes, retorna alas mismas condiciones iniciales

Un cielo se denomina mecánico cuando sa repiten periódicamente una sare de sucesos sin
que el fluido retorne a las condiciones iniials, eto es, el ciclo comienza con fluido dio»
rente, en condiciones iguales a las del ciclo precedente.

Al grupo de motores de cilo termodinámico pértanecen las llamados motores de combus-
tión extema, de los que el ejemplo más típico e la máquina de vapor.

Al grupo de motores con ciclo mecánicopertenecen los motores de combustión intern:
los que pertenecen los alternativos o de émbolo, y los de reacción, siendo estos los que
analizan en este trabajo.

PROPULSOR, MOTOPROPULSOR, Y GRUPO MOTOPROPULSOR.- El propulsor es un
dispositivo que haciendo uso del trabajo proporcionado por el motor, lo transforma en
energía cinéica, obteniéndose una tracción, empuje o propulsión propiamente dicha, de
sentido contrario al de a velocidad del gas portador de sa energía cinética. El propulsor
ss por lo general una hélice.

El motopropulsor es una máquina que transforma directamente l energía del combustible
a cinética, dando origen al movimiento en elentido deswado. El motor de rese-

én. verdaderamente un motopropulor. =

El grupo motopropubor está formado por un motor y un propulsor. El motor puede ser

uno del tipo alternativo, y el propulsores uma hélice.

El cuadro que se inserta a continuación indica las formas más usuales de los sistemas pro
pulsivos utilizados en aviación.

SISTEMAS PROPULSIVOS }

DE FLUJO UNICO,

rursorreacrorss VER |
Ze DOME FAO

MOTOPROPULSORES BSTATORRBACTORES |
(Motors de Resción) PULSORREACTORES

DÉPROPULSARTE SOLIDO.

MOTORES COMETE

DE PROPUI SANT LIQUIDO

Tursonwuices À.
+ [cruros MOTOPROPULSORES

‘MOTOR ALTERNATIVO Y HELICE

42. 49

MOTOR DE REACCION: FRINCIIO DB FUNCIONAMIRNTO. Un motor de ración
Sun dena repaire eyo piteplo de unen ali to are li ds
1 rund y Roc Ly de Nemo,

1 Ley de Newton. Todo cuerpo permanece en estado de reposo.o velocidad constante
(aceleración cero) cuando se le deja libre sin que actúe ninguna fuerza sobre él.

2* Ley de Newton. El incremento dela cantidad de movimiento es igual a laimpulsión de
Ja fuerza aplicada y one la misma dirección que aquell,

“Buede expresrs también diciendo que la fuerza total ejercida sabre un cuerpo es igual al
producto de su masa por la aceleración. .

‘BE Ley de Newton. A toda accion de uña fuerza, ha} una reacción igual y actuando en la
mama dirección y sentido contrario.

Supongamos un motor hipotético (Ver figura 1-1) que durante im tiempo tes atravesado
por una masa de airegas m (aire ala entrada y gas a le salida), y admitamos en principio
que esta masa es igual a La entrada que ala salida, por cons cantidad.
de combustible introducido en relacion con la gran cantidad de

Siendo:
Ve Velocidad del are ala entrado.
Vs Velocidad del gas a la salido.

Resalta:
Cantidad de movimiento ala entrada: mVe.
Cantidad de movimiento ala salida: mV

Ineremento de la cantidad de movimion

Ws—Ve).

La aplicación de la 2* Ley de Newton nos proporciona lo siguen!
F aplicada durante un tiempo t.

Impulsion de la fuerza

Y (aceleración)

Va Ve
Fame omy
+
La aplicación de la 94 Ley de Newton nos proporciona: Ress 0 empuje obtenido:

B=-F

43. Esto valor del empuje puede escribirse de una forma mis práctica en función del gasto de
aire que atraviesa el motor por unidad de tiempo (ej: Kgs./h.) y, dela variación de veloci
dades entre la entrada y la salida al motor

Así llamando ri al gasto másico de aire por unidad de tiempo, y G al gasto en peso de
también por unidad de tiempo, el valor absoluto del empuje resulta:

mv mv

Incremento de ea de movimiento: =
Impulsön de afuera Faphenla: E

Acción: =>

eee GS

mn

ig 4. OBTENCIÓN DEL EMPL

EN UN MOTOR DF REACCION

Asi el empuje que produce un motor derreacción que admitiendo 500 Kgs. de are por se-
‘undo, la velocidad de salida de los gases de escapo fuera por ejemplo tees veces la veloc
ad del aire de admisión, siendo ésta de 200 m sog, seria:

500

a
B= — (M5 Yo) = @Vo = Vo)
x ve ver

x 2Vo à

500
E=

x 2 x 200 = 20.887 Kes,
EN

44. sl

Fs de hacer observas que en a deducción de est expresión del empuje hemos considerado
ue el motor smile tr que penetra e luna velocidad Vo Est sel code los mo-
tores de esciôn del po tuborreactre,esatoreactores y puloractores que más ae.
late deialmes, en cambi en los motors ohet no we ade io ni ido alguno del
exterior, endo por lo tanto Ve = 0 y la nidad de movimiento vine determinada por
Gi producto del gusto másico de propusane emitido y su velocidad de sade Vs

“Así pues, la expresión del empuje para los motores cohete queda simplificada y expreso-
da de la forma:

Eh Vs =

Vs

siendo m el gasto másico por unidad de tiempo correspondiente|al gasto en peso o grvi-
métrico C del propultante, ya sea inicialmente en estado sólido o líquido. Este tipo de mo-
lotes se analizan en el Capitulo siguiente. !

45. ESTATORREACTOR.- Es un motor de reaccion carente de los slementos principales de
las burbomäguins; compresores y turbinas, pues la compresión e efect por la alta pre-
sión dinámica debida a la alta velocidad que & néeesario imprimir al e

sil funcionamiento, H aire, después de comprimido por alta presión dinámica, se somete a
tin proceso de combustión en una cámara, y después a expansión en la tobera de escape.
Esta forma de trabajo es continua.

El principio de funcionamiento de los estatorteactores e el de todos los motores de rete:
ción; la variación de la cantidad de movimiento del sie » le entrada y del gas aire-com bus.
ble ala salida.

Tecnológicamente, el estatorreactor es el mis sencillo de los motores de rescción, ya que
o contiene ninguna pieza mocänica móvil, a excepción dela bam be de combustible, Enu-
métadoË los componentes principales desde la admisión al escape son: difusor de admisión,
cámara de combustión y tobera de escape.

El combustible se inyectalfinamente stomizado después de que el air se haya comprimi-
do, y previo al encendido inicial por la chispa de una bujía que funciona de forma conti

La expansión en la tobera es aproximadamente hasta la presión atmosférica, es de.
cir, fufélonando como una tobera adaptada, (Ver Capítulo X, Toberas de Escape), y la
velocidad de salida de los gases es normelmente muy próxima al doble de la de admisión
del aire.

El difusor de admisión y la Lobera de escape tienen diferente configuración, según que el
estatorwesctor esté diseñado para velocidades subsönicas o supersónicas, (Ver Capítulos Y
y X; Difusores de Admisión, y Toberas de Escape, respectivamente).

Para velocidades subsönicas, el difusor de admisión tien forma divergente, y la tobera con-
vergente

A velocidades supersönicas, es necesario tanto en el difusor de admisión como en la tobe-
ra de escape, conductos de forma convergentedivergente.

En el difusor de admisión para velocidades supersónicas, la elevación de presión se obtiene
en el conducto convergente, disminuyendo la velocidad del aire hasta la del sonido y, a
continuación, en la zona divergente sigue disminuyendo la velocidad hasta un valor sub.
sónico, continuando el aumento de presión. Este dispositivo de conducto convergente.di-
vergente para el difusor de admisión, tiene el inconveniente de que por variaciones del gas
to de aire puede suceder que aparezca una onda de choque o superticie de discontinuidad
de presiones, con la consiguiente disminución de rendimiento. Este problema se evita
‘wandoen la admisión un cono de desplazamiento axial que haga variar La configuraeiön de
la sección convergente y la formación de las ondas de choque. La posición de este cono ha
de ajustarse según el número de Mach de le operación, para que Is onda de choque incida
exactamente con el bordo de ataque de la perferia del difusor de admisión

Las toberas de escape para propulsión supersónica, como hemos dicho, tenen también for-
ma convergente divergente. En el tramo convergente, la velocidad aumenta hasta la del so-
nido, y en la divergente la velocidad sigue también aumentando a costa dela disminución
de presión.

46. ss

Elrendimiento de los estatorteactores se obtiene a altas velocidades, mayores de 1000 Km.
por hora, y este es uno de los motivas por los cuales en la actualidad se combina el funcio.
"namiento de los turborreactores supersónicos con los estatorreactores, en la periferia del
turborreactor.

Problemas térmicos impiden alcanzar muy altas velocidades; np obstante, a velocidades
“subsónicas puedenretrigerase las paredes interiores de la cámara de combustión, haciendo
«ircular una corriente de aie frio de forma tal que en la capa limite de dicha comente de
sire (zona donde tiene efecto la viscosidad del fluido alo largo de la pared), no exista com

bustin y, ademas se protege alas paredes con un revestimiento cerámico. Para velocidades
supersónicas, el problema de refrigeraciön de las cámaras de combustión es mucho más di

fil, pues el rozamiento de la capa límite exterior hace que se eleve mucho la temperatur

ra, disminuyendo la refrigeración por corriente del aire. Las paredes alcanzan temperatu-
tas hasta de 12000 C a pesar de la retigeración, pura velocidad de número de Mach 4, a
1000 metros de altura.

La potencia equivalente de un estatorreactor aumenta lógicamente con la velocidad para.
‘un mismo empuje, y esta velocidad es tanto mayor cuanto disminuye la resistencia al avan-
«e, por lo que la potencia equivalente (Ver Capitulo XV, Potencia Equivalente), aumenta
(con la alturas bien cuando estas son superiores a las 60000 pies, aparecen dificultades de
pulverización del combustible y, por lo tanto, extinción de llama por dificultades en la
combustión.

Los estatorrenctores te cartctrizan por una elevada relación empuje/peso, con la consi
guiente posibilidad de transportar grandes cantidades de combustible.

Comperadas las actuaciones del estatorreactor con el turborrexctor, en éste, la variación
del empuje es pequeña con la variación de velocidad, en tanto] que en el estatorreactor,
tanto el empuje corro la potencia equivalente varían mucho coma velocidad.

Las principales aplicaciones de los estatorrenctores son:

Propulsión adicional de aviones, después de haber adquirido la velocidad que el
estatorreactor requiere para su funcionamiento.

Propulsión de helicópteros, por pequeños estatorreactores en los bordes margi-
nales de las palas del rotor de sustentaciönraceiön.

Propulsión pare lanzamiento de cohetes.

Las primeras investigaciones sobre los estatoreactores, llamados también conductos térmi
cos continuos, inicialmente conocidos con la palabra “stodina” (contracción de aero-ter.
mo-dinámico), se deben al francés Lorin a partir del año 1.908, conjuntamente con las in.
vestigaciones de Marconnet y Chanute. =

47. —
CAMARA DE
COMBUSTION

——

Camara DE
COMBUSTION

Fi I, CONFIGURACION GENERAL DE ESTATORREACTOR.
2 Por prepa abona
on propa apena.

Las casas fubricantes de estatorreactores más cualificadas hen sido: Turbomeca, en Pau,
Francia; Marquardt Aireraft Company en Verice, California, USA; la Aerojet Engineering
Corporation, en colaboración con la Johns Hopkins University, en USA; la Wright Aero-
nautical Corporation en Wood Ridge, New Jersey, USA; la Dornier y la Focke-Wulf en
Alemania; la Skoda en Checoslovaquia, y la Bristol desarollando proyectos de la Royal
‘Aireraft Establishment, en Inglatera

48. or

PULSORREACTOR.- Es un motor de rección de funcionamientb similar al estatorreac-
tory come éste, no necesita de compresores y turbinas como elerpentos de compresión y
Jercastro, La diferencia fuidamental es que en el estatoreactor, [a combustiontiene lagar
46 forms continua, en tanto quejen el pulsorreactor la combustión se verifica de forma
iniérmilente a impulsos de alla frecuencia debido a La acción de une sere de válvulas que
permiten ü obstaculizan la admisión de aire. La combustión sefíriica solamente cuando

a no permiten el pasó de are, quemändose entonces el aire cap.
dc aa fase de admisión precedente

Fore principio de funcionamiento de palsorienctor, puede obteness una regulación de la
presión para (uncionamiento a velocidades menores que ol estatortesctor. Los componen-
tos principles del pulsoresctor enumerados de la admisión al escapo, son:

Difusor de admisión.

- Conjunto de válvulas para intermitencia de admisión.

- Cámara de combustión con bujfa y sistema de inyactorel.

‘Tobera de escape. y

Inicialmente una bujía enciende la mezela del aire admitido a trés de las válvulas de in-
tecmitencia y el combustible jutroducito a través de una serie deinyectore, a hacer ex-
plosión Jos gases, se escapan con gran velocidad hacia la tobera, erpando una depresión en
Ja parte anterior de la cámara que hace abrir las vola, produckindd una nueva aspi-
xación de aire que se epi cilicamento. Sólo el primer encendido se efectia por bujía,
pues a continuación se obtiene una combustión pulsatoria continuada, que al verificarse
"volumen codstante hace que su funcionamiento se parezca al de un motor alternativo y
diera de éste en que la combustión en el pulsrmactor es de muy alta frecuencia; Este
Toncionamiento termodinámico responde al ilo de Lenoir (Ver figura 112). Al principio,
en AB so produce una elevación importante de presón a volumeh constante, seguida de
una expansión BC hasta la prsión incl de admisión.

Las presiones normales de funcionamiento de los pulsorractores son del orden de 2 Ke
m? y el rendimiento taba! et muy bajo, ya que obtenido éste for producto del rendi-
xniento térmico y rendimiento de la propulsión, ain cuando ete últano es elevado, en cam
bi el rendimiento térmico es muy pequeño. Véase Capitulo XXI sobre rendimientos de
tarborreucores y que desde el punto de visa de concepto, pueden aplicrs también o-
do tipo de motor de reacción, y en este caso a os pulsoreactores

Comparado s-pulsorreactor con el estatorsctor, aquél ten la sta obre te de que
puedo producir empuje sn velocidad iii, aun cuando Gene

que limitan la velocidad de vuelo por la histéresis o retardo del fu
valas.

49. 58

AB. Combustion a volumen constant
buts de dino era

c= Dayan de Er ques y réa
Kemer el pato À

vouuMes t=

ig 2 CICLO DF LENOIR, PRINCIPIO NASICO DEL FUNCIONAMIENTO
‘DEL PULSORREACTOR

y
|

kn
|

CCimeradeconibusiion | —— er
(fase de carga) —

|

a
— Gina de combustion ZE
—= # (fare deplosón)
——
—= —

—e

Tig 113. CONFIGURACION GENERAL DE PULSORREACIOR
1) Van de itermiencaebirts
E) Villas de mermienca cerdas

50. MOTORES COHETE: FRINCIPIO DE PUNCIONAMIENTO.- Losimotores cohete son mo-
Anpropulsores que funcionan porel principio de la reacción y no] necesitan del. aia
En “para su Yomciónaimiento, pues son portrdores de lamas de reacción y de la fuente
aceleración de dicha misa,

Tunelonamiento autónomo en anto a masa de renciôn los hace dele, especalmen-
“le para la propulsión espacial con rriicación y ausencia de are, on actuaciones altamen-
te tatifacorias, motivo este porel que han alcanzado un dearro espectacular en el cm
o de la Astronautics.

DIFERENTES TIPOS DE MOTORES COMBTE.- Según e sistema propulsito, en cuanto a
Ta clase de masa que produce la reacción, y la fuente energética para la aceleración de di-
ha mis, los motores cohete utilzados en la actualidad pueden caificane de la forma se

MOTORES COMETE

Quimicos TeRMICOS nl BLECTAICOS

= Losmotores cohete de funcionamiento por principio químico, están basados enla ener
_laobténida por un proceso de combustión. De este tipo de cohetes nos ocuparemos es-

pecialmente por el amplio deserrllo alcanzado.

+ Los motores cohete del tipo térmico funcionan por caen del fluido que ha de
expulsarse como masa de reacción.

= En Jos termoeléctrios se calienta el fluido con descargas eléctricas, sleanzindosetem-
Peraturas altísimas, estando el fluido entonces totalmente ionizado, es decir, en Case de
plasma.

> Los motores cobatesdel ip elitrico hacen uso de fuerzas electrostática y electro:
éticas, acelerando bolas de resina de poca mas.

i
mergía para el proceso de combus-
erso tipos de cohete de

MOTORES COHETE DB ENERGIA QUIMICA... La
ión puede obtenerse de varias formas; esto hace que existan di

energía química.
~ De propulsante sólido.
De propukante líquido.
— Híbridos.
— De radicales libres.

51. MOTORES COMETE DE ENERGIA QUIMICA

Doble base Molécuade parte osiderte y parte combis
iba, sn formar mosca

De propulente sido

Compe Motéevts merle de prt oxidonte ycombus-
ibis
Mewprpalia: Líquido iio, iertable, que no reacions a

da temperatures ordinario.

De propane liquido

Dipropadante [Nermabnante oxigeno, y wn hidrocarburo.
Híbridos Combustible sid al ques e inyecta oxigeno en esta liquido
Deradieler Ihres Agrupa radicales res como Oxigeno y Ninógeo.

Nos ocupamos a continuación de forma especial, delos motores cohete de propulsante sö-
lido y de propulsante líquido.

CARACTERISTICAS GENERALES DE LOS COHETES DE PROPULSANTE SOLIDO.

El propulsante está formado por granos o bloques sujetos por la estructura del motor co

ete (Ver fig. 1-4), y tenen ls características generales que se enumeran a continuación:

+ Los empujes que se obtienen normalmente son altos, y los tiempos de actuación son pe-
queños, si bien con pocas exigencias de empuje se puede conseguir que funcionen has-
Ta casi 20 minute.

+ Bl empuje apenas tiene regulación, solamente puede obtenerse una regulación parcial
por variación del ären de la garganta de la tobera.

- Aun cuando puede interrumpirse el encendido por apertura repentina deorificios en la
“cámara de combustión, tiene el inconveniente de no poder reencenderse.

Los granos o bloques no son corrosivos, ni tóxicos, ni volátiles, por lo que admiten lar-
80% períodos de almacenamiento.

+ ‘Benen problema de calentamiento cinético, pues los bloques o granos admiten muy po-
ca elevación de temperatura (aproximadamente sólo 80° 0).

= Al ser las presiones que so obtienen relativamente pequeñas, el espesor de las paredes
del cohete no precisa que sea grande.

52. ©
U
E)

« ©
77
Y,

| pre
pee —
2

"Fig. 114. CONFIGURACIÓN Y SUPERFICIES PRINCIPALES PAR À EVALUACION DE,
ACTUACIONES De LOS OOMETES DE PROPULSANTE SOLIDO PRESTON DE COMBUSTION.

2
i
3 È 3 3 E
. Î N:
+ 3
i 3 [i
E 3 18
Pe :
at | roc | fA] vu

T
ig, 5. PROCESO DE LA COMBUSTION EN UN COMETE DE PRÈPULSANTE SOLIDO

53. 82

+ Tienes una alta fiabilidad de funcionamiento, prácticamente del 99 por ciento.

+ Los parámetros que miden sus actuaciones y el orden de magnitud de los mismos;es el
siguiente:

Empuje máximo del orden de un millón de Kes.
Presión en la cámara de combustión:
Para alturas bajas: pc = 40 a 200 Kgs/em?.
Para alturas elevadas: pe = 8 a 10 Kes-fem2,

Impulso específico (número de segundos durante los cuales se puedo obtener 1 Kg.
de empuje con 1 Kg. de propulsante) del orden de 200 seg

El encendido de los cohetes de propulsante sólido se hace mediante carga pirotécnica en-
cendida por corriente eléctrica Esta carga, normalmente pólvora negra, debe crear una a
La presión para romper la Lobera que se fabrica obturada.

Lasupertici lateral de combustión de los cohetes de propulsante sólido, cada vez mayor a
medida que progresa la combustión, es un valor de gran interés en la evaluación de actua
ciones.

(Superii lateral de combustión
Contracción: K = to 2

Ag (Superficie de garganta dela tobera)

‘Ag (Superice de garganta de a tobera)

Autocontracción: J =
Ap (Superficie de paso de gases)

Las variaciones normales de K y Json: K de 100 a 1000, y J de0°3 a 1 (más normal de 0'6
0,7).

Los cohetes de propulsante sólido se realizan a voces con dos escalones de empuje; el pri
mer escalón de empuje (Ex) clevado, y tiempo de actuación pequeño; y el segundo esca-
ón; con empuje (Eo) pequeño, y tiempo de actuación elevado, siendo normalmento la ro-
lación de estos empujes de E1/E2 = 8 a 10, obtenida la diferencia de empujes por la util
zación de dos propulsantes concóntricos diferentes; el exterior menos energático.

La forma de las cagas propulsantes puede ser de elección arbitraria, como ocurre con los
propulsantes,si bien hay dos tipos claramente definidos: de combustión interna y de com-
bustiôn externa. En los cohetes de carga de combustión interne, importa poco la resisten-
cia de la carga por estar apoyada en las paredes del cohete; en tanto que en los de cámara.
de combustión externa, al estar los gases en contacto con la cámara, las cagas resultan más.
régles, por lo que son utilizados para tiempos pequeños,

En cohetes de gran longitud se utilizan cargas de combustión interna no cilinrica, aumen:

tando la superficie de paso de gases hacia la salida, lo que permito actuaciones con veloci-
dades y presiones constantes.

54. CARGAS DE COMBUSTION EXTERNA

CARGAS DE COMBUSTION INTERNA

Crciforme “Stabs” Tubulares

Multiperforadas | “Rueda de carro” Estrella

es

55. 64

ses
ere

RE

Fi 17 SECCION LONGITUDINAL CONSTANTE PARA PRESION DE cawausTiON
VAR 10 Y SECCION VARIA AE PARA PRESION DE COMBUSTION CONSTANTE ()

Para obtener altos valores de impulso específico son necesarias altas temperaturas de
combustión y pora mesa acelerada, lo que se consigue añadiendo estabilizadores de lama
‘alta temperatura, tales como aluminio y electrón, que aun cuando aparentemente aumen-
tan la mesa, en Ia práctica no es así, pues a 35000 C estin líquidos o sólidos y la mase no
influye més que en estado gaseoso. En general se obtienen de esta forma impulsos espec
ficos del orden de 260 segundos,

Motores cohete de propulsante sólido de doble base: la molécula tiene parte oxidante y
parte combustible, estando formada por lo general por:

Oxidante:
Nitroglcerina (NG)sobreoxigenada:C3 HS (0 NO2).

Combustible:

Nitrocelulosa (Nc) sobreoxigenada en forma plistica:Cg H7 02 (0 NO2).

‘Aun cuando la proporción estequiométrica para impulso específico maximo es aprox
madamente de NC/NG =. 1/9, en la práctica no se pone mis nitroglicerina del 40 por
ciento, para evitar explosiones y mantenerlas propiedades mecánicas de grano.
Motores cohete de propulsante sólido, compuesto o heterogéneo, La molécula, mezcla
de parte oxidante y parte combustible, está formada por lo general de:

N Hig NOS.

‘Oxidante: Sal inorgánica, normalmente itratoamôr

56. 65

‘Combustible: Poliester y polivinilo, con aditivos de aluminio y beilio, que produ-
can hasta incrementos de empuje del 10 por ciento; 5 porciento debido al alumi-
io, y 5 par ciento debido al beri. |
La proporción estequiométrica combustible/oxidante está próxima a 1/4, s bien no
puede ponerse mis del 75 al 80 por ciento de oxidante, para que no ve rebajen ls pro
piodades mecánicas del grano.

CARACTERISTICAS GENERALES DB LOS OOHRTES DR PROPULSANTE LIQUIDO.
Estos motores cohete pueden funcionar durante lago tiempo, siendo el impulso expeciti-
co mayor que los de propulsante sólido, y aun cuando los propulsantes son más baratos
‘que los propulsantessólidos,el motor resulta más caro por la complicación del sistema fun
cional. Tienen grandes ventaja respecto dels de propulsante slo, especialmente on la
regulación del empuje.

Los propulsantes líquidos pueden ser:

= Monopropulsantes.
= De base simple
+ De dobte base.
- Bipropulsantes.
Les monopropulsantes de base simple tienen su molécula inestable y son explosivos, por
lo que no se han desarrollado debido a su peligro.

Los monopropulsantes de doble base son mezcla de oxigeno y combustible que se inyee-
tan juntos (por ejemplo amoniaco NO3 H + acetato de amonio), si bien el monopropul-
sante de doble base más empleado es el peróxido de hidrógeno (agua oxigenada) Hz 02.
Los bipropulsantes son los más importantes por sus actuaciones, y destacan por u interés
los formados por:
Oxidanto: a base de oxígeno y Mor, si bien tienen el inconvenient de ser tóxicos
y explosivos. |
Combustible: a base de hidrocarburos, amoniaco, hidröfeno, e incluso metales.
Los más utilizados son Keroseno y gasolimes. — |

Los propulsantes pueden ser hipergólicos o no hipergólicos. Los primeros reaccionan al
ponerse en contacto oxidante y combustible; en cambio los segundos necesitan La presen-
cia adicional de un tercer cuerpo que activo la combustión inicialmente. Así el lúor es hi
pergôlieo, en tanto que el oxígeno líquido no es hipergólico.

Como iniciadores dela combustión se emplean: bujías de chispa, hilo caliente, o lama ini-
cial producida por una sustancia hipergólia,

En estos motores de propultante líquido, el combustible se inyecta con la presión necss-

57. 66

ría para que llegue a la cámara de combustión finamente atomizado. Los inyectores pue.
den ser del tipo que india la fig. 18, .

REGADERA CHORROS INDIVIDUALES

ER

000060

TRIPLETE CONCENTRICOS sm baci,

oxidoue

| © © ©

ig 1.8, TIPOS DK INYECTORES PARA MOTORES COHEN! DE PROPULSANTE LIQUIDO:

La alimentación de los dos líquidos (combustible y oxidante) ala cámara de combustión
puede hacerse de dos formas fundamentales:

8) Mediante gases a presión procedente dela combustión de una pastilla sólida, o por gases
inertes que, al unirse a los propulsantes, hacen que estos pasen ala cámara de combus-
tión. Se emplea esto sistema, cuando el tiempo de combustión es corto

b)Por medio de turbobomba. Se emplea este sistema cuando el tiempo de combustión cs
largo (superior a un minuto),

La fig. IES ropresanta esquemáticamente la disposición de los componentes de estos dos.
sistemas.

58. 87

ALIMENTACION A PRESION. ALIMENTACION POR TURBOBOMBA

Combustible

2
E
A

cad;
Air
Regulars
Dérinidor

Cámara de Cintra de
combats combustion
i
Tote (ie scada Tera
Gericom)

Fig.19. CONFIGURACION GENERAL DE LA ALIMENTACION DF PROPULSANTE
TEQUIDO À LA CAMARA DE COMAUS TIO

59. 68

La retigeración de las paredes de los motores cohete de propulsante líquido puede hacer.

se de tres formas diferents: (Ver ti. 1-10).

- Refrigeración regenerativa. Se hace circular combustible y oxidante exteriormente so
bre las paredes.
Refrigeración pelieulr Se introduce líquido en I cámara de combustión por orificios,
en las paredes de la cámara.

- Refrigeración por transpiración. Similar ala anterio, sólo que la pared no esta perfora
da, sino que es porosa,

Recent

PRLICLLAR
CL
TRANSPHRAGION

ig 1110. DIFERENTES FORMAS DF REFRIGERACION DI: LOS MOTORES COMETE.
‘DE PROPULSANTE LIQUIDO |

60. 69

Eledlor que se capta para refigeracón, es aproximadamente el 2 por ciento de In combus-

vs le imperia, dedo el ao ompuje end aloe mgtores abe de grades
pertes
mass
so DR LAC.
cisco. can | Aura neta Donne
Tico | Ga DEL | Seema a A
ES
| “e 500
N em ve
500 500 Die, ee
so so mor 1gua | | apuesto op
fom
n 1,00 m Aa | [tes
200 seo msg | cl
A | | sumomiteir
m 30 m mu | la
rnin | | za)
sae | mw A || ap que
Len
AE | me | ||
fone pla
enzo; O A E
=
Ho se ste)
v sto re
one | sucre ete
‘ain
RATES aracanın a CONSTI DF PROPULSANTELIQUPO PARA PROPULSION

61. n

COMPONENTES FUNDAMENTALES DE LOS TURBORREACTORES.- Los compo =
nentes fundamentals dé Tos turborreactores enumerados deedo la admisión de aire al es-
ape de gas son: (Ver fig. IH),

„Ditusor de adiisién,

+ ¿Compresor o compresores

- Bitusor posteompreso.
- ‚Cimarao cámaras de combustión.
urbina o turbinss
2 Tobera de escape
Ba deci:
= Tres conductos: dfusor de admisión. ifusor posteompresr y tobera de escape
= Des turbomáguinas: compresores y turbinas.
- Unscámera de combustión: simple o múlile.

&
‘revo il estudio particular que se hace de cada uno do estos componentes, se define a con-
tinuacion su funcionamiento.

Los componentes representados en la figura IIL tienen caráctor meramente indi
pues cada motor tiene estos componentes con una configuración geométrica especi
de cada motor,

Es de hacer observar que la representación gráfica que se hace en las figuras 111.2 a 10-6
de la variable velocidad, se refiere a I velocidad absoluta del fluido, y tanto esta variación
como la de las variables termodinámicas de temperatura y presión, tiene en la información
¡gráfica de este Capitulo solamente carácter cualitativo, es decir, indicando si existe aumen:
to o disminución de su valores absolutos, pues el estudio cuantitativo de estas variaciones
se presenta al estudiar cada componente en particular, y depende lógicamente de la cor
uración geométrica y funcional del motor.

Ja

62. Sm IS

Ei Lt. COMPONENTES FUNDAMENTALES DE LOS TURHORREACTORES

63. 4

DIFUSOR.. De acuerdo con la misión que estiza, e independientemente de su forma geo-
rica, un difusor es un conducto en el cual la corriente fulda plerde velocidad y gana

\

|

\

;

¡furor rubónico Le comiete fide entrda,
ne ev eloidad monos qu le del sonido en e
Lomo de ice,

rior spenönieo a coment fide alan]
re in cad yor geal |
ee deco fado

og

rompre

ps

UE

Fig 1002. FORMAS Y FUNCIONAMIENTO DE UN DIFUSOR

64. 6

‘COMPRESORES.-Son aquellos componentes que tienen como misón aumenta Ia energie
“ail Mido por elevación de presión, mediante aplicación de un rabejo mecánico.

En el caso de los motores de rescción, los compresores reciben el nombre mis propio de
turbocompresores, comprimiendo el fluido de forma continua, a diferencia de los compre
sores volumétricos que, tomando una porción de volumen fluido) lo comprimen indepen-
dientemente del resto.

El turbocompresor comunica energía al fluido en un órgano llamado rotor o impulsor, y a
«continuación transforma dicha energía india en energía de presión, en un segundo örga-
no llamado estator o difusor, según se indica esquemáticamente en la figura. Al conjunto,
‘que forman el par de elementos xotor/estaor, se denomina escjlón de turbocompresor.

sers CREER)

fl
1
1
1
i
1
i
i
i
I
i
L

Fig 13. FUNCIONAMIENTO DE UN ESCALON DE TURKOCOMPRESOR

65. CAMARAS DE COMBUSTION.- Es la zona del motor en donde se le suministra energía
_Jealotifica y todo el resto del motor se alimenta de esa energía, transformada en cinétic
“en a urine para mover el compresor y todos los accesorios,

"En las cámaras de combustión, se eleva la temperatur hasta un alto nivel, compatible con
el diseño del motor, la configuración de las eimares, y las turbinas que le siguen .

La combustión se realiza presión constante teóricamente, En todo caso, en el diseño de
una cámara de combustión ha de prestarso especial atención a que las pérdidas de presión
sean lo más pequeñas posibles

33

Veteidad feto)

est

Presión (ee

Fig. IA. FUNCIONAMIENTO DE UNA CAMARA DE COMBUSTION

66. n

TURBINAS. Son aqueos components cut tienen como mish tranomar I ent
dida pesó en Dal, e amin nec

En el caso de los motores de reacción, dicha transformación es de forma continua.

En las turbina, el fluido se expansion en un primer órgano llamado estator o “tobera” y,
In energia cinética del fluido es transformada en energía mecánica en un segundo órgano,
llamado rotor, según el esquema de la figura. Al conjunto que forman el par de elementos
estator/rotor, se Le denomina escalón de turbina.

ESTATOR,
COSER")

ROTOR

Temperatura

Fi is UNCIONAMIENTO DEUS ESCALON DE ruina

67. 1

TOBERA.- De acuerdo con la misión que cesliza, e independientemente de su forma geo-
“iélrca, úna tobora es un conducto en el cusl le corriente fluida gana velocidad a costa de

nn

Toten subsönica. La corente fluid ala erde, Toben supensönen. La conan fluid eta entra
iene una eloided menor que le dl sonido em eld, nee ana viel mayor ala del sonido e
Jes de cho Po [eno eich fido

|

ig. FORMAS Y FUNCIONAMIENTO DE UNA TOMERA

68. 80

TURBORREACTOR.- Es un motor de reacción, cuyos componentes fundamentales son
las turbomáquinas, esto e, los compresores de flujo continuo, lamados también turbo-
compresores, y las turbinas

Para obtener empujo, y por lo tanto movimiento en el sentido deseado, partiendo de que

es necesario anlerar una gran masa de sire, hacen alta una serie de componentes en el mo:

tor, además de los compresores y turbinas; estos componentes son: el difusor, la cámara

de combustión, yla tobera.

‘Los diferentes tipos de'turborreactotes más utilizados enla propulsión de aviones son los
‘que se indican en el cuadro adjunto, en donde se ha indicado también la terminología an-
losajona de los turborreactores de doble lujo que más desarollo han alcanzado.

‘Se analiza a continuación, además de su funcionamiento, su configuración:

TORBORREACTORES
CENTIUEUGO
COMPRESOR sure
axıar,
DE ELUJOUMICO _
CESTRIEUCO
COMPRESOR Done
Axia
. SER (TUABOSAN"
COMPRESOR SAMPLE
7 PARALELO ("AFIERFAN")
DE DOBLE FLUJO
SERIE ("BYPASS")
COMPRESOR ponte -
SERIE (TURMOFAN")

69. s

‘TURBORREACTOR DE FLUJO UNICO. En el turborreaetor de lujo único, li que
cta en el motor so le somete a una compren, y despuéx à un combustión paca,
“xpansionändôse en la turbias, para captar l energía necesaria para mover el compre:
sor, y énl tobera de salida, para obtener un gran incremento de velociad da In masa. de,
que penetró en el motor, El turborreactor de flujo único” tecibe también el nombre
frbomeactor puro. >

DISTINTOS TIPOS DE TURBORREACTORES DE FLUJO UNICO.- De acuerdo con el
número de compresores de que van provistos, se chsifican en: turborreactores puros de
«compresor simple, cuando van dotados de un sólo compresor y, en turborteactores puros.
de compresor doble, cuando van dotados de dos compresores, el segundo en sere con el
primero.

Ya sean uno o dos compresores, pueden ser del tipo centritugo o del tipo axial, habiéndo-
se desarrollado mucho más estos últimos y, concretamente, los de doble compresor axial,
especialmente cuando se desean altos valores de empuje.

Las configuraciones de turborreactotes de compresores centrífugas, fueron las inicialmen-
‘tw utilizadas en aviación, pero pronto quedaron relegadas a un Segundo plano con el des
anollo de los compresores axiales. Sin embargo, en el caso delos turbohélice, se ha man-
tenido durante largo tiempo la configuración de doble compresor centrífuo.

TURSORREACIOR DE ELUJO UNICO

Compresión Conbumön| expan

Compresor Camaro

Fig IV. FASES TERMODINAMICAS Y COMPONENTES PÚNDAMENTALES

70. cenreeuco

su per

it IV.2 TURDORREACTOR PURO DF. COMPRESOR SIMPLE

CENTRITUGOS

AxIALES

Fig 11. TURBORREACTOR PURO DE COMPRESOR DOME

71. se

TURBORREACTOR DE DOBLE FLUJO. Bel urbeaor dot jo, samen
4 üna parto del aire que penetra en el motor se le somete alas pismas transformations
‘queens! wrboreacior de jo único; est les le denomina ajo pámaro, Ota parte
del are que penetra en el motor, no sure las transformaciones inihees al jo primario,
"pues no se le somete a combistión, acelerándole únicamente pot la acción de los álabes.
de un compresor, consiguiendo con la variación de la cantidad de movimiento obtenida,
un aumento de empuje ete flujo de ate se le denomina seudaig, El lrborteactot
de doble flujo, puede considerarse como un sistema propulsvointermedio entre el turbo.
hélice y el turborrenelor de flujo único, y tine la ventaja global én el funcionamiento del
motor, de necesitar menor aportación de energía, o lo que eso mismo, menor consumo,
de combustible.

Los turborreaciores de doble flujo, reciben también el nombre de turborreactores en deri

vación.

La figura IV-4, representa esquemäticamente un tipo de turbortéactor de doble flujo, en
donde puede observarse cómo el aire que entra en el motor se bifurca en dos; el interior
(lujo primario), que va a ser sometido a Is mismas fases que en el turborreactor puro, y el
exterior (flujo secundario), que sólo ha sido sometido a compresión en la zona periférica
delos primerosescalones del compresor, y que después sel deja expansionar sn se some
tido a combustión, y sin mover turbina alguna.

La relación de masas de flujo secundario/tljo primario es como veremos, el parámetro
más significativo en el análisis de actuaciones de estos motores.

> Flujo in > Flujo rende a primario

Fig IV TURBORREACTOR DE DOBLE FLUJO.

72. DISTINTOS TIPOS DE TURBORREACTORES DE DOBLE FLUJO: DISPOSICION EN
SERIE Y DISPOSICION EN PARALELO. En la propulsión por reacción de los grandes
aviones de transporte, han alcanzado verdadera primacia os turborreactores de doble u-
jo.

Los términos “turbofan”, “bypass”, “afterfan”, “double flux", ete, han sido sufiiente-
mente divulgados para resaltar las ventajas de la operación con aviones propulsados por
‘motores que responden a dicha configuración. En los últimos die años, este tipo de mo-
or ha alcanzado un desarrollo que pudiéramos calificar de espectacular.

Básicamente, un turborreactor de doble flujo es similar a un turborreactor puro. Al empu
je obtenido por la masa de aire sometida al proceso normal de compresiön-combustiön «x
pansión, a suma el correspondiente e una masa adicional de aire acelerada solamente por
la acción de los álabes de un compresor de baja elevación de presiön, obteniéndose de es-
ta forma una notable mejora en el rendimiento propulsivo esto es, se dispone de mayor
energía para propulsa, respecto de la energía mecánica total que proporciona el motor.

mal, lamado secundario (G2),
ción del

Como hemos dicho, la relación de flujo másico de sie adi
y la comespondiente u lujo normal o primario (G1), se denomina indice de det
motor.

Silos dos flujos son sdmitidos de forma conjunta, veriicändose la separación después de
la compresión en los primeros escalones de un mismo compresor, o después dela compre.
sión en todos los escalones de un primer compresor, al motor se llama de tipo serie. Sila
admisión de los flujos primario y secundario es independiente, esto es, si hay un compre-
sor para cada flujo, el mator se llama del tipo paralelo.

La figura IV-S representa la disposición más genetalizada de los tueborreactores de doble
lujo, derivados del turtorcesctor puro de compresor axial simple.

‘En el motor: tipo serie “turbotan” puede observarse el sobredimensionado del compresor
frontal on los primeros escalones, y esa zona sobredimensionada respecto al turborreae-
tor paro, es In encargada de acelerar e flujo de are que no va a ser sometido al proceso.
de combustión. Esta configuración es, de todas las que vamos a comentar, In menos ge-
neralizada, cuando el motor solamente tiene un compresor.

En la configuración doble flujo parallo, ampliamente desarrollada por General Electric,
el motor bisico es un turborreactor de compresor axial simple. Se conoce con el nam-
bre de“afterfan”, debido ala situación del compresor para el lujo secundario, que es con-
céntrico y solidario ala turbina que lo mueve. La turbina para el doble lujo os de funcio»
namiento libre, 0 lo que es lo mismo, sin ligazón al rbol compresor/turbina del turbo-
reactor básico,

La figura IV-6 también representa la disposición más generallzada de los turborresetores
de doble (lujo, derivados del turborreactor puto de doble compresor axial. Las configu-
raciones son ambas del tipo serie “bypass” y “turbofan”.

El término “bypass”, fue inicialmente utilizado por la casa Rolls Royee, y se aplica a mo-
tores de índice de derivación medio o bajo. El compresor frontal, tiene la misma configura

73. ES

pure de
Dr
Flo único

Tarbomector

je de

Tarborrsctores de doble
compresor eis

3a
ES
ES
tajo total Flujo primario. > Flo secundario
aa urn TA

US CONFIGURACIONES DF TURDORREACTOR PURO Y BE DOBLE FLUJO
DECOMRESOR AXIAL SIMPLE

Ne LL LU
LE) TZ |!
LE] CA > ®
4 |
23 2
Te te
E t

ELA

Fig 1.8. CONFIGURACIONES DE TURBORREACTOR PURO Y DE DOBLE FLUJO
DE DOBLE COMPRESOR AXIAL,

74. ción que el del turborreactor puro de doble compresor axial, excepto que tiene mayor ca
‘pacidad, por comprimir una mesa de aire mayor.

El tipo “turbofan” se aplica para indices de derivación elevados, siendo su componente
más característico el compresor frontal.

1, representa los dos componentes especificos más característicos de los tur-
res de doble flujo, según sean del tipo “turbofan” o del tipo “alteran”. Diga-

izción del tipo “turbofan” está prácticamente generalizada, en tanto la
afterfan” ha quedado en desuso por los grandes problemas que implicaba el fun-
cionamiento de un mismo disco de una zona actuando de turbina (l interior), y otra ne.
tuando de compresor (la exterior), con el consiguiente salto de temperaturas en un compo-
ente sometido a grandes esfuerzos mecánicos.

TURDOCOMPRESOR FRONTAL TIPO | TURBINA-TURROCOMPRESOR POSTERIOR
“TURBOFAN” TIPO "AFTER FANS

Fig 11.7. COMPONENTES ESPECIFICOS Di! LOS TURBORKEACTORES DE DOBLE FLUJO

El número de escalones del compresor axial de los
risble, pudiendo existir solamente un escalón del tipo
mal la configuración de dos escalones de esta configurac

tores tipo “turbofan” es va:
sun cuando es más nor.

75. TURBORREACTORES DE FUERZA DE REACCION ORIENTABLE Son motores po
‘it de toba pacos, que permiten dr el coro de cue dei gu en eves dl
Veciomay, de ea ora 1 pl puede meer la aceon hn a dave requerida
pare cda uso en parc. Execalmenteextin Aloe faro aches tipo STOL
(Short Take Off and; Landing), o aviones de carrera de despegue y aterrizaje cortas; y
{VTOL-(Vertal Take Où aná Lain). avons de deg vere

La adaptación de una tobera de escape especial a determinados turboreesctores sustitu-

¡endo los dispositivos de empule reversible de forma normalmente circular, por otros de
tipo cascada giratoria de forma rectangular, permiten la orientación del lujo de salida de
‘tees en la dirección requerida par el vuelo.

Un motor característico para utilización en aviones VTOL es el Bristol Siddeley Pegasus,
‘que ha sido aplicado al avión Hawkey Siddeley Harris. Este moto} Pegasus, es un moderno
motor de doble flujo de tipo turbofan, con cuatro toberas que pueden girar de forma que
«el escape tenga unaudirección paralela con el eo axial del motor, o normal con él, cuando
se utilizan los regímenos ascensionales y verticales.

Las dos toberas delanteras, orientan el lujo secundario del turbotreactor de doble flujo, y
las dos posteriores sl flujo primario, Las toberas delanteras, xciben el nombre de to-
eras tras, y las posteriores el de toberas calientes. Las cuatro toberas están conectadas
mecánicamente, y gran a simultáneo.

Fig V8 MOTOR BRISTOL SYDDELEY PEGASUS DE FUERZA DE REACCION ORIENTABLE

76. se

TURBOH

sun sistema propulsivo formado por un turbornactor básico y una hé
pas

turbinas, OV estas como ol compresbr 0 compresots,
tes de los ses en la expansión después dela combustion:

ion e gl al delrestor puto. En reactor puro la propulsión es el
resultado de la rescción sobre la masa acelerada en tanto que en el turbohélice se obtiené
por medio de la tracción de la hélice que recibe la energía procedente de la aplicada ala,
turbipa.que la.musve. La velocidad de salida de los gases de escapo es pues ya muy red
cida, porque la energía cinética de los gases enla expansión ha sido captada cas en su to-
talidad por las turbinas para mover el compresor o compresores yla hélice. Sólo un poque-
ño empuje residual se obtiene en el turborresctor bese, procedente dela energía que an
‘queda en laexpansión después de l última turbina, pero este empuje es muy pequeño com-
parado con la tracción dela hélice.

Laenergia obtenida en un turbohélice se puede expresar en forma de potencia transmitida
al bol de La hélice. Este análisis cuantitativo de actuaciones no puede hacerse en el turbo:
reactor, al que sólo si se considera la velocidad del avión que propulsa, se puede hallar su
potencia equivalente. Aqui, en el caso del turbohilice funcionando en e turborreactor co-
mo generador de energía, pero aún estando en reposo, hay una verdadera potencia en el
árbol de la hélice, de forma similar a la de los motores alternativos; esto es, potencia dis.
ponible.

Los turbohilices pueden. adopta diverses configuraciones sein. turborreactor básico
“élue fomman un grupo motopropuse,y en este senid so asemejan alos oles dE”
doble, pidiendo cons que roo sl ida tio ae
sl que no ex propulsión por lujo primario, Esto produce un alto valor del
O pi gr a ea a que tc la
mo lire dea actuación dl compresor secundario de los trbormuctres d doble lujo.

in, que le hace mis facil de
mäntönimjento que el nicforalternativo de émbolo, puesto que Sus partes móviles gon én

rer cer J bre pr compresor =] tabi par hee

Fig IV CONFICURACION GENERAL DR UN TURBOHELICE

77. 89

IDENTIFICACION DE SECCIONES EN LOS TURBORREACTORES DE FLUJO UNT-
CO, DE DOBLE FLUJO, Y TURBOHELICES.- Es conveniente asignar una determinada.
numeración als secciones en que están localizados los componentes fundamentales de un
turborreactor o turbobélice, especialmente para la identificación le los valores de los po-
rámetros funcionales durante la operación del motor,

‘Aun cuando esta operación es convencional, y variasepin el fabricante del motor, se incl
yen a continuación los más usuales, pertenecientes a motores Pratt & Whitney y General
Electric. Rolls Royce, tiene la variants respecto de los anteriores de considerar como sec-
ción 1, en les turborreactores puros, la admisión al compresor dé baja presión; en tanto.
que Pratt & Whitney y General Electric consideran esa sección la húmero 2.

DF COMPRESOR AXIAL
SIMPLE

"DE COMPRESOR AXIAL.
‘DOBLE |

Fi. 0, ROMENGLATURA DE SECCIONES EN TIRBORKEACTORESPURGS

78. TIPO “BYPASS"

‘Tipo “TURBOEAN’

DE COMPRESOR AXIAL
SIMPLE

DE COMPRESOR AXIAL

Fin TID. NOMENCLATURA DE SECCIONES EN TR POTIELICE

|
5
a

79. - Carter de admisión .
- Rotor de compresor.

Girter frontal de compresor (parte superior)...

.- Gârter de combustión (parte superior}.
Garter de combustión (parte inferior).

Garter frontal de compresor (parte inferior)

+ Cárter posterior de compresor (parte superior).
- Cárter posterior de compresor (parte inferior}

Difusor postcompresor
+ Sector superior soporte de cámaras de combustión.
+ Sector inferior soporte de cámaras de combustión

- Cámaras de combustión

-Tobera guía pars turbinas
Rotor de turbinas.

Grupo de tres turbinas solidarias
17. Cärter de soporte de estator de turbinas (parte superior).

18 Cárter de soporte de estator de turbinas (parte inferior)
19. Garter soporte de cojincte de turbinas.

Fig. 1V-13. PARTES FUNDAMENTALES DE LOS COMPONENTES DE UN TURBORREACTOR

16

80. DIFUSORES DE ADMISION: CONFIGURACION Y RENDIMIENTOS. El sistema de ad-
de aire a un motor de reacción, ha de cumplirla misión de canalizar el lujo de aire
el compresor libre de distorsiones, con estabilidad, y siendo capa de transformar la
mayor parte de energía cinética en energía debida a presión.

Silos conductos de admisión de aire tienen importancia en los motores alternativos, tie-
en mucho más en los motores de eacción, en donde el aire canaliza es del orden de 6
110 veces mayor que para un motor alternativo de tamaño equivalente

La falta de rendimiento de un conducto de admisión de aire, ocasiona descenso de las ac-
tuaciones del motor, pues ha de mantenerse un alto valor de presión dinámica con un hi-
jo de aie libre de turbulencia, a valores do velocidad compatibles con la requerida para lu
entrada al compresor; todo ell sin incurir en ala resistencia al avance sobre el avión que
el motor propula,

Laforma del conducto de admisión, depende de la situación del motor sobre el avión, sien-
do las de mejor comportamiento las de secciones rectus morales al je del motor, esto e,
sin cambios de dirección. Esto a veces no es posible, como ocurre en el caso de dobles con-
ductos de admisión en el encastre del ala, o adosados al fusetae, requeridos por los avio-
nes militares de caza, en donde la alta velocidad requlere limpios diseños zerodinimicos.
En todo caso, la rugosidad, cabezas de remachos salientes de la superficie, falta de puli-
mentación, te, pueden originar pérdidas de presión que en todo caso es menester evitar.

El euadeo de valores dela fig. V-1, representa el efecto del ángulo de desviación de la co-
rente de admisión en las pérdidas de presión dinámica.

=|“
dr
dass uote

ares de K

ig VAE PERDIDAS DE PRESION SPGUN LA FORMA DEI. CONDUCTO DF ADMISION
DE AIRE DE UN TURBORREACTOR

81. %

DIFUSORES SUBSONIOOS.-Pusde obtenerse un alt valor del rendimiento de admisión,
iles pérdidas por ricción en las paredes del conducto y la separación del jo de aire den“
tro de d son minimos.

Para obtener altos valores del rendimiento de la admisión, lo que significa altos valores de
presión dinámica, en el caso de vuelo subsönico es necesario una relación de velocidades
V1/Vo de valor pequeño (ver fig. V-2), y para ello. es necesario que una gran parte de la
deceleraciôn ocurra antes de la Sección 1, dado que la compresión en esta región no leva
implícito las pérdidas que en cambio ocurren detrás de la Sección 1. Es decir, el proceso
de difusión, o conversión de energie cinática en energía de presión, ha de ocurrir la ma-
yor parte delante de la Sección 1.

[No es aconsejable valores V1/Vo elevados, pues entonces puede apafecer separación de flu-
Jo de las paredes y, aún cuando la(ricción sea pequeña, como ocurte con los conductos de
admisión en voladizo, el elevado gradiente de presión puede motivar un descenso del ren.
dimiento de admisión.

En la práctica, los conductos de admisión para vuelo subsónico estan diseñados para rela:
ciones de velocidad Vi/Vo aproximadamente de 0, pues aun cuando teóricamente re
sultaría mejor para 0% 6 0', resulta que para estos valores ol gusto de aire es pequeño,
y puede ser crítico para el empuje requerido en elevados regímenes,

La longitud del difusor debe ser tal que conalic el lujo de are hata ser admitido de for-
ma axial sin incurren grandes pérdidas por resistencia

Para evitar la seporación del flujo de aire de las paredes, el ánguló de estos con el ej del
motor ha de ser pequeño, aproximadamente 30 y, el perfil de entrada, no deberá ser sensi-
ble alos cambios del ángulo de ataque.

El conducto de admisión es,por lo genera, diseñado porel fabricante del avión, y no por el
de motor, y la misión es tan importante, que gran parte delas actuaciones dependen de él.

_ AA
250 mig 250 mis =
a rn, u |
i | y
H re 125 mine
Yo M"
1 |
% u 2
E a A h
Pi 2 REDUCCION DE LA VELOCIDAD DE Ar EN Drug PE ADMITO
|

82. La fig. V-3 representa el cárter frontal de un turborteactor, en donde los élabes guía ac-
tüan a modo de difusor de entrada, cambiando además la coriente de aie al ángulo öpti-
mo de funcionamiento del primer rotor. Obsérvese que en dicho cárter va situado el coji-
ete mis avanzado del motor.

Aproximadamente lavelocidad de admisión de ire al compresor de un turborresetor,com-
patible con la velocidad de arrastre producida por la velocidad tangencial delos álabes de
su primer rotor, es aproximadamente de 0'5 de Mach. Esto obliga a que, ya sea el avión
subsónico o supersónico, hay que adoptar el flujo de admisión adicha velocidad. En todo
caso, esun problems de reducción de velocidad de flujo de ire con la mayor elevación po»
sible de presión por compresión adiabätien, y esta es la forma de actuar los difusores.

payo de bes qui y dl cojinete
mit asado del tree peer

ig. Y). CONFIGURACION DE CARTER FRONTAL DE UN TURBOCOMPRESOR

x de hacer obeervar que el efecto del aumento de presión se consigue con la acción
conjunta del difusor de admisión y del cárter frontal del turbocompresor.

83. DIFUSORES SUPERSONICOS.- En el caso del difusor supersónico, en que el conducto
ha de ser convergente, esto será hasta que la velocidad sea reducida hasta el valor de nú-
mero de Mach unidad, A partir de esta sección, el conducto deberá ser divergente pare
actuar como un difusor sbsönieo, adeptando la velocidad a a rauerid para entrada al
compresor.

Cuando el avión supersónico lo es en muy altas velocidades, no basta el conducto conver-
gente-divergente, sino que son necesarios conductos de admisión de geometría variable, en
función de la velocidad, variando el ärea de entrada por movimiento axial de un cono de
admisión, movimiento que es en todo caso automático con las condiciones del vuelo y, en
algunos casos, impidiendo la entrada de una parte del alre de admisión al motor, 0 bien
una combinación de ambos sistemas. (Ver figura V-4).

Otro método de mejorar lossistemas de admisión, es conseguir que se forme en la admisión
una onda de choque y se sitúe en una posición que produzca la reducción de velocidad de
seada. Una onda de choque es una superficie de discontinuidad creada en el movimiento
supersónico, apareciendo una superficie fluida con un salto de elevación de presiones acom»
pañado de un descenso de velocidad, pesando ésta de supersönica à subsönica.

La figura V-5 representa
Utilizados para vuelo supersôni

rentes formas de conductos de adipisión o toma dinámica,

COMPRESION EXTERIOR
INTERIOR

Hg V4. TOMAS DINAMICAS DE COMPRESION INTERIOR Y EXTERIOR INTERIOR
PARA VUELO SUPERSONICO

84. CONFIGURACION.

ACTUACIONES

” D. INFIÑITAS ONDAS
A UNRONDA NORMAL B.. UNA ONDA OBLICUA | C- DOS ONDAS OBLICUAS OBLICU AS YUNA

Y UNA NORMAL YONA'NORMAL: NORMAL MUY DEBIL

Fig. V-5. DIFERENTES TIPOS DE TOMA DINAMICA DE COMPRESION EXTERIOR PARA VUELO SUPERSONICO

86

85. ‘Como hemos dicho, la misión del difusor es transformar la energf cinética dela corriente
de aire en presión estática a más baja velocidad, Para medir esta transformación es préc
o considerar el rendimiento del difusor (N) como relación entre las presiones de reman-
0 a la salida (pts) y ala entrada (pre).

Las fórmulas empíricas que e presentan a continuación, estimamos proporcionan buenos
“resultados para la gama de números de Mach (Me) ala entrada al difusor, que se indican:

Ra 71-011 Me! para Me de Oa 1.

Ng = 10075 (Me — 1)!" para Me de 125.
800

na 2 para Mo > 5
me 995

IT TT

86. 102

TURBOCOMPRESORES: TIPOS Y UTILIZACION.- Bajo el nombre genético de turbo-
compresores, se conocen aquellas máquinas que comprimen el aire o gus de forma conti.
nun, esto es, aumentando la energía del Cluido debido ala presión, mediante la aplicación
de un trabajo mecánico.

Según la iección de la corriente fluida, los utilizados en motores de reacción para la com-
presión del are, pueden ser de dos tipos: centrífugos, o axiales.

‘Los turbocomprecores se caracterizan en general porque pueden comprimir grandes gastos
de ale a presiones no muy alta, a diferencia de las compresores volumétricos, alternati-
vos © totalorios, que son apropiados para comprimir pequeños gastos a altas presiones

Los compresores centrífugos alcanzan elevación de presiones hasta de 2/1 por escalón.

Los compresores axiales, para que su rendimiento sea bueno, alcanzan valores de eleva-
ción de presión comprendidos entre 1'1/1 a 1°2/1 por escalón, si bien la asociación en se-
rie de vatios escalones puede hacerse mejor que con los centrifugos. Por esto, la mayor uti
lización de los compresores axiales para altos valores de compresión,

PERDIDAS Y RENDIMIENTOS. La compresión obtenida por turbocompresores, puede
considerarse como una transformación adiabilic, esto es, sin pérdidas ni absorción de ca
lor, pues el tiempo que tarda el aire en atravesar el sistema es del orden de centésimas de
segundo, con lo que el calor a transeri es despreciable.

El funcionamiento de un compresor se analiza en general através de los siguientes rendi-
mientos:

7
Rendimiento stabi: Na = —
%
Rendimiento mecánico: Tin = ——
Es
Rendimiento global: Ne = Nes Am =

siendo:

“Trabajo a comunicar al ire para obtener una determinada presión, supuesto el aire
sin fricción, esto es, en condiciones ideales

‘Ter Trabajo a comunicar al aire para obtener la misma presión que en el caso ideal, te-
niendo en cuenta el trabajo adicional para vencer la fricción entre la partículas de
aire, esto es, en condiciones reales.

al árbol del rotor para obtenerla presión requerida.

ae Trabajomecänico « comur
Los valores medio aproximados de estos rendimientos son, según el tipo de compresor,
los que se indican en la figura VE de la siguiente página, en donde puede observarse la
ventaja de Jos compresores axiales sobre los centrífugos, basado fundamentalmente en el
rendimiento mecánico obtenido por la asociación de varios escalones de compresión.

87. 109

COMPRESORES

Í
COMPRESORES AXIALES

AEREOS CENTRIEUCOS.

Ada: Na 0 oss
Mezco Reg om 095
Oben, on vs

Rotor de compresor cen
ago con Ses por

tine tole coa

Rotor de vanos escaores
de compresor axial sm

ple

Doble voor, ambos con
‘je moldeo, de compre
Sor mage

Doble row, can je co
vals de senos esco
ner de compresor aia,

1. Rotor de compresor cane
Aie cow aber por
‘mbar co

Rotor de tubocompresor
frontal para wn motor de
Ab fo 190 see

Pig. Vit. RENDIMIENTOS Y DIVERSAS CONFIGURACIONES DEL ROTOR
PARA COMPRESORES GENTRIFUCOS Y AXIALES

88. 104

TRABAJO COMUNICADO AL AIRE, Y PRESION OBTENIDA EN UN TURBOCOM-
PRESOR EN GENERAL. Previo al estudio particular de los compresores centrífugos y
axiales, se calcula» continuación la expresión del trabajo comunicado a fluido, ol trabajo
comunicado al rotor, yla presión obtenida.

Independientemente de que el compresor see del tipo centrífugo o axial, podemos consi
derar que la velocidad absoluta V del aie os (ver figura VI2),laresultantede la suma geo-
métrica:

TeVe +h th
siendo:

Vx , paralela aleje del rotor.
Ve» normal en cada instante as planos que contienen al je del rotor.
Vs. tadial con el rotor.

ig. Vi2. COMPOSICION DE VELOCIDADES EN EL ROTOR DE UN TURBOCOMPRESOR
EN GENERAL

Lavelocidad tangencial Vt coincido en dirección con la velocidad de arrastre 0 de rotación
U del rotor, pudiendo como oeurre en el ceso de determinados compresores centrifuyas
‘ener un valor sensiblemente igual a ella.

Los ángulos cx y 00 son de gran importancia, especialmente para el estudio de los com-
resores axiales, en donde la velocidad relativa de ataque alos álabes del rotor ha de tener
un ángulo de incidencia compatible con las características del perfil y velocidad de arrastre
U de éste

‘Para hallar la expresiôn del trabajo comunicado al aire en un compres, es menester ha-
‘er previamente dos hipótesis .

10... El movimiento es estacionario.

2°. El movi

sto es unidimensional.

89. 105

Al aplicar bajo estas hipótesis el toorema del momento cinético, respecto del eje de giro
del rotor entre las secciones de salida y entrada al rotor del compresor, se observa que Uni-
cainente la componente tangencial Ve produce momento respecto de dicho eje, pues Vx.
es paralelo y Ve le corta.

Así, resulta para un gasto de aire de G Kps.eg.+
al G
Mp = vor - Svan

te van van)

En My esti anglobado el bajo para comprime a y para veber la (iin. En valo-
res de potencia a transmit 12 ara la masa Gi, result:
2-0
tg = Mw = eu (Ven-Vun)
au=u

tia =-2 Wau — va 01)
yor nid de pat:

1 |
1279 va vun

Se hará uso de esta expresión para aplicarla especíicamente al caso de los compresores
centrífuos o axis.

Una vez conocido el valor del teabajo comunicado a a
la presión obtenidas calculará mediante la expresión:

por unidad de gasto, el valor de
ir

Pe
>=

an D)
un

Sm
(Ver Capitulo XIV, Fases dl Cielo en un Turbortesctor.

Con 1120 tj comunicado id, alr e asd» comunicar lr:
Send ac pr

90. 106

COMPRESORES CENTRIFUGOS.- Los compresores centriugos, fueron los primeros uti

los motoresde rexcción, tanto en los diseños americanos como ingleses, pues su
ligereza y fall de fabricación, cra y es compatible con la gran masa de aio
‘que pueden comprimit, cuando la elevación de presión exigida no es muy elevada.

En un compresor centrífugo, la entrada del xro tiene su velocidad absoluta sensiblemente
axial con el eje del rotor, y la salida tiene la componente de velocidad relativa tangente ala
Ung de cute de os labs de dich roto. sos vera present el dapama de
velocidades de funcionamiento de este compresor.

En general, as secciones longitudinal y radial de un compresor centrífugo adoptan la for.
‘ma que indica la figura VI-3, siendo los tres componentes fundamentales: el rotor, el difu
sor, y ol colector.

El rotor o impulsor está montado sobre un eje, y el conjunto encerrado en un cárter, den
xo del cual gira muy cerca de él, esto es, con poca tolerancia dimensional, al objeto de ev
tar en lo posible pérdidas de presión en el ara ya comprimido.

El rotor está formado por un disco metálico y, sobre una de sus caras, eva regularmente
espaciadoslos labes. En compresores pequeños, el disco y lo álabes están mecanizados de
forma conjunta en una pieza de aceto o aleación ligera; en compresores grandes, el disco y
los álabes e fabrican por separado, y después se unen remachados o soldando los dlabes al
disco. En algunos compresores, en la cara del rotor que leva ls álabes, van éstos unidos
para dar robustez al conjunto por un aro paralelo al disco.

Existen rotores de compresor eentífugo con álabes por ambas caras del dico, lo que per
‘mite manejar mayor cantidad de aire sin aumento del diämetro del disco.

Alrededor del rotor, y situado radialmente con éste, va colocado el difusor unido al cár-
ter, provisto de älabes guía fijos que, recibiendo al aire procedente del rotor, lo canal
zan suavemente hacia el colector, después de aumentarla presión de are

El colector es el cárter circunferencial de mayor tamaño del compresor centrífugo; tiene
forma de espiral con una o varias conexiones al exterior para entrega de aire comprimido.

El tunclonamiento del compresor centritugo es como sigue: (ver figura VI).

El ire penetra axismente por E, y escaptedo por los canales existentes entre los labes A
fijos al disco del rotor. Al girar el rotor, a gran velocidad urastra a dicho aire y, por fuer-
za centrifuga, lo impulsa hacia la periferi del rotor, pareciendo asien el are un inere-
mento de presión y un incremento de velocidad.

EI aire ale de los älabes del rotor con una velocidad absoluta, suma dela velocidad relti-
va respecto de los älabes, yla tangencial consecuencia del arrastre de giro del rotor. Los
‘labes gui del difusor están colocedos de forma que están en linea con la velocidad ab
soluta de salida del rotor, guiando así el ale hacia el colector.

La alta velocidad del aire ala salida del rotor, hace que el aire pose una eovada one
ética y, entonces, una delas misiones del difusor es transformar dicha energía debida ala
velocidad, en alto valor de energía debida a presión.

91. 107

Fig YI. CONFIGURACION DE UN COMPRESOR CEMTRIFUCO

‘Asi pues, existe una elevación de presión, tanto en el rotor como en el difusor (va más ade-

lantese indica en qué proporción se eleva la presión en dichos elementos, pues depende de
la contiguración de los álabes del rotor en ul disco).

La relación de presión en un compresor centrífugo, depende fundamentalmente de la velo.
«idad en laperifeia del rotor. Una alta velocidad periférica produce altas presiones y, por
ello, asrevoluciones de este tipo de compresores tienden a ser elevadas. Ver orden de mag:
nitud de elevación de presiones en Tunción de la velocidad periférica del rotor en Ia figura
VES.

Un conjunto rotordifusor, esto es, un solo escalón de compresor centrífugo, puede gene
rar una elevación de presiones hasta del orden de 2/1 y, cuando se requieran mayores ele.
vaciones de presión, se sitían en serie varios escalones, como indica la figura VIS, si bien,
esta asociación de compresores puede ser sustituida con ventaja por el dispositivo de com
presores axiles, pues de aquella forma el rendimiento baja mucho,

93. 139

vs — á

oo 300
300 wu

Fig ré, COMPRESORES CENTRIFUGOS EN SERIE

94. 10

TRABAJO COMUNICADO AL AIRE Y DIAGRAMA DE VELOCIDADES DEL AIRE,
SEGUN EL TIPO DE ROTOR DE COMPRESOR CENTRIPUGO.. La figura VI repre-
senta el diagrama de velocidades del aire en un compresor centrífugo para las tres configu
raciones de los álabes del rotor en el disco, pues ello juega especiatisimo papel en el com
portamiento del compresor. Bstas diferentes configuraciones son:

4) Alabes con curvatura hacia atrás (contrario al sentido de giro del rotor)

b) Alabes radiates.
©) Alabes con curvatura hacia adelante (en el mismo sentido de gro que el rotor).

Ty =$ (Ve va Un

Ahora bien, en el caso de los compresores centrífugos el término Ve1 U es despreciable
frente al Vi U2, por lo que sin gran error sa puede escribir:

&
ty = veu

les, o hacia adelante) y, en el caso de los álabesradales por ser sensiblemente Vi
resultas

Es decir, el trabajo comunicado af ae, y por lo tanto la elevación de presión obtenida, es
proporcional al cuadrado del diámetro del rotor y al cuadrado de las revoluciones del ro.
tor, pues:

U2 = Dan

Ocurre, que para el mismo valor de U resulta: (rer figura VES).

Vat) < Ver) < Velo

‘Se puede enunciar pues, que pars la misma velocidad de rotación:

Tato <Ti2ib) < Tee)

95. in

y por lo tanto, la elevación de presión está en el orde

Sp (a) < Sp (by < 4p le)

Esto es, el trabajo comunicado al aire es mis elevado en el caso del compresor con ilabes
del rotor con curvatura hacia adelante (tipo c), aun cuando, como veremos, tieneinconve-
ientes que lo hacen en genera! no utilizable,

Cuando, aun menteniendo la velocidad de giro, aumenta ol gasto de aire (por ejemplo
abriendo un mayor paso a la admisión de aire en la entrada), lo qué supone un aumento de
Ia velocidad ateoluta V del are (ahora V"), se ve que la componente tangencial V; (ahora
VE) aumenta en el tipo e, se mantiene en el tipo b, y disminuye en el tipo a, (ver figura
VIB); por lo que a variación del trabajo comunicado alrotor, que vá transformarse en ele
vación de presión, es mayor en el tipo e respecto del b, y on éste réspecto dela, es decir, el
incremento de presión está en el mismo orden que el comportamiento según el tipo de
«compresor, es decir:

Cap < (bp) < (Ape

Llevados estos resultados a valores de presión, resultan (ver figurá V1-9), las curvas carac»
teristicas del funcionamiento de los compresores centrífugos

ón de!

Las líneas continuas (e bc), reflejan el resultado teórico, de acuerio con la var
‘componente tangencial V¢ al variar el gasto de aire.

Las líneas de trazos (abc) reflejan el comportamiento real del compresor, teniendo en
‘cuenta as pérdidas. Estas pérdidas, son debidas fundamentalmente al bajo rendimiento del
difusor y, por lo tanto, están ligadas direetamente a la propoxción de elesación de presi
en el rotory en el difusor que, como veremos, queda determinada por el grado de reacción
del compresor,

"a álabes hacia atrás.
Db’. älabes radiales.
1° labes hacia adelante.

‘Ahora bien, la elevación de presión con el aumento del gasto, que teóricamente acusa el ti-
oC, queda contramestada por efecto de ls pérdidas de presión ocasionadas por el fend-
meno de inestabilidad, que en este tipo de rotor es más acusada que en los otros dos, pues
únicamente para un margen muy próximo a un determinado gasto, seobtiene la máxima.
presión, que decrece mucho al alejarse de él

96. Sentido de giro del rotor

— = AA

we
v2
BO
(a) (0) de)
Radiales Curvatura hacia adelante

Curvatura hacia atrás

Configuraciones de los älabes

Velocidad absoluta del aire Subíndices 1.- Condiciones en la raíz del álabe
(entrada del aire).

4 2. Condiciones an la periferia del

Velocidad de arrastre del aire (giro del rotor) a
Subin
álabo (salida det aire)

Velocidad relativa del aire (respecto de los álabes del rotor)

Las velocidades en 1, son mucho mis pequeñas que en 2, por lo que se consideran solamente éstas para analizarla

elevación de presión

Fig. Vi-7. DIAGRAMA DE VELOCIDADES DE FUNCIONAMIENTO DF UN COMPRESOR CENTRIFUGO

ait

97. ns

i
labs haci tie Alba rs Alper hacia alone
fy 6

Fig. Vik. EFECTO DEL AUMENTO DE GASTO EN LAS VELOCIDADES ABSOLUTA Y

RÉLATIVA PARA VELOCIDAD DEL ROTOR CONSANTE (CON)
RIFERIA DEL ALABE)

JONES EN LA PF

Relecón de Prim

Gato de sie (= consent)

ig, V19. CURVAS DI ACTUACIONES SEGUN LA CURVATUR:

br: Los arasıs

98. ns

CONFIGURACION DEL ROTOR DE UN COMPRESOR CENTRIFUGO.. A continuación
se enumeran los detalles de carácter general relativos al rotor de un compresor centrífugo,
(ver figura VÍ-1). Se observa que muchos de ellos, tienen la misión de disminuir el efecto
de tracción'o empuje en dirección axiel, que aparece en el rotor simple de álabas por una
sola cara, por efecto de la diferencia de presiones entre las caras del disco. Esta tracción
tiene especial efecto en el desgaste de cojinetes y flexion del disco.

Número de fabes.

Dentro de ciertos límite, el número de álabes no & muy crítico en el funcionamiento del
«compresor centrífugo.

Pocos älabes traen consigo alta velocidad de torbellino, y por lo tanto, elevadas pérdidas
de presión.

Muchos álabes aumentan la superficie de fricción, aun cuando el guiado sea mejor; por
so, una solución intermedia es colocar älabes cortos en la periferia intercalados entre los
älubes principales, con lo que se facilita el guiado. El número de álabes, es preferible que
sea número primo, pues entonces los efectos de vibración son menores

Relación diémetros inteior/exterior (DA / Do).
Esta relación está ligada a la condición de mantener un área suficiente en la entrada al 0
or, para asegurar el gasto necesario a bajas velocidades.

D1/Dg varía entre 0'45 y 0°70, siendo el mimero de Mach de a velocidad absoluta al on
tada, no superior a 0°75.

Espesor de los labs.

No afecta mucho al rendimiento del compresor, si bien se obtiene mejor comportamiento.
con álabes delgados que tengan acuerdos al disco comprendidos entre 4° y 6°
Rebajes en a periferia del disco,

Es corriente rebajar la periferia del disco en el espacio entre dlabes, con hendiduras en for.
ma de arco de cito, y con ello se obtienen las siguientes venta):

+ Disminución de peso.
Disminución de esfuerzos enel nücko del disco.

Disminución del efecto de empuje que aparece en los rotores simples (álabes
por una sola cara del disco), ya que se disminuye la superficie del

Proporcionan una buena zona en donde actuar para el equilibrado. del disco

Holguras anterior y posterior de la caras del disco con el cârter.

Para rotores dobles (äläbes en umbıs caras del disco), la holgura en ambas caras, anterior y
posterior, suele ser del orden de 1'5 mm. pes ain cuando tsôricamente pudiera ser me-
or, ya que prácticamente no hay desequilibro de presiones entre sus caras, son por lo ge-
neral de gran diámetro, y operan a altas velocidades, pudiendo flexar e disco: posibilidad
esta que no puede aparecer en pequeños rotores

99. ns

Para rotores simples (älabes solamente en la cara anterior del disco), la holgura es mayor
en la cara con älbes, anto la posibilidad de flexado hacia esa cara por el efecto de empu
Je, siendo del siguiente orden:

Cara anterior (con álabes): de 10 a 1'5 mm.

(Cara posterior (sin labes): de 0'8 a 10 mm.

“Taladros para equilibrado de presiones

El papel principal, es educir el efecto de empuje del disco por equilibrio parcial de presio-
nes, entre las zonas anterior y posterior de los rotores simples.

El número de taladros'es tl, que la suma de su ären transversal sta aproximadamente el
175 por ciento de ln superficie eircunferencial del diámetro exterior el rotor.

No puede conseguirse un total equilibrio de presiones, pero puede teducitse por este siste-
ma el desequilibrio en valores comprendidos entre 1/3 y 1/2 del valor inicial.

Alabes en la cara posterior para equi

io de presiones.

Su misión es reducir también el efecto de tracción en el disco. Colicando pequeños álabes
gía en la cara posterior del disco del rotor simple, aumenta también ligeramente la eleva
ción de presión.

Aro guia

La colocación de un arosobre la superficie de los álabes en la parte periférica normal al dis.
co, disminuyen las pérdidas por fugas, y se obtiene mejor guiado. |

Una gran parteo, cas todas las mejoras enumeradas, ls incluyen los compresores oenrifu
os utilizados en los turborreactores, pues las actuaciones de éstos dependen fundamental»
mente del rendimiento del compresor.

Fig 11:10. CONPICURACION DE LOS COMPONENTES DE UN COMPRESOR CENTRIFUCO

101. CONFIGURACION DEL DIFUSOR DE UN COMPRESOR CENTRIFUGO. I disor,
come tha dicho, esl espacio eicanferenela que rdea lotr ymin fundamen:
tales evra cn ec cota de mine In velocidad dele que leg do.
PS

El difusorpuede ser de sección rectangular o trapecia, y puede tener vanos o no. (La figu-
ra VELL corresponde a un compresor con difusor de sección rectangular)

En so de acelin tapes gu ete los dos conve rs oh entr 30 y
48°.

EX ángulo dels vans oscila también entre 30° y 45° H

Relación diámetros exteriorfinterior (D4/D:

[Bata relación esta ligada con el diámetro exterior del rotor Dg de forma aproximada por:

Di CONFIGURACION 04/07 D41b3

Con estos 720 190

Sin Vamos vo vss

Námero de vanos,

La experiencia aconseja que, para el difusor provisto de vanos, el número de stos no sea
menor de 6, lo ideales que sea igual al número de cámaras de cómbustión, pudiendo to-
marse éstos, ise puede, de tal forma que la frecuencia de excitación dada por el producto
delavelocidad del rotor por el número de vanos, sea inferior ala más baja frecuencia de vi
ración delos álabes.

Dimensiones delos vanos.

‘Una buena proporción para el paso entre vanos, es aquella dada Li

102. us

Altura entre vanos (b), aproximadamente igual al ancho axial del vano (0).
Longitud del vano, aproximadamente cuatro veces su altura.

Espesor de ls vanos: 900 a 900 mm., » menos que por rigidez del difusor se exi-
jan mayores espesores.

Espacio entre vanos,
Normalmente, el espacio entre vanos es igual entre todos ellos, sin embargo veces, para

evitar problemas de vibración por sincronismo de desrerga, están desigualmente espacia-
dos, y entonces se adopta la siguiente solución:

Dos o más grupos de vanos, teniendo cada grupo igual separación, pero diferente entre los
grupos. Por ejemplo: (ver figura VI-22), doce vanos en dos grupos de seis cada uno. El ne
aula entre vanos de cada grupo por separado es 7, y el ángulo entro cada grupo es 7/2 ,
de esta forma, sien un rotor comienza a vibra en sincronización con los impulsos de pre
sión, queda amortiguada la vibración al pasarlos labes frente al otro grupo.

‘ig. 17.12 ESPACIO ENTRE VANOS DEI. DIBUSOR

103. us

CONFIGURACION DEL COLECTOR DE UN COMPRESOR CENTRIPUGO.. El cole
tor recibe el aire ya comprimido en el rotor y en el difusor, y puede adoptar una de las
formas que se indican en las figuras VIALS.

No existe gran diferencia en el comportamiento de las secciones[del colector rectangul
2850 circulares.

El rendimiento Lampoco difiere mucho de que la descarga sea tehgencial o radial, si bien,
el caso de descarga radial parece actu mejor incluyendo élbes gia a a aid.

an E

SECCIONES AXIALES

SECCIONES RADIALES

ig 113, DIVERSAS PORMAS DEL COLECTOR DE UN COMPRESOR CENTRIFUIGO

104. 120

FORMA DE OBTENER EL AUMENTÓ DB PRESION EN EL DIFUSOR.- La misión más
importante del difusor, además de canalizar el aire suavemente hacia el colector para zedu-
cir al mínimo la turbulencia, es transformar la energía cinética de a corriente de aire ala
salida del rotor, en energía de presión.

Esta transformación va acompañada de grandes pérdidas de energía, pues si bien es relati-
vamente facil convertir Ia energía debida a presión en energía cinética o de velocidad
con alto rendimiento, es muy dificil el procesa inverso, que es precisamente lo que ha de
acer el difusor, convertir energía cinética en energía de presión

Otservando el difusor representado en la figura VI-1, resulta que:

Va > Va > Va

¡sción de velocidad trae consigo un aumento de presiön, si bien ls velocidades.
se ven un poco reducides por el aumento de densidad a lo largo del recorido al aumentar
la presión.

V4 en estos compresores es del orden de 120 m./seg.

DISTRIBUCION DEL TRABAJO APLICADO AL ARBOL - Tomando como referencia el
trabajo aplicado al arbol del rotor, la distribución aproximada de este trabajo es como si-
sue:

‘Trabajo de compresión adiabática OS
Pérdidas diversas + + «+ «+ + + ee ee 2 oo
‘Trabajo aplicado al bol. + + +: 100 %
Las pérdidas se distribuyen sensiblemente de la forma siguiente:
Fricción en los cojinetes - . + 150%
Fricción en el disco . o 78000
Fricción en la superficie de los ilabes . . . . . . 600 0/0
Fugas rotor/edrter. AE D Je Ne 200

‘Trabajo adicioral por elevación de temperatura aire. 6100 %0

© Pledidesdiveras ne 2200 °%o

Como puede observarse, el mayor porcentaje de pérdida de trabajo aplicado al rotor está
incluido en la fricción y en el trabajo correspondiente a la elevación de temperatura del
aire. Pueden obtenerse mejorasen el rendimiento global de compreción, con número de ála-
bos pequeño y con guiado hacia éstos en la entrada del are y, desde el punto de vista ape
rativo, ya veremos cómo la inyección de agua en la admisión, al hacer descendor la tempe-
ratura, exige menos trabajo para la misma elevación de presión.

De acuerdo con las definiciones dadas para rendimientos de compresores, se deduce que el
rendimiento del compresor tomado como referencia paa las cifras antes indicadas, tiene
un valor global del 7890,

105. am,

GRADO DE REACCION DE UN ESCALON DE TURBOCOMPRESOR CENTRIFUGO.
Esla relación entre el incremento de energia debida a la presión en el rotor, y el incremer
to de dicha energía en el conjunto estatorzotor. \

Viene determinado por la expresión:

1, Va tea
ETS
2 202

Siendo & 2 el ángulo de salida del abe (ver figura VI-T) que es:

a) Positivo para el caso de labs con curvatura hacia atrás!
)Nulo para el caso de álabes radiates.

e) Negativo para el caso de dlabes con curvatura hacia adelante.
Resultando as lo siguientes valores del grado de reacción (ver figura VI-14):

a)K>05 Secleva más la presión en el rotor que en el difusor.
bIK= 05. Se eleva por igual la presión en el rotor y en el difusor,
e) K<0'5 Se eleva mis la presión en el difusor que en el rotor.

Rain dera

1 aed

ASS

(a | ©

Fig. 18. VARIACION DE PRESION EN EL ROTOR Y EN EL DIFLSOR DE UN
COMPRESOR CENTRIPUCO

106. 122

EL FENOMENO DE INESTABILIDAD. Los compresores están diseñados para funcionar
con un determinado gasto de aire a unas RPM que proporcionan una velocidad tangencial
determinada Vs, de tal forma que la presión decrece cuando el funcionamiento es por en-
cima del gasto correspondiente al valor del diseño, esto es, aproximadamente lazonara-
yada sobre las curvas de actuaciones de la figura VIS.

La pérdidadepredón cuando aumentael gasto en esta zona, es debido a que con el aumen-
to de flujo de aire aumenta la fricción. También, aun cuando en menor cuantía, sil gas.
to G decrece en la zona no rayada, disminuye la presión debido al efecto de turbulencia

Ahora bien, operar en el margen izquierdo no rayado de la figura VI, de las curvas, es
pricticamente imposible, porque se observa que la operación es inestable; sto es, variacio-
es, aumento o disminución de gasto y presión.

La inestabilidad es producida por la superposición de un fujo de aire en el sentido normal,
con flujo en dirección opuesta, y que aparece a intervalos regulares. Esta incetabilidad ha:
e que en un espacio entre älabe el lujo sea normal; esto es, hacia la perifera, y en e es
pacio adyacente sea hacia el centro. Las causas de esta incstablidad, pueden justificarse
por lo siguiente:

Supuesto un compresor actuando en el máximo de la relación de presiones, para un área
determinada de las secciones de entrada y salida del air, cualquier descenso vessional del
isto traerá consigo una disminución de presión y, esta disminución, a simultáneo del gus-
10 y la presión, ocurrirá hasta un valor mínimo de presión. Si ahora ocurriese accidental-
mente un ligero aumento del pato, traería consigo aumento de presión, apareciendo pues
sucesivamente aumentos y disminuciones de gasto y presion; esto es, la inestabilidad

El gasto por debajo del cual aparece esta inestabilidad, se denomina límite de pulsación y,
aun cuando teóricamente debiera ocurrir para el gasto correspondiente al máximo valor
del incremento de presión, aveces corresponde a un gasto menor, pues depende de la con-
figuración delas cámaras que han de admitir el are procedente del compresor.

Cuando al gasto ext par encima del valor correspondiente al límite de pulsación, e funcio:
namiento es estable.

Una medida aproximada del margen de estabilidad es la relación existente entre los gastos
máximos y mínimos en régimen estable, que depende por otra parte de Im RPM y, por lo
tanto, de la velocidad periférica del rotor. El orden de magnitud aproximado de est relax
ción, es el siguiente:

Past 300 m. fee. (Gmáx / Gin) es. 200

Pare U = 500m. seg (Gmáx/Gmin) est. = 130

107. 123

VELOCIDAD DE TORBELLINO.- En todo el estudio precededte, relativo al funciona-
miento delos compresores centrífugos, se ha considerado que la edrriente de aire a lo lago
de los espacios existentes entre cada dos álabes del rotor, tenía su componente de veloci

dad relativa tangente a a linea media entre dos álabes.

Por el contrario, ha podido comprobarse (ver figura VI:15), que tanto en los compresores
de álabes hacia atrás como radiales la velocidad en las proximidades del úlabe A es mayor

que en las proximidades del álabe B, para el sentido de gio del ri

or dado por la flecha C.

Esta diferencia de velocidades en älabes, origina un torbellino en el sentido que indica la

ica de la velocidad de :

figura. Pues bien, la componente peri

torbellino tiene sentido

contrario a la del rota, or lo tato, oiga una disminución de a velocidad tungen
Ve y. por condpunt, una minación dl aba comunicado ll, y una lin

ción de presión.
El valor de esta vel
tanto menor cuanto mayor es el número de álabes.

d de torbellino Ve, depende del número de álabes en el rotor, y es

aps,

i
Fi PEI ORIGEN YABECTODS LA VELOGIAD Da THRBELEN

108. 124

CURVAS DE ACTUACIONES DE LOS COMPRESORES CENTRIFUGOS. Las curvas de
actusciones para cada compresor centrifugo, son del tipo que indica la figura VI-16:

La figura VIH16 (A) representa las. curvas características dela relación presión gasto, eda
‘una dé ellas para una determinada velocidad del rotor. Cada curva tiene un punto de pulsa:
ción o límite de estabilidad, que depende fundamentalmente de la forma delos álabes del
rotor, En los álabes radiales, este punto está muy cercano al de la máxima presión; en el de
Álabes con curvatura hacia atrás, está a la izquierda del correspondiente a máxima presión
y, nel de ilabes con curvature hacia adelante está a a derecha del punto de máxima pre
sión. Se ve pues, que la zona de funcionamiento estable más amplia corresponde al com
presor con älabes de curvatura hacia atrás, y la menos amplia al de álabes con curvatura ha-
cia adelante.

La unión de todos los puntos límite de estabilidad, proporciona una parábola que,en el
gráfico presión-gasto, pasa por el origen de coordenadas y que limita a la derecha la zona
estable, y ala zquierda la zona inestable.

La figura VI-6 (8), teprosenta las curvas para las mismas RPM que ls descritas anterior.
mente, que ligan el rendimiento global del compresor con el gasto de aire, y en elles pue-
de verse que el rendimiento máximo para cada régimen varía poco para todas ellas, esto
+, el rendimiento prácticamente se mantiene constante.

f

gelingen Pein ho
0 100
125 eM
lon mm ” |
100
01 Ed 5 aa
vo]
ast =
025
o al
V2 08 O75 100 125 150 05 om ET IE 150]
Casto respecto deo sta respeto dso
a m

Fig V-16, CURVAS DF ACTUACIONES DE LOS COMPRESORES CENIRIFUGOS

109. 125

EJEMPLO DE CALCULO DE. LA POTENCIA ABSORBIDA POR UN COMPRESOR
CENTRIFUGO.. Presentamos un ejemplo de cáleulo de la potencia necesaria para actuar
‘un compresor centrifugo con el cual se desea alcanzas una elevaciöh de presión de 2/1, fun
cionando en unas condiciones de temperatura de admisión de aire de 15% C, y siendo el
gasto de aire a comprimir el correspondiente a un pequeño turborreactor de 1.000 Kes. de
empuje, con un gasto de aire de 20 gramos/segundo por cada Kg. de empuie.

= Cileulo del trabajo especifico:
T'12 (Kcal / Kg.) o (Kem. / Ka)

A partir del rendimiento adiahitico de la compresión y represehtad por subindices 2 y
2 lascondiciones reales ideales respectivamente ala salida de) compresor y por subí

dice 1 a entrada, resalta
o> ES
»2
one VE

12
Sam _ PT (E-

Me

CRD ve H Tu
ES
»2 optim Y,
(2) ne, u slag al
y en muestro ejemplo: |
na

|
Cp 7024 KcalIKg/OK ;T1 =279+15=2880K ; Ma=2; 11a 7 =2 Y ©2167

y admitiendo un valor medio de Me =0'80, normal para los compresores del tipo cen-
trítugo: ñ

. ,_ 024x288(2167-
Tia 0°80 EL

— Cáleulo del gasto de

18'7 Keal/Kg.= 427x18'7Kom/Kg.=8.000Kgm/Kg.

2 comprimir
Empuje del motor: E = 1.000 Kg.
20 gr./g./Ke. empuje ; Ga = 20.000 gr.ieg. = 20 Kasse
— Cileulo de la potencia necesaria para comprimir Ga Kgs, de a

112 Ga. 712” 20 x 8.000 = 160.000 Kgm./seg.
— Cálculo de la potencia absorbida para le elevación de presión:

Pi2= 712/75= 160.000 / 75= 2.188 CV.

y admitiendo un rendimiento mecánico Am = 0190 resulta:

P12 (m) =P12/ Mim = 2.198 / 090 = 2.370 CV.

00-000000000000

110. 128

COMPRESORES AXIALES: TIPOS DE ROTORES Y DIAGRAMA DE VELOCIDADES

DEL AIRE. Los compresores axiales, por su configuración, elevado rendimiento y facil
dad de acoplamiento de varios escalones, han adquirido un gran desarrollo en la técnica
de la propulsión por rescción, y de ellos han partido multitud de variantes: compresozes
axiales sencillos, compresores axiales dobles, turbocompresores para motores de doble flu-
Jo en disposición serie o paralelo, et.

La diferencia fundamental respecto del compresor centritugo es, que en el axial la corre
te de aire sigue una dirección sensihlemente paralela aleje del rotor; la velocidad radial es
ula, y el gradiente de elevación de presión por escalón se obtiene la mayor parte por difu-
sión¡esto es,en el estator o difusor, pues la entrada y salida del rotor tienen prácticamente.
el mismo radio, cosa que no ocurre en los compresores centrifuges, en donde la diferenci
de radios entre la entrada y salida lleva consigo una elevación de presión por fuerza centrí.
toga.

En perspectiva y sección longitudinal, un compresor axial de varios escalones adopta I for-
ma que indica la figura VIA, en donde se muestran los dos componentes fundamentales:
rotor, y estator o difusor.

E rotor está formado por un tambor coaxial con el ej de giro y, sobre dicho tambor, van
situados radialmente una serie de sabes, constituyendo cada estrella una cascada que gira
solidariamente con el tambor.

El rotoro difusor está constituído por una cascada de dlabesestitios, fijosal citer cizcun-
Terencial del motor.

Cada componente rotor-estator, forma un escalón de turbocompresor.

Debido a la rotación de la cascade de élabes del rotor, el ace sdquire una velocidad tan-
gencal, coincidente en dirección con la velocidad de arrastre o de rotación del motor, se
gún muestra la figura VIL2. Esta velocidad tangencial proporciona ún momento cinético
respecto del je del rotor, mediante el cual se comunica un trabajo al are para la elevación
de presión.

Lacomponente de velocidad tangencial que el sire adquiere durante el paso através del ro
tor, es corsiderablementa disminuida a su paso por los dlabes del estator correspondiente
y; de esta forma, ol aire entra en el conjunto de dlabes rotatorios del escalón siguiente con
‘una velocidad absoluta sensiblemente igual que en el rotor precedente.

El proceso descrito se repite tantas veces como escalones o conjuntos rotorestator tenga
el compresor. Vemos pros, que en los ilabes del rotor, la velocidad absoluta del aire
“aumenta, y en los del estate disminuye hasta su valor inicial. Como consecuencia de sto,
“ocurre una elevación de energía cinética de los älabes móviles (rotor); y una disminución
en los fijos (estator). Aparentemente, parece como si se anulase en el estator la energí
ransmitids al ale en el rotor, s bien, lo que ocurre es que la energía cintica transmitida
ei el rotor, es transformada en energía de presión en el estator. Aparecen de esta forma,
sucesivos aumentos de presión en ceda escalón, como se indica enla figura VIT.

111. Fig. VILA. CONFIGURACION DE ROTOR Y ESTATOR DE UN TURBUCOMPRESOR AXIAL

112. 130

ROTOR
Wg — Velocidad rlain del ae respecto del abe del retrace él
Uz = Velocidad rate el roto
2. Velocidad ebolut de salda del are del rotor
V2 Components tangencial de a velocidad abrolutadeloyo ala sada del rotor
Ve Component de velocidad avi! de ance dire

ESTATOR:
Wy Velocila relava de re respecto del lab de estor ak shlade él

73 = Velocal bata de aida del ie del aa.

Vaz, = Componente tangencial de a velcida absolute del cre ala aka de ao.
Ye Component de velocidad aca de unge del are

Pi. VII. DIAGRAMA DE VELOCIDADES EN UN ESCALON DE TURBOCOMPRESOR AXIAL.

113. ROTOR ESTATOR ROTOR STATOR

Fig. VIL3. VARIACION DE LA VELOCIDAD ABSOLUTA DEL AIRE Y DE LA PRESION EN LOS COMPRESORES AXTALES

Tet

114. 182

El are, emerge de ls ilabes del rotor con una velocidad absoluta, suma vectorial de a axial
de salida yla tangencial del rotor, o lo que es lo mismo, también suma vectorial dela velo
cidad relaivade salida del rotor yla velocidad de arrastre del rotor.

Va=V,+ Va; Va We +U

Esta velocidad absoluta emergente del rotor, es superior a velocidad absoluta de entrada
a dicho rotor, y su dirección no resulta paralela al eje de giro, sino inclinada un cierto än-
fal, bajo el cual entra en le cascada de élabes fijos del estaor que forma eee con el
rotor precedente.

La entrada de aire en el estator ha de ser suave y sin pérdida de energía por choque, para
lo cual, el ángulo de ataque delos ilubes del estator ha de ser el óptimo correspondiente.
El objeto de estos ilabes del stator, además de aumentarla presión por difusión, es guiar
la corriente de aire en la dirección óptima para el rotor siguiente, de tal forma que el aire
penetre en la siguiente cascada del rotor con velocidad absoluta de igual magnitud y direc
ción que en el rotor precedente.

Esnotmal que, delante de la cascada de labes del primer rotor, sesibíen unos álabes guise
al objeto de cambiarla dirección de la corriente, originariamente axial, adaptándola a än-
ulo de ataque óptimo de los dlabes del rotor (Ver figura VILA).

Fi VILA. DIAGRAMA DR VELOCIDADES EN LOS ALABES GUIA

115. 133

‘TRABAJO COMUNICADO AL AIRE EN UN COMPRESOR AXIAL.- En el caso de los
compresores axiales, el trabajo comunicado al aire y, por lo tanto la presión obtenida, es
Tunción de los ángulos o¢ que forma el campo de velocidades del sire con los perfiles de
los dlabes, y que son sensíblemente proporcionales alos ángulos /3 característicos de cada
perfil enla cascada de älsbes de cada escalón.

A partir de la expresión general del trabajo por unidad de gasto comunicado al aie:

T= (U2 Veh Ver)

y teniendo en cuenta que en el emo de los compresores exes result:

WeU = U

resulta

Ta = (Ve = Ya)

que en función de los ángulos of característicos, adquiere la fórma:

3) En función de 2 y 1.

E)

Te

b) En fur

de 002 ya.

y
e = Vetere)

El trabajo comunicado al ate, y por lo tanto la elevación de presión, e tanto mayor cuan-
to lo sean, además de la velocidad del rotor, la diferencia de ángulos 2 — &1, o bien la
dec") — &'2, que se indican en el diagrama de velocidades de lasiguras VIL-2 y VILA.

Las ngulos de staque de o petit del oor y stato, están disfados pata uncon en
Ia contlcanes Spa, en nodal eee pueden manten, mato por ca
ar trans que an pre pueden ober cou sar Incline wre de
tina ce aun sudo son lada mac, consu Aal To tai peje
ie ss oso. i

116. 134

ENTRADA EN PERDIDA Y LIMITES DB ESTABILIDAD DEL FLUJO DE AIRE EN
LOS COMPRESORES AXIALES. Se llama “pérdida” al fenómeno de falla de continui-
ed en la compresión que puede aparecor en los compresores axiales, y que se manifiesta
de muy diversas formas, especialmente pulsaciris que pueden ir acompañadas de fuerte
ruido, incapacidad del motor para acelerar correctamente, y deceleración del motor sin ha
ber actuado sobre el control de empuje.

Sedenominafenómeno de “pérdida”, por la similitud en la forma de producirse con la que
¡ocurre en el ala de un avión en que aparece falta de sustentación por elevación del ángulo
de ataque. Aquí, en el caso delos compresores axiales, la “pérdida” produce falta de com-
presión por aumento del ángulo de ataque efectivo que forma la dirección de la velocidad
relativade entrada de la corriente a los dlabes del totor, con la cuerda de los perles de sus
Alben.

La velocidad relativa de ataque a los perfles de los älabes del rotor, viene determinada por
la resultante de la diferencia entre la velocidad de arrastro U yla tangencial Vt con Iave-
locidad axial Vz. (Ver figura VIL).

GC + ample de atque fective de la
‘orton dea

B > fran geamän det le de

Fig, VIS. TRIANGULO DE VELOCIDADES RESPECTO DE UN ALARF DEI. ROTOR

La similitud de lo que ocurre en el compresor alo que ocurte en el ala de un avión, es sólo
‘en cuanto a la aparición del fenómeno por la posición relativa del ala o labo respecto ala

ocidad del avión, o dirección de a coriente respectivamente. En el caso del avión, apa:
rece por cambio de posición de ste, producida por el piloto através de los mandos de vue
lo, o por la aparición de una ráfaga que haga variar el ángulo de ataque normal de vuelo.

Enel caso del compresor axial, la "párdida” puede aparecer por muy diversos motivos, y to-
dos ellos tienen de común el efecto que produce un aumento de ángulo de ataque por la

117. 196

disminución relativa de la velocidad axial Vz respecto dé las RPM, a las cuales es propor-

cional la diferencia U— Ve.

Esto es, el paso de un ángulo x de régimen estable otro mayor que produzen “pérdida”,

será en todo caso por disminución de la relación Vz/U — Ve), y

Aue puede aparecer por

disminución de Vz 0 aumento de RPM, que no es seguido por Vz en la misma proporción.

Exceptó cuando la entrada en “pérdida” proceda de un funcionamiento anormal del pro-
pio motor y, principalmente de la unidad de control de combustible, la mayoría de las ve.

ces el fendmeno ocurre en alguno de los casos siguientes:

2) Posición de vuelo del avión que produzca un ángulo d
älubes del rotor, incompatible para funcionamient

ataque efectivo en los
normal del motor.

b) Vuelo en zona turbulenta que produzca un desigual reparto de presiones enla

zona frontal del motor.

©) Disminución de la componente de velocidad axial de admisión Vz a RPM cons.

tantes, por efecto de aumento de temperatura exter
‘motivo, sila unidad de control de combustible actúa cot

ySalección brasa de acción del postquemador, en los

procedimiento de aumento de empuje.

4. No aparecerá por este
rectamente,

tores dolados de este

€) Operaciones de aceleración y deceleración del motor, en circunstancias que fa

voreztan la entrada en “pérdida”. La aparición del
la deceleración, puede ocurrir especialmente en el caso
Tes dobles.

1) Entrada de hielo por el conducto de admisión de aire.

1) En la operación de empuje reversible,

nömeno de “péxdida” en
Be los compresores ax.

Se analiza a continuación la forma de aparecer la “pérdida” en los casos enumerados, y

cómo puede evitarse el fenómeno.

Téngase en cuenta, qu

|
los compresores axiales, la velocidad Vz

2 es proporcional a ls:

RPM y, en cada fase de la operación, el ángulo de ataque etectiro & se mantiene en unos

valores razonables que evita la “pérdida”, acompañando un aumento.

de RPM y una disminución de Vz a una disminución de RPM.

de Va un aumento

2) Como muestra la figura VILG, la entrada de aire por el conducto de admisión

puede estar afectada por la po

in relativ del avión q motor, respecto a a ve

Jocidad verdadera en el are ain en calma en donde se muevo.

En efecto, la zona de sombra de disminución de presi)
‘ce un menor velocidad de entrada Vz y, por consigul
cascada de álabes frontales comienza a “pérdida”.

en la admisión, produ-
e, en un sector de la

Deberán pues evitarse las posiciones límites del avión que puedan producir este

ded.

fenómeno, ben un buen diseño del conducto de admin aria

sta posibili

118. 196

b) Todos los álabes de una misma cascada, sólo tendrán el mismo ángulo de ataque
efectivo, cuando la distribución del aire en La superficie frontal del motor sea
unifurme. Cuando la distribución no es uniforme, ea ierogulr distribución ten
de a mantenerse en la misma proporción en todos los escalones del compresor.

Si bien en todos los conductos de admisión puede existir variación mayor o me-
nor de esta distribución (ver figura VIE), que hace que cada álabe del rotor
cambie su ángulo de ataque efectivo cuando pasa de una posición a otra al girar
alrededor del eje del rotor, esta distribución anormal es tolerable cuando la dir
tribución frontal de presiones no tiene una variación superior al 5 0/0 aprosima-
damente. Si la distribución anormal de presiones es demasiado grande, puede
producisela entrada en “pérdida”, El mismo efecto puede aparecar maniobran-
do el avión brúscamente con atmósfera en alma,

©) La disminución de la velocidad axial Vz por efecto de disminución dela tempe-
ratura exterior, afecta a todo el campo frontal del motor, disminución que su-
code enla proporción 8, siendo:

(TR: Temperatura teal en la admisión

‘Ts. Temperatura de dis estándar en la admisión

Ahora bien este fenómeno puedo aparecer en el caso de que el sistema de la uni
ddad de control de combustible, que compensa el efecto de variación de tempe
ratura en la admisión, funciono de forma incorrecta, pues de lo contrario sólo
aparecerá descenso de empuje, pero no “pérdida” y, ese descenso de empuje, se
‘contramrests por. un mayor consumo de combustible.

Como se observará, la disminución de la velocidad axial Vz puede aparecer en
toda la zona frontal del motor, o sólo en una zona parcial; de aquí las diversas,
formas de manifestarse la "pórdida”, desde silenciosa, con pérdida de empuje, a
ruidosa y con incapacidad de aceleración.

4) Puede suceder entrada en “pérdida” al seleccionar el funcionamiento del post
quemador, por un ajuste anormal de la coordinación entre la apertura de tobera y
el flujo de combustible, pudiendo aparecer una súbita elevación de presión en
la cámara o cámaras de combustión, que impide el avance del flujo de aire à la
velocidad normal Vz. Es un problema de la unidad de control de combustible, y
no aparecerá si dicho control funciona correctamente.

©) Operaciones de aceleración y deceleración. En régimen de aceleración, avanzan-
ola palance de control de empuje, puede aparecer “pérdida” suave y momentä-
nen que, por lo general, no tine serias consecuencias. Al entrega en a acelera
mayor cantidad de combustible alas cámaras de combustión para propor-
cionar la energin adicional necesaria para dicha aceleración , puede aparecer le
“pérdida” por sübita elevación de presión en las cámaras. Eto puede hacer des-
‘ender la velocidad Vz hasta un límite no compatible con las RPM y, después,
claro está, al subirlas RPM desaparecerá el fenómeno.

119. 197

/

ig VILG EFECTO DE LA POSICION DEL MOTOR EN LA ADMISION DE AIRE

i
Fig VIE. 1A DISTRIBUCION IRREGULAR DE LAS PRESIONES EN LA ZONA FRONTAL
DEL MOTOR, PUEDE SER ORIGEN DF PERDIDA

1

120. 138

Cuando se aplica un retroceso de la palanca para decelerar, puede aparecer la
“pérdida”, especialmente en los compresores axiales dobles, en los que el com
presor posterior o de alta compresión, es el primero que pierde velocidad, ya
que porser mas pequeño tiene su masa más ligera. El descenso de velocidad axial
en el compresor posterior al disminuir lus RPM, puede producir bloqueo del flu-
Jo de aire en el compresor frontal o de baja compresión, y aparecer la “pérdida”.

en este compresor frontal,

Esta tendencia a Is entrada en pérdida durante la aceleración y deceleración, se
representa en la figura VIL8.

Se representa en la figura VIL8 (A), la actuación de un compresor axial durante

la aceleración-deceleración, y es aplicable a los compresores simples yal poste
rior de los dobles.

En la figura VIL8 (B) se representa el comportamiento durante la deceleación:
aceleración y, e aplicable alos compresores simples 0 al frontal de los dobles.

Los valores de G, N1 y N2, se refieren al gasto de aire y RPM de los compreso-
res frontal y posterior respectiramente en condiciones estándar y, los factores
de corrección 8 antes definido y $ , han de utilizarse cuando las condicio-
nes en la admisión no son estándar, siendo:

PRe- Presión teal en la admisión.

ion de día estándar en la admisi

Bs de observar que las lineas de aceleración y deceleración se desplazan durante
la operación como indican dichas figuras, eto es, aproximándose las lines de
operación estable y de pérdida, a medida que aumenta la altura, disminuyendo
pues, el manjen que evita la pérdida amedida que aumenta la altura. Ya hemos
visto el efecto de disminución de temperatura sobre V y la disminución conoci
da de temperatura con la altura.

Obsérvese que la figura VS (B) tiene un acusado cambio de pendiente en lali-
nea de flujo estable (tramo m n p). Esto es debido al ciere cuando se acelera y
apertura cuando se decelera de unas válvulas de descarga de aire al exterior pro

cedente del compresor frontal, lo que reduce la posibilidad de entrada en pérdi-
da del compresor frontal, especialmente en alt

Es necesario mantener las líneas de operación, aceleración y deceleración tan
cerca de la línea de entrada en pérdida como sea posible, con seguridad y sin
tocarla, pues ello equivale a obtenerla mayor elevación de presión de forma se.
‘gura, dado que la cascada de älabes del rotor alcanza su mayor rendimiento en
las proximidades del línea de entrada en pérdida por ángulo de ataque grande.

Para cada relación de presiones hay unas REM óptimas de diseño, con cuya ope
tación se eleva la presión en la misma cantidad en todos los escalones. (Ver fgu-
ra v9).

121. 139

Lines de corn

VII SE

5 LEK & tdt
É À }
3 K IX
El 7
3 /
El 7 A
= ng) Nz
ae ve
ine de een
PL Cl. cts ender
RSE Ts G|.- Condiciones reales

e voran ec PA on

Relación de presión

Linea de.
Sip stele
En aus

N et dat mar

Li

YW)

“Zonta partite”

|
| Lines de coerción

Gr [comdicones etindor
G = [Condiciones elos

1 COMPRESOR FRONTAL DE LOS DOBLES Y BAJAS RPM e Los sms

ig VILA. CURVAS DE ACTUACIONES DE Los COMPRESORES AXIALES
es sonne |

122. Si se opera a bajes RPM, los primeros escalones tienden a manejar mucho aire.
Cuando se dispone de poca energía, al no poderlo admitir, el are se acumula
frente al motor hasta que los primeros escalones entran en pórdida por ecorta-
miento dela velocidad axial Vz

A altas RPM ocurre lo contrario, pero esto no tiene importancia, pues la utilize
cióndel motor está limitada a unos regímenes que no alcanzan les valores de en-
rada en pérdida para altas RPM,

Esta corelaciôn entre RPM óptimas para cada relación de presione, puede ob-
servarse al analizar el comportamiento de un compresor doble: Sia partir del es-
calón.en que desciende la elevación de presión a bajas RPM por acortamiento de
Va, se descarga sire al exterior, aumentará la velocidad Vz & que puede avanzar
el site, pudiendo entonces aumentar las RPM de un segundo compresor en se.
rie con el primero, haciendo compatible los aumentos de V y de RPM para
mantener el ángulo de ataque efectivo lo mis próximo al de diseño para RPM
óptimas. Este aumento de RPM no producirá problema de excesiva velocidad en
el extremo de los álabos, ya que están considerablemente reducidos de diámetro
para mantener la compresión volumétrica. A estos efectos, una configuración.
que favorece el funcionamiento del doble compresor es mantener el radio in
terior constante en el primer compresor y, el exterior constante en el segundo,
con limitación de la velocidad periférica en ambos a 0’85 de Mach, aproxima:
damente.

1) La entrada de hilo en forma de erstes por el conducto de admisión puede ser
rigen de entrada en “párdida”. Estos eristaos se encuentran cerca de las zonas
tormentosas, y penetran por el conducto de admisión. Al calentarse durante el
proceso dela compresión forma agus, y el efecto es como sila hubiéramos inyec-
tado de igual forma que en los procesos para aumento de empuje, pero en este
‘aso no controlado. El efecto analizado en las curvas de actuaciones es un des
plizamiento hacia arriba de la linea de operación estable, reduciendo pues, el
mergen de entrada en “pérdida”,

de empuje inverso, si bien existen normas operativas para
'pérdida”, puede ocurrircomo en el caso de la operación con
postquemador, esto e, I alta contrapresión

cidad normal Vz y, por reducción de ésta, aumento del ángulo de ataque efecti-
vo y sobrevenir la praia’

Al margen de los dispositivos automáticos del motor que aleje el fenómeno, el
piloto u operador del motor puede hacer varas cosas para evitar la “pérdida”, o
reducir su intensidad. Se deben evitar las movimientos brusces de la palanca de
control de empuie y los avances rápidos de dicha palanca en vuelo a bajas veloci-
dades.

El vuelo cuidadosamente coordinado, aumente Inefectividad del conducto de ad

misión de aire al compresor. En efecto: Un ligero descenso del morro del avión
puede producir un Eujode aire más uniforme, eliminando la entrada en “pérdida”.

123. 11

— Siso produjera una entrado en “pórdida” por distribución anormal de presio-
es en la zona frontal del motor, que puede suponerse aparezca en zonas
tormentosas, deberá procederse a un retraso lento de la palanca de control
deempuje hacia la posición de marchs lenta, seguido de un avance también
lento para obtener el empuje deseado.

— La operación con una velocidad de avión más elevada a un ángulo de ata
‘que o régimen de subida más reducido, puede corregir el fonómeno.

— Siln entrada en “pérdida” manifestada por inestabilidad no se pudiese con-
trolar, se debe parar el motor ya que, si continúa, puede aparecer una en:
trada en “pérdida” más importante.

No obstante lo que antecede, la“pérdida” se produce muy ratas veces, y no se derivan gran-
des consecuencias, salvo en el caso de que la “pérdida” se repita continuamente y, en parti-
cil, cando e de naturales soma que puede ar a mota, pudiendo sec os
tedio or atetniento y la ris pr alas tempfaars que se producen
tr lnenteado en (ende Slmpıe pues, que aba operas cn a olor en condicions
probables de que entre en “pérdida”, deberá reducirse el tiempo À

Bee,
om

pou nie —
| >
Ss E ae
sy:
imero de escalones | —

Fig. VILO. CONFIGURACION DE COMPRESOR AXIAL DOBLE

124. 12

ALABES DEL ESTATOR CON INCIDENCIA VARIABLE. Una solución al problema de
Inentradaen “pérdida” de los compresores axiales, es hacer variable el éngulo de los álabes
dl estatoren los primeros escalones del compresor, que esen donde comienza la “pérdida

El objeto de estos älabes es hacer que la doflexión del sre producida asu través, compues-
La con la velocidad tangencial del are producido por el aumento de los âlabes del rotor, dé
como resultado una incidencia óptima para la compresión. Esta incidencia ha de tener un
valor máximo inferior al de entrada en pérdida” del compresor

El significado de la nomenclature utilizada en la figura VIL-12 es el siguiente

A- Aproximadamente 20°%o de RPM del motor. Pequeña velocidad de amastre o
de giro del rotor, comparada con la velocidad de entrada del alo.

Aproximadamente 100°/o de RPM delmotor. Mucha velocidad de arrastro de
{iro del rotor, comparada con la velocidad de entrada del sire.

C.- Aproximadamente 50%0 de RPM del motor, Pequeña velocidad de arrastre o
degiro del rotor, y velocidad de entrada de ale tam fi

Fig VILA ESTATOR CON ALARES DE INCIDENCIA VARIABLE

125. TIUVINVA VIONSO DON! JG SHUVTV NA

Posición del estator

Arranque
Marcha lenta
Operaciones tierra

RPM

Altura de vuelo

Primer descenso

Seguro descenso

Aproxtmacion

Aterrizaje

‘Marcha lenta
Parada

'OTANA T2 ASV VINOD YOLV.ISA TIA NOIDISON VT AC NOIDV RIVA ZI “Br

ETES er

I

(010192) 0; Be

10005

pws jap pe

M6002

sor

126. 1m

CURVAS DE ACTUACIONES DE LOS COMPRESORES. AXIALES.- Las curvas de actus-
«ciones para cada tipo de compresor axial, son similares a las que se indican en la figura
VILA.

Su configuración es muy parecida a la de los compresores centrífugos, siendo la diferencia
fundamental que las curvas presión-gasto son más tondidas para el caso de los compresores
centifugos que para los axiales lo que signiica que la zona de altaspresiones, dentro de
un margen similar de gasto, es menor para los axials, si bien en cambio, cuando funcio:
nan en las condiciones óptimas, la elevación de presiones es superior que en e. compresor.
‘centtifugo y,el rendimiento us también mayor, sun cuando el rendimiento disminuya muy
rápidamente fuera del funcionamiento de as condiciones óptimas.

La unión de los puntos de entrada en pérdida por régimen inestable, delimita la operación
alaregiôn a la derecha de dicha curva, denominada limite de pérdida.

Obsérvese que las curvas de la figura VIL-L3 son una representación simplificada de la fgu-
ra VI, con la que se analizó el fenómeno de pérdida.

Fr In
10 oa i

sas |_|

5

NS
[Mr
LAL

o% Z

02 O7 DO as 0 OTS VO 2 150
ste rupactodieño Gato respecto diseño
m m

Fig VIL43. CURVAS DE ACTUACIONES DE LOS COMPRESORES AKIALES

127. 145

COMPARACION DEL FUNCIONAMIENTO DE LOS COMPRESORES CENTRIFUGOS
Y AXTALES. A continuación se resumen las principales difereniás en el funcionamiento.
de los compresores centífugos y axiales

nol axial

El rendimiento másximo es menor an el compresor contrifugo q

Las curvas de actuaciones son més tendidas en el exso del comprespr centritugo, compara:
do con el axial lo que sigifica que pueden funcionar los centrfuzgs en una gama mis am-
plia de gast, in que disminuya el rendimiento, aun cuando en los axiales éste sea mayor.

La relación de elevación de presiónes alcanza por escalón valores aproximadamente de 20
para los centrifugos y de 11 a 12 para los axiale, si bien en ésto} l acoplamiento en se
le de varios escalones da mejor resultado que en el caso de los cenkifugos.

Sise desea una pequeña elevación de presiones, puede obtenerse mejor con un sólo escalón
de compresor centrifugo y, en este emo, tiene además la ventaja respecto del axial de ser
más ligero,

Pucden aunarse las ventajas de ambos tipos de compresores por cdmbinación de varios e
calones de compresor axial con un escalón centrífugo. El rendimiento que así se obtiene es
superior al obtenide por compresores centrifugos, e inferior al que se obtendría por cam:
presores axiale, no obstante, es de buen resultado para la gama de relaciones de presión
de 3/1 a 4/1, quedando reservada a utilización de los compresores axiales para relaciones
de presiones superiores a éstas

DIFERENTES TIPOS DE UNION DE LOS ALABES DEL ROTOR AL DISCO Y DE LOS
ALABES DEL ESTATOR AL CARTER - Las figuras VII-14 y VILAS muestran estos dite.
rentes Lipos de unión.

La figura VII-14 indica diferents tipos de unión de álabes de roto, todos ellos en voladi-
20, unidos al disco del rotor en una de las tes formas:

+ Sujeción por bulön frenado.

b- Sojeción del tipo “cola de milano” normal al eje del motor, frenada por pasa-
dor. |

e. Sujeción por estriado longitudinal con el eje det mot

Ya figura VILAS indica diterentes tipos de unión de lbes de ifjor a cite e! compro
as Sujción por apoyo en ambos extremos del ipo de “ols de milano" en gru
pon de tes bes
b- Sujción en vaio, con encastre en el cárter del efmpresr, en grupos de
labs como enel coa

e+ Sujeción por apoyo en ambos extremos en álabes individuales, sujetos por bu”
lon.

128. (a) (6) te)

Fig. Vil-14. DIFERENTES UNIONES DE LOS ALABES DEL ROTOR AL DISCO

E23

130. 148

EL DIFUSOR POST-OOMPRESOR. Esla parte del motor comprendida entre La descarga
de aire del compresor y las cámaras de combustión. La misión fundamental es reducirla
velocidad de slida del ace del compresor, para facilitar la “atomización” del combustible
con el aire en ls cámaras

En un motor con compresor centrífugo, la velocidad de ali se reduce al máximo, pues,
al tener que cambiar 90° la dirección de la velocidad, para entrar longitudinalmente en las
cámaras de combustión, aparece un aumento de la presiôn estática y, el consiguiente des.
censo de la velocidad. El difusor en este tipo de motor es similar al cárter del compresor
desobrealimentación de un motor altemalivo de explosión.

En un motor de compresor axial el difusor ifiere de forma, según que a cámara de com-
bustin sea: única, formada por unidades aisladas, cámara múltiple, o de flujo reversible.

Entodos los casos, dado que la coriente de descarga es subsôni
cocôniea divergente, como se indica en el Capitulo I.

la forma ha de ser tron-

En el caso de cámaras de combustión únicas o múltiples, el difusor post-compresor forma
El cárter central del motor y, en algunos casos, sus nervios radiales son el apoyo del cojine
te central del motor. En el caso de cämara de combustión única, forma parte dela propia
cámara de combustión y, en el eso de las múltiple, abarca a todos los tubos de llama que
caracterizan à ls cámaras mültiples.

El difusor para cámaras de combustión individuales lo forman tantas carcasas como cáma:
ras de combustión existan

Obsérvese en la figura VIT-16 la forma divergente del conducto del difusor post compresor
para un turborteactor de cámara única.

Fig VIE 16. DIFUSOR POSTCOMPRESOR

131. 149

PARAMETROS ADIMENSIONALES APLICABLES A LOS COMPRESORES AXIALES-
Au cuando los parámetos que vamos a definir son aplicables a oda turbomáquim, com
reses © rima ane especial interés en Io compresores anaes, Estos parámetros son
» Costiiente de jo Relación entr a velocidad al de avanc del aie y la velocidad
de amasıre del rotor (Y = Va / U) Tee gan influence el rgndiminto del compre-
for a ona óptima es de Y= 05 a 08, sí bien la vanaci puede ser de 02 1.

> Coeficiente de torsión. Relación entre la vetocidad tangencial del aire y la velocidad
axial (2 VD es dele a dd i

‘Valores grandes de indican que las partículas de aire dan muchas vueltas dentro de la
máquina y valores pequeños de $? indican pocas vueltas del aire dentro de la máquina.
Los valores normales de 1? son aquellos inferiores a 15.

> Grado de reacción. Relación entre la energía comunicada al
n el conjunto rotor-estator, es decir, en todo el escalón.

Bron futé de setas estáticas yde rm la dia (2) y entrada
(1) al escalón de compresor resulta: K =(h2— h1) / (hat — hit). Ver concepto de en-
talpía en Apéndice A.

LEYES TORSIONALES DE LOS ALABES DE LOS COMPRESORES AXIALES. Son
‘aquellos que definen la variación de la componente tangencial Vell la corriente de are y,
por lo tanto, la configuración geomötrica de los labes en euantola torsión se retere, des
de In raíz o encastre del älabe hasta su extremo. Las dos leyes torsionales más importantes
son las de:

+ Torbellino bre.
= Rotación sólida

e en el rotor y la alean-

> La ley de torbellino libre queda expresada por V; = Kir. Al er K una constante, resl-
ta que las velocidades tangenciales del aire varían inversamente con el radio del älabe.
En esta ley resulta Vz = cte y aumenta el grado de reacción con el radio, proporcionan-
do el rendimiento Óptimo cuando este grado de reacción vale aproximadamente 0'% en
el radio medi

> La ley de rotación sólida queda expresada por V = K.r. Alser K una constante, resulta
que las velocidades tangoncials del are varían directamente con el radio del labe. Con
esta ley torsional al aumentar el radio también aumenta la velocidad Langencial Ve, com-
pensando así el aumento de I velocidad de arrastre U para mantener las velocidades re-
Tativas W constantes. 7

a

00000009

132. 152

CAMARAS DE COMBUSTION: FUNCIONAMIENTO. En las cámaras de combustión de
un turborrezctor se suministra energía calorífica al motor, elevándose la temperatura del
ojo de aire que pasa a su través procedente del compresor, aumentando asi la energía de
dicho duo de aire,

Para esto, es menester invectar una determinada cantidad de combustible que se combina
«on el oxigeno de parte del aire que pasa por el motor, liberándose así la energía que el
combustible tenía almacenada. Este poder ‘ealorifico, que es del orden de 10.500 Kcal.
por cada Kg. de combustible, no alcanza la temperatura que teóricamente le corresponde
ría. sino que por combustión incompleta aparecen pérdidas, detiniéndose core rendimi

to de la combustión, la relación de temperatura absolutas entre la que realmente se al
za y lu que eöricamente lo correspondería s la combustión fueso completa. Este ren
miento es del orden de 095, si bien, puede alcanzar valores cas del 100%/0 en regímenes
de máximo empuje al nivel del mar, y tiene valores pequeños cuando se reduce la presión
del aire, temperatura, y relación combustible/aire como muestra la figura VIIL-1.

La cantidad de combustible a suministrar depende, sobre todo, de la máxima temperatura
permisible en los álabe de la turbine, limitado por los esfuerzos del material, y que alcan-
2a normalmente una gama comprendida entre 700° C y 1.200% €.

Dado que pueden alcanzarse temperaturas normales por compresión hasta de 200° Ca
400° C, la elevación de temperatura en las cámaras osclará entre 500 C y 800° C.

7
FA cure misma pars marche tnt
FERA
dos =
: |
+ 1 1
m 1 | |
: |
à | !
2 m + i a
| i |
1 1
i 1

Relación avelcombusile

Fig VILL. RENDIMIENTO DF LA COMBUSTION EN FUNCION DG LA
RELACION AIREICOMBUSTIONE

133. 158

La sección longitudinal de una cámara de combustión respondo a la función de trabajo de
la cámara y, sun cuando existen diversos tips, la forma general s la que indica la figura
VIT.2. Como puede apreciarse, su entrada tiene La forma de conducto divergente, con do-
bles paredes paralelas en la zona en donde ha de toner lugar la contbustion. Esta forma di-
vergente de la entrada a la cámara, se Justiica como sigue:

Si el aie uyera ala cámara y en ella no hubiera combustion, como la velocidad de entre-
da del aire procedente del compresor es subsónica por su proceso He trabajo, este conduc-
to divergente haría disminuit la velocidad, pues actuara a modo de difusor increment
dose la presión en la zona ancha del conducto. La disminución de velocidad sería inversa:
mente proporcional a la relación de las áreas del conducto, pues tn régimen subsónicose
puede suponer que el flujo de ate e incompresible.

Si se suministra calor ul aire que pasa através del conducto en forma de difusor, el aire se
expansionarä sin pérdida de velocidad, pues en este caso la energía calorífica motivará una
‘expansion lateral del gas a expensas de su densidad y, por lo tanto, no habrá aumento de
presiones, permaneciendo la velocidad constante.

No hay pues, vaiaciön de la cantidad de movimiento, si bien el Cujo de aire no es ahora in-
compresible, pues aparece una reducción cn la densitod del gs. Esta reducción de densi-
dad no implica en este caso reducción de la presión, puesto que Ia remperatura aumentará
considerablemente.

El sire aumenta pues, en temperature y en volumen específico, pero la presión yla velo
cidad permanecon constantes.

El flujo de aire procedente del compresor lega a la zona de combustión, y ha de penetrar
en ella de forma suave y continua, sin exceso de turbulencia, aun cuando ésta no deba ser
ula, y manteniendo la alta presión entregada por el compresor. Deberá mantenerse parto
de la turbulencia para favorecer la atomización del combustible en el aire, sin exceso de
pérdidas de presión

Pie VILO, FORMA GENERAL DI UNA CAMARA DF donnes rien

134. 154

Las cámaras de combustión, al objeto de aumentar algo la velocidad al final, antes de
penetrar en el estator de la turbina, adquieren forma de conducto convergente a la salida,
pero esta convergencia es a partir de La zone en que la combustión se ha completado.

Para obtener una combustión saitactoria, se requiere una pequeña zona controlada de bs
ja velocidad en las proximidades dela llama, y esto se consigue con un estabilizador 0 de
‘lector situado en las proximidades del inyector y enel centro de la cimara.

“Téngase en cuente que, una velocidad absoluta normal de descarga de aire del compresor,
puede ser del orden de 160 m./eeg. y esta velocidad es incluso elevada para que la combus-
tión sea estable, por lo que se requiere una zona controlada de pequeña velocidad axial en
la entrada de ste ala cámara de combustion.

Dado que, aproximadamente s6lo 1/3 a 1/6 del aire proprocionado por el motor es el ne-
casio para obtener la energía requerida por combustión, el resto del aie e introduce en
la cárara después dela zona de combustión, mezclándolo con los gases calientes antes de
‘entrar en la turbina, Este aire en exceso produce un descenso de la temperatura queso re.
quiere para no sobrecalentar los álabes de la turbina. Los valores de a relación aire/com-
bustible, son del orden de 45/1 » 135/1, y su valor normal entre 60/1 a 75/1. Estos lími-
tes de riqueza y pobreza de combustible se reducen a medida que aumenta el pasto másico
de are, como indica la figura VI.

soot
3 f
E ¿
N i
3 1
3 10 4
3 \
ba \

sun -

Limite por
mescla rice

0% os 07s 10 125 rs

Flujo de are (Kg)

Fig VIILS. LIMITES DE ESTABILIDAD DE LA COMBUSTION

135. 155

TIPOS DE CAMARAS DE COMBUSTION. Un motor de reacción puede estar dotado de
una sola cámara de combustión de tipo de anillo abarcando toda la sección del motor (fu:

ra VILA), o de un número determinado de pequeñas cámaras cilíndricas distribuidasra-
dialmente formando un círculo (figura VIIL5).

“Ambos tipos están formados por una eélula externa que recoge el aire procedente del com-
pres, y una interno, lameda comúnmente tubo de lama, provisto de taladros de tamaño
y distribución apropiados para la admisión de la partes de aire necesarias para la zona de
combustión y zona de mezcla.

El tubo exterior debe ser lo suficientemente fuerte para soportar las altes presiones, y ha
de ser lo mis pequeño posible en diámetro para hacerlo compatible, como veremos, con
los requisitos exigidos para una buena cámara de combustión.

La cámara de sire de tipo anillo único es de poca complejidad, y gu coste es menor que el
conjunto de cámaras cilíndrica, si bien ésta presentan una mayor facilidad de reemplaza:
miento, y su resultado en la actuación del motor parece ser mejor.

Una solución intermedia entre ambos tipos de cámaras es mantener independientes los tu

bos de llama o célules interiores y las envolventes externa ~ por una cámara

única de tipo anillo, como indica la figura VII.

El número de cámaras ilindrice individuals suele ser por térming medio de 7 u 8. El ni-
mero inferior está limitado por la capacidad deliberación de energía calorífica y, el núme-
+0 superior, por la Imitación de área frontal, siendo ésta del mismo o parecido arden de
magnitud que la correspondiente al diámetro del compresor o turbina.

Puesto que lasuperticie aumenta a menor ritmo que el volumen, alcapacidad de combus
tión o energia liberada por unidad de volumen es mis elevado para cámaras pequeñas, sí
bien, esto queda contrarrestado por la mayor complejidad del número de cámaras que ele-
va los costes de producción e inspección.

La mayor parte delas cámaras de combustión son de lujo directo y seaman así, porque
el aie luye en el mismo sentido a ambos lados del tubo de Lamalexteror ¢ Interiomen
te. Esto, veces noes posible por la configuración del motor, pero Ia mayor parte delas ve

Las cámaras únicas y múltiples son de flujo directo; ahora bien, las cámaras indl-
viduales a veces son de flujo teversble, como Indica la figura B-59 del Apéndice B.

En a cámaras de jo reversible e site a un lado y a oro del tuto de tama fluye en sen
tido opuesto. EI ae penetra en el conducto en forma de anillo que forma el exterior del
tubo de llama y el interior de la carcasa, fluyendo en el sentido de delante hacia atrás (Lo-

mando como referencia de sentido la numeración de as secione del motor); cumbiando
desentdo después de penetrar por os onicioe del tubo de ama, y volviendo à ser paral
lo alfljo de entrada, ala sald Las cámaras de flujo reremibl e denominan de alta den-
sidad de comunión, pues permiten velocidades de combustion ats, superiores ls 90
mt, Jo que spore la ventaja de que pueden ser de reducidas dimensiones.

La mayor parte de las cámaras de combustión son de Mluo directo, pues sus actuaciones
son més favorables, La mayor longitud del motor, como encia de las cámaras de
flojo directo, no supone un gran inconveniente para la configuración de los actuales avio
nes que propulsan.

136. Fig VIIE6. CAMARA MULTIPLE

137. 157

FLUJOS DE AIRE: PRIMARIO, SECUNDARIO.- El aire procedente del compresor llega
{las cámaras de combustión a velocidades de 50 a 120 meg. LA deceeaciónque come
tester imprimir à dicho re, conique on el wor pos omplesor y son el condurto
divergente de a casa del cámara

El aire se divide ala entrada en dos flujos: are primario y are secundario.

El flujo de aire primario penetra en el tubo de llama axialmente a él y por su centro,en
donde aún no hay turbulencia ni efecto de paredes. El ice primario es el quese utilizará
para la combustión, y a él se une inmediatamente el combustible a quemar que se descar-
ga del inyect

Eiflujo de aire secundario pasa a través del conducto en anillo queform la pated exterior
del tubo de llama y la interior de la earcasa de la cámara. No solamente hace descender la
temperatura del tubo de llama, sino que progresivamente se le admite dentro de él ala zo-
ms de combustión, de forma que sirva para estabilizar la llama y [reducir la temperatura
de ls productos de la combustión a límite aceptable.

fin ma adi tenu d'u bus Leurs,
erg
een
een 1

Riqueza de flujo tota: sire/combustible qe
Riqueza de flujo primario: sire/combustible = +

Riqueza de flujo secundario: _ aire/combustible

La aportación de flujos en %o del total, se indica aproximadaménte en la figura VII.

El tubo de llama está perforado con taladros en las proximidades de la zona de combus-
tión, permitiendo que parte del flujo secundario penetre en la zona de combustión del pri
mario, para formar una zona de recirculación que motiva una estabilización por ensancha-
miento de la llama enla zona de entrada a la cámara. El torbellino que así se forma, favo-
rece con su turbulencia la mezcla aire/combustiblo, turbulencia que tiene un Límite para
fo incurrir en grandes caídas de presión. Esta turbulencia favorece también el que no se
formen depósitos carbonosos en la cipula dela cámara.

‘Mis abajo de la corriente penetra más flujo secundario, a través e ranuras anulares que
hacen que el aie forme una película que impida el sobrecalentamiento dela pared del tu.
bo de llama.

El resto del flujo secundario, aparte de una pequeña cantidad que sigue entre el tubo de
lama y la carcasa, penetra por los taladros de ducción, taladros que están orientados en
forma de rampa inclinada en la dirección de la corriente.

El aire de dilucción, enfría los gases de la combutión desde las más altes temperaturas, que
alcanzan hasta 2.000? C a 900° C u 800° C, que son los permisibles para I entrada en el
stator dela turbina. A

138. 158

SS

Prez

A,
PG |
Ba

Combustion Dilciin — Referer

TT ST |

P-PLUJO DE AIRE PRIMARIO
(Combreón tota
S-PLUJO DE AIRE SECUNDARIO

són Refrigeración)

AIRE PRIMARIO. = De combatió inicial (10 Pio)
= De combnstiómrecirclación inicia (8 Cle.
280° | = De combranónrecivalción ft (10 Ye}

AIRE SECUNDARIO = Pare reegración del gas, ae de entrar on

Jas tuba (36 o)

20% = Para refrigeración dl tubo de lama (36 0/0)

ig. VIN, DISTRIBUCION DE FLUJOS DE AIRE EN UNA CAMARA DE COMBUSTION

139. 159

REQUISITOS DE UNA BUENA CAMARA DE COMBUSTION.! Una buena cámara de
combustión debe satisfacer como mínimo los cinco requisitos siguientes:

19) Alto valor de la energía liberada por unidad de| volumen de cámara.

2%) Uniformidad de mezcla de gases pura evitar zonas dé concentración de alta
temperatura.

4°) Proceso de combustión con mínimas pándidas de preslön.
4) Combustion completa para obtener economía de combustible,
5%) Combustión continus,

19) Es posible obtener hasta valores de 6 millones de Kcal/m?., a presión aproximada
mente de 5 Kgs/cm2, Sin embargo en la práctica, estos valores son sensíblemente
menores. El límite superior está limitado por el comienzo de inestabilidad, combus-
tión incompleta ya veces extinción de ama

2°) La uniformidad de mezcla delos gases en la combustión, es con objeto de que los ga-
ses ataquen a los álabes de la turbina a temperaturas constantes. Si los gases emer:
iran estrtiicados en capas de diferentes temperaturas, el atajue dela vena Aida so
bre parte delos labes pudiera ser motivo de sobretensiones.

No obstante lo que antecedo, sil estratificación es controlada, puede hacerse variar
la temperatura de forma inversa a la resistencia en las diversas secciones del álabe,
alejándonos de los problemas de termofluenci,

3°) Lapérdida de presión ha de ser la más pequeña posible, para fo eleva el consumo es-
pecifico de combustible, Normalmente el porcentaje de disminución de presión en
las cámaras de combustión es aproximadamente del mismo drden que el incremento
de presión en el compresor. Esto es, para una relación de presión 3, la pérdida de pre-
sión seria normalmente del 9% y, para un valor de 6, l pérdida sería aproximada
mente del 69/0.

(©) Bo condicione de operación normales tra models, rendimiento del
obus er del eran del 9570 0 mayor end ee redete I zelnen
tre la temperatura real alcanzada y la que debiera alcanzarse para el correspondiente
me °

5%) La mezcla que originariamente se enciende por una bujía del tipo convencional, ha
de maniere encendia esperes de zu propia combustió, pora que ha de man
tenes un ve de lomperatur determine. Sl por calque azn la temperatura
decentes por debjo del migimo parnisbe, a combusión a ua, Sri posible
evitarlo, manteniendo un sistema de encendido continuo, perb de hecho no ws necesa-
os mantiene al nv de tempera requerido.

Las características de una buena cámara de combustión que cumpla los requisitos antes
enumerados, pueden resumine en tres:

140. 160

— Separación de la zona de combustión de la zona de mezcla. Zona de combus-
tión, es aquella on que la mezcla de combustible/aire primario es aproximada.
al valor estequiométrico. Zona de mezcla es aquella en que se une alos gases de
la combustión lo cantidad de aire secundario necesario para reducción de tem-
peratura.

— Gran atomización de combustible por un inyector o procedimiento de vapor
zación del combustible antes de entrar en la cámara, para admitilo en forma ga

— Dispositivo de recireuación de parte de los gases a alta temperatura para asegu-
rarla zona de combustión, y mantenerla alta temperatura requerida en dicha 20-

DIFICULTADES OPERATIVAS DE LAS CAMARAS DE COMBUSTION. Las dificulta
des operativas de las cámaras de combustión, pueden tesumirse en las cuatro sigulentes:

— Carbonización,
— Falta de uniformidad de mezcla

La extinción de lama, puede ocurtir a bajas revoluciones y alturas elevadas. En tales com
diciones la «tomización es relativamente pobre, la proporción gssolina/aire es pobre, y la
temperatura en la zona de combustión es bal

La extinción de llama puede también ocurrir si la mezcla es rica, ola temperatura es exce-
sivamente alta. Tales condiciones pueden aparecer por una alta temperatura transitoria re-
sultante de una excesiva inyección de combustible que tienda a incrementar la temperatu-
ra más rápidamente que la que su inercia le permite.

‘También puede sobrevenir extinción de lama por una distribución anormal de velocida-
des, presiones y temperaturas en la zona de combustión, como resultado del flujo de com-
bustible adicional durante la aceleración, pudiendo evitarse si se acelera rápidamente.

La inest

lidad es un fenómeno de tluctuaciones de presión, y su origen no es conocido

con exactitud. No suele ocurrir en la operación normal, y es más bien un fenómeno a te
net en cuentacn.l diseño de cámaras de combustión, para estudiar la situación correcta de
los pasos de aire ala cámara.

por puntos de concentración más cali
fen cuenta enel diseño de las cámaras.

La falta de uniformidad de la mezcla puede aparecera elevadas alturas, y es un fenómeno
que naturalmente tiene por origen la carbonización y la inestabilidad, siendo por lo tanto
unproblema de diseño más que de operación.

141. 161

\
EL FENOMENO DE EXTINCION DE LLAMA. Uns extinción dea combustion, pude
ves debida en primes lugar alla de alimentación de combustbl, también operación
Gel motor dentro de zone inestable dea "ira en el compen.

La extinción de lama se manifista, en primer lugar, por un descenso de le temperatura de
los gases de escape, seguido de una caída de la relación de presiones del motor y de las
RPM. V

En los aviones militares de caza, puede, aparecer extinción de llama en maniobras de ele
vada aceleración y, en general, en vuelo an atmósfera turbulenta y ltura elevadas (ver efec
to de la turbulencia en el campo frontal de distribución de pr
Capítulo VID. Puede impedirse la extinción de lama manteniendo el sistema de encendi-
do operativo cuando duren estas meniobras o condiciones, compensando la rarificaciön del
re con la efectividad de la combustión por encendido. !

No olaa dec ober que elite de ende ek tado pr apr o
De rte ang pr uray amino de ringe me
Une rend win del te pude dns component y cm de alo
ens.

ARRANQUE EN EL AIRE. Para areancer un motor en el site, paso normal después de
‘una extinción de llama en que es menester procedera un mencendido, deben existir unas
condiciones combinadas de velocidad altura que, en todo casoJestánespecicadas para
cada tipo de motor en el manual de operaciones correspondiehte. (Vez figura VNS).
Bat condiciones con carácter general, on la combinación de presión de aliud y veloc.
dad, y diversas REM del compresor o Compresores, con especificación de s es precept

la ayuda del arrancador neumático o eléctrico hasta la autorrotacion del compresor, por

efecto dela presión dinámica debida a la velocidad

Bl procedimiento normal para acrancar In motor en el aire es el siguiente:

— Palanca de control de gess en posición de march lenta, y palanca de alimentación de
combustible en a posición de cerdo.

— Comprobar: Interuptos principal de alimentación de enengia ul motor en posición de
conectado, Interuptor de corte del sistema de combustible en posición de abierto. In
terruptor de accionamiento de la bomba auxiliar de combustible en posición de puesto.
EI indicador de presión de combustible deberá indicar como mínimo 5 psi (pounds
squat inch; ras por pulgada cuadrada).

Intenuptor de encendido conectado.

— Palanca de corte de combustible abierta.

— EI reencendido deberá obtenerse normalmente dentro de los veinte primeros segundos,
manitetándoso por un incremento en las REM y e la temperatura de gases de escape.

= Tmeruptor de encendido desconectado (si no es de desconcxign automática).

— Ajustar la palanca de control al empuje desrado y comprobar que I indicación de tem
peralura de gases de escapo esti dentro de os limites. Comprbbar quel indicación de
presión e aceite alcanza valores medios comprendidos entre 40 y 0 psi (pounds square
inch; bras por pulgada cuadrada)

142. 162

Presión de li

Fig. VILA. EJEMPLO DE ENVOLVENTE DE CONDICIONES PARA REENCENDIDO

143. 163

Las tripulaciones deberän anolar en el parte de vuelo la condiciones en que se realizó la
puesta en marcha del motor en vuelo, siempre dehtro de la envolvente que incluye las con-
diciones de velocidad de avión, presión de altitud operstiva y fo de las RPM del rotor o
rotores compresoruebina.

Además de estos datos, es menester anotar el valor de la preión de aceite de lubricación
del motor durante el tiempo que el motor giró en autorrotación 9 “molinete” debido a la
presión dinámica, pues con ello se puede decidi sie! motor necesita revisión o inspección
‘special. Algunos motores pueden girar en autorrotaciôn o “molinete” con muy baja pre.
sión de aceite hasta 30 minutos sin que sea mandatorio la revisign del motor, siempre que
las inspecciones del fito principal de aceite y del detector de partículas metálicas sean
satisfactorias, inspecciones estas que han de realizarse a pequeños intervalos de tiempo (por
ejemplo 15, 50 y 100 horas) siguientes a cuando se presentó la anomalía.

Los valores de presión de aésite, aun cuando bajos, deben ser anotados, así como el tiem.
po en que se mantiene la condición de “molinete”. De especial importancia es reflejar
el motor iró a velocidades superiores ala de “molinete” por un período normalmente es-
pecificado como muy pequeño, aproximadamente 10 segundos. *

144. 166

TURBINAS, TIPOS, UTILIZACION Y TRABAJO OBTENIDO.- En un turborreactor, el
objeto delas turbinas es transformar parté de la energía global del fluido, suma de las ener.
fas de presión, cinética e interna debida a temperatura, en energía mecánica. Esta ener.
gía mecánica es la que ha de mover el compresor y los accesorios. El remanente de ener.
Ei ciática producir el empuje on el motor.

Las turbias, de acuerdo con la dirección de la corriente fluida, pueden ser:
— Centripetas.
— Axiales,

Un escalón de turbina está formado por dos componentes fundamentales: el estator y el

rotor, situados en el motor en el orden enunciado de la admisión al escape; es decir, en
sentido inverso que el caso de un escalón de compresor.

El salto de presión por escalón es aproximadamente del mismo orden de magnitud, tanto
en ls centripetas como en les axiales, si bien éstas son más apropiadas para grandes gastos.

El estator de una turbina, ya sea contripeta o axial, actúa a modo de tobera. En el caso de
las turbinas centeípetas, la configuración del estator y del rotor son similares al de un con
presor centritugo, en donde el fluido pasa en sentido inverso, En el caso de una turbina
axial, el estator está formado por una cascade de älabes fijos al cárter, con un ángulo tal
‘que canalizan el fluido hacia el rotor en la dirección más afectiva para la transformación.
de la energía cinética en mecánica. El rotor de una turbina axial consiste en una o varias
cascadas de álabes fijos a un disco que gira alta velocidad por la acción del fluido, trans
mitiendo la energía al compresor mediante el árbol común turbina-compresor, del que se
‘btiene además la energía para el movimiento de accesorios.

Por la forma de actuación de la corriente fluida y la disposición de los elementos del mo-
tor de reacción, las turbinas centripetas no son adecuadas para estos motores y, por ello,

in queda reservada a instalaciones de equipos de tierra o de a bordo jenosjal
ianto del motor de rezcción. Solamente se incluyo aquí el diagrama de su fun-
cionamiento.

Las turbinas axiales han adquirido un amplio desarrollo con la técnica neronóutica de la
propulsión por reacción, debido principalmente al gran caudal de gas que pueden admi-
tir,

Es preciso que la combustión sea complota antes de atacar la coriente fluid a los álabes.
de la turbina, motivo este por el que hacen falta cámaras de combustión relativamente lar.
zu

Las turbinas axiales pueden ser de dos tipos;
— Tuxbinas de impulso.
— Turbinas de rescción

145. 167

Amies ios se isrecian ena lor de gad de ación, iid come relación
tne Van de een enol roto puto a a ai e menge en coun
Earl, Je que canon tan peta la propor exento ent I ex.
Dann produce en al roto reco ala expansion en al Conjunto ear to.

La turbina de reacción es aquella en que, parte de la expansión se éfectúa en el rotor, sien
do el valor del grado de reacción aproximadamente 0'5 para varios|escalones y 0'15 a 020
para un sólo escalón

El trabajo proporcionado por una turbina axial es tanto mayor cuanto lo se, además dela
velocidad del rot, la deflexiön de la coriente.

Al principio, el fluido choca con el rotor con un ángulo de ataque nu grande, que va dis.
minuyendo paulatinamente a medida que gia el rotor.

El tato específico que putde abans on un lin de turba al, count es
tocaator es del ordn de 10.000 «2.000 Kam. por cda Kg. dudo que la mueve, es
de, mico mayor que el nee pza mover un eal de epee, por ene ae
Imre de escalones dea trbna as macho menor. La razón e quepa gid de valo
ted velocidades axial de entrada del ido y e evolacionts del rotor, ul ser la de
in e econ mucho mayor onl caso dels ains el abajo ques bless
tambin mucho má alovado.

Comparado su funcionamiento con las turbinas utilizadas en las máquinas de vapor, las ve-
locidades y temperaturas de las turbinas en los motores de reacción son mucho mayores
‘que en aquellos, y por eso las condiciones de trabajo son mucho más eriticas. Tambié
proporcionan más potencia por escalón que las de vapor. Por ejemplo, un escalón de tur-
bina para motor de reacción puede mover un compresor de relación de compresión apro-
ximadamente de 5/1, que equivale a un trabajo especifico de 10,000 Kgm./K£. con tem:
úperatura de entrada a la turbina del orden de 1.0009 K. Se trabkja con valores hasta de
1.300 K, para valores de relación de presiones más elevadas.

En los turborreactores de doble compresor axial existen dos grupos de turbinas con ejes
coaxiales. La primera turbina o primer grupo de turbinas, mueve compresor de alta pre-
sión o posterior, y su eje es el exterior, y la segunda turbina o sagundo grupo de turbinas
mueve el compresor de baja presión o delentero, y su eje es el interior

Se están desarrollando también turborreactores de doble flujo con tres ejes coaxiales, que
mueven cada uno de ellos el compresor frontal, el intermedio y ¡el posterior, arrastrados.
respectivamente por la última turbina, ln central y la delantera, En este caso el compresor
Frontal, de baja relación de presiones actún sobre los dos flujos, primario y secundario,
emergiendo este último a a salida del primer escalón de turbocompresor. (Ver figura B61,
del Apéndice BJ.

146. 168

Fig UC. CONFIGURACION DEL ROTOR Y ESYATOR DE UNA TURMINA AXIAL

148. 170

DIAGRAMA DE VELOCIDADES EN UNA TURBINA CENTRIPETA. Se representa el
diagrama de velocidades del fluido para los dos tipos más usuales utilizados en las tur
nas centrípetas: de élabes radiales y de álabes curvados hacia atrás

El diagrama de velocidades a a entrada a ls turbina es diferente, según que los dlabes sean
radiales o curvados hacia atrás, en tanto que el diagrama a la salida es igual por ser los da-
bes normales al conducto de descarga. Obsérvese que el Muido va desde la periferia hacia el
‘centro del rotor, es decir, en sentido inverso al de un compresor centrífugo.

La sección de paso, va disminuyendo de la entrada a Ja sale, y por esto la corriente se ace
lera, con la consiguiente disminución de presión. (Ver el diagrama de velocidades de la fi
ura 1X.3),

Se Ne

=> | EN

ALADES RADIALES ALABES CON CURVATURA HACIA ATRAS

PA

Ya

CONDICIONES DEL AIRE À LA SALIDA

hr
%

NOMENCLATURA

Condiciones ais entrada, We Velocidades eat del gas respecto
nailon le salido detras
Velocidades absolutas de! qe Ye Velociudes tongencils del gr

Velocidades de onasr 9 de ir del rotor, Ve. Viloidades ri del q

Fig IX. DIAGRAMA DE VELOCIDADES EN LAS TURMINAS CENTRIPLTAS

149. m

DIAGRAMA DE VELOCIDADES DE UNA TURBINA AXIAL EN|
diente dela diferente magnitud de la velocidades y deflexión dela
‘que la turbina sea de impulso o reacción, el diagrama de velocidades,
representa la figura IX-4, en el que solamente se ha

pues la forms de estas depende del tipo de turbina,

La expresión del trabajo desarrollado por el rotor es similar al del
aie en un turbocompresar, a excepción de que tiene signo contra

jo desarrollado en vez de trabajo comunicado; es decir, referido la
viene determinado por la expresión: (ver figura LX-4):
u
Y --—Va- va)

Es decir, la encrgía mecäniea obtenida en el rotor será tanto mayo}

IGENERAL..Tedepen-
jente fluid, según
adquiere la forma que

bind in metia de os pets,

rabajo comunicado al
2 aquel, por el traba-
¡idad de gasto de gas

cuanto lo sea la die-

rencia de velocidades tangenciales del fluido V+2 - V+3, que son las hue producen momen-

Lo respecto del eje de gro del rotor.

La velocidad del gas inicialmente baja en la cámara de combustió
te enel estator, alcanzando valores de 800 a 1.000 m./seg. Sin em

| aumenta rápidamen=
720, hay una redue:

ción en la velocidad absoluta a través de los álabes del rotor, debido a que una gran por-

ción de su energía cinética se code al rotor,

©

peas

vs rf
va
LE

e

mn]

NOMENCIATURA:
Lon minier 2 mdican condiciones comunes 1 salida de estator y e

dez 3 indican condiciones el rade de rotor
Y. Velocidades abrolta det fido. We Velocidades
UL Velocidad de mare del fido re del rotor), pectodel
Ve Velocidades ongles del fdo.

a arm

laclrotor. Lor bind.
elta de fido (es

T
Fig, IIA DIAGRAMA DE VELOCIDADES EN UNA TURBINA AXIAL EN GENERAL
INDEPENDIENTE DE LA FORMA DE LOS ALABES)

150. m

"TURBINAS DE DAPULSO.. Turbinn de impulso es quella de grado de reacción cero, sig
nificando físicamente que toda la expansión del gas tiene lugar en el estator que acta en
forma de tobera. Como resultado de esta expansion en el esator, la velocidad del fluido
aumenta considerablemente, actuando sobre los ¿lebes del rotor, que adquieren una velo
«idad de rotación en la dirección del extradósde los álabes.

El descenso de presión en el estator es con rapidez y suavidad hasta la presión requerida, &
cuyo valor se mantiene constante durante el paso a través de los dlabes del rotor.

Al paso del gas por la superficie curvada de los âlabes del rotor, cambia la dirección de la
«corriente fluid y, un el caso de un sólo escalón, o enel último de varios escalones, la velo-
cidad absoluta de salida es sensiblemente paralela al je de dicho rotor, haciendo así coin-
«id la velocidad absoluta de salida del oscalón con la axial o de entrada a la tobera de es
‘cape del motor.

La figura IX representa el diagrama de velocidades en un escalón de turbina de impulso.

La expresión del trabajo desarollado por el rotor de una turbina de impulso, e deduce de
la expresión general del trabajo desarrollado de una turbina axial

‚U
Was

En el caso de las turbinas de impulso: (ver figura 1X4).

Vig =U— Wa sen oxy
Vig = U— Wy san 03 zu
ve asen
Ma = Wa
a -%

” = 2 von Go—U)

La figura IX-6 representa las variaciones de presión y velocidad en um escalón de turbina
de impulso.

El rotor de una turbina de un sólo escalón, puede tener más de una cascada de álabes (ver
figura IX-1). En el caso de la figura, el rotor leva dos cascadas y entre ambas van situados
unos álabes guía no perilados, cuya misión es orientar la cocriente fluida al ángulo de at
‘que necesario para la segunda cascada,

151. 173

Pueden existir mis de dos cascadas de älabes por cada rotor, si blen no es corriente sean
más de dos, porque la pérdidas por tition son entonces muy eldvadas El uso de uno.
tor con cascada müliple, favores dede el punto de vista de ape con menores RPM,

pues I enegía cinética tansformada en mecánica está distribuídají an ls dietas cs”
cadas. La contraindicación de mayores pérdidas en la turbina de impulso de rotor mall
ple para cas de dos cazas, noes muy importante, pt está contraste por la
‘enor velocidad,

o. , Q

ESTATOR

lr
|
o
po
iaa”
wi A
md
1
i |
ve

Fl. 1x5. DIAGRAMA DE VELOCIDADES DE FUNCIONAMIENTO DE UN ESCALON
‘DE TORBINA DE IMPULSO,

La nomenclatura de esta figura TX esla siguiente:
V1. Velocidad absoluta de entrada del fluido al estator, coincidente con la di-
rección del eje axial del motor
Wa .- Velocidad relativa del uo a la salida de los labes del stato.
U + Velocidad de arrastre del fluido (giro del rotor).
V2 + Velocidad absoluta del Muido ala salida delos álabes del estator.
W3 + Velocidad relativa del fluido a la salida de los élabes el rotor,
V3 + Velocidad absoluta del fluido alo salida del escalón.

152. 1m

© © 10)

Lo noror
=

| usraron -d

lab del rotor
Dirección e lo

sides |, erro

Moriwiont del rotor

Vela

Velocidad —

Posie

Pig DA TURIINA AXIAL. DE IMPULSO. ESTATOR (NICD, ROTOR GNICO (UNA SOLA
CASCADA D ALABES} PRESIONES Y VELOCIDADES DEL GAS.

153. o

[ci co
ae | re

i

Ales de rotor

Deco

ee

Athol de turbos

i T |
ke ||
PR i in

I. ex TURNA axtar DE PARLE. RSTATOR UNICO, ROTOR UNICO (DOBLE ASC
‘Be ans} ned srowes À PÉLOCIDADES D CS

154. 16

TURBINAS DE REACCION.- El significado físco de este tipo de turbina esque el grado
de reacción tiene un determinado valor, es decir, parte de la expansión se efectún en el ex
tator y parte en el rotor.

Al paso del fluido por el estator ocurre una caída parcial de presión y un aumento de ve-
locidad, esto es, el estator como en el caso de las turbinas de impulso, funciona como una
tobera, y allegar el fluido al rotor, continúa la caída de presión,

De la misma form que en la turbina de impulso, el cambio de dirección de la velocidad re-
lativa del Mlvido respecto de los älabes origina el movimiento de rotaclön;en el caso de las
turbinas de reacción no sólo cambia a dirección de la velocidad relaiva al paso por ls ar
bes, sino que aumenta, cosa que no ocurre en las turbinas de impulso en que sólamente
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.

La figura IX: representa el diagrarsa de velocidades en un escalón de turbina de reacción.

La expresión del trabajo desarrollado por el rotor de una turbina de reacción se deduce de
la expresión general el rajo desarollado en una turbina axial, Las más utilizadas son
las de grado de reacción K = 0', es decir, el 50°/o de la expansión ocurre en el estato: y
el 50%/0 en el rotor. La expresión para esto tipo de turbinas

TIR= 08) = AL vaso

es decir, mayor que la de impulso o de grado de reacción K = 0, para igualdad de veloc
dad de arrastro, velocidad absoluta de entrada de gases al rotor, y ingulo de ataque o.

La figura 1X9 representa les varaciones de presión y velocidad en un escalón de turbina
de reacción. (Compirese con el diagrama delas turbinas de impulso, figura 1X-6),

Fs corriente utilizar un rotor con más de una cascada de slabes, como en el caso de ls tar
binas de impulso, produciéndose la caída de presión en varios escalones. Ver figura IX-10,
y compararla con la IX de ls turbinas de impulso.

155. 177

Fig IX 8, DIAGRAMA DE VELOCIDADES EN UN ESCALON DE TURBINA DE REACCIÓN

La nomenclatura de esta figure IX-8 es a siguiente

V1 = Velocidad absoluta de entr
rección del eje axial del motor

la del luido al estator! coincidente con la di-

W2 Velocidad relativa del uido ala salida de os labes el sta
U Velocidad de amastre del fluido (giro del rotor.

‘V2. = Velocidad absoluta del fluido à la slid de los label del estator.
WS Velocidad relativa del uido ala salida de Los álabes del rotor.
Va « Velocidad absoluta del tluido al salida del escalón.

156. 118

bes dl rotor
Dirección dela
oriented que

Abel de tbina

Movimiento del rotor

Da Des

Presi.

| vetocidas

Velocidad | .
i J ers

Fig IX. TURBINA AXIAL DE REACCION: ESTATOR UNICO, ROTOR UNICO (UNA SOLA
‘CASCADA DE ALABES) PRESIONES Y UPLOCIDADES DEL GAS

157. 119

©

p—asraror—]

Dirección dla
comente de ges

RoTOR —

Alabes del rotor

\

Disco

HOR
ke A e adver

4 |
NER

I
Fiz N10. TURBINA AXIAL DE REACCION: ESTATOR UNICO, ROTOR UNICO (DOBLE
CASCADA DE ALABES) PRESIONES Y VELOCIDADES DFE GAS

158. 180

PULSO.

my

m a

we

are Pas ene br: Crete com
vergente-divergente hacia la ‘dat (Me awa
Vln tat ame
Ear tree

Paso entre dlabee: Comergente o co.
gene divrgete hacia la ida. (le url
convergent)

elect del gor: mente

Brei de ga domine.

Rotor Paso entre db con

Velocidad dé qu: demi
Pre del gu conta
Vester deletes sli (0)
Sdiomente en rec

or Paro entre dabercomergoies hacia la
3

Velocidad de gu: diminuye

ren del ga dry

Variación de nelcidade) rlrivs (1)

En dicción y magriad.

Rendimiento máximo: Ti = 085

73

Rendimiento máximo:

Fei

salda abren

7 dad demís que produc ol movin de turbina y sen determina por
teen de acid de momie, debido ala varación de eocdades entr ls entrado la

Fig. 1X14, RESUMEN COMPARATIVO DE LAS TURBINAS DE IMPULSO Y REACCION

159. 181

TURBINAS IMPULSO-REACCION.- Ambos tipos de turbina, de Impulso y de acción,
pueden combinarse por diseño de los älabes, tanto del estator como del rotor, para formar
una turbina impulso qesción, obteniéndose de esta forma cartes que corresponden
sensiblemente al 50% de cada tipo.

La foma óptima de pod in comen hin dl po de impo
A ine y dd de ta e E e lr a
Sh deren ec a le Stems, e] como we
Ui, con nan vena eterna major pr po a a
this dated op ee otc tl
{Espoo ciao bee mei

La ventaja funcional apuntada puede mejorarse aún más, utilizando älabes apoyados co
mo indica la figura [X-12, pues de esta forma, el extremo del rotor de turbina puede girar
‘mis cerca del cárter, con la consiguiente reducción de párdidas de gas fuera de la zona de
turbina. Esto, y la reducción de vibración en los dlabes con ete dispositivo, lo han hecho
de mucha utilización. Sin embargo, existe un inconveniente en este tipo de apoyo de ála-
bes, yes, que impone una reducción en la temperatura de entrada del gas a la turbina, pues.
Ta acción de la fuerza centrifuga de la masa adicional del apoyo del álabo en el extremo,
“aumenta los esfuerzos que por fuerza centrífuga se producen a lo largo de todo el álabe,y
‘que son méximos en la raíz. La temperatura y los esfuerzos pueden ser críticos enla resis
tencia del labe, por est, en motores que trabajan a clevadas 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 si en los siguientes, que trabajan a menot temperatura.

Rele de be 1 Extremo dal he

Fig D612. VARIACION DE PRESIONES DEL GAS EN UNA TURBINA DE IMPULSO REACCION |

160. 182

"TURBINAS “COMPOUND”.-.Cuando sólo se utiliza un solo escalón de turbina, las veloc
dados del rotor son muy elevadas, con la consiguiente desventaja por la alta fuerza contr
fuga; por eso, en muchos casos la caída de presión se realiza en varios escalones de estator,
intercalados entre los dlabes de un solo rotor con otros tanto discos de dlabes. Este tipo
de turbina se llama del tipo “compound”. (Ver figura 1X-13).

Dado que, a la vez que en el estator ocurre una gran caída de presión, aparece un descenso.
considerable de temperatura resulta que, para igual descenso de presión, l temperatura de
los alabes de un escalón de turbina simple es menor que la temperatura delos álabes del
primer escalón de una turbina de escalones múltiple, debido al hecho de que el descenso.
depresión en éstos, en el primer conjunto de estator/rotor, no es completo. Por esta razón,
sila temperatura es muy elevada, en lugar de utilizar escalones mültiples de turbinas de inv
pulso, suelen utilizass turbinas de determinado grado de rsucciôn, o bien, utilizar un pri
mer escalón de impulso combinado con otro u otros de reacción,

Vida

Velocidad

Fig. 12, TURBINA DE IMPULSO TIO “COMPOUND”

161. 188

(0 ALABES DEL BSTATOR. Dado que a mie
corriente fluida y canalizarla para descarga con.
ora Coma y poden de sabes deberá
Serta, qe sen en forma de lora y, ndo l corriente de enfada saben, pueden
ido coaiurcines Ver fura BEA),
= Formando un conducto convrgotedivnente, cuand) se dee una eleada
caída de grein en el nao.
— Formando un conducto convergente, cundo lu caida de prsón en el etator
seu pequeña.
Sin eto, l eatrcomrzentedivenene es apropado para limas de impul an
donde ada laespanbn ocur nel eto, en tn que ara as bins de rec to:
mar forma convergent úncamento, dado ue la expansión en e tata sao pac

CONFIGURACION GEOMETRICA
sión de los álabes del estator es a
el ángulo óptimo que exija la velocidad de

= Apropiado para turbines de puto Apropo para nbn de sección.

[Conducto consergente divergente), (Conducto converge hac la sado),

= Apropik para grandes cadas de gem. | — Apropiado para pejueñascads depresión

eco wine

Hig X14, FORMA DE LOS ALAUES DEL ESTATOR DE LAS TURBINAS AXIALES

162. CONFIGURACION GEOMETRICA DE LOS ALABES DEL ROTOR SEGUN EL TIPO
DE TURBINA. La diferente forma de los álabes del rotor para las turbinas axiales de im-
pulso y reacción (vr figura DX-15), es debido al grado de expansión o caida de presi
existe un ambos casos, detínido por su grado de reacción K.
Para turbinas de impulso:

— Grado de reacción: K=0

— Velocidados relativas de entrada y salida a los élabes del rotor iguales (Wa = Wa,
roferencia figura IX-11),

— La presión del fluido es igual a la salida del rotor que a la entrada a él
Para turbinas de rescción:
~ Grado de rescción: K>0,

— Velocidades relativas de entrada y salida a los älabes del rotor diferentes,
(W2 < Wa, reerencia figura [X-i).
— La presión del fluido es menor a la salida del rotor que a la entrada a él

TUREINA DE IMPULSO TURNA DE REACCION
(odele exponen e ca ¿Paid epee
een nen

|

PB, pes

>>

Fig DS. FORMA DE LOS ALABES DF, ROTOR DE LAS TURBINAS AXIALES

163. 185

RENDIMIENTO DE UN ESCALON DS TURBINA. E rendimiebto do un escalón de tr.
bina viene determinado por el producto delo rendimientos parciales del etatr, que fun
ciona en forma de tobera, y del rotor. El rendimiento del etatr es prácticamente cons
lante, por lo que el rendimiento de l turbia es función del rendimiento del rotor, defini
do como la relación existent entre la energía ontregada por el rotor, respecto del ener-
ain cinética de la masa de as ala velocidad absoluta de entra

E orden de magnitud de estos rendimientos puede vers en la figura DÉ, en donde ade
más de la comparación del comespondiente a una turbina de rescción de grado de rec.
ción 0'5 obten por uno o varios escalones, se indican ls de upa turbina de impulso de
una o dos cascadas de álabes. Analizando la figura IX-16, se ve ¿ómo los re
las turna de impulso caen muy rápidamente por encima del val del relación UIV2 óp-
tima esto es, velocidad de arasro del rotor/veloidad abcoluta dé entrada del ldo ao:
dor: en tanto que eld las turbinas de reacción we mantiene de acubrdo con la curva casi pl
na, por encia dl valor óptimo de U/V2, Se toma esta relación de velocidades para el and
lisis del rendimiento dels turbina, como indice dela energía mecánica obtenida por veloc
dad del roto U respecto de In energía cintia del ido de veloddod V2

Asímismo, las turbinas de impulso de doble y triple cascada de|ilabes en el rotor tienen.
tos a bajas velocidades, pero inferir al de una sola estrella funcionando

Resumiendo, es aconsejabl la utilización de turbinas de impulso de tiple cascada, doble
según que la velocidad de funcionamien

tovexigida para la velocidad de arrastre del compresor sea baja o alta, al margen de los pro-
blemas de temperatura asociados especialmente a las turbines de reacción, como se ha
apuntado con anterioridad, ya que las tucbinas de impulso, por lá expansión que se produ-
ce en el estator, trabajan a menos temperatura

En al a]
¡a

La ollas

3 (8) Tui de paño qna co
3 HE ES a

“ =

; (© Tan de ina (dr cu
E m ee
Eso

oF 0s 0608 O

4
Releción de social UV? |

Fig. 1X-16. RENDIMIENTO DR LAS TURBINAS AXIALES

164. 186

ESPUERZOS EN LOS ALABES. Los estuerzos en los labes de las turbomäquinas, com-
presores y turbines, pueden ser de tres tipos
8) De tracción (debido a la fuerza centrifuga).
b) De flexiôn (debido a La acción de los gas).
©) Secundarios (esfuerzos de flexión, debido a que los centros de gravedad de los
perfiles que forman el älabe, no estén alineados).
Esfuerzos de tración. Son los mis importantes en magnitud. Los valores medios normales
de estos esfuerzos, están comprendidos entre 10 Kes./mm?. y 30 Kgs./mm?,, utilizándose
nel caso de compresores para el primer caso aleaciones ligeras, y en el segundo aceros, ra.
Bajando en estas condiciones con gran seguridad. El esfuerzo centrifugo no depende de la
cuerda del sabe,
Bsfuerzos de (lexión.- En general, despreciables en compresores, y apreciables en turbinas,
pues el trabajo por escalón es muy diferente, motivado en el caso de ls turbinas por el es.
fuerzo y por la temperatura.
Te = 2.000 Kym / Kg. para álabes de compresor.
Tu © 20.000 Kym / Kg. para álabes de turbina,

stos esfuerzos son inversamente proporcionales al cuadrado de la cuerda del álae.

Esfuerzos secundarios. Descargan a los esfuerzos de flexión en el caso de que exista una
desaliemaciôn entre los eg. de los perfiles, y son de un orden de magnitud muy in
los esfuerzos de tracción y flexión.

La vida en serio delos älsbes de compresores y turbina, además de dependor delos es
fuerzos a que están sometidos, está afectada por numerosos factors, En el caso de los ála-

ble para la vida en servicio entre revisiones. Los objetos pueden ser muy diversos, tales co-
mo: pequeñas piedras en la pista 0 zonas de rodaje de motores, que por succión entren en
ol motor, tornillos, tuerca, arandelas, Naves, destornillador, ec. quese dejen inadvert-
damente en la parto interior delos conductos de admisión. El daño resultante por estos ob-
jetos puede variar desde que se produzcan pequeñas muescas en los álabes, hasta la comple
la destrucción de los mismos. En determinadas zonas de los álabes, pueden ser permisibles
pequeñas muescas, en tanto que en otras es completamente prohibitivo, por lo que puede
suponer un origen de fallos mayores. La figura IX-17 muestra ls reas críticas de un élabe
del rotor de compresor, en donde puede observarse que lógicamente la zona más crítica es
la raíz del flabe, que soporta los esfuerzos centrifuges de toda la masa del labe.

Los ilabes de turbina están continuamente sometidos a muy altas temperaturas y came
bios rápidos en el valor de éstas, pues por ejemplo, asi como un motor alternativo requie-
re no menos de diez minutos de calentamiento después de arrancar, ls temperaturas ope-
rativas normales de un turborreactor hasta que está listo para desarrollar el empuje máxi
mo, es de muy pocos segundos después de haber arrancado. Estos cambios rápidos en le
temperatura imponen grandes csfuerzos en los älabes, debido a las rápidas extensiones y
contracciones que se ven considerablemente agravadas en los dlabes del rotor sometido a
grandes estuerzos centrugo.

165. 187

La figura IX-18 representa la gran influencia en la rei
operación de un turborreactor en regímenes de despegue
que están intimamente ligados a las altas temperaturas de

À Zora critico

Zany etica

ALABE DE COMPRESOR ALABE|DE TURBINA

Fig 2617. ZONAS CRITICAS EN LOS ALAUES DE COMPRESORES Y TURBINAS

Lempa entre revisiones

Limitación por figs —

Fig. PUR INFLUENCIA DEL TIEMPO Y EL REGIMEN OPERATIVO EN La VIDA EN
‘SERVICIO DR LAS TURMINAS |

166. 3
i
5

167. 189

REFRIOERACION DB ALABES DB TURBINA. Pua dsmiuir alas temperatura de
10 date de ain anto de estat omo de toto, u ener prover ana ei
Ye que maltes ac mediante aa pren derivado del compresor come.

Esta refcgeración aumenta la vida un servicio de los álabos, y los aleja delos peligros de ter-
mofluencia, disminución acusada de la resistencia con la temperatura de funcionamiento,

El flujo de aire es normalmente axial con el álabe en su parte interior vaciada, proporcio-
‘indole salida por los bordes de ataque, borde de salida y borde marginal o extremo del
álabe opuesto ala raíz. (Ver figuras [X-20 y TX-21).

El efecto de la retrigerción es muy acusado, produciéndose un de tempe-
ratura del orden de 60° C y superiores La figura IX-22, muesten la distribución de tempo-
ratura en un älabe no refrigerado, y refrigerado a diferentes porcentajes del radio del dla
be a partir del encastre.

Fig 1620, VACIADO INTERIOR DE ALABES DE TURBINA PARA CONDECCION
AIRE De REPRIGERACION

(Obsérvese en esta figura IX-20 las salidas de aico corca del bord de ataque del pertil del
ibe, pr alata cote ud de cin por l enone intrados el per

168. 190

Dado que las curvas de Lermoflueneia tienen una pendiente muy acusada de disminución
de la resistencia del material con la temperatura (ver figura 1X-23), el efecto de In refrigo-
ración es muy efectivo para el diseño de los álabes, de forma espacial en los correspondien-
tesal rotor, en donde además de la alta temperatura, se suma el efecto de fuerza centrifuga
y cargas de flexiön en los álabes,

El diseño de un álabe de rotor de turbina se hace como indica la figura IX-24, en donde el
dimensionado se hace a flexión, después de toner en cuenta los esfuerzos centrílugos y
cl límite de carga admisible hasta la rotura por termotluencia,

Alabes de estator tf > Aire de refriga-

|

de bin | tación dpc
cel is dor

las de rotor

de ar

meade de aire de
ra à a
Pr

Fig IX:2. REFRIGERACION DE LOS ALADPS DE ESTATOR Y ROTOR DE TURMINA

169. 191

Fo r
ec
850.

750

650

600.

550

500

2 a | RTD

ig 18-22, EFECTO DE La REFRIGERACION EN LA TEMPERATURA DE LOS ALABES

la

E

E Î

É +

rT i
E

In

3

y |

o +
a E
Temperatur dl be (°C)

I 162) GANGA DE ROTURA FOR TERMOFLUENCIA DE ALEROS.NONMALES
ica stants De Toko

170. 192

so.

Y
70

“

an i

so

“o

30 <—
lat,» San por 107

E77
"RS 2 i Pl

i
o "5 "50 100

EY ——— Bape aries hasta rota CA

(ty ——— Esfuerzos admisibles con seguridad. Fn = La
E 1
am ——— — tines de ias 6 Cm por 100) Gi

av)

(0) — — — fueros po

Esfuersos contrifgos %

dimensionado aferion = G = Oe

Fig 124, DETERMINACIÓN DEL ESFUERZO Of PARA DISEÑO DE UN ALABE DE ROTOR
DE TURBINA

MD

171. 193

El fenómeno de disminuir la resistencia de los metales cuando trdbajan a slevadas tempe-
raturas, como es el caso de los älabes de turbhia y sus discos, exige la utilización de ale
ciones especiales que ofrezcan alta resistencia à la ermofluencia.

Para las turbinas de los turborrenctores, la investigación metalúrgica en estecampo es in-
cesante, siendo de destacar la utilización de aleaciones que Lienen su origen en la composi-
ción binaria Niquel-Cromo, con porcentajes aproximados de 80 °/o de Niquel y 20 9/0 de
Cromo.

La adición de productos que mejoran las características de la aleabiôn binaria Niquel-Cro-
mo, aun cuando en proporciones menores que estos productos, ha|dado lugar alas aleacio-

te denominadas Nimonke, ras con ete nombre por Hey Wiggin and Company
Li. comia on dro motoring patente Fank Wh
Ver end

ton tes ipod secon Mina. coo deis Jr nile coi
entes Niguel y Cromo, pudiendo variar éste entre el 12 9/0 y cl 80 00, siendo la cant

dad de Níquel el complemento al 100 0/0 que corresponden además del Cromo a los -
guientes constituyentes, en las proporcione que se indican.

Carbone de 002 à 020 5 Siciio de 0154 10.

Cobre de 0104050 ; Hierro de 0°70) 20 (D.

Manganeso de 010410 j Tianio de 004450.

Aluminio de0'802650 5 CobiltodeO0SD(Ma2%

Molibdeno de 030 «10 (M): Berio de 0001 2 020.

Zirconio de 002014 3 Wanadio: 0° para (1) y VO para (UD.

Los diferentes tipos de aleaciones Nimonic, su composición, comportamiento hasta rotu-
ras, temperaturas de trabajo, tiempos limite de funcionamiento, ete, están especificados.
además de en las normas inglesas HR, en las AECMA (Association Buropeenne des.
CConstructours de Material Acrospatia), en las AMS (Aerospace Material Specification), en
las RSAB (Royal Swedish Air Board), en las normas alemanas DIN y en las AFNOR
(Association Francaise de Normalization

172. 196

‘TOBERAS DE ESCAPE: DISTINTOS TIPOS.- Como se indicó en el Capítulo I, al des-
ctibir el funcionamiento general de los componentes de un motor de rescción, una tobera
sun conducto en el cual, la corriente fluida aumenta de velocidad a costa de disminuir su
presión.

Las actuaciones de una tobera dependen principalmente de las condiciones devel
de la corriente de entrada, ya que un mismo conducto convergente de la entrada a a sal
da, puede actuar de tobera o de difusor, según sea la corriente de entrada subsönica 0 su
perséniea y, un mismo conducto divergente puede actuar de tobera o difusor, según sen su
persónica 0 sutsónica respectivamente la corriente de entrada.

.d

Las toberas de escape para motores de propulsion subsónica son de forma convergente ha-
cia La salida, pudiendo ser subsónica la coriente de salida si toda la expansión tiene lugar
dentro de la tobera, o bien, alcanzar valores de números de Mach prácticamente la unidad,
esto es, condiciones sonieas, En ete último caso, la tobera se dice que trabaja en condicio.
nes eíticas. Esta Lobera del tipo convergente es por lo regular de área de salida Cia, bien
pueden en algunos casos variar automáticamente aumentando el ea de salida al aumen-
tar el flujo de combustible, o reducida al disminuic e lujo de combustible

Cuando el motor se proyecta para vuelo supersónico, se utilizan toberas convergentes-d-
vergentes; el tramo convergente para aumentar la velocidad necesaria para actuación de la
zona divergente, aleanzéndose las condiciones sónicas en la garganta de la tobera, y conti
auando el aumento de velocidad en la zona divergente por continuar la expansión de los
ases procedentes de laturbina. Este tipo de Lobera cs preceptivo para los motores de uti
lización supersónica y en los de postcombustión. Ver en Capitulo XX por qué esmecesaria
mayor área de salida euando actúa la postcombustión.

Una tobera de escape es el conjunto más simple de los componentes fundamentales del tur
borreactor, y forma parte dela tobera el cono final que canaliza el gas ala salida dela tur.
bina

La figura X-1 representa diversos tipos de toberas convergentes de área de salida variable:

+ Tobera tipo Clamshell: el mayor o menor giro de las compuertas sobre las char-
elas de sujeción produce la variación del rea de salida.

+ Toberaanula: a diferente posición del anillo perfiledo constituído por sectores
unidos articulados entre si, produce la variación del área de salida.
‘Tobera de cono central: el desplazamiento axial del vértice del cono produce la
variación del área de sali

+ Tobera tipo “Iris”: el cono de salida adopta forma troncocónica por la diferen-
te posición de unas compuertas situadas en forma circunferencia.

173. 197

Arale

Figura 8-1 DIFERENTES TIPOS DE TORERAS CONVERGENTES DE AREA DE SALIDA
VARIABLE

Corine | Comente

cs
A |

Fig 12, CONFIGURACION DE UNA TOBERA CONVERGENTEIDIVERGENTE

174. 198

FUNCIONAMIENTO DE UNA TOBERA: CAMPO DE PRESIONES Y VELOCIDADES.-
El funcionamiento de una tobera puede hacerse analizando el campo de presiones del lujo
y el correspondiente campo de velocidades; estudio que debe hacerse
de presiones entre la existent ala salida (ps) y su valor crítico(p*)

Para comprender mejor este estudio, es aconsejable estar familiarizado previamente con
Jos conceptos de variables termodinámicas, de remanso y críticas, cuya definición y for-
mulaciôn que los interelaciona se incluye en el apóndice A.

Larelación entre la presión estática (ps) ala sida de una tobera y su correspondiente pre-
sión de remanso (pst) en función del número de Mach (MG) ala slid, viene dado por la
expresión:

Ya

ra El
Fe Ut M Y
y el valor crítico (p*) de dicha presión esítca, se obtendrá para Mg = 1, es decir:
LA

y YA

2
TFT
El siguiente cuadro comparativo (figura X-3) resume la relación entre las condiciones ala
salida de la tobera yla forma de la tobera.

Analicemos a continuación el campo de presiones en una tobera convergente-divergente

(er figura X-4), para distintos valores de la presión de salida ps: Pl, P2, 3... con rela
ción ala presión de remanso po a la entrada ala tobera.

Punto 1. En este caso, l relación de presiones p1/po vale la unidad y, por lo tanto, al ser
la presión de descarga igual a la de entrada a la tobera, no hay movimiento.

Primes MNámero de Mack | Forma del tobe | Tipo de comiente
a a
! i
A Subsinice
PS pe mes | Gonergente [| ow naa

| | Eidos
1
=
+ Sabina om la
Pride

ont mor Re .

Figura X3. FORMA DE LAS TOBERAS SEGUN LOS REGIMENES DE VELOCIDAD DEI. GAS

175. 199

Puntos 2 y &.- À partir de estos valores, la presión de descarga e fhenor que la de entrada.

Punto 4

Puntos 5 y

Punto Te

Puntos 8 y

Punto 10. En este caso no hay formación alguna de onda de choque; se dice que la

a la tobera, que actuará como venturi, debido a que el área dela garganta es ma-
yor que la correspondiente la crítica, pues las presiones[p2 y p3 son aún mayo-
res que la correspondiente ala salida para alcanzar el valor de número de Mach
nidad en la garganta. El movimiento, es pues subsórico en toda la tobera,

Con este valor de relación de presiones, en primer lugar la corriente se acelera
hasta alcanzar el nimero de Mach unidad en la gargania,diciéndose entonces
‘que ésta trabaja en condiciones crítica. En el conducto divergente, la corriente
sigue siendo ahora subsönica, y séld alcanza el valor könico en la garganta,

El gesto a través dela garganta ha alcanzado su valor máximo, y no crecer a
disminuyendo la presión de descarga, o lo que es lo misino, las condiciones ex.
teriotes detrás de la tobera.

>. La presión de descarga está comprendida ente valores menores que la co-
‘respondiente a condiciones críticas de la garganta y mayores que el necesario
para que en la sección de salida se forme una onda de choque.

En este caso, la expansión o disminución de presión continúa después de la gar.
santa hasta que aparece una onda de choque normal al movimiento, elevándose
pues la presión y continuando detrás de la onda de choque una compresión en
régimsn subónico.

La curva Dm n 7 representa los valores dela relació depresión quese alcanza
inmediatamente después de la onda de choque y « partir de la cual el fluido se
comprime asiente, st lala cin de end ls puntos
5y6

Para esta relación de presiones entre la descarga y la entrada a la tobera, se for-
ma una onda de choque normal al movimiento en la salida, Esto es, la corriente
Ge venta selridose por desees dela ck de recone, be brisa.
mente Basta el valo de lareaió 7, decoerndose, Es al valor limite de rl
ción de prisons paa velocidad mb slid,

)- Para estos valores, el fluido se comprime fuera de lá Lobera, mediante dos
“ondas de choque oblícuas que se reflejan formando ondas de compresiones y ex
pansiones. La velocidad a la salida es supersónica.

be

a está adaptada y se Line el máximo empuje para una altura dada, com
‘con las condiciones del reactor. La velocidad es supersónica y mayor que en las
condiciones 8 y 9 anteriores.

Puntos 11 y 12 y valores menores. La expansion de la corriente conlinün en el exterior de

la tobera, mediante ondas de expansion que se reflejan en os límites del chorro
e salida de ses. Velocidades supersónica ala slide.

Vinson fur 5 en qué ciones norman ls ondas de hoa o supefiendei-
continuidad tude de prions, pıra Jos disen css aliado L 2 10.11 12

176. 200

ris
re ns

Gas cos op goes

por ap eu) propa

X4 CAMPO DE PRESIONES Y VELOCIDADES EN UNA TORERA
(CONVERGENTE DIVERGENT

177. 201

No hey mosimtento

Movimiento ubebnko en todo tobera

Movimiento ubsönio en toda la obera
Grenade que en 2

Movin sonic as a rg.
Minis nds e la
ins músico dpa del greta

ont bain hasta jugaría

Movimiento supersónico dere Le garant hasta Le
‘onda de choque normal

Movimiento more «le sido.

dem eto 5, com la onda de choque normal más
ras y selocided subtSnice mayor a sla

|
eros pere
oE= nee

= es ARA
X me

Movimiento ssprtónico más elevado

==> ET u
Tobera adapted, Ausencia de ondas de
© P< RENTEN
ar ls
expen yer”
@ Wein

eL paires

; T
Figura XS: CARACTERISTICAS DEL MOVIMIENTO EN UNA TORERA DIVERGENTE
“SEGUN LA FORMACION DE ONDAS DE CHOQUT

178. 202

DISPOSITIVOS PARA FRENO POR EMPUJE INVERSO EN LA TOBERA DE ESCAPE.
La utilización del empuje de los turborreactores en forma reversible, esto e, hacia adelan-
te en el empuje normal y hacia atrás, esto es, en la misma dirección y sentido opuesto, co-
mo empuje inverso, permite disminuir considerablemente la carrera de aterizaje del avión,
con las considerables ventajas de actuación que esto supone.

Lafigura X-Grepresenta de formaesquemätica una forma típica general de estos dispositivos,

En vuelo normal, estos dispositivos deflectores están adosados ala Lobera de escape, como
indica la posición (a), y girando a la posición (1), delectanlel chorro aproximadamente
90° de su dirección!axial. A partir de este momento, unos álabes guía continúan girando
‘hasta obtener un chorro de dirección casi totalmente opuesta a la normal, produciendo de
esta forma freno efectivo. Aproximadamente el 50 °/0 del empuje correspondiente al des-
pegue puede ser utilizado como reversible, El dispositivo debe dejar de operarse a una de
terminada velocidad específica para cada motor, pues baja velocidad afecta al funciona»
miento normal de la corriente de gast.

La interferencia del sistema en la corriente de salida de gases cuando actúa de forma nor.
mal, hace que se produzca una disminución del empuje respecto del mismo motor sin dis.
positivo reversible del 0°75 9/0 en regímenes de despegue, y un aumento del consumo es.
pecítico que no sobrepasa el 1 9/0 en regímenes de crucero.

mm

Figura X6. DISPOSITIVO PARA FRENO POR EMPUJE REVERSINLE

179. Los sistemas de empuje reversible en los turborreactores de doble flujo pueden adoptar

una de las dos variantes siguientes

— Unsistema reversible para el flujo primario, y otro similar para el flujo secundario. (Ver

figura XD).

— Un sistema de empuje reversible único, actuado en la corriente de salida común cuando.

ambos flujos se mezcl

(Ver figura KB),

El sistema de dos dispositivos, uno para cada flujo, es más general pas especialmente pa-

ra motores de altos valores de empuje.

> > >

lao oral Elfe secundario Fj primero

aa pe ein

>
>
> >
Keompuarts
CoNDICION DE EMPUJE NORMAL
E Nu
=
>
m 2

e
Pr Compuerta

CONDICION DE EMPUJE INVERSO

Figura X7, SISTEMA DE EMPUJE REVERSIBLE EN UN TURRORREACTOR DB DOBLE

"FLUJO, CON UN SISTEMA PARA CADA FLUJO)

180. We

(a) DISPOSICION ESQUEMATICA GENERAL

(6) DETALLE DE TIPO DE INVERSOR

Fiqwe X8, SISTEMA DE EMPUJE INVERSO EN UN TURBORREACTOR DE DOBLE
FLUJO CON UN SOLO INVERSOR PARA AMBOS FLUJOS

181. 206

DISPOSITIVOS AMORTIGUADORES DE RUIDO EN LA TOBERA DE ESCAPE. El
ruido producido por los turborreactores es peligroso por su elevada frecuencia de emisión,
loque motiva una alta intensidad de propagación en régimen turbulento ocasionado por el
choque del chorro de gases calientes con el are frío y en calía que rodea al motor.

Afortunadamente el nivel de ruido producido por varios motores de un avión no esla su-
ma del producido por el de un sólo motor, pues las interferencias de las ondas sonoras +
anulan en parte la elevación del nivel de ruido, Como regla prictica puede adoptarse que el
ruido producido por los motores de un avión es el equivalente al dé uno de sus motores in-
‘crementado en 3 db por cada motor adicional en funcionamiento. Asi por ejemplo, si un
motor de un avión produjera 96 db de presión sonora, y el avión tigne tres motores funcio-
rando, el nivel de ruido puede estimarse en 101 db, y si tuviese exjatro motores en funcio-
namiento, se alcanzarían 104 db. (Ver Capítulo XXVI, en donde e describen las diferen-
tes unidades de referencia para medición de niveles de ruido).

Medido el nivel de ruido en db de nivel de intensidad sonora, resul:

NIS (4b) = 1010g

lo

En el caso de los motores de reacción, la intensidad I puede admise proporcional a
D Densidad del ac.
Vg. = Velocidad de salida de los gases de escape.

A Diámetro de In tobera de salida.
© Velocidad del sonido en el aire en reposo.

Según la expresión de proporcionalidad:

Esta expresión de factores proporcionales a la intensidad sonora, puede escribirse en fun-
ción del número de Mach de la corriente perturbadora, resultando:

A of a

182. 206

1 a2 ems vg Ty, ms ve
4 4

rat
y siendo a

P Vs = m (masa de gases de escape por unidad de tiempo), resulta:

= mM V2

Es decir, la intensidad de ruido crece con el número de Mach de la corriente de escape
(0445) elevado a la quinta potencia, y con la energia cinética (m Vs?) de los gases de esca:
pe.

De aquí que para una misma masa (m) de salida de gases, el nivel de uido al pasar de una
velocidad de salida de gases Vs a otra Vs], el nivel de ruido variará de acuerdo con Ia ex
presión

‘my
aus (U) (a)

Dado que los valores de MI y Mo que comienzan a producir elevados niveles de ruido es-
tán próximos a la unidad, obtenidos con velocidades de salida diferentes, ya que está com.
pensada la mejor velocidad de corriente con la mayor velocidad del sonido poz mayor tem
perature, resulta que se verific aproximadamente:

sano ie (22

Ls decir, que une forma de reducir el nivel de ruido en la tobera de escape es reducir la ve-
locidad de salida de gas», y en este sentido los turborreactores de doble flujo son una so-
lución.

Y para igualdad de velocidades de salida (V1 = Vso ) y masa variable m3-4 mo), resulta:
vía para constancia de la densidad ©:

m ae
db (NS) = 10108-EL = 10 tog 4
Bab (SÍ ~ De. = 10101 JS

183. 207

deck, la variación de nivel de intensidad sonora es uni de os cuadrados delos dí
melts e aia de la tobera, po Toque pueden obtener reuctionesconsdorabls por
rien dela coniguación e In ceción do sda al equiparar Js dea impares on

reas circulares equivalentes. L

Elefecto de los amortiguadores de ruido en la tobera de escape ocasiona una disminución
de ‘empuje, debido a la menor velocidad de salida de los gases y uh aumento del consumo
específico de combustible como consecuencia del descenso de empuje para el mismo rs
to de combustible,

Una reducción de ruido de 12 db aproximadamente, puedo incurrir en 1'5 fo de pérdida
de empuje en régimen de despegue, obteniendo una mejora del 0°30 0/0 en crucerosila
tobera es convergente de sección variable

El efecto del aumento del consumo específico de combustible es aproximadamente del
18/0 en todas las gamas de la operación (despegue, subida, cruebro), debido a las pérd
das por instalaciones fs.

Figure X. SECCION TRANSVERSAL DE AMORTIGUADORES DE RÚIDO EN 1.4 TONERA

184. 210

UNIDAD DE CONTROL DE COMBUSTIBLE PARA TURBORREACTORES: VARIA-
BLES DE REGULACION. La unidad de combustible es el componente principal de los
accesorios del motor Basico, turborreactor o turbohálice

Mediante el funcionamiento de la unidad de control de combustibles regulan con preci
sión las RPM del rotor compresorturbina, as actuaciones del motor en régimen de accle.
ración, régimen estable, y deceleración, limitando la temperatura máxima del gas antes de
alcanzarla urbina.

Al recibir la señal de empuje requerido, através dela palanca de control secionada por el
operador del motor, piloto o mecánico, la unidad de control de combustible fu

Astomáticamente po la ación de un si de suas nie, antsy ima
vas, que son en general las que

— Variables pri
= Temperatura de admisión de aire al compresor.

ales:

RPM del compresor, rlstias al compresor posterior o de alla elevación de
presión en el caso de los compresores dobles.

Presión de descarga de aire del compresor sensíblemente iguala la presión en
las cámaras de combustión, ya que la combustión se verifica a presión cons-
tante.

— Variables ausiliares:

Dado que la presión de entrada de aire al compresor es función dela densidad
del ire, algunas unidades de control de combustible incluyen la variable presión
de admisión, además de la temperatura que es variable principal

— Variables limitativas:

Se incluye como variable limitativa la temperatura de entrada del gas a Ja turbi
na o temperatura de final de combustión, que se mantiene aproximadamente
constante. Esto valor constante limita los esfuerzos, y esun indice para estable»
cer los regímenes de empuje por períodos de tiempo límite y operación conti-

Con objeto de alcanzar altos valores de rendimiento térmico y el máximo empuje, las tem-
peraturas de entrada a la turbina se mantienen lo més próximas lo limites permisibles.

La figura XI-1 indica los puntos de medición de la variables de regulación para turborreac-
lores de compresor axial simple o doble, la nomenclatura usuel y la que utilizamos aquí
ara analizar el funcionamiento en régimen estable, y regimenes de aceleración y decelera-

Las unidades de control de combustible para turboreactores de compresores centrifugos
regulan el empuje por control de las RPM, siendo el límite de éstas las admisibles por el
compresor sin problemas funcionales ni de esfuerzos, Cuando como en ete caso, las RPM
controlan el empuje, éste varía en la misma proporción que aquellas, regulando además la

185. au

temperatura de entrada del gas a la turbine en telación inversa ala temperatura de admi-
sión de aire,

“Antes de analiza el funcionamiento de la unidad de control de combustible en régimen
estable, y regímonos de aceleración y decoleración; digamos que ctas unidades pueden ser
de diversos tipos, siendo las más normales las de tipo hidtomecá ico, “una de las cuales se
incluye en esquema más adelante.

El personal de mantenimiento y revisión ha de estar familiarizado y conocer detalladamen-
te el funcionamiento de la unidad de control de combustible; en cambio las tripulaciones
no necesitan por lo general un completo conocimiento de la unided de combustible, pues
la selección de empuje es por una sola palanca de control, y el funtionamiento es automä-
tico, si bien las tripulaciones han de familiarizarse con las indicaciones de control del mo:

tor, que en el caso de los turborreactores resultan muy simplificadas, como se indica en el
Capítulo KU.

F
E
H
B |
¿ SS
i —
É Temperatura de amine Fa
4 -
© | vous principe [RU dE tor comprsor tba)
: Tan de cg del compresor
À [ias ana rió dei me
À [nimes rompt td combustion CEE
3
id
Ë |
A =
H Temperate de aim dose | 72
A a y
i Thin de era del compro paro ror
3 [etai [Pein de amin ie 2
$ cantctin [rompre fal de combust Ty

iX. VARIABLES Y LIMITES DE FUNCIONAMIENTO DE REGULACION

‘De LA UNIDAD DE CONTROL De COMBUSTIBLE

186. a2

FUNCIONAMIENTO DE LA UNIDAD DE CONTROL DE COMBUSTIBLE EN REGI
MEN ESTABLE. Situando la palanca de control de empuje en una posición determinada,
la unidad de control recibe las señales de ls tres variables principales: temperatura de ad-
misión de sre, revoluciones y presión de descarga del compresor, y así se calibra el consu
mo de combustible para el empuje seleccionado. En tanto que la palanca de control se
mantenga fü, la unidad hará variar el consumo de combustible, de acuerdo con la vario
ción de condiciones de admisión de aie al compresor, manteniendo constante el porcenta-
ie del empuje seleccionado,

Una posición determinada del mando de control de empuje, selecciona en una posición a
los elementos de regulación de los tes valores de las variables principales y se obtiene de
esta forma un porcentaje de empuje respecto del máximo que, referido a consumo de
combustible viene representado por un punto tal como el Xq de la figura XI-2, Este punto
estará en una posición tanto más elevada en dicha curva, por ejemplo Xp, cuanto más ele-
vado sea el porcentaje de empuje seleccionado, pues altas RPM indican altos valores del
trabajo comunicado al aire, o lo que es lo mismo, altas presiones obtenidas en el compre-
sor. Una posición baja en la curva, por ejemplo Xe, corresponderá a un menor empuje se-
leccionedo.

En efecto, para unas determinadas RPM, por ejemplo Na, el punto correspondiente Xa
queda fijado para un valor de la relación (c/pe)a, al que corresponderá un consumo de
combustible cs tanto menor cuanto lo sea ol valor de a presión de descarga pe, como es el
caso de mayores alturas o menores velocidades, o ambas cosas a la ve, por producimse va-
lores menores de pie y, por lo tanto, de pe. Para valores de pt2a mayores y, por lo tanto
de pe, y las mismas RPM, Na, el consumo para mantener (c/p)a = constante, será mayor,
somo es el caso de menores alturas, mayores velocidades, o ambas condiciones ala vez.

Para un mayor empuje seleccionado, por ejemplo determinado por el punto Xp al que co-
responden unas RPM, Nb mayores que Na del caso anterior, corresponderá un mayor con:
sumo ch para la misma presión constante pe (b) = pe (a)

Deigua forma, para un menor empuje seleccionado, determinado por ejemplo por el pun:
to Xe, suceden situaciones inversas al caso Xy respecio del Xa, e decir, menores RPM, Ne,
tun valor menor dela relación (e/p e, para el mismo valor de presión de descarga del com
presor que en aquellos casos.

La variación de las condiciones exterlores de presión de admisión, por ejemplo ascendien-
do o descendiendo en vuelo, harán funcionar a la unidad de control en el sentido de
aumento de RPM cuando se asciende, proporcionando un menor consumo de combust

ble y una disminución de las REM y aumento del consumo cuando se desciende.

Cuanto se ha deserito puede considerarse el funcionamiento normal dela unidad de eon:
trol de combustible en condiciones ambientales estándar de presión y temperatura.

Cuando las condiciones exteriores no son estándar, el funcionamiento de los turborreacto-
res de compresores axiales difere mucho respecto del.comportariento, cuando las condi
siones son estándar, debiendo actuar la ünidad de control en el sentido de disminución de
consuma de combustible en los día frios en que tiende a producirse un aumento de empu
je, por un aumento de la presión de descarga de aire del compresor, circunstancia.esta que

187. aa

‘cure también en ls actuneiones a baa altura y en los altos regirhenes coma el despegue.
Esta actuación de la unidad de control de combustible, impedirá que las presiones exce
ddan de os limites para el empuje seleccionado.

Para obtener todo ol empuje posible en los dis cliente, ycontrarestar el excso de em-
pale en Io das ones necesario mantos constante a lempeitura de entrada de gas
Te turbine, y permit ue varen ls RPM. st es la isin principal del unidad de con.
trol e combustible

Se ha deserito In actuación de la unidad de control por efecto de Hos delas variables prin-
cipal: la presión de descarga del compresor (pc) y las RPM (N), Veamos ahora el efecto
‘dela tercera variable principal, temperatura de wdmision de airo(Tf2),que juega importan-
tisimo papel cuando las condiciones se separan dela estándar.

Enetocto,ia temperatura de admisión de aire Ta hace vacia I prisión obtenida enel ur
bocompresor por efecto del acortamiento de la componente axial de velocidad de aire en
los días ríos, por aumento de dicha componente axial de velocidad en los días caliente,
«circunstancia esta que hace varia respectivamente el ángulo de ataque etectivo de lo de
‘bes del rotor, aumentándole en os dias frios y disminuyéndole en los calientes, con el con-
siguiente aumento de presión en el primer caso, y de disminución en el segundo. (Ver fi-
gura XLS, y demostración en el Capítulo XVI, Actuaciones estándar y eales delos tur
borreactores) E

Consumo de combat [presión de adición

RPM det rotor)

HF

2, RELACION CONSUMOIPRESION DF ADMISION EN FUNCION DE LAS ROM

188. as

Si Vz ese vector velocidad axial de entrada de sie para condiciones estándar de tempera:
tura a determinadas RPM (N), ee vector se transformará en el Vz Y/S12 cuando las con.
diciones no sean estándar, siendo: 612 = Tex / Tas.

Trax “Temperatura de remanso, ral de admisión d
Ti2s- “Temperatura de remanso, estándar de admisión de are,

> 1 para condiciones calientes.
e os 1 para condiciones estándar
<1 para condiciones frías.

decrece para dias calientes, y por lo tanto,
también decrece la relación de presión obtenida, y lo contrario, el ángulo de ataque efecti-
vo aumenta en los días fríos, con el consiguiente aumento dela presión.

;

Temperatura ambiente gual al estar (

ra ambiente mayor
dar fis caluroso)

Tent

=

li. XI. VARIAGION DEL ANGULO DE ATAQUE EFECTIVO PARA RPM CONSTANTES,
‘POR VARIACIÓN DE LA TEMPERATURA DE ADMISION DE AIRE

189. ns

m

Conmmo (e)

Consumotpresiön cámaras (ee)

Temperature de admis de are (Te)

Dio Aumento tical del consumo pora
Lors =
FE Diminuelön del consumo par di,
mir es RIM y combomertr el
inponto de empije por mayor pre
Sdn on el compreor, debido e

OO, (Vor fig. XI)

F3. Diminación dl consumo para dis,
vial L seocióncJpe respecte del
pinto 1, y adopte dich relación al
Eamento de peo

AA, Her fg. X03)

mr in bat te nay ral

de ROM.

PB: Aumento de consumo para sumo
fey Rhy cone ld
Sión on el compresor, debido à.

Ge (Ver fi KES),

em
ee

Aumantadelcojame pas eme.
arr rem del
D y cp ke mr oe
Some oo

SOL, (Ve fig XP.

Resumen "dia cliente”: Aumento del consumo y aumento de APH

Fig A EFECTO DE LA TEMPERATURA AMBIENTE EN EL CONSI YEN EAS RPM

190. 216

Por esto, para temperaturas por debajo de la estándar, "días frios”, la curva de funciona»
miento estable esti por encima de la correspondiente a la estándar, y por debajo si el
es caliente, cireunstancia ésta que se justica en el cuadro resumen de la figura XI,

Para anaisar el funcionamiento de la unidad de combustible al separarse las condiciones
de temperatura de su valor estándar, se hará uso delas curvas

— Consumo de combustible en función de la temperatura de admisión de aire pa-
ra diversos valores de las RPM (N), es decir:

C= t(D Figure XI4 (A)

— Relación consumo de combustible/presión de descarga, en función de las RPM
N) para diversos valores de temperatura de admisión de aire, es decir:

= = LT Figure XU (B)

Resumiendo, la variación de consumo de combustible produce los siguientes efectos

Si el consumo de combustible aumenta, la temperatura del gas a través de las eima-
ras de combustión aumenta, acompañada por un pequeño aumento de presión que tie

iectos en la turbina y en el compresor. La turbina recibe más energía calorífica
a mis presión, y en el compresor el efecto es de una pequeña contrapresión: el rotor
se acelera proporcionando mayor gasto de aire a mis alta presión, incrementándose
el empuje.

Cuando la unidad de control hace disminuir el consumo de combustible, oenrren una serio
de fases en sentido inverso alas antes citada, comenzando por una menor temperatura de
combustión, y terminando con menos empuj

FUNCIONAMIENTO DE LA UNIDAD DE CONTROL DE: COMBUSTIBLE EN ACELE-
RACION Y DECELERACION DEL MOTOR... Cuando se requiere acelera el motor, debe
suministrarse a la turbina un exceso de energía superior al necesario: para mantener con.
antes las RPM, Sin embargo, un exceso de combustible, sun cuando sea de forma mo.
mentánea, puede producir una excesiva temperatura de entrada a la turbina y produeir I
entrada en “pérdida” del compresor o la extinción de lama por excesiva mela ria. Reci-
Procamente, si se reduce demasiado rápidamente el consumo de combustible para decele.
Far el motor, puede resultar una extinción de lama por mezela pobre, por haber reducido.
el consumo de combustible más rápidamente que ol consumo de ire procedente del com.
presor que llega alas cámaras de combustion, La unidad de control de combustible deberá
mantener el funcionamiento del motor dentro de los límite dela relación aire/combusti
ble que impidan la posibilidad de extinción de llama durante a aceleración y deceleración.

La misión de la unidad de combustible es: además, en el caso de turborresctores de com:
presores axiales, evita la entrada en “pérdida” del compresor, esto es, evitar un flujo de
aire inestablo que puede sparecer en el motor cuando se funciona a baja temperatura de
admisión, siendo necesario limita en ete caso el consumo para altas RIM.

191. ar

Para ciertas revoluciones y temperatura de admisión, puede restar crítico aumentar el
‘consumo de combustible, pues pueden aparecer en las cámaras de combustión altas pre-
siones antes de que el compresor haya alcanzado más altas RPM, con el consiguiente
aumento de gasto de are y elevación de presión. En estas condiciones, el fluo de aire a
‘través del compresor resulta lento, y aparece "pérdida”. La unida de control de corubus
tible está diseñada para evitar tal condición.

Para la optimización de este Tuncionamiento hay normalmente res valores de tempecati-
ra que controlan de forma limitaiva el consumo de combustible.

2) Temperatura de maximo flujo: limita aquel consumo de combustible que pro-
duce en las cámaras de combustión una riqueza de mézela capaz de extinguir
la lama por excesiva mezcla rica.

b) Temperatura de flujo mínimo: limita aquel consumo de combustible que pr
duce en las cámaras de combustión una riqueza de mezpla capaz de extinguir la
llama por excesiva mezela pobre

e) Temperatura de transición; es decir, una temperatura que aumentando progresi-
vamente actúa sobre la unidad de control durante las operaciones de arranque
y aceleración del motor.

Ver figura XLS que repretenta cualitativamente estas imitacionts]

DISPERSION GRANDE

a rete

Consumo de combustible

Consumo de combustible

Niel dl mer En alar
i

‘COMIUSTHON EN EL CONSUMO DE COMBUSTIRLA

|
Fig. X05, GRECFO DE LA VARIABLE LIMITATIVA DE 72 sae DE FINAL DE

192. 218

UNIDAD DE CONTROL DE COMBUSTIBLE PARA TURBOHELICES.- La unidad de
control de combustible de un turbohélice es similar ala de un turborreactor y también en
genera es del tipo hidromecinieo, Controla el consumo de combustible respecto delas re
voluciones del compresor, temperatura de admisión de are, y presión de las cámaras de
combustión.

¡Como en el caso del turborreactor, se mantione constante la temperatura de entrada ala
turbina, y su funcionamiento responde ala posición de la palanca selectors de potencia ps
ra tracción. También, como en el turbomeaetor, para RPM constantes un aumento de la
temperatura de admisión de aire hace decrecer la presiôn en las cámaras, y el consumo de
combustible.

Las unidades de control para turbohélices, operan en conjunción con la unidad dé veloci-
(dad constante de la hélice, para producir la tracción necesaria procedente de la energia del
turborreactor básico.

EJEMPLO DE UNIDAD HIDROMECANICA PARA CONTROL DE COMBUSTIBLE La
figura X16 representa una unidad de control de combustible del tipo hidromecánico, en
donde las acciones conjuntas de elementos mecánicos y de control por fluido, aire o com-
bustible realizan el control de consumo de combustible, para lo diversos regimenes selec:
cionados y actúan de forma automática para mantener la operación dentro de la gama de
funcionamiento establo. En la figura puedo identificarse los elementos que reciben la se-
files de acción y corrección quese ha explicado al principio del Capitulo. Este tipo de uni
dad es de las más utilizadas para control de turborreactores y turbohélices,

Fi XLG. UNIDAD BIDROMECANICA PARA CONTROL DE COMBUSTIBLE

193. 219

Fig KIS, UNIDAD HIDROMECANICA PARA CONTROL DE couts (NOMENCLATURA}

Tann seine por la pales de coal pra quar wed e load contare de
rotor compresor bio al RPM squad

ul del regulador de shell eat eto compresor tua

‘ail del regalado de voca constant del rotor compresor uba par acción de em
a Saree acc

(hero pr al de dd de ciel content dl tor comprenne

Tope pea suse de las RPM de rotor compresorsuina en régime de marche lone
Feen je ttn de mues e la sl e voi come dlr compres
Fri dee ri ao dto il dt co
preso ins en fügen calzado. 7

2 =e

e ea

green bins en rgimen de selración
2 omy de deformaciones en cp net pr asi
dora de ufo de combuenble
fly races en a da
vilo medida de fig de combustible.
11. alow medidor del flujo de combat
12. Vila reguladora de minima presión de combustible y de corte automático de alimentación
debajo de dicha pre 2,
132. Valls egulador de ala presión de combustible
142. Valovla en deiacón pera desert del combustible en exceso que no
ina prisión
ua de aperture y corte de almenación de combustible.
16> omba de lmentción de combustible presión, esta por el motor.
12e. Vilna dal tp de qe cionado = «tomáticamente por la unidad dh control de temperatura

dent dela vial me

por avda de mi

elder cin dude ud co mp de

clone por lapas de cool pra str aura de oca conan de

onto Rice ib aL REM regul, 7

20: Mel de regulador de sloidd contente del coo ea

212. Cuerpo principal dea ui de cocido constant del conto he trina

22. Yop pura mico de esoo dl cupo principal de riad vll comte dal
Enr etre

23. Tope pore sje de las REM del cometo hlicesubino en régner de marche lento

24 Pri pr rain de av pr mid de ec conta elemente
Flare

Tope regula de fijo máximo de combustible |

Tope regulador de ajo mimo de combustible

Temperatura de nión de a el moto. |

Temperature de descarga de are del compresor
rem de admisión de aire al moto.

‘rein de descarga de are del compresor.

Pace tein de ei regulado por la unidad de velchad constante del ror compresnturin.

PM de e ea por na de cel und de perte de amt
If. presión de comburtihle devido de I sdb à a bombo aratrada por eb motor.

Dips Perón de combuetble a a aid de la bombe del motor (combueble ain no calibrado)

Pie Presión del combustible cairado para descogo al motor

194. 220

PALANCAS DE CONTROL DE EMPUJE EN UN TURBORREACTOR. Las palancas de
control de empuje pera un motor turborreactor son generalmente tes, y están situadas en
+ pedestal de mandos del motor.
— Palanca de puesta en marcha
— Palanca de empuje normal o ha
— Palanca de empuje inverso o ha

— La palanca de puesta en marcha proporciona en su movimiento una situación del siste-
ma de encendido con energía disponible, así como para inicar el flujo de combustible
al motor, mediante la señal mecánica que recibe la unidad de control de combustible.

Normalmente esta palanca tiene dos posiciones, una de “corte” y otra de marcha lenta
“ralentí” con resorte de frenado que asegura la permanencia en una de esas posiciones.
En la posición de “corte” no hay encendido, y el paso de combustible está cortado. En
la posición de “ralentí” se suministra el combustible normal para (uncionamiento del
motor en marcha lenta, y el encendido está dispuesto si se ha seleccionado previamente,

En algunos motores se hace uso de una posición intermedia dela palanca de arranque
denominada posición én “rica”, suministrándose en esta situación un exceso de combus
tiblepara lo alimentación del motor. El circuito de encendido también está conectado y,
‘por lo general, se utiliza para la puesta en marcha del motor a bajas. temperaturas y,
cuando se ha estabilizado la temperatura de gases de escape on esta posición de la pa:
lanea, debe pasarse a a posición de “ralentí”.

— La palanca de empuje normal o hacia adelante está montada concéntricamente con el
tambor de control de empuje.

‘Al avanzar esta palanca desde la posición de “ralentí”, gra el eje del tambor de control
de empuje y nociona sobre la unidad de control de combustible para aumentar el emapu-
je. Tiene dos topes extremos, uno en la posición de “ralentí”, y otro en el 100 %/0 del
empuje hacia adelante, tope este último que en algunas instalaciones está en la unidad
de control de combustible.

Fl frenado de la palanca de empuje se corsigue por lo general mediante freno de fric
ción, que también suaviza el recorrido dela palanca.

— La palanca de empuje inverso o hacia atrás, está articulada en la palanca de empuje nor.
mal o hacia adelante. Un mecanismo de blocale vita que puedan aecionarse a simultá-
neo las palancas de empuje normal y empuje inverso, para asegurar de esta forma un
control positivo de empuje hacia adelante o inverso.

sta pálanca de empuje inverso acciona el inversor de empuje antes de aumentar el lu.
jo de combustible y la dirección del recorrido para empuje inverso es la misma que para.
disminuir el empuje normal, eto es, hacia atrás.

Cuando el empuje inverso aumenta, se lega a una posición en la que se observan cargas
mayores en la palanca; esto indica una posición de la palanca más allé dela cual pueden
sobrepaserse os limites de temperatura de motor sise continúa aplicando empuje inver:

195. zu

En los turborreactores de doble flujo con doble inversor, uno para el flujo secundario y
otro para el primario, un dispositivo de blocaje impide la aplicación del empuje inverso,
hasta que el inversor del flujo secundario está completamente situado en la posición de
empuje inverso.

En la mayor parte de los aviones de avanzado diseño, un sistema] de embrague conecta.
el piloto automático con el sistema de mando automático de gases, y por ello en las pa-
lancas de control de empuie existe por lo general un pulsador de desconexión que ala
el funcionamiento del servomotor accionado eléctricamente, y controlado por el siste-
ma del piloto automático.

Además elos interptoreslimitadors de empuje hacia adelanto, imitadores

ten vo, Tnterupor de mando atome de pas, Pal un inteept de cl
onde aio e posten del ten de ateo avo de attends, ap, compensación
de estallidos y operación de sirenas Cancion, cuya een at
muets con a posónde la palas de contol de empuje

‘alen-

Porción de
empuje mere

Posición de emp
mine hac Sone

elena de

empreinte

8, tinca de
pan mars |

Gore

Recomido de La palanca de peta en m
Recodo de a palas de empuje Paca tente
Record de La palace de empuje ines

a
8
ry

T
Fi XL7, PALANCAS DF CONTROL DE EMPUJE PARA TURBORREACTOR

|

196. 24

SISTEMAS DE ARRANQUE. Para iniciar el funcionamiento de un turborreactor, es ne.
cesario hacer girar el rotor del compresor-turbina a una velocidad suficiente para alimentar
un flujo de aire capaz de mantener el proceso de la combustión.

Entento que el compresor suministra are, debe inyectarse combustible y disponer el salto.
de chispa inicial para que se produzca el encendido de la mezcla combustible/aire.

Los sistemas de arranque han de producir éste en el tiempo más corto posible, siendo del
orden de 10 a 30 segundos el tiempo invertido hasta que el turborreactor gira de forma re-
gular a marcha lenta. Para arrancar un turborreactor en tan poco tiempo, es menester un
dispositivo motor que proporcione un alto valor de par de arranque, teniendo en cuenta
que el orden de la potencia requerida alcanza valores de 100 HP para turborresctores de
5.000 Kga. de empuje.

Durante el períado de arranque, y enel intervalo comprendido desde que el rotor del com-
presor empieza a girar, hasta que se alcanzan las RPM de marcha lenta de forma regula, la
temperatura de los gases de escape alcanza un valor elevado para el régimen de marcha len-
ta, pues es difícil mantener en este período una proporción correcta de mezcla aire/eom:
bustible, que tiende a ser rca para favorece al arrenque, y tiene un limite de riqueza para
no incurrir en el peligro de un arranque con exceso de combustible manifestado por salida
de llama de la tobera de escape, lo que supone muy alta temperatura de los gases a su pa:
so por las turbinas.

El requisito de arranque rápido, exige delos sistemas de embrague para arrastre del rotor,
grandes estuerzos en los engranajes y en el itbol principal, que durante est interalo han
de vencer la gran inercia del pesado conjunto compresor-turbins.

Elsisteme de arranque prolonga su actuación unos segundos más, sun cuando el motor ha-
ya alcanzado la velocidad necesaria para autoacaleranse, pues de esta forma se asegura el
“arranque, debiendo interrumpirse automáticamente el foncionamiento de tal dispositivo
poco antes de que el rotor del turborreactoraleance la velocidad regular de marcha lenta,
función del recorrido de la palanca de control

"Tomando por referencia las REM que adquiere el rotor durante el arranque, para una dura-
ción de 30 segundos, la relación tiempo-RPM para cada fase es aproximadamente la si-
guiente

y TIEMPO, ET
sOPERAGIÓN (fee tergundos) _| (de marcha lents)

HE o o |

2? Conexión para el encendido : 2 10%

3° Alimentación de combustible 4 20%

40 Comino de combustion 8 402%

59 Velocidad pra euaceerciim 4 70910

60 Dnsconeston de euere 16 40%

P Desombragu épée aranque 1 200

2 Régimen normal de marcha lta... 30 100%

197. 225

Los sistemas de arranque son por lo general de uno de los siguientes tipos:
— Motores eléctricos.
— Turbinas de aire.
— Turbinas de gas

citación del sistema inductor, en serie y en paralelo con la red de korriente aplicada, esto
es, del tipo compound, configuración que proporciona un alto valor del par de afranque
‘que se mantiene elevado incluso a alta velocidad, por efecto de la excitación en derivación,
Como la potencia que puede obtenerse con tensiones de 28 V no suele ser mayor de 12
GV, se utilizan para estos motores tensiones de 110 V, pudiendo de esta forma tener po.
tencias hasta de 60 CV, solución esta adaptada incluso para potencies que pudieran alcan-
re td sco
cuatro veces menor, se requieren secciones mis pequeñas de cent y el peso resulta

‘Uns tensiön de 110 V tiene además la ventaja sobre la de 28 V, que La caida de
tensión que eventualmente pudiera ocurrir en el arranque, no tiene influencia sobre la ace.
leracién del turborreactor, en tanto que sí es afectada para tensionds de 28 V.

Arranque por motor eléctri a con doble ex.

Las EM rimas e ts meta lin. sn de den 1400, and ero
Kenne a edger: SHOOTIN gras dep
de desembrague automático para RPM próximas a la de marcha lenta del turborreactor,

Arranque por turbos de ae El stm lo consta bike una turbina movida
bos la energía de expansión proporcionada por el are procedonte de un compresor ode
Un acumulado de ae penn con valores de presión de entrada de 2 Kes em aprox
mmadamente

Estas turbinas llevan incorporado en su rotor el dispositivo de embrague al rotor compre-
sot-turbina del turborreactor, y Las REM que alcanzan son mayores que en el caso del mo-
tor eléctrico, si bien son menores que en los sistemas por combustión o turbinas de gas.

Las turbinas de az son alles del tipo de rección, pues así se tite alto rendimiento a
san velocidad y, ler io el ido que las eve su uilizaciónpledo alanzar períodos
Brandes, ya que no tienen problemas de funcionamiento por elevada lempectua.

Arranque por turbinas de gas. El sistema está formado en general por un generador de
‘energie, constituido por Tos componentes siguiente

— Un compresor, normalmente del tipo centrifuge.

— Una cámara de combustión, única y de flujo reversible, con lo que se acorta la
longitud del conjunto.

= Dos tartines ails y nommslmenta del po de rescin, una de llas con eje
voltio del compresor que mueve, yla otra de rotor He coaxial con el de la
Frec, ques poro dl ama de argo paa aang dl ado.
ri

Las REM de tuna de aman son del orden de 40000, pr gen mois e
acer den pr mon dsd mot st Ma 1 edi ve
hey

198. SISTEMAS DE ENCENDIDO. La función del sistema de encendido es producir un alto
de chispa en la cámara o cámaras de combustión, para iniciara combustión de la mezela
atomizade, que se mantendrá.en combustión.a presión constante, sin ser necesario nuevo
salto de chispa, salvo que sea menester un reenceidido por haber ocurrido una extinción
de lama.

‘Aun cuando para la mayor parte de los motores de reacción no existe dificultad para el
encendido en condiciones normales, la operación a grandes alturas los sitúa en cireunstan-
cias muy alejadas de ls ideales para un reencendido. Las bajas temperaturas existentes en
altura, motivan un descenso de la volatilidad del combustible, que dificulta el encendido
de le mezcla,

Las cámaras de tipo individual o múltiple, estin interconectadas por tubos de llama, de
tal forma que el encendido iniciado en una cámara, se propaga rápidamente al resto de
las cámaras; en las del tipo único o anular no es necesario tal dispositivo. Normalmente,
los turborreactores están dotados de dos bujías, que en el caso de las cámaras individus
los y múltiples, están en cámaras diferentes

Normalmente, sea cual fuere el sisteme utilizado en el encendido, para tener seguridad en
el funcionamiento hay dos subsistemas independientes, alimentados por uns fuente de
energía eléctrica común, y que suministran corriente para el salto de chispa cada una de
Ins dos buji

Es necesario que el sistema de encendido tenga las dos caracerísicas principales siguien-
tes:

— Alto voltaje, capaz de hacer saltar la chispa entre los electrodos de la bujia
— Gran intensidad de chispa, generadora de gran cantidad de calor, necesario para
el encendido.

Los sistemas de encendido más usuales son:

a) Sistema de fuente de alimentación de corriente continua y de gran centidad de
energía eléctrica.

b)Sistema de fuente de alimentación de corriente alterna, y de pequeña cantidad
de cnorgía eléctrica.

1) El sistema de encendido con (uente de origen de corriente continua, tene earacteist.
cas del orden de:

— Tensión de entrada 24 voltios, y corriente continua constante,
— Tensión de salida 28.000 voltios, y corriente continus pulsatoria.
— Energía: 20 julios.
La configuración general de est sistema está representada en la figura XI, y el funcio-
cionamiento para alimentación de corriente a una bujía (para la otra es idéntico), es co-
mo sigue:
Procedente de la batería de los sistemas auxiliares de arranque on tierra o de la batería
de a bordo del avión, la corriente pasa en primer lugar por un fill eliminador de fre.

199. 227

wencsspertrbadoras por el toncinsmiento de ls sistemas del radio, pues a her
Se fuente común de enenia entro otros uss múltiples para el encendido, y para las
{tanamisonen, La baterías encuentra conectada en paralelo con la fuentes de alimen
lación de coniente continua por medios mecánicos, es deci, coplas dinamos, si bien
en un arranque sin funcionamiento de dinamo insersor (generador de corriente cont
ta movido por coment alterna), como ocurre cuando el mor está parado, toda la
corriente procede de la bate

El filtro permite el paso de corriente (continua en este cato), en una dirección, e impide
el retorno de la corriente pulsatoria.

A continuación del ic, está situda la unidad desexitacón. Cuando ul interptor
de encendido esta cn la posición de conectado, la corriente continua pasa a través del fil-
thos um motor eléctrico que muevo dos leves, una de accionamiento múltiple y otra de
«cionamiento simple, Ambas leas abren y cran dos contactos respectivamente, y
Smiter I almenacion de corenteInemmientemente ados tlstormatores; lara
pie actin sobr el Somscto de apertura y cet de comini l transformador de
ia tency lle simple sobr el contacto de apertura yo de comentes ane
formador deat tenin

En el circuito de la leva múltiple, un condensador en paralelo con la alimentación al
transformador de baja tensión protege los contactos del ruptor del slto de chispa por

MER

Resistence

i Dem]
i

e UE! SISTEMA DE AND DF GRAY ENERGIA (UENTE DE ALIMENTACION
AO

200. 228

arco. Este transformador aumenta el voltaje de 24 Y «2.000 V. La corriente a 2.000 Y
pasa a través de un recificador de selenio, que actia como una válvula unidireccional o
antirretono, permitiendo el paso de coniente a un condensador de almacenamiento,
impidiendo el paso de corriente en sentido inverso. El condensador de almacenamiento
incrementa su carga cada vez que los contactos abren accionados por la leva mültiple,
pues es cuando se induce la tensión de 2.000 V en el transformador de baja tensión

“Al mismo tiempo que se carga el condensador de almacenamiento, la leva simple que 20.
tia sobre su correspondiente contacto 1/n veces en el mismo tiempo que la leva mülti-
ple actúa n veces (siendo n el número de resalte), permite ul paso de una pulsación de
corriente continua através del arrollamiento primario del transformador de alta tensión
Este alto voltaje hace que la chispa salte entre los electrodos de la bujía, chispa que es
incrementada en intensidad por la descarga del condensador de almacenamiento que,
con su relativo bajo voltaje, no era capaz porsí solo de producir chispa de ala intensi-
dad, pero ahora, al haber descendido considerablemente la resistencia del citeuito por
ef salto de chispa inicial, la chispa tiene una gran intensidad capaz para el encendido ri
pido de la mezcla combustible/air en la cámara o cámaras.

b)El sistema de encendido con fuente do origen de corriente alterna tiene características
del orden de:

es muy pequeña, comparada con el sistema ante
riormente deserito,sibien, la intensidad de chispa corresponde a una alta potencia, pues
el tiempo de descarga es muy pequeño, infinitesimal précticamente, pues es del orden
de 25 microsegundos.

Aun cuando esta unidad produce 15 julos, solamente se dispone de 0'5julios para el
alto de chispa, esto es, la potencia desarrollada es:

w= E = 002x105w

es deci

20.000 watios.
ste sistema está representado en la figura XII, y su funcionamiento es como sigue

Las dos bujías que se presentan en el esquema corresponden una de ells a las cámaras,

tra al sistema de postcombustión, si el motor dispusiera de él; en este ceso la bu
para la postcombustión está situada en las inmediaciones del estabilizador de llama.
Ambas bujías reciben energía a simultáneo.

La corriente alterna de 115 V y 400 eps procedente del generador de tierra o del avión,
pasa al amollamiento primario de un transformador através de un filtro (bobina y con:
densador) eliminado de recuenciss perturbadora alos sistemas de radi

El transformador olova el voltaje y dos rectiicadores cambien a corriente continu pul:
“satoria la tensión generada en dicho transformador, Un condensador de almacenamien-

201. 22

Lo se carga, hasta que so alcanza en una välvula la tensión de ionización necesaria para
permitir el paso de corriente a los arrollamientos primarios de los transformadores.

el funcionamiento del sistema, según los siguientes modos

TI. Una bujía con su cireuito de alimentación abierto.

‘Una pequeña cantidad de carga del condensador de almacenamiento fluye através
de unas bobinas de inducción a los arrollamientos primarios de los transformado-
res, denominados de excitación y, cuando el voltaje que aparece un el arrolamien-
lo secundario de dichos transformadores es lo suficientemente alto coms para al-
‘canzar la tensión de ionización de la vileula, la carga aún rémanente en el conden-
sudor de almacenamiento pasa a través de dichos arollamjentos secundarios alos
cables de conexión a las bujías, saltando la chispa.

‘Cuando la chispa se extingue entre los terminales de las bujías, ls bobinas de in.
ducción, que permitieran una pequeña descarga del condentador de almacenamien.
Lo para excitar después la descarga total, sirven de retomo|de cualquier carga resi
dual acumtlada en los condensadores situados en paralelo con los transformadores
de excitación,

IL Cuando una bujía está en cortocircuito, el funcionamiento del sistema es el mismo
¡vel desert enel eo 1 excepto ue únicamente hay una bla operative

TIL En el caso de creuito abierto para aimentacion de contenl a una buf, como es
cao dela postcombustón inopraiva a voluntad, tambien a funcionamiento
(inulaldesrito en I, excepto que, como la corriente nectarines la de una Buia
solamente, el ttema incorpora una babin de inducción imitador del paso de
«orita cuando se pone en cireuito abierto a una de las bujías. Con el ecu de
postcombustió abierto, sólo se tiene salto de chispa en a bua principal y la co
‘cate destinada a a bula del sistema de postcombanónpetornará al condense.
dor de almacenamiento à través de ls bobinas de inducción anexas a él.

Ba e sistema de encendido de alta energía las bujía son similares als de tipo conven-
(cal dees cas sehen antes ue E pci dl lets de le oe
ruespondianes a turhoreniors es mayor, por sr menor la presión de a masagcora
en donde alta a chispa, on lctodos son einen.

En el sistema de pequeña energía, la bujías son del tipo autoionizante, esto es, permi-
ten el salto de chispa cuando se alcanza la tensión de jonizacién en un arco, previo pa
sode una corriente aproximadamente a 800 V, a través de un uctor por el que
pasa lu corriente de excitación,

La duración del cil de encendido «de orden de 2 cipa por segundo y bu
pudiendo operas el sistema de form continua hasta? minuod]a meras de 3 mi
os sproximadamenta

202. Piltros Transformador * Rectificador Bobinas de inducción
| Váloula de ionización

Bujia principal

Interruptor
de encendido

en ne ee — 3 Aujia para
postcombustión

Condensador de almacenamiento Transformador de excitación

Fig. XIE2, SISTEMA DE ENCENDIDO DE BAJO NIVEL DE ENERGIA. FUENTE DE
ALIMENTACION POR CORRIENTE ALTERNA

08

203. 251

SISTEMA DE LUBRICACION DEL MOTOR. Bl objeto de la lubricación es disminuir el
rozamiento, mejorando de esta forma el rendimiento mecánico, ¿vitando calentamientos
localizados, y reduciendo el desgaste delas piezas

Para conseguir los fines citados, es necesario suministrar una cantidad de aceite entre las
piezas con movimiento relative, que permita mantener una pelicula de aceite en función
de las cargas que soportan las piezas. Este aceite debe manteners en una cortiente fluida
que permita ovacuar el calor.

Existe pues, una relación entre la cantidad de aceite a suministrar a un motor, esto es, el
‘caudal de aceite por unidad de superficie a lubricar y el calor a evatuar que viene represen-
tado gráficamente por una curva como la indicada en la figura XI-3, en donde podemos
ver que la zona peligrosas aquella de gasto pequeño, para las cuales la elevación de tempe-
ratura es grande.

La lubricación de un motor de rección tunborsecor orece menta dictados que ade
Unmotorallrotvo, yla senil se abe fundamentalmente qe a puts món son
coniderblomente menores.

Los principaleselementos a lubricar son: lo coietes de apoyo del rbol principal de com
preor-turbine. Las menores caras que soportan los motores de rscción comparadas con
Tes de motores de pitón, permiten utilizar aceite de menor indice de viscosidad. Eno ca-
50 de los turbohélces, el problema de lubricación es algo más conipleio, especialmente en
los engranajes del reductor de velocidad de la hélice, por lo que s requiere aceite de ma-
yor viscosidad, circunstancia sta que aorece su utilización par el mecanismo de paso va
xinbl cuando ¿ste acto hidráulicamente.

Los componentes de un sistema de lubricación de un motor de redeción tienen caractorí
ticas comunes en la mayor parte de los motores en lo que concierne

— Depóxito de almacenamiento del aceite
— Bomba de presión.

— Filtros
— Bombas de recuperación.

Y para cada caso en particular, el depósito puedo formar parte integral con el motor, o ser
independiente, como ocurre en la mayor parte de los turbohélices.!

Los radiadores de refrigeración del aceite no son siempre necesarios, y algunas instalacio.
es de motores muy simplés no la llevan, en cambio es necesaria utilización cuando el
aceite de lubricación del cojinete posterior de turbina no lleva enfriamiento por aire, en
cuyo caso es menester enfriar el aceite que alcanza altas temperaturas en este punto.

La mayor parte de los sistemas de lubricación disponen de un sistema de presionización de
aire sobre el aceite del depósito para mantener la presión requerida en el sistema hasta al
turas por encima de 35.000 6 40.000 pies.

ES consumo de aceite paa un tutborreactor e relativamente peo comparado con el
de un motor alternativo. Aproximadamente el consumo es de 2 Ios por hora, paa un
turborreactor de la gama de empuje de 5.000 Kos =

204. 202

La mayor parte de los turborreactores no necesitan precalentamiento del aceite, excepto
en tiempo muy fío, pues el diseño del sistema está concebido para operar, sean cuales fue-
ren las condiciones atmostéricas.

La figura XILA representa en esquema un sistema de aceite para lubricación de un motor,
y en él se indica la posición reltiva de los diferentes elementos y los circuitos de presión.
recuperación y ventilación,

Kobra ete

¡Zona peligrosa por elevadatonperature

Caudal de seite (x)

Incremento de temperature (De)

Fig XID, RELACION CAUDAL DF ACEITE TEMPERATURA

La hipérbola equilétera representada en esta figura XI[-S, responde a la representación gré
fica de a siguiente ecuación de evacuseiön del calor:

Q=K (tet) Cy . sete. (x) ; K. dt mete. (f)

Siendo:
Q - Cantidad de calor a evacuar, expresado on Keal seg.
K + Caudal de aceite expresado en Kgs se.

tte ter Incremento dela temperatura de aceite entre la entrada (te) y la
lida (ts) expresada en © C.

Cp. Calor específico del aceite a volumen constante, expresado en Kcal./Kg. °C.

205. ix
q 3
4
ru EEE.
5
‘ ti
? 1
0 9 NOMENCLATURA
10 jot Válvulas antiretorna.
u [Ml 2. Ventilación cárter frontal.
nomenclatura que indi. (F{R J&]P1C] 2] 4 3. Ventilación cárter de accesorios.
prets sa Y. Presión de entrada a la zona del cárter
identificación de los 5 cir. frontal,
tor de recuperación yel A oie ais de ventilac
preside general, = 8 7... Recuperación de zona de cárter frontal.
8... Bomba de presión y recuperación.
9. Recuperacion de zona de cárter de acce-
sorios.
5 10. Drenaje al exterior.
5 11. Recuperación aceite cojinetes poste-
| rioret:
12. Entrada de aceite a cojinetes poste.
1 15 mios. nen
13. Válvula reguladora de doble paso.
14... Radiador de acnite
= Presión = Ventilación == Recuperación 15. Filero de aceite,

16. Recuperación de aceite de accesorios,

Fig. XIF4, SISTEMA TIPICO DE LUBRICACION DE UN TURBORREACTOR

ez

206. 284

SISTEMA DE PROTECCION CONTRA EL HIELO EN LA ADMISION.- Cuando ls tem
peratura exterior desciende a valores próximos y por debajo de los 0° C, el empuje de los
reactores es afectado sensiblemente por la formación. de hielo en el sistema de admisión,
restringiendo la sección de puso de sire al compresor o compresores, manifeständöse por
tun aumento de la temperatura de los gases de escape, pues el lujo de combustible no dis:
minuyoen la misma proporción que el gasto de aire. Como las unidades de control de com-
bustible tienden a corregir la cafda de RPM aumentando el flujo de combustible, esto agu-
dian el problems. La formación de hiclo on la admisión es más ertie en los motores con
compresor axial que en los de compresor centrífugo, por la posiblidad de entrada en pér-
de aquellos, tanto más crítica cuanto más reducida sea la admisión de aie,

Para impedirla formación de hielo, el conducto de admisión se calienta con aire proceden-
te del compresor y, en el caso de los compresores axiales, se deriva de los älabes guía, per-
mitiendo au slide a través de pequeños teledros practicados en el peri.

Es menester poner el sistema en funcionamiento, antes de que se hayan formado cristales
de hielo que al desprenderse pudieran dañar el motor al penetrar por la admisión. Los sis.
temas antihielo están dotados por lo general, de un regulador que hace variar automätica-
mente a lujo de aire caliente al sistema, dependiendo del cambio de temperatura en la ad
misión al compresor.

La derivación de aire caliente procedente del compresor para er utilizado en el sistema an-
tihielo, reduce la masa de aire para reacción y, por lo tanto, el empuje es menor, par lo
que sólamente deberá estar operativo el sistema cuando soa necesario, circunstancia esta
que se indica en el panel de instrumentos por la actuación de una válvula anthielo detec:
tora de la formación de hielo, que acciona un interruptor transmisor de a indicación a un
avisador luminoso. En algunos aviones militares de caza, esta operación es automática, en
tanto en la mayor parte de los aviones es de operación manual.

DESHIELO EN LOS SISTEMAS DB COMBUSTIBLE... La formación de hielo en los ss
temas de combustible es debido al agua disuelta en éste, Es un fenómeno complejo, y para
producirse hielo en cantidad importante, debe haber varias variables coincidentes dentro
de límites relativamente estrechos, siendo los actores más importantes los siguientes:

= Composición del combustible.

y final del combustible.

— Temperatura
— Humedad relativa,
— Duración del vuelo,
— Configuración geométrica del sistema de combustible.
Cada uno de estos factores

— Composición del combustible: En un estado normal de estabilidad física, todo combus-
tible contiene cierta cantidad de agua disuelta. La cantidad de agua disuelta está regula-
da por la composición del combustible yla condición ambiente.

En este sentido los combustibles del tipo Keroseno o JP:4, utilizados en turborreacto-

analizan a continuación;

207. 26

xa», son más susceptible deformación de hielo que la gasolina nbrmal tizada en moto:
res alternativos, aun cuando también puede formarse en la gasoline normal,

— Temperatura inicial y final del combustible: Debido a la tempbratura del combustible,
ue cuando se suminiata a un avión e con frecuencia relativamente ats, el combust:
bles aveces saturado con agua disuelta. Cuando la temperatura desciende por el pro
ceso de trasferencia de calor a tarés de las paredes de los depósitos y las tuberías de
interconexión, el combustible lea a mpersturarse de aqua, y este agua es repetido del
combustible en forma de partículas mieroscópicas

A snc
anna cl aa pl poa era onl, Sn em.
e mp sn eo
e E y colo y once eds
da aa combi

La cantidad de agua implicada es muy pequeña; en proporción volumétrica del orden
de aproximadamente 40 partes de agua y un millón de combustible,

Un enfriamiento rápido forma partículas pequeñas de agua de un diámetro de 4 a 10

eras, mientras que un enfriamiento más lento forma partículas mayores de un düüme-
tro de 15 a 40 micras. Puesto que las particulas de más pequeña dimensión tienden a
nine mis estrechamente, también tienden a bloquear los flitos con mayor rapidez.
Una de las características de estas particulas de agua repelida cs que pueden no formar
hielo a temperaturas tan bajas como 50° C, permaneciendo en estado líquido. hasta
que al existir un núcleo pequeño de hielo se adherirá y comenzará la formación de un
cristal de hielo mayor.

La diferencia entre la temperatura inicial y la fina, determina la cantidad de agua que
seri repelida, y la temperatura final del combustible determina la cantidad de hielo que
se forma, estando la formación de helo importante limitada a una banda de temperato
ra relativamente estrecha de 10° C a 30°C.

Las impurezas tales como partículas de polvo y óxidos de hero, conibuyen grande:
mente ala formación de hielo en el combustible.

Fda i as Mt sa ul a gt is
Le ee VE LT EE
nen
‘combustible, partículas de agua procedentes de una cámara de aire que tenga uns hu-
A Bosna un
nenn alco
a e ae
ee

— Duración del vuelo: La formación de hielo también puede ser afectada por la duración
del vuelo, pues este tiempo puede abarcar el que sa precisa para que se depositevel agua
suelta, y su congelación.

208. 236

— Configuración geométrica del sistema de combustible: El diseño de los componentes del
sistema de comba us condiciones deroperación, representan también un papel

mación de hielo,

Los métodos mis efectivos para impedir la formación de hielo en el sistema de combus
‘ible son los siguientes:

— Diseño de componentes adecuados.
— Tratamiento del combustible.
— Mantenimiento de temperatura del combustible por encima de 0° C.
— Eliminación de partículas de hilo.
— Acondieionamiento del combustible.
Se analizan someramentea continuación cada uno de estos procedimientos:

— Diseño de componentes: El objetivo es conseguir que los componentes
combustible no sean afectados durante la operación bajo condiciones de
ción de hielo. Eto no siempre es posible, por lo que deben proporeionarse alimentacio-
es de flujo alternativas para el combustible.

— Tratamiento del combustible: E alcohol es el aditivo más común que hace disminuir el
punto de congelación, aun cuando por la afinidad con el agua su eficacia e reduce con
siderablemente, y tiene el inconveniente de atacar a los materiales de los depósitos, pro-
duciendo corrosión.

— Mantenimiento dela temperatura de combustible por encima de 0° C: El calentamiento
del combustible es un método eficaz para eliminar la formación de hielo en el combusti-
ble, utilizando un cambiador de calor de site derivado del compresor, Este cambiador de
calor se pone en funcionamiento por operación manual, de acuerdo eon una indicación
luminosa en el panel de instrumentos, accionado el sistema por un transmisor de baja
presión en la alimentación a través de los (ltros, cuando aparece formación de hielo.

— Fliminación de part pedir la formación inicial de partículas de
hielo, se emplean dispositivos de procipitaión electrostática, zonas captadoras de hielo
en los depösitos y Sltros de gran capacidad.

— Acondicionamiento del combustible: Haciendo circular aie seco por la cimara de aire
existente por encima del combustible en los depésito, se produce una deshidratación
de la cámara de ate, permitiendo la transferencia delas partículas de agua del combus-
tiblea la zona de are seco, reduciendo así el contenido de agua disuelta en el combust.
bl.

209. 21

SISTEMAS DE REFRIGERACION. La refrigeración de un turbojreactor es necesaria pa- 9
ra contrarrestar Ins altas temperaturas procedentes de la combustión continua.

Afortunadamente, le relaciön aire/combustible de un turborreactor des del orden aproxima-
damente d 60/1, por o quel een exceso respecto de la mer) idea (15/1) hace que
las temperaturas sean sólamente del orden de 800° C, en tanto que para la mezcla ideal ha-
Brian sido hata de2.000° C La figura XILS representa el sgram de temperatures apro
simadas en aparte exterior delos diferente cres de un trSorreactor, Puede cher
vers que la superficie más cant ela comprendida entro a slide de la cámara de com
bustin yla entrada dela primera turbina. a

Normalmente, se proves alos turboroactores de entradas de are a

Fación, flujo de re éste, ue to

esta el cárter de turbina, ls cojinetes y el propio rotor de trbina. En algunos casos, los

éabes de a tin iado su intrior y esta corriente de ab hace desonder las al

ds témperaturas a las que están sometidos, hasta valórs de 40° € menos que sin rerige-
ón, siendo suficiente este enfriamiento para eliminar los problemas que aparecen por

uerzos a altas temperaturas

wo
so
il
“m |
2 0
2
Tw |
È 4 |
è so
4
i o
&

Fi SIDS, TEMPERATURAS DE LOS CARTERES DE'UN TURSORREACTOR
1

210. 238

El ire para refrigeración de la pare exterior de los diferentes cárteres,ctcula entre estos
y el carenado que rodes al motor y, este compartimiento está dividido, por lo genera, en
dos partes: la sección delantera que empieza en el difusor de admisión, y la sección poste
rior que rodea la zona de combustión hasta la tobera de escape. Una separación estructural
‘entre las dos secciones, impide que combustible o aceite procedente de posibles párdidas
pudiera pasar alas zonas caliente del motor, con peligro de incendio.

En vuelo, la circulación del aire de rerigeraeiön no ofrece dificultad alguna, en tanto que
en tierra el aire circula por efecto de la presión reducida en la sección posterior del motor,
producida por los gases en la tobera de escape.

5

=

?

COMPARTIMIENTO DELANTERO (D)
1 Admisión de aire
2. Salida de aire.
COMPARTIMIENTO POSTERIOR (2)

3.— Admisión de aire.
4 — Descarga de are al compartimiento
5— Salida de ave alrededor dela tobera de escape.

Fig A016 CARENADO EL MOTOR PARA REFRIGERACIÓN EXTERIOR

211. 230

SISTEMA DB PROTECCION CONTRA INCENDIOS. La poten conta un posible
Mende un frborenctor ible, abe tl electrics y mb
cs

— Diseño para prevención del incendio en general.
— Sistema detector de incendios. Y

— Sistema de contención del incendio, redueléndolo a la zona localizada e impi-
diendo su propagación. E
e

— Sistema de extinción de incendios.
nk

— Detección de sobretemperatura.

Aislamiento de los conductos de combustible y aceite de la zona caliente del motor, ci-
mara de combustión, turbina, tobera, situando las conductos y sh componentes altedo»
dor del cárter del compresor o zona fría del motor, separando ambas zonas pot un mam-
paro cortafuegos y utilizando dichas zonas como se expone en e sistema de ventilación
del motor.

Las tuberías portadoras de combustible, aceite o líquidos hidräulicos deben ser resis.
tantes al fuego y de igual forma las conexiones. Asímismo, esta) tuberías y componen-
tes deben estar aislados eléctricamente del resto del avión, dando continuidad eléctrica
al sistema que impida el salto de chispa por arco y la posibilidah de inflamación de va-
pores.

‘Los conjuntos y carenados del motor deben estar dotados de drenajes que permitan eva-
‘euar todo tipo de líquido inflamable procedente de las posibles pérdidas en las conexio-
es de ls tuberías.

— Sistema detector de incendio: Es esencial detectar el incendio inmediatamente, para
“adoptar las medidas de extinción lo más pronto posible, ceciorándose de que no es una
(als alarma que de hecho puede ocurrir a veces por ibración,o conducción por hume-
dad en componentes que no están

Para obviar la posible fosa alarma de incendio, los sistemas de detección son por lo ge-
neral dobles, con circuitos de aviso independiente.

Elsistema detector de incendios está formado en general por vars detectores, ó por un
elemento continuo y, en este caso, suele situarse en los arificios de descarga de ventila-
ción del motor.

La detección de fuego se realiza por uno de los ties procedimientos siguientes:

212. 240

— Cambioenla resistencia del cireuito.en función de la temperatura y, por lo tans
to, de la intensidad de la corriente.

— Cambio en ol voltaje de salida en función de la temperatura,

— Efecto de la radiación de luz cuando hay incendio. Normalmente estos sistemas
responden al efecto de los rayos ultravioleta emitidos por incendio de Keroseno,
6 combustible similar.

En todos los casos se genera una señal que actúa sobre un indicador huminoso,o timbre
sonore que cesa de actuar cuando el fuego se extingue.

— Sistema de contención del incendio a una zona localizada: El carenado y conjuntos del
motor deben estar provistos de chapas cortafuegos que forman compartimientos casi
estancos, aexcepeién de la ventilación para refrigeración. Pstos mamparos actúsn de es-
tabilizadores de lama, y normalmente son de acero o titanio. #

— Sistema extintor de incendios: Antes de actuar sobre el sistema extintor de incendios, el
motor debe pararse para reducir de esta forma la descarga de luidos inflamables a la 20-
na del incendio. ji

Las välvlas de corte de combustible deben estar situadas on la zona ria del motor, es
desir, alejadas de las zonas de cámaras de combustión, turbina o tobera, pues el lujo es
ras crítico en estas zonas y pudieran quedar inoperativas.

Después de extinguido el incendio, no arrancar de nuevo el motor, pues además de que
pudieran persistir las causas que lo motivaron, el fluido del sistema extintor puede estar
agotado.

Los fluidos agentes extintores de incendio son normalmente metilbromuro o compues-
tos de Freön contenidos en acumuladores a presión situados en sonas alejadas alas de
riesgo de incendio, —*

‘Cuando se actúa de forma manual sobre el sistema extintor, e cierra normalmente un

rcuito eléctrico que abre la descarga delos acumuladores, y el fluid se difunde a tra-
vés de tuberías a los difusores de descarga. El sistema debe ser de gran rapidez de activi-
dad, y debe ser efectivo para apagar un incendio. desde que se conoce la señal de alar.
ma en un tiempo no superior a dgs segundos.

— Detección de sobretemperatura: Es un sistema de aviso previo de posible incendio, y
transmite la sobretemperatura en las zonas de descarga de ventilación del carenado del
motor como un sistema normal preventivo de alarma,

213. 22

INDICACIONES FUNCIONALES DE LOS TURBORREACTORES. Los instrumentos de
a bordo o de las Instalaciones delos bancos de prueba en terra, con los cuales ha de estar
totalmente familiarizado el operador del motor, piloto, mecánico de vuelo, probador de
operaciones de mantenimiento y, en general, todos aquellos tácnicos relacionados con la
operación del motor en vuelo o en tierra, pueden considerarse englobados en dos grupos,
estando incluidos en cada uno de ello los instrumentos que enumeramos a continuación:

— Instrumentos principales, para control de empuje proporcionado por el motor, cuyos
indicadores son, por lo general, los siguientes:

Relación de presiones del moto
"Temperatura de los gases de escapo.
Consume horario de combustible.
‘Temperatura de admisión de aire al motor.

RPM (indicador simple o doble según que exista un sólo compresor odoble com
presor).

— Instrumentos auxiliares para control funcional, ue pueden englobarse en los subgrupos.
siguientes:

+ De control de alimentación de combustible al motor.
Presión de alimentación de combustible,
‘Temperatura del combustible,

Contador de combustible utilizado, acumulación de la medida por el contador de
flujo, incluido en el grupo de instrumentos principales,

De control del aceite de lubricación del motor.
+ Presión de aceite
‘Temperatura de aceite.
Presión de are de ventilación del sceite de Jubricación.
Contador de aceite disponible en el depósito.

- De medición de vibración del motor.

La configuración normal y nomenclatura en el idioma inglés, esla quese incluyo en la f-
gura XUL y, la agrupación de instrumentos por misiones de control ain, e la que se in-
dica en ls figuras XIILZ y XIILA.

214. 243

7
EN
¿
ä | «
318
315
: 3
5 Relación de pres Tamperarara di
ción de presiones | Temperatura de gases
a lación de presiones AA [consumo de combustible
g
2
|
g1 8
2 | 6
5
5
3 — +
Termperare de admisión | key, compresor frontal | RPM, compresor posterior
E
z
Sl. ron uso
4 2
3 | à [ojo
Z|8
8 :
© Temper de
combust
E M
5
=
gp E
5 | à
DRE
3
2
5
Presión de aceite Temperatura de aceite

DE TURNORREACTORES

Fig. XTIL1. INSTRUMENTOS DE A BORDO PARA CONTROL DE Apps

215. zu

RELACION DE PRESTONES|
"DEL MOTOR

TEMPERATURA DE
GASES DE ESCAPE

‘CONSUMO HORARIO
‘DE COMBUSTIBLE,

TEMPERATURA DE
ADMISIÓN DARE,

KOM DEL COMPRESOR
FRONTAL

RPM DEL COMPRESOR
POSTERIOR

ig. XIE2, INSTRUMENTOS PRINCIPALES DE CONTROL DF EMPUJE DEL MOTOR

216. 245

COMBUSTIBLE ‘COMBUSTIBLE

PRESION DE TEMPERATURA DEL U chwrmpap De comsus-
| PRR BRAS

FUEL USED

1eJojojo

TEMA DE
Etes

DB ACEITE

ane [ARR
MESON Dear: RETA | DEVENTEAGION
= ACHE BE LERMAN

XD INSTRUMENTOS AUXILIARES CONTROL PUNCINAL DEL MOTOR

217. 26

NOMENCLATURA:

EPR Engine Mesure Ratio.

© Fix XUL. INDICADOR DE RELACION DE PRESIONES DEL MOTOR

“Analizando el proceso a que es sometido el aire y el gas en un turborreactor, se llega ala
conclusión de que el empuje es función directa de la geometría de diseño del motor, de
las condiciones de admisión de aire, condiciones ala salida del gas, y de a relación de pre
siones del motor y, cuando un determinado motor opera a velocidad, altura y” temperatu+
a exterior constante, para una posición fj del control de empuje, la variación de éste es
función únicamente de la relación de presiones del motor,

En el caso del turborreactor puro de doble compresor axial dela figura XII, esta rela
ción es Pev/P2 y, para una variación del 1 9/0 de eta telación, corresponde aproximada.
mente una variación del 1%5%/o en el empuje del motor.

La relación de presiones on ol caso del turborreactor puro de doble compresor axial, es
función de los siguientes valores:

Pa _ Pa Ps, Ta

te Pe Teer

en donde:

Pa/Pr2 es la relación de presiones obtenida en el compretor o compresores, y varía
on las RPM del motor.

Pis/Pia —, estarolación entre las presiones de salida y entrada a la cámara de combus:
ión. Este valor teóricamente debería ser la unidad y, en la práctica, vale
aproximadamente 0°95.

PeríPts es la relación de expansión en la turbina o turbinas, y depende del tipo de
éstas, es decir, de impulso, reacción, de impulso-rescción.

Inicialmente, en los turborreactores se utilizó la variable Pe7 como indice de referencia
del empuje correspondiente a velocidad nula, si bien este valor ha sido sustituido con ven:
{ain por la relación de presiones Pr7/Py2, que registran la mayor parte de las configurtcio.
es de instrumentos dea bordo.

218. a

‘Tumbin en os primeros ima de indicación de trborrenla] alo about de Fe?
Tiro onto, lis come Indie Gel empujedearraladp por el motor en do.

de presión de salida de la turbina Pez, es un indice dela energía de que se
dispone en la expansión después de que la turbina ha captado I
mover el compresor.

La presión total de admisión Pg es un indice del empuje de admitión. No hay ningún ins-
trumento quelo proporcione directamente, e a suma de la presión estática y dinámica, y
se encuentra afectada por la forma del conducto de admisión. Su alor se encuentra tabu-
lado para cada altura condiciones de presión de altitud y velocidad, y debe corregirse por
efecto de la temperatura de admisión Tız.

Es más práctico disponer en un mismo instrumento de la relación de presiones Py7/P 2 pa-
a el caso de compresores dobles, o Pt5/Pt2 para los simples, pues dicha relación leva im
plicito las correcciones de P¿2 por velocidad y temperature. La nomenclatura Pe7/P12 y
P45/Pt2 corresponde a la numeración estándar de secciones.

La indicación de relación de presiones del motor ss emplea para usar lempuje y com:
proba las actuaciones del motor EI astema completo de indicación consiste en una son-
As emo de presión de entrada (PL), varias sondas sensoras de presion de escape (Pe),
tn transmior de telción de presión, y un indicador de dicha relación de presión

La presión de admisión del motor (Px2) es detectada por una sorda semejante a un tubo
“pilot”. La sonda recibe calor del aire de anticongelación del capot de morro y, normal
mente, está instalada en el voledizo de la góndola del motor.

La presón de escapo del motor (Pe) es detectada por varia sondas situadas an Ja coin.
te de los pases de escape ala urbina. La conexión al transmsor de relación depresiones es.
à hecha en un slo punto del tubo colector, que recibe la presión media de tds as son
des

El indicador es básicamente un repetidor
de la esfera está graduada desde el valor
ión de presión (de 080 a 1'80en el indi

Normalmente, el indicador va provisto de dos contadores numéticos, uno de referencia
del valor seleccionado, y otro de medición real.

ono dota desepomecanismos, La cra
To normal asta lor máximo normal de
ov de gua quer tadscripción)

Cada contador consiste en tres tambores giratorios con cifjas. La rotación hacia

abajo de los tambores indica aumento en la relación de presión. El indicador lleva

incorporada una bandera de aviso de fallo que cae frente a las cifras del contador

de medición real cuando no se recibe energía, cuando el voltaje es demasiado bajo,

o cuando sobreviene un fallo prolongado de funcionamiento! mecánico que afecta

al indicador. El contador de referencia se ajusta con un pomp situado en la esqui
erie derecha, frente al indicador.

219. 248

NOMENCLATURA,

GT. chart Gas Temperatae

La temperatura de los gases de escape registrada a la salida dela turbina, es un valor que
tiene carécter limitutivi y ha de utilizarse como de prevención para las turbinak En real
dad, la temperatura que habría de rogistrate seria la de entrada ala turbina, ESTO es, lade
final de combustión, uses la más crítica de ls variable del ciclo, sin embargo, la ifieul-
tad práctica de situar termopares delante de las turbinas que por su situación pudieran da
ar los labes al urastrrle la corriente de as, hace que los termopares se sitúen en la co-
rriente de descarga, esto es, dotrás de la última turbina y, por lo tanto, su indicación pue:
de considerarse como relativa de la que existe en la entrada a la turbina.

‘No obstante, salvadas las dificultades de instalación, en algunos motores de doble compre.
sor axial, la temperatura de los gases de escape se mide entre los dos grupos de turbines,
esto es, entre las que mueven el compresor frontal y les que mueven el compresor poste:
Hor.

‘Como la temperatura en la descarga es mucho menor que en Is entrada, deberá vipilarse
con detenimiento esta indicación, para mantener el motor dentro de las condiciones ope-
rativa límite. La temperatura que se registra, es el valor medio de la correspondiente a va-
rios termopares situados circunferencialmente en la salida, y cercanos a Ja Última turbina.

La sonda de temperatura de gases de escape ex un dispositivo termocléctrco, que detecta
la temperatura total delos gases de descarga dela turbina y, en el caso de los tutborreacto-
res de doble compresor axial, corresponde a la de arrastre del compresor posterior.

Elindicador de temperatura de los gases de escapo proporciona lectura numérica y de ngu:
ja y es poro general, un milivoltímetro de corriente continua,

Ta cara de la esfera está graduada de 0x 10000 C con las temperatures de operación n
males y de limite, marcadas según un código de colores La aguja fina de indicación máxi
macs concéntricacon la agua tosca de indicación real, permaneciendo aquella normalmen.
ite radial roja, El contador consiste en tes tambores giratorios, con
fras que marcan de O a 9990 C. La rotación hacia abajo delos tambores indica aumento
detemperatura. E indicador lleva incorporada una bandera de aviso de falo, que cae fren
tea ls cifras del contador cuando no se recibe energía, cuando el voltaje es demasiado ba

220. 29

Aie. o cuando hay un fallo prolongado de funcionamiento mbcánico en el indicador

Si la temperatura de los gases de escape de un motor excede el límite de operación, se
cierra un interruptor de acción rápida accionado por leva, y se enciende una luz ámbar de
aviso en el indicador, La luz de aviso se apaga cuando la temperatura de operación del mo-
tor vuelve a sus valores normales, Además, el estado de sobretemperatura del motor es
dicado por la coincidencia con la aguja de indicación máxima.

NOMENCLATURA:

FF. Fuel Flow lao da combustible
etic Pounds pel hour, Libras por hora.

© Fe ze norcagon De suyo ps communes

Ei ner du to comune co Kash dan Uh alto epee
ic fascinan dl oon rt qu depre dl namen eu
dde de cathy, sind tsuneo pr cnt ae
tenemos ote dm a sed pn np sl ne
fee ee eco,

Este indicador mide de forma continua A oi proporcio.
nando lecturas de spuja y numéricas del consumo de combustible por hore.

lindeador necio lt snes proceentes de un tano, conan mn un conjunto
fiar de medien, formado por un impulsos de Sabes que, a nnd de un md eles
Trico, sii ls cal d ld par indian

El indicador es básicamente un voltimetro de corriente continua que hace uso de un po-
_tenciómetro como elemento de alimentación de posición

La cara de 1a esfera del indicador está gradunda desde el valor ceró hasta el valor máximo
normal en Kes./h. o libras/h. (En la figura XIIL-6 que ilustra este comentario, el
de 18.000 libras por hora - ppb).

“El contador numérico consiste en tres tambores giratorios con cifras. La rotación hacia
abajo del tambor indica aumento on el flujo de combustible. El indicador leva incorpora:
a una bandera de aviso de fallo que eze frente a las cifras del contador cuando nó se reci
be energía, el voltaje es demasiado bajo, 0 tiene lugar un allo de funcionamiento mecéni-
co prolongado.

221. 250

NOMENCLATURA:

AIR TEMP: indicador de temperature
de romento o tra del eve

Fig XIIEZ. INDICADOR DE TEMPERATURA DB ADMISION DB AIRE Al. MOTOR

Dado que el empuje varía con la temperatura de admisión de ate al motor, aumentando.
sila temperatura disminuye, y disminuyendo si la temperatura aumenta, las

empuje están tabuladas respecto de las variaciones de temperatura de admisión de
tienen especial importancia en los altos regímenes de despegue, para los cuales a una varia:
ción de 100 C en la temperatura de admisión, da origen aproximadamente a una variación
del 6 9/0 en la relación de presiones del motor.

Por lo general no se sitún en la admisión ningún termómetro que mida esta temperatura,
ante la posiblidad de que, por rotura, pudiera entrar en el motor, sino que se mide enuns
zona próxima a la entrada, como indicación aproximada de la temperatura de admisión de
aire al compresor.

[$ Fi aus morcactow ns tr DEL ROOK O ROTORES COMPRESOR TURNA

En estas indicaciones hagamos algunas observaciones, según que el compresor sas:

222. 251

Centrifugo simple,
— Axial simple.
— Axial doble.

— Enlos turborreactores de compresor centrifuge, las RPM puedbn considerarse como in-
dice del empuje desarrollado por el motor, dado que el trabajo] comunicado al aire para
la elevación de presión del aire es función dela velocidad de amstre de rotor y, normal-
mente, la indicación se proporciona en valor absoluto, y muy pocas veces en valores de
porcentaje sobre el valor máximo normal

— En el caso de los turborresctores provistos de compresor axel simple, las RPM del o-
tor único compresor turbina se expresan en 0/o sobre el valor normal maximo, conside-
réndose esta indicación de RPM como complemento a ia relación de presiones del mo»
tor para tener un índice del empuje desarrollado por el motor.

Ha sido acoptado como más fiable el hacer uso de la relación de presiones del motor,
porque al estar las RPM reguladas por la unidad de control Ati y realizar su

ajuste pare condiciones ambientales estándar, al desviarse stas Condiciones eständar, el
motor produc dite.
rente temperatura.

ierente valor de empuje para las mismas RPM, por efecto de

La variación de las RPM no tiene el mismo efecto en toda la ganja de valores de empuje,
sien pued conan sl deforma aproximada, que un var del 19/0 nl var
ción de las RPM, puede significar un 5 0/0 en la variación del empuje producido porel
motor.

[Nose hace uso de la indicación de REM como indicativo de empuje en el caso de turbo-
reactores de compresores axiales, y sí para comprobación de ls operaciones de puesta
en marcha, marcha lenta, ajustes de la unidad de control, despegue, subida rápida, y pre
ra detectar condiciones de sobrevelocidad si las hubiere

Las RPM se utilizan com ivo de empaje en la sul
doresde velocidad del motor reaccionan más rápidamente que lo
también ocasionalmente se deben utilizar para controlar el empt
cía en que se forme hielo en la admisión

, porque ls in
le presión, y por esto,
je en casos de emergen

Las RPM en los turborreactores de compresores axiales deben btiliarse como variable
de fiabilidad, y considerarse en conjunción con la lectura de reldción de presiones, tem
peratura de los gases de escape, y consumo de combustible,

= Las indicaciones de RPM en los motores provistos de compresores axiales dobles son
dos: uno de ellos, N1, para el compresor frontal o de baja relación de presiones, y otr,
'N2, para el compresor posterior o de alta relación de presiones. Ambas lecturas están re-
feridas sobre valores de 0/0 del valor máximo de RPM permisibles para el rotor corres»
pondiente.

En todo caso, tanfo la indicación de N como de Nz han de considerarse con La lectura
de relación de presiones del motor, como en el caso del tompresbr axial simple.

223. 252

Elvalor de N1 es el más stable en el funcionamiento normal del motor, y para apreciar
váriación en ellas ha de existir gran variación en los valores de consumo de combust

y temperatura dé gases de escapo. La indicación de N debe utilizarse como valo de fa»
bilidad en las comprobaciones de puesta en marcha, marcha lenta, despegue y subi

pida, y cuando en un caso de emergencia no se dispusiera de la lecture de
presiones del motor.

Las RPM del compresor posterior (N2),se consideran para ajuste de la unidad de. con.
trol

En este caso de compresor axial doble, una variación del 1 0/0 de las RPM (N) del
“compresor de baja relación de presión, compresor frontal, representa una variación del
‘empuje del 4 0/0 aproximadamente respecto al valor nominal, y un 1 9/0 de variación
de las RPM (Ng) del compresor de alta relación de presión, compresor posterior, repre-
_senta una variación de 5 0/0 de empuje.

‘Tanto‘laindicacién de‘Nt como de NA irven para ¡comprobar el estado del motor, y

la integridad mecánica del rotor compresor-turbina cuyas RPM se miden, así como la
sobrevelocidad, si acurien

Los indicadores de Ni y Nz proporcionan lectura de forma continua en forma de aguja
y numérica, cuyas señales provienen del transmisor correspondiente que es, normal
te, un generador de impulsos electromagnético, o un sensor de corrients paris elec.
trónicas.

Por lo general, la cara de la esfera de N1 está graduada en porcentaje de RPM de 0 a
120, La aguja fina de indicación máxime es concéntrica con la aguja tosea de indicación
real, permaneciendo aquella, normalmente, en la posición límite radial roja. EI conta-
dor consiste en tres tambores giratorios con cifras. La rotación hacia abajo de los tam
botes indica aumento de RPM, El indicador lleva incorporada una bandera de aviso de
fallo, que exe frente a las cifras del contador cuando no se recibe energía, cuando el vol
tajo es demasiado bajo, o cuando sobreviene un fallo de funcionamiento mecánico pro

longedo.

El indicador de N2 es básicamente igual que el indicador de NJ, salvo que las marcas
de la cara de la esfera son diferentes.

224. 2

NOMENCLATURA:

carac Pea

Pue. Pale end combat

i Pag Lag
ET eh erm

© re xms. worcavon be easton DE cour

"i indicador depresión de combustible, proporciona un valor co el que se pueden detac-
{ar avarlaso posbles fenómenos de coitació en el suministro del combustible, y sus in
Caciones proporcionan un dato miss ls operación, especialmente en las amplis varicio
nes de as pruebas en oral

Es normalmente un indicador doble en la misma estera] Un sector del indieador, el inte
riot, está calibrado para la gama de presiones de entrada a la bonpba de presión del motor
(hasta 55 psi aproximadamente), y otro sector, el superior, está calibrado para la gama de
presiones de salida de la bombe de combustible (hasta 200] psi aproximadamente).

NOMENCLATURA

FUEL TEMP. Temperatura de combustible

Fig XO, INDICADOR DE TEMPERATURA DE COMBUSTIBLE

Un selector de medición de temperatura proporciona las lecturas de temperatura de com-
bustible, bien en el depósito del avión, o en la canalización de combustible, detrás del fil

225. 254

tro de combustible del motor. La temperata del combustible es detectada por un elemen-
ode resistencia eléctrica sensible a le temperatura, El elemento de resistencia es un tramo.
del circuito de un puente de Wheatstone

Bn general, lalectura no es continua, sino a voluntad del operador del motor; así por ejem-
plo, para un avión de cuatro motores el selector de temperatura de combustible está for.
‘mado por cinco interruptores de botón de pulsación, uno para el tanque principal de com-
bustible, y uno para cada bomba de alimentación de combustible al motor correspondien:
le.

La cara de la esfera del indicador está graduada normalmente entre ~600 C y + 600 C.

FUEL USED NOMENCLATURA,

1J6JojoJo FUEL USED. Combustible consumido.

A U libra

© Fi ar mono os comas consumo

lindicador de combustible consumido proporciona lectura numérica continua del'consu-
mo acumulativo de combustible por todos los motores del avión.

El contador numérico consiste en cuatro tambores giratorios con cifras, Hay un cero esta:
cionario mareado en la cara de la esfera del indicador, para completar una lectura de ein-
co citas. La rotación hacia abajo de los tambores indica aumento del consumo.

Este indicador va provisto, normalmente, de un módulo transmisor de pruebas que no
afecta a la operación normal del sistema, En este módulo de pruebas se puede simular un

imen de fivjo de combustible, por ejemplo 12.000 libras/hora, y comprobar así el fun-
cionamiento de este indicador,

226. 265

NOMENCLATURA:

pa Pounds sq
Der

Ott PRESSURE: Presión de cette.

inch, Libras por pulgado

Fig XIE42, INDICADOR DE PRESION DE AGEITE DR LUBRICACION DEL MOTOR

modi

la salida de la bomba de presión de aceite del motor.

La lectura de la indicación de presión de aceite de ubricación se
di

pida, que detecta la diferencia de presiones entre la pres
cipal de aceite, y la

en funeionamient
ciende una luz

of interruptor está nor

on de un avisador de baja presión de aceite través de un iterator de ae
de sete de
sin de ventlació de a caja principal de
lente birt, ce lay por 1 ant, en-
adora de baja preción cuando la presi desciende a valores que son

Este indicador proporciona, a través de un transmisor, la presión de aceite de lubricación

mplementa con li
del iltro prin.
er el motor

NOMENCLATURA:

on. TEMP.

Temperatura de este

Fi HL INDICADOR DE TEMPERATURA DE ACTA DE LUBRIEAGION DEL MOTOR

‘Un transmisor de temperatura de aceite detecta la Lemperatura dela

mentación de aceite

antes de que éste entre enel radiador de aeite.combustibe. El trapemisor consiste en un

227. 256

elemento sensible a la temperatura, encerrado en una cápsula metálic, variando la resis
tencia eléctrica del elemento con la temperatura del aceite.

La cora de la estera del indicador está graduada entre unos valores límite (— 40° Ca
£1708 O, en el dela figura que ilustra esta descripción).

NOMENCLATURA:

ENG, BREATHER. Ventilación del motor.

Fig. XIE14, INDICADOR DE PRESION DE AIRE DE VENTILACION DEL SISTEMA DE
TUBRICACION DEL MOTOR

Este indicador es un instrumento calibrado para indicaciones normalés entre Oy su valor
máximo (10 pe libras por pulgada cuadrada en la figura que fusta este comentario), y
mide la presión de are de ventilación del sistema de lubricación. Ver figura XILA, Sistema
típico de lubricación de un turboreeactor, referencia 5 de dicha figure.

NOMENCLATURA;

OIL QTY. OIL QUANTITY, Conia de ect.
US GAL. USA GALONS, Galois anericeer
EE USA GALON = 378 los)

ig. XESS, INDICADOR DE CANTIDAD DE ACEITE DE LUBRICACIÓN UTILIZAALE

de
Bisinemade indicación de cantidad de aceite proporciona indicación visual de la cantidad
en volumen de aceite utilizable contenida en el depósito de aceite de cada motor

228. 287

El depéito de aceite contiene dos condensadores variables, cada no de elos con eletro-
dos cilíndricos coaxieles encerrados en un sole sonda y sumeridos en el aceite. Un con.

0 de medición de cantided y el otro es un condensador queso
emplea para reducir al mínimo el efecto de a alteración en el acto por la temperatura o

| | NOMENCLATURA:|

| | AV Avbome Vibration Monitoring.

5 Fig XNA. INDICADOR DE VIBRACIONES DEL MOTOR D MOTORES

“hata indicación se peseta normalmente de forma conjunta patos los motores del
av] como musta la figura que uta esta descripción, para un avión de cutro molo-

El captador de vibración de cada motor detecta esta vibración en términos de aceleración
del motor en dirección radial, generando señales eléctricas proporcionales ala aceleración
del motor. El captador es básicamente un acelerömetro plezoeléctrigo de alta temperatura,
Consiste en apilamiento de cristales piezoeléctricos cargado mecánicamente con una masa.
sísmica y con aslamionto eléctrico entre uno y otra. Se hace uso pof lo general de dos cap-
tadores para cada motor: uno de ellos está montado en el cárter de

frontal y el otro en el citer de turbina.

quo muestra la igura XIULIO comerponde a un avión de cuatro motores y está formado
oralmente por euato mieroamperimetros de comente continu con agujas, y euro
escalas vertical. Los microamperimutros son de po imán pernasjene y bobine móvi y
tin compensados para as varinciones del temperatura ambiente ae indicadores ein
graduados para macar a velocidad de las vibraciones de loc motores 4 pulgadas por segon:
do. Cada escala ten sis graduaciones fundamentales, numeradas db coro cinco, y cinco
sreduaciones menores.

La medición de la vibración de los motores puede obtenerse simultáneamente desde los
captadores de la admisión de los cuatro motores o desde los capladotes delas cuatro turbi
as, poniendo el interruptor solector de. captadores on la posición cuya indicación se desee
‘obtener. El nivel de vibración aceptado para cualquier valor de RPM seleccionado varía de
‘unos motores a otros: no obstante, si en cualquiera de los canales del indicador la aguja
marca cero o la aguja indica la lectura máxima con los motores dn funcionamiento, es
probable que al sisiema medidor de vibración correspondiente a sito canal no funcione.
correctamente.

229. 258

INDICACIONES ESPECIFICAS PARA CONTROL DE TURBOHELICES. En el caso de
los turbohélices la indicación más importante esla medida del par motor absorbido por la
hélice y se utiliza en conjunción con las RPM. Ambas son indicativa de la poténcia desarro-
Nada por el motor.

Los turbohélices no van provistos de indicador de presiôn de descarga de la turbine © rela-
ción depresiones del motor; no registran tampoco variables indicativas del empuje residual
de los gases de escape, cuyo orden de magnitud es despreciable frente a la potencia des.
arrollada en el árbol dela hélice,

El resto de los instrumentos auxiliaes son los mismos que los descritos para turborreacto-

Par motor Bam
(presó
guialete)
Conigomo de Tempera de
Er amer cp

Fi XIIEI7. INDICACIONES PRINCIPALES PARA CONTROL DE TURSOMFLICES.
INSTRUMENTOS DE VUELO PARA CONTROL DE ACTUACIONES DE MOTOR.. Son
“necesariasdos indicaciones de primordial interés para el control de las actuaciones del mo-
tor en vuelo. Estas indicaciones son:

— Altura de vuelo.
— Velocidad de vuelo.
Estas indicaciones son suministradas de forma permanente en forma de aguja y numérica,

El altimetro para control de actuaciones de motor es del tipo barométrico, proporcion:

do la indicación en valores de miles de ple las dos primeras cifras de la ventanilla indi
inde centenas y decenas de pie, las tres Últimas ctra de

icadora, La aguje marca también ol valor de las centenas y decenas de pies.

230. 259

Hay otras indicaciones numérica en otras dos ventanillas siuadab en la parte inferior, una
de presión en milibares y otra en pulgadas de mercutio (29°92 pulgadas de mercurio son
equivalentes a 1.018 milibares, que esla presión atmosférica al fivel del mar en condicio-
nes estándar)

Un botón manual en la parte izquierda del indicador permite ajutar el altimetro para que
proporcione la altura relativa sobre un nivel de referencia. Para I utilización del ltimetro
en las operaciones de control de motor debe ajustaree la presión dereferenciaa 2992 y,es-
ta lecture, esla que muestra la ventanilla inferior derecha, y el correspondiente valor de
1.013 milibares aparecerá enla ventanilla inferior izquierda. Con este ajuste, la lectura tan-
to de aguja como de indicador numérico superior será la correspondiente a la presión de
altitud o la altura de vuelo.

El indicador de velocidad proporciona dos valores: velocidad indicada ala altura de vuelo
. Y número de Mach en dicha condición.

Para el control de empuje de turborteactores no es necesario paja de velocidad indicada
velocidad verdadera, pues as actuaciones en vuelo están referidas al número de Mach, cu
yo valor se muestra directamente en el indicador.

Solamente en el caso de control del alcance espeeftico (Km. los por cada Kg. de
combustible consumido, o millasibra) sería necesario pasa de velocidad indicada a velo.
cidad verdad és de la velocidad calibrada y la velocidad equivalente respecto al
aire, por las correcciones de posiciones y compresibilidad, como ke indica en el Apéndice
A !

El indicador de velocidad proporciona lecturas numérica y de aguja. La lectura numérica
para el número de Mach, y de'aguia para la velocidad indicada.

Normalmente hay dos agujas, una para la velocidad indicada y la otra para la máxima ve.
locidad operativa permisible; esta última marcada con rayas diagopales.

gy Aérmerro ( B sand
id) AETETRO [9AROMETAICO) 7_, INDICADOR DE VELOCIDAD)

ig. XUL, INSTRUMENTOS DE VUELO PARA CONTROL DEACTUACIONES
(En CONJUNCION CON LOS INSTRUMENTOS DE MOTOR)

231. ANALISIS DEL POSIBLE FUNCIONAMIENTO DEFICIENTE DE LOS TURBORREAC.
TORES POR LAS INDICACIONES INTERRELACIONADAS DE LOS INSTRUMENTOS
DE CONTROL DE MOTOR. La alta fiabilidad de funcionamiento que se hu alcanzado en
los motores de reacción, hace que el funcionamiento deficiente pueda considerarse como.
una excepción. No obstante los fallos pueden ocurrir, y de hecho ocurten, por lo que es
menester detectalos Lo antes posible para actuar de forma inmediata.

Una avería i
dea bordo de control de motor, antes de que el problema adquiera imporlancia.Si
turas de los instrumentos se interpretan correctamente, puede llegarse rápidamente a una
conclusión del posible fallo y aplicarlas medidas correctoras oportunamente. Por el con:
trario, una interpretación incorrecta de un funcionamiento anormal y una medida inco.
puede dar lugar a situaciones poores que las iniciales. No debe descartarse la posbi
lidad de que sean los instrumentos, los que por avería de llos, proporcionen falsas indica
clones de que existe avería en el motor, cuando en realidad no es asi

En las páginas que siguen, se han combinado una serie de indicaciones anormales de cuya
interelación puede detectarse la causa del mal funcionamiento del motor.

Las veinte condiciones que se muestran tionen carácter general aplicable a turborreactores
puros o de doble flujo de compresor axial simple o doble, expresindose para cada grupo
de condiciones un resumen global de la indicación, les causas probables que pueden moti
ver la anormalidad, y la acción correctora aconsejable con carátor general, pues en todo
caso la configuración del sistema funcional del motor afectado dará la acción definitiva &
adoptar.

Para mayor facilidad en la interpretación de la correlación entre las indicaciones, se han
identificado éstas de forma cualitativa y gráfica dela forma siguiente:

A Lectura de instrumentos superior a la normal.
O Lectura de instrumentos normal.
Y Lectura de instrumentos inferior a la normal.

O Lecturacerodeinstrumentos o no aplicable en el análisis particular del caso que

Be de hacer observar que los cinco instrumentos bisicos se deben vigilar simultäneamen-
te, debido a que de la interrelación de sus indicaciones puede detectarse major la avería y
determinar la causa del mal funcionamiento.

Losinstrumentos incluídos en el grupo secundario no estin necesariamente interrlaciona:
dos, y ss pueden viilar de forma independiente.

"Téngase en cuenta que la primers indicación que se incluyo esla de temperatura de gases
de escape, pues es la más crítica delas variables del motor, motivo por el cual se debe ob-
servar cuidadosamente en todo momento. Una operación continuada del motor con una
temperatura de gases de escape por encima del límite permisible puede conducir a un fallo
total del motor, por fall inicial dela turbina o turbinas de arrastre de los turbocompreso-

232. INSTRUMENTOS PRINCIPALES

INSTRUMENTOS AUXILIARES

TEMPERATURA DE GASES DE
ESCAPE (EGT).

RPM DEL COMPRESOR FRON-
TAL (N1).

RPM DEL COMPRESOR POSTE:
RIOR (N2).

RELACION DE PRESIONES DEL
MOTOR (EPR).

PRESION DE COMBUSTIBLE

PRESION DE ACEITE DE LU-
BRICACION

TEMPERATURA DE ACEITE DE
LUBRICACIÓN

CONSUMO HORARIO DE COM-
BUSTIBLE (FF).

INDICADOR DE VIBRACIONES
DE MOTOR O MOTORES.

198

233. #2

Tauro DERE RATES
BR | rune san on | ih quesra Ev sanque DEL
BEN VEN ER) Baron Eng
Alo -— Lo mua
Norma obeja Ov Normals ja
:
E smart | @ Sr vl! de
E na rata
Sin CE
am © ema prs cron
malo be ei remate a
. bomba cuxiliar,
g ES) Yom ero ms
3 [Kay
E
< E fe} No aplicable o No aplicable
0 jajaa

RSR ae.

O “ani afro dust de

are i

234. RS TRDICRCTONES
TRUMENTOS | (uN PUESTA EN MARCHA DEL | (IV) PUESTA EN MARCHA DEL
"BASICOS MOTOR (EN TIERRA) MOTOR (EN TIERRA)

A mie A | omita

VO Nome, bejeocero | y ye

Alerón depuis feta
% eng |Y aha

PRINCIPALES

v Smelreciinebg |W

Qù Seminare | @_ | Beat nome

. Nomat arasmanque | @ Normal pars arsnque
E Baja hacia normal | W@ | Baja tucianormal
E

o No apa o No pla

o Noch o o plate

rurale
conocio, [ea timo teca
Eee

FETES pren,

ea ONE tad

causa PR tac dl trance
A pA SS

Re ee

ge)

ES ae

sv SRE pe tee

235. 264

EGRET 4 ae
RAR | MOTOR agen Lara CO
Si?
e Gai normal AY Altea bas
va Demasiado baja o AY Altec.
Sonate =

Va msi AY Amor

PRINCIPALES

Gui normal e Normal

Se

st © oma
3 Sera © mat
E

5 Noma © Km

: — le —

CONDICIÓN |v elem’ armas a aj

urea dee

ego ata Mojo dl raser de pe

causa

pronase l'Asie de Rene
ER dre dl unes de | SEL anne fond wea de

some Te onal cn
ERAS
ACCION A Aia cn quede aaah cin de
ADOPTAR ee eo" paa nr neo

236. 265

GRUPO BERS: errs
TMASICOS (Vit) DESPEGUE (VIH) DESPEGUE O EN VUELO
age a Alte
PA WA | amine
5 Baja a Ate
E
aja . Nomal
Pr a Alta
Norma ha e Normal
3 Normal e Normal
E
= Normal . Norma
Normal OA rio

ewan
Ha de

ATA =
EN enter

SE insti ió expide |
gociona [és
a [Gree abe daa

237. 266

ODE DS
TRUNEWOS "| no nesencur O EN VUELO (X En vUBLO
A AV Alois
OA romo AV alcoba
El v Deja AV Anode
2
o. Normal AY Alta o baja
a Alta IS Zn
Ce © Norma
2 Normal Normal
y" °
3
E
le — je —
‘conprcion
en ame ene one
A | ae tone tres dg
ABBA PATES nun. setae dd

238. 261

GRUPO DE TAS

INDICACIONES

pine eee caljen ros
‘i
ES e | eon.
© RE PE
E NS ey meee © (es
E
(=? ecm tessa] WO | pases tee
vo rot) Be ie
à à vo [roma
@) + ia © le
i mn
E
+ sn |e: Rs
ii À tte . normal
)
ao nit Lies re
CAUSA - - i
PBS A | "Egg debe nts nada de ae
ACCION A «tragar poe mount medians gl pro | “Tuba 2e el encandido ctor ant
wen EE

239. 268

ROPER
TRUMEN
pres

INDICACIONES

(un BN VUELO.

AV) EN VUELO.

Alte a Alea
Noma baja A Alte
Normale baje a Alte
Be e Norma
Poste aumento a Ah
Normal e Normal
Normal . Normal
Normal e Normal
Norma o a e Norma

come prenne |A Hs
EEE nme,
Ti made
causa
A Ec nn
eis,
mar e lus
aaa i er te tite ine Rire aos” | ES on l pet vaio la rlación de
1DOPTAR ‘aig Pedra del moter

240. 269

GEUSRERE PTE TS
TROMENTOS (xv) Bw vero pew vero
“Aa Normal, después alta a Alte
& m Br jrs
El o ¿Casi normal. ev Normal o baja.
¿NZ
e casi normal ee
© omat ov | mieu
e Normal Ov | omicóga
© Kerns Or somo
® Kost e oral
e Normal e mat

eet tse onen dee degre berne end
NS

e

:
‚au, years [a Ser

TRE SRE RE

ACCIONA
ADA

241. 270

GRUPO BETAS TiDICACIONES
"hastens (xvi en vueLo rm) EN wur
Descenso. OY eo
Descenso OV emo
3 Descenso OV Demo
Descente OY Dam
Cero VO Descamso incluso
ss
Normal v Pai
Fi Normal bas v eS
3
3
= Normal e Noma!
Hl@a ernst oats OA remo
conprcron EEE
[jo
cd ee a
QU anreisen
[xis cts a decano e or.
TE aa
ce te ia ring
ACCIONA a |S
aca st zi eee PSE et deme

242. au

BUS ET
Talentos carmen nec COLO cea ew vurto
De re © |
& e mm em
El
: ES A A
E
o Normal e Normal
(E )
Ce m à ls
| |
©) u. en
2 E AWO mue [Oy | momie
SEEN A | AY | vena gia
à) ess
: E © en © | som

‘CONDICION | «Sui ana de ce ot a

CAUSA if ae
obits SERRA de
pee IUT ps OTE
foarte de

243. zu

CICLO DE FUNCIONAMIENTO DE UN TURBORREACTOR.- El proceso a que se some-
teal aire yal gas aire-combustble para funcionamiento. dels turbinas de gas y Lurborreae-
tores, corresponde a ciclo de Brayton:

COMPRESION COMBUSTION. EXPANSION

(estiabiies) {a presión constante) (ade)

En las turbinas de gas sucede en la fase de expansión que toda I energía cinética se util
za para mover la turbina y turbinas, y aprovechar a a energia de su rotacién.

En los turborreactores, además de aprovechar parte de la energía para mover la turbina
‘que ha de mover el compresor y accesorios la mayor parte de a energía cinética del cho-
o de gases se utiliza para la propulsión propiamente dicha.

A continuación se presenta el ciclo de un Lurborreastor, rferido en este caso al de un mo:
tor de un sólo compresor axial de varios escalones, movido por un sólo grupo de turbinas,
pues su estudio tiene carácter general para cualquier otra configuración.

Las fases de este ciclo, son ls siguientes:

DA Compresión del aire enel difusor de entrada, debido a I presión dinámica propor.
cionada por el movimiento relativo motor/aie.

IHI- _ Compresión del sire en el compresor, mediante la aplicación del trabajo mecánico
proporcionado por la turbina

Ie Combustión a presión teóricamente constante y, realmente, a presión menor que
1a de final de compresión, debido als pérdidas por (rición. Aparece en esta fase
el gas alre/combustible en la cimare o cámaras de combustión.

ILIV. Expansión del as en la turbina turbinas, captando su energía, que se aplica para
mover el compresor.

IV:V.- Expansión del gas en la tobera de tlida, aumentando la velocidad del ges, apare-
«ciendo un gran inctemento de la cantidad de movimiento que produce el empuje.

Para el estudio termodinámico, e ha adoptado la nomenclatura indicada por a
ción que representa la numeración correlativa con la sucesión de la ases del ciclo y, por
lo tanto, es independiente esta nomenclatura con la de las secciones del motor, compren-
diendo cada face termodinámica el funcionamiento de uno o varios componentes. (Ver f-
pura XIV-1).

Bate ciclo así descrito corresponde al funcionamiento mis elemental, pues en determinados
casos hay fases adicionales según la configuración del motor (turborreactores de doble lu:
Jo, motores con inyección de agua, motor con post-combustiön, ete).

244. 25

L oi crie + pen

m

Compresor Cámaras Tobera |

Turbine

Preston

ilo ree.

——— Gi mére.

Pine CICLO DE FUNCIONAMIENTO DE UN TURBORREACTOR

245. 216

RENDIMIENTOS ADIABATICOS DE LA COMPRESION, COMBUSTION Y EXPAN-
SION.

Compresi
Aplicable al caso de la compresión en el difusor de entrada y, al caso de la compresión
fea el compresor o compresores, queda definido por la relación entre el trabajo que debie-
ra haberse comunicado al ate para aumentar su presión, si no hubiese sido menester ven
cer lafrición de sus partículas, y el trabajo real comunicado a dicho aire.

Enelditusor de entrada tiene un valor aproximado de 0'95, y se representa aquí por OL.
ma

En compresores tone un velor aproximado de 0'85, y se represents ag
Combustión,

En este ceso, al decir adiabític, nos relerimos a que se supone no hay péndidasde calor,
y sí sólo la adición de calor latente que lleva el combustible introducido.

Se define como rendimiento de la combustión (Tq) la relación entre el aumento ral de
temperatura y el teórico, s la combustión fuese completa, y su valores aproximadamente
de 035,

En el caso de la combustión es corriente referir las pérdidas de presión a lo largo de la cá
maras, por relación de presiones al salida y ala entrada a dichas cámaras, Se representa
aquí por 7123 = pg /p2, y tiene un valor aproximado de 094.

Expansá
El concepto es similar al de la compresión, aplicable en este caso a la expansión en
turbinas y toberas de salida, quedando definido en este caso por el trabajo obtenido
realmente en la expansión, respecto del que se hubiera obtenido de haber seguido un pro-
ceso ideal, esto es, sin frición.

En turbinas tiene un valor xproximado de 0'8, y se representa aquí por 734.
En tobera de escapo vale prácticamente la unidad, y se representa aquí por 745,

Los rendimientos adiabátices tienen especial importancia enel cálculo de las actuaciones
de un turborteactor, en cuanto sus diferentes valores tienen gran influencia en las presio-
nes, velocidades y temperaturas oblenidas en el fluido en cada fase, para una misma ener
ía comunicada a turborreactores de una misma configuración, pero con rendimiento di-
ferente de sus componentes fundamentales.

La igura XIV-2 resume los valores medios normales de estos rendimientos.

246. am

Pio Rentini de compen en edi
ae Aandi ds comps evel coe
Pa: Rod date

Pois 09

Pa ons

no —

232 Ralación de preiones ak sods yal entres le cámaras
Pt Rendimiento de la expansión enla turbina.
ase Rendimiento de la expansión en I tobera.

Fig. XIV. RENDIMIENTOS ADIABATICOS ELEMENTALES (VALORES MEDIOS NORMALES]

247. ms

COMPARACION DE LOS CICLOS OTTO DR UN MOTOR ALTERNATIVO, Y DE
BRAYTON DE UN MOTOR DE REACCION- La figura XIV-3 representa superpuestos los
ciclos Otto del motor alternativo, y el de Brayton del turborreactor,

Puede observarse que, para el ciclo Otto, a producirs la combustión a volumen constan:
te, la elevación de presiones es muy alta, en contrate con el cielo de Brayton del turbo»
treecto,parael cual, por ser la combustión a presión constante, sucede un aumento de vo-
lumen durante dich fase

Uns diferencia fundamental desde el punto de vista mecánico de operación entre dichos
motores es que, en el motor alternativo, 0 ciclo se repite intermitentemente en un mismo.
componente del motor (el cilindro), en tanto que en el motor de reacción existen compo.
mentes por separado para realizar cada fase del ciclo,

Dado que el área encerrada en el diagrama pr representa el trabajo útil obtenido, puede.
observarse que el motor alternativo proporciona trabajo por obtención de altas presiones,
consiguiéndose un alto rendimiento térmico, mayor que el motor de rescción

Ahora bien, si para el turborteactor so utilizan avanzados diseños de compresor, que p
miítan obtener altas relaciones de presión, no sólo se aumenta el área encerrada en el dia
grama, con el consiguiente aumento de trabajo entregado por el motor, sino que, además,
sa mejora el rendimiento térmico del motor, obteniéndose una mejora en Ia economía de
combustible,

Una ventaja del turborreactor es que ste consigue una gran parte de su trabajo útil, por la
expansión que se prolonga incluso fuera de la Lobera de salida, en tanto que en el motor
de explosión la expansión tiene lugar através de a válvula de escape y de los tubos de es-
cape, de complicada configuración respecto dela tobera de salida de un turborreactor, sin
aprovechamiento de la enengía de los gases de escape, salvo en complicadas configurcio
nes de turbocompresores para sobrealimentación.

__ Gil pora motor alternativo (One)

lo para motor de rección (Brayton)

Volumen

Ei. XIV3. COMPARACION DE LOS CICLOS O710 Y BRAYTON

248. 219

RENDIMIENTO IDEAL. Se define como rendimiento ideal (Tk) el rendimiento motor
(Ta), cuando los rendimientos elementales de la compresión (01 y 12), de la combus-
tión (Mg) y, de lacxpansión (ga y 745) valen la unidad.

Con las hipótesis anteriores y, considerando que el uido que evoluciona es sólo aie, su-
ministrándole calor desde el exterior en un valor igual al liberado por la combustión, resul.
la que el cielo del motor de reacción coincide con el del ciclo Otto, combustión teórica
mente a volumen constante de un'molor de explosión, consideralo aquel en condiciones
ideales, y tiene por expresión:

CH
ración de presión en el compresor, y Y = 1'4 el exponente
tr

¡Siendo p2/p1 la elación
de las transformaciones a

La tabla que se incluye a continuación da ides del orden de magnitud de este rendimiento
ideal de Fi.

u va 4004 6604 1301
weten Y
n vaz 03205 03977 ou

Para grandes relaciones de descarga del compresor, este rendimiento resulta elevado, teoría
‘esta que ha dado lugar al desartollo de los turborreactores mejorados por el diseño del
«compresor, compresores axiales, sencillos o dobles, doble Mujo, te.

Las pérdidas de calor por conductibiidad hacen que el rendimiento motor (7) resulte
‘menor que el rendimiento ideal de 7 La relación entre ambos recjbe el nombre de rend
miento interno principal del motor (TaN

ny =

Véanse los valores normales del rendimiento motor en el Capitulolpréximo, figura XV-3.

249. 280

uenmques op mat,

Temalar stad sores NE =

1
+

soporto sordo

normupo op soma

Do) vanıraaman

(quest) Norris (a) avanarın

ig. XIV‘, VALORES MEDIOS NORMALES DE TEMPERATURA, PRESION Y VELOCIDAD

“ABSOLUTA DEL GAS EN UN TURBORREACTOR

250. zu

Titi

fo Atty

sara |

dry = nd

Ud Hy = td

onen

oa

+ 1302 =

a

En]

grado ap amg

modes

‘ata SE
A EF] §
aa >|
215

oo LTÉE
[070773 Sé
om, E
És

D um BS
Zi sE
1 El
a

$3

gs

Fe

251. EMPUJE, RESISTENCIA Y TRACCION DE UN MOTOR DE REACCION. Las figuras
XV:1 y XV-2 representan en forma vectorial la división del empuje en empuje de admisión
y empuje interno; a resistencia en resistencia de admisión y resistencia de motor, asi como
la tracción o propulsión obtenida, resultante de las fuerzas de empuje y resistencia.

te entre las secciones (0) y de entrada (e), y que aparece como
reacción a la fuerza resultante de la variación dela cantidad de movimiento entre di.
chas secciones,

Ei. Empuje interno. Es la resultanto de las fuerzas de presión y fricción en el interior
del motor, entre las secciones de entrada (0) y de salida (5), y que aparece como rec
ción a la fuerza resultante de la variación de la cantidad de movimiento entre dichas

E... Empuje total. Es el empuje suma de los empujes de admisión e interno.

Ra. Resistencia de admiión.- Esla resultante de las fuerzas de presión y fricción en el
exterior del tubo de corriente, entre las secciones (0) y de entrada (6).

Rm.Resistencia de motor. Es la resultante delas fuerzas de presión y fricción en el exte-
rior del motor.

R. Resistencia totale la resistencia suma de las resistencias de admisión y motor.

T. Tracción o propulsién.- Es la resultante del empuje (fuerzas de rescci
resistencia total (fuerzas de acción externas).

interna), y

Ta ER (Es + 5) — (Ra + Am)

Big XU-1, EMPUJE, RESÍSTENCIA Y TRACCION.

252. 286

lempujede un motor de rescción no puede sr lacliza en ningún punto particular del
‘mismo. La transmisión de este empuje se hace ala estructura del avión, através de los pun

tos de unión del motor al avión. Por lo general, solamente una pequeña parte o fracción
del empuje os transmitida a través de los cojinetes del rotor, especialmente en los motores
de reacción provistos de turbinas axiales del tipo de reacción (se describen en el Capítulo
correspondiente a turbinas). En las turbinas de tipo centrifugo q axial de impulso, (que

o correspondiente), hay un equilibrio de presiones que

Las actuaciones de un motor de rencciôn se refieren siempre al empuje que desarolla en
los distintos regímenes operativos, si bien puede evaluarse la potencia equivalente de la
forma que se describe al final de este' mismo Capítulo,

5 CN
ap ape np
mur | 7 ae
A à

mer BE va
Em-ro Era

ire tole “hero Hm

Empuje trl (para prpo)

Be Lev, Vol + (pa ~ poly

Empuje ot (para pe Po)

82 (Vivo)
z

Fig XV.2, DISTRIBUCION DEL EMPUJE

253. 2

ENERGIA DE LA PROPULSION POR REACCION. En la propulsión por reacción, la
distribución de energía se valora considerando ésta de la forma siguiente:

— Enorgía aplicada al motor (We) Viene determinada por el produeto del poder calorii
codel combustible, y la cantidad de combustible suministrada al motor en la unidad (de
tiempo: E

We=L.C
— Empuje obtenido (E)- Considerando expansión hasta ls condiciones atmostéricas, he
mos visto que tiene por expresión:

6
q UVa)

en donde se ha supuesto que la masa que evoluciona es constante e igual ala cortespon-
diente al ar, dospreciando el valor de la masa de combustibles efectos de cálculo de
empuje, pues, además de ser muy pequeña respecto del are, ya que es normalmente in-
ferior a 1/60, prácticamente nose incurre en error, pues en muchos casos parte del aire
ya comprimido no pasa al proceso de combustión, y es utilizada su energía de forma di-
versa y, esta disminución en la masa de aire, es contrarrestada por la masa de combust
ble que se suministra al motor.

— Energia de propulsión (Wp)- Esla correspondiente al empuje (E) ala velocidad de pro-
pulsión Vo:

Wp=EVo =$ (Vs — Vo) Vo
— Energía mecánica comunicada ala vena (sida (W,)- Esta energía cinética debia alin
«remento de velocidad dela masa que evoluciona:

we mv?

- Energía mecánica total (WM): Es la suma de la correspondiente ala propulsión (Wp) y
la que se comunica ala vena Cuida (Wr):
-1
WM = Wp + Wy => (V2 — Vo?)

Las relaciones entre los valores de la energía antes enunciados, nos leva ala consideración
de los siguientes rendimientos como indices significativos de aprovechamiento de la ener
ía del combustible y dela energía mecánica total obtenida en el motor.

En las expresiones que resulta, se ha incluido la elación Ge representada por ¥.

254. 287

RENDIMIENTO DEL MOTOR.- Es la relación entre la energía theeänica total obtenida.
en el motor (Wy) y la energía del combustible (We)

ma AL SLVR Von 12

Mo We LC

m2 Vor) 2
Lit

RENDIMIENTO DE LA PROPULSION - Vine determinado por elación entr a ne
Ein inter nla propultn (Wp) y I nein meciic total obepida enel motor i)

Da

Mp _ CVs Vo) Vo/e

=
Pe WMG (V2—Vo?)/ 2g
2
e 1+ xt
Vo"
RENDIMIENTO GLOBAL O MOTOPROPULSOR.- Viene delermiado por la relación en-
rela energía invertida en la propulsión (Wp) yla energía comunicada cada ¢ Kegs, de com-
bustle (We).
Wp _ G(Ve=VolVo/e
o Oe Vel Vols
"a We Le

(Vs Vo) Vole

=
i Lie

RELACION ENTRE LOS RENDIMIENTOS: EXPRESION SIMPLIFICADA.

presiones de os cendiientos neta que el rendimiento bal pe detenido pr

Prods elos rendimientos de motor yde a propuió:

Me Ma Tp

La figura XV-8 representa Ia variación de estos rendimientos con|la velocidad, en donde
puede observarse que teoricamente la propulsión por turborreaetór puro puede alcanzar.
velocidades hasta 25 veces la del sonido, valor éste al cual, para los palores normales de ve
locidad de salida de gases, sta se igual al velocidad del ‘avin qui propuls

255. 288

100

080.

oso!

0

050

Rendimiento (MY

ow.

oso.

020:

ow.

Niro de
ch

02% 050 07 M 12% 150 US 200 225

250

Fig, XV.3, VARIACION DE LOS RENDIMIENTOS CON LA VELOCIDAD

256. 299

ORDEN DE MAGNITUD DE DISTRIBUCION DE ENERGIAS Y RENDIMIENTOS. Se
incluye a continuación un ejemplo que puede servir para valorar el orden de magnitud de
da detrbucön de energy senate eno bruts aras Un ample

la lue pus ls turomeactores de dole fy en el Calo component,

Un motor que en determinadas condicione funcionara con un gasto de alte G =350
Kassen, y un consumo de combustible C= 3°12 Koyeg. (Obsérvese que la elaciön com
bustible/ar, en esta cas r= Ge = 350/9'12= 112, está dentro de los límites de estab
lidad de llama; ver Capítulo XVII). Si la velocidad de salida dé gases de escape fuera
Ve= 650 míseg y la de admisión de aire Vo = 216 ms, la itrbución de energía, env
Duie obtenido y rendimientos, funcionando con Keroseno de poder calorificoL=10138
Kcal. seña:

— Energia aplicada al motor,
Me =L. C= 10183 Keal / Kg. x 32 Kgs./seg. = 10183 x1 8°12 Kealieog

We 10188 x 9°12 Kcal/seg. x 427 Kero /Keal = 10193 x|3°12 x 427 Kem/seg.

We = 13.499.587 Kem/seg.

— Empuje obtenido.

ver 7
Pi (Vs — Vo) Far (650 —216) Kes.

B~ 15484 Kes,

— Energía de propulsión.

Wp =B Vo = 16484 Kgs. x 216 m ses.

Wp— 3344544 Kom lee.

— Energía mecánica comunicada a la vena fluide.

16 1 _ 350 ,
Mim q Me Vor er (6502162
Te Ve Vo ggg (66021672 Km.
Wy = 9.360.071 Kemse.
~ Energía mecinica total obtenida.

Woy = Wp + Wy = (9.344.544 + 3.360.011 ) Kem.¡seg.

257. 290

Wy = 6.704.615 Kem./seg,
— Rendimiento del motor.

Mm res un
Mme We sas =

— Rendimiento de la propulsión:

_ Mp _ 834458

PR un 6104815

— Rendimiento global.

DG= Min Tn = 0'50 x 050 = 025

Obsérvese que pricticamente estos resultados de los rendimientos son los que, de forma
Keneral,se muestran en la figura XV-3 para números de Mach pr

presentado, la velocidad de 216 m./se. es equivalente a un número de Mach M=0"71 pa-
ra vuelos normales a 40.000 pies de altura, en donde lavelocidad del sonido es de e
m./seg.Esdecir, rendimientos del motor y de a propulsión sensiblemente iguales a 0

por lo tanto, rendimiento global de 025.

mas a 0'75 y, en el aso

258. zu

EFECTO DE LA ALTURA DE VUELO EN LAS ACTUACIONES DE LOS TUR-
BORREACTORES. Como se ha vito, el rendimiento global depende de dos valore: el
rendimiento de la propulsión y el rendimiento térmico o del moto

TG= Np. Mm
La altura motiva unos efectos contradietoros en el rendimiento flota, bien, predomi
nan ls ventajas sobre los inconvenientes.
Ventajas de I altura.

2) A mayor altura existirá menor resistencia al avance, aumentando pues la velocidad del
avión y, como resultado, aumentará el rendimiento de la propulsion, y por consipuien-
te el rendimiento global.

b)El incremento de velocidad con la altura hace aumentar la presión dinámica, aumen-

tando la compresión adinbätica y, por lo tanto, la energía mecánica total obtenida en el
‘motor, aumentando por lo tanto el rendimiento global

e) No obstante la desventaja de disminución de aire admitido pormenor densidad, como
dicha disminución de densidad del air se maniista por igual delante del compresor co-
mo detrás de la tobera, mejorará la expansión de los ases, y con ello el rendimiento de
la turbins, obteniéndose un rendimiento global mayor,

1) El aire, aun siendo menos denso, al estar a más baja temperatura necesita menos aner-
gía para la compresión, que se manifista de forme indirecta también en un mayor ren
dimiento global.

Inconvenientes de la altura.

2) Al disminuir la densidad del aire, disminuirá la mass del fuido à través del motor, dis-
minuyendo el empuje y la energía comunicada al compresor por la turbina,

b)Si se mantiene el consumo de combustible, al disminuir la densidad del sire aumenta:
rá la. temperatura de entrada del gas a la turbina, y con ello e] rendimiento térmico,
pero al verse incrementada la velocidad de salida de gases, disminuirá el rendimiento de
propulsión.

Con objeto de que esto no ocurra, las unidades de regulación atyomática de combusti-
en constante la relación aire/combustible para el aire primario que past a
de combustión, disminuyendo de esta forma el inerdmento de I velocidad

Por lo expuesto se observa que predominan las ventajas sobre os inconvenientes y, por Lo
tanto, el rendimiento global se mantiene en régimen creciente hasta una determinada ellu-
a, a partir de la cual aumentarán los efectos perjudiciales al disminuir el rendimiento de
propulsión por descenso de empuje, La altura maxima de operacién del avión se obtendrá
cuando se igualen la máxima trucción disponible con la resistencia al avance dal avión,

259. 292

POTENCIA EQUIVALENTE (DE UN MOTOR DE REACCION).. Bs la correspondiente
a la energía de propulsión, dada por el producto del empuje (E) del motor y Ia velocidad,
(V) del movil o avión que propulse,

El número que expresa esta potencia equivalente no debe considerarse como índice signi
ficativo en las actuaciones de un motor de reacción, pues la velocidad obtenida depende:
del número de motores del avión y dela configuración aerodinämica de ésto, En el límite,
cuando el avión está parado, aun cuando el motor está en funcionamiento, como ocurre en.
las pruebas en tierra de un motor, esta energía de propulsión es nula, por serlo I veloc

obetante, con el avión en movimiento el valor de la potencia equivalente puedo ser un
indice comparativo con la potencia que deberia absorber una hélice arrastrada por un mo-
tor alternativo, por ejemplo, para que’ pudiese desarrollar esa misma potencia

‘Asi, para un motor de ceaccin desarrollando un empuje (B), cuando el avión sobre el que
está montado se muere con una velocidad (V), la potencia equivalente de la propulsión se.
vía: Wo = EV.

Siesta poteneia pudlese ser desarollada por un motor de potencia P provisto de una hä
ce de rendimiento Ph la expresión de su valor sería: Wp =P. Ph,

Fiemplo:
Empuje: E=4.000 Kes.
Velocidad: V=900 Km/h.
Beorgie dl propa
Wp EV = 4.000 Kis. 900 Km/h.
Wp = 4.000 x 900 x 1.000 / 3600 Kem. / an
Hp 108 Kem, / e
Wp=108/756.¥.
Wo= 12382 CV.

La potencia (P) que, para producir esta ener
tor provisto de una hélice que tuviese por ejemplo un rendi

ropulsiön debería desarrollar un mo-
to de 0185 sería:

w
Woo P.M: P= 218338 / 085

260. 298

Analicemoseneste caso cuánto vale la energía mecánica com
la energía mecnia total Obanida (Wr) y comparemos ét on en
comprimir el aie supuesto un compresor axial de 8 escalones, cd.

la presión 1/16 respecto del escalón precedente. |

Suponiendo que la configuración de este motor adi

I aa vena fluida (Wy);

mecánica para

uno de los cuales eleva

20 gr /seg! de aire por cada Kg, de

empuje, resulta el gasto de aire G = 20 x 4.000 = 80.000 pr. sg. + 80 Kgs se.
La velocidad deslide dls ases de escapes calculé del expresión del emp tain,

Wp -+Wy= 19.983 + 18.068 = 26.399 CV.

— Energía absorbida por el compresor: P12 (m)-

locidad de vuelo es Vg =900 (Kim./h.) = 900/3'6 (m/seg.)

(14250); vr Tome,

(Supóngase que el motor funciona a 25.000 pies de altura, correspondiendo una tempe-

3050 0).

ratura estándar de admisión de aire de (1

Procediendo como en el caso del ejemplo de la página 126, teniendo en cuenta que la

elevación de presión es T12
0°85 y un rendimiento mecánico de 0°90, lo siguiente:

es, So Mi YE _ 02828504487 |
Br Te vs

7120, . T12=80 x 12.090 = 967,200 Kem./sog.
TI2 D _ 967.200 128960.V.

Le 5
» 12.896
Pray Fae = RS = namen.

"586 = 308, resulta para un rendimiento adiabitico de

2.090 Kg Kg,

‘Como se observará, el compresor absorbe el 54 ©/o de la energía mecánica total obtenida

(14.329/26,890), valor este muy considerable.

Observación: En los cálculos precedentes el valor de Eos el equivalente mecánico del ca-

lor: 1 K.cal=427 Kem,
00-000000000000

261. 296

GASTO DE AIRE. Es la cantidad en peso de aire que atraviesa el motor por u
tiempo. Se expresa por lo general en Kgs./se., o en gramos/er.

ad do

El gasto de aire depende de la configuración de las secciones del motor, del rendimiento
de los componentes fundamentales, de las RPM, y delas condiciones exteriores de altura
y velocidad.

Cuando la expansión alcanza el valor de la presión atmostöric, es decir, ps=po, y la velo-
cidad de salida de gases por la tobera es subrónica, el gato viene determinado por la ex.
resin:

G=AeVe Po
endonde Aa es la densidad del are ala entrada al compresor,y Vo esla velocidad del aire
através de la sección de admisión de área Ag:

Por cada Kg. de empuje que produce un turborreactor, se necesitan aproximadamente de
15 a 25 gramos de aire por segundo atravesando el motor, para las velocidades y alturas
normales de crucero,

VARIACION DEL GASTO DE AIRE CON LA VELOCIDAD Y LA ALTURA DE VUE.
LO.- El gasto en peso de aire aumenta con la velocidad por dos efectos: por una [parte
“aumenta el gasto volumétrico (Ve Ag), por efecto del aumento de dicha velocidad. Par
otra parte aumenta el gasto másico (Ve Ae Pe) por efecto del aumento de densidad ala
entrada del motor, debido a dicha velocidad,

tiene en cuenta la altura, aun cuando el gasto para la misma velocidad es menor que
al nivel del mar, el gradiente de aumento es mayor para igual velocidad, por efecto de la
disminución de temperatura con la altura.

3 Re js

a a

Ë 2»

E Ena

3 120.000

E Pi

un

El

nl 20 4m 100 UN Me 20
5 LION DEL GASTO DE AIRE CON LA VELOCIDAD PARA MIVEL DEL
i ae DEL MAR Y EN ALTURA

262. 297

IMPULSO.. Se llama impulso al empuje obtenido por unidad db gasto de aire; esto es:
Bd

1-7 Ve Vo)

EE valor del impulso en los tuborrectores purs, es del orden de 40 a 60 seg Obsérvese

que la unidad segundos se deriva de a couación de dimensiones de la expresión del impul-

E (Kes) A
CES] GC Ree
8 (m./seg.2)

1 1
t= Love tay hier
(Ve Vo) (mise) « mie?

„N Vo) se.

VARLACION DEL IMPULSO CON LA VELOCIDAD Y LA ALTURA DE VUELO.. El
impulso disminuye con la velocidad porque, si bien la velocidad de salida Vg aumenta con
la velocidad, es mayor la disminución de la diferencia Vs — Vo,

Considerando la altura de vuelo, el impulso para una
velocidad de salido Vs es también mayor.

a velocidad es mayor, pues la

40

palo (ag)

Kent) 300 60 500 1200 500 | uno 2100

Fig. XVL2. VARIACION DET, IMPULSO CON LA VELOCIDAD PARK NIVEL, DELMAR
YEN ALTORA

263. VARIACION DEL EMPUJE CON LA VELOCIDAD Y LA ALTURA DE VUELO. Se à
duce de la variación del gasto de aîre yde la variación del impulso. En efecto:

Be Liv vo)= 6.2 vos 0.1
® a

Teniendo en cuenta representaciones rfi del gasto de are y del impulo (ve auras

XVI y XVEZ resalta: (vr figura AVES),

— El impulso disminuye con la velocidad.
— Bl gasto aumenta con la velocidad.

Hasta determinada velocidad, el descenso del impulso es más acusado que el aumento de

gasto, ocurriendo una disminución del empuje.

Cuando la velocidad aumenta el gasto compensa la disminución del impulso, sumentando
pues, el empuje hasta un máximo a partir del cual decrece el empuje definitivamente, por
ser mayor la disminución del impulso que el aumento del gasto.

Puede observarse que, a medida que aumenta la altura, la velocidad Vr a la cual aparece
el mínimo de empuje Em, se desplaza hacia la izquierda, llegando a desaparecer dicho mi
nimo, ocurriendo a partir de dicha altura un descenso de empujo, sea cu fuere Is veloci-
dad.

En la zona de bajas velocidades, el empuje disminuye al aurventar la velocidad. Esto ocurre
en la gama de velocidades en que os mayor la disminución del impulso que el aumento del
gasto de aire; no obstante, alcanzado un empuje Em a una determinada velocidad Vin,
aumenta ligeramente el empuje, porque el aumento del gasto es mayor que la disminución.
del empujo, ocurriendo esto hasta una velocidad Vz en que se alcanza el máximo de em=
paje By. A partir de Vx, el empuje disminuye definitivamente hasta anularse teóricamen-
Le, cuando la velocidad de vuelo Vo es igual a alida de gases Vs

Conta altura ocume lo mismo, pero a valores de empuje menores, pues el empuje disminu-
ye con la altura por la menor densidad del ire admitido en el motor. Los mínimos y mé
ximos de empuje Em y E aparecen en altura a más bajas velocidades que al nivel del mar,
legando incluso a no aparecer el mínimo Em a partir de una altura deter El des.
censo de empuje con la altura es del orden de 2'5 al 3 9/0 por cada 1.000 pies.

264. 299

GASTO DE AIRE

meputso

VELOCIDAD

VELOCIDAD

EMPUJE

1
|
|
1
1
Lt

Vinh Vina

Pa

1777

VELOCIDAD

res anno ma aati

265. 300

VARIACION DEL EMPUJE CON LAS RPM DEL MOTOR. Se han analizado hasta aqu
las variaciones del empuje con la velocidad y la altura de vuelo y, se ha expuesto, cómo ex
tas variaciones se corresponden con las propiedades físicas del aire: presión, densidad y
temperatura.

Ahora bien, el factor mecánico que representan las RPM del rotor compresor turbina es
‘de mucho mayor efecto que el resto de las otras variables.

En efecto, la masa de aire que penetra en el motor es función principal de las RPM y, és-
tas a su vez, de la cantidad de combustible suministrado. La función de la unidad de con-
‘rol de combustible es regular las RPM y el consumo de combustible, en el sentido de que
2 obtenge un mayor empuje cuanto mayores sean dichos factores, hasta aquellos valores
que no supongan respectivamente sobrevelocidad del rotor ni alta temperatura en las tur
Dinas.

La figura XVI indica el efecto de las RPM en el gasto de aire G y en el empuje obtenido
E, Puede observarse que, en tanto variación del gasto de aire es prácticamente lineal con
las RPM, no ocurre así con el empuje, pues éste depende además de la aceleración a que
se somete al gasto de aire, y que es función de las presiones en el turborreactor, tempera:
tura y flujo de combustible, por lo que la varición del empuje con las RPM resulta de va
ación más compleja que el gasto de aire.

fo de Gasto de av y ho de Empaje

“ 100

ig, XVEA, VARIACIÓN DEL EMPUJE Y DEL GASTO DE AIRE CON LAS RPM DEL MOTOR

266. so

INFLUENCIA DE LA TEMPERATURA AMBIENTE EN EL EMPUJE... Los motores de
reaccién son afectados por los cambios de temperatura en una Mayor proporción que lo
+s el motor alternativo de explosión, puesto que al variar Ia mash de aire admitido al mo-
tor de forma inversa ala temperatura, un cambio en ésta afecta directamente al empuje.

Las unidades de control de combustible deberán actuar de forma que hagan disminuir el
flujo de combustible cuando la temperatura aumenta, a fin de mantener Ia temperatura de
‘entrada aa turbina constante que, de otra forma, se vería incrementada por un enziqueci-
iento en la proporción combustible/aie. Esto origina una mayor disminución del empu-
le

El aumento de temperatura por encima de su valor estándar, tiene un efecto de disminu
ción de empuje, que es del orden de 0°2 0/0 por cada °C.

El aumento de temperatura tiene un efecto similar al de una disminución de presión: el
avión y el motor rexccionan de forma similar, esto e, como si volaran a una mayor altura.

El empuje decrece al aumentarla temperatura, a bien la distancia específica (Kim. recor
dos por Kg, de combustible consumido), para una determinada presión de altitud y núme»
o de Mach, aumenta. Esta mejora enel vuelo de crucero es aplicable hasta aquellos valo-
res en que la resistencia al avance se mantiene sin elevarse brüstamente, por la elevación
del número de Mach , siendo pues posible volar a una mayor velocidad.

EFECTO DE LA HUMEDAD EN EL EMPUE: Los motores de een son afectados por
la humedad en menor proporción que los moore alternativo de explosión, pues el cam
io producido por la humedad aectsóo ala densidad ela mua de aire avid a mo-
ton en tanto que en el motor hear de explosión afecta también a a rlcin com
bstibl/are, que para los grandes valores del turbrtactr es facior despreciable,

No obstante, latelacién de cantidad de aire seco a saturado, en una amplia gama de Lampe
ratura de 15° C a 35% C, motiva un descenso en el empuje aproximadamente del 1'5 0/0.
Puesto que la humedad relativa normal oscila del 50 0/o al 100 Go, y las actuaciones del
despegue, que pudieran ser las més afectadas, se jan al 80 9/0 de la humedad relativa, no
se requiete ninguna corrección por este motivo.

‘Se suponen condiciones estándar de humedad, las correspondiedtes a 150 C y 80 0/0 de

humedad relativa, equivalente a 10 mun, Hg. de tensión de vapor.

En el Apéndice A se incluyen las definiciones de los conceptos de humedad relativa (4);
humedad específica (H) y punto de rocío (Fr), así como los conceptos de presión beromé:
trica, presión atmostérica y tensión de vapor.

El empuje del motor no acusa ningún efecto adverso debido ala[luvia, nieve o granizo, si
bien en tales casos debe aumentarse el empuje previamente selectionado, pues disminuirá
indirectamente, al derivar parte del aire para el sistema de deshielo en la admisión.

267. 302

CONSUMO DE COMBUSTIBLE. Es la cantidad en peso de combustible consumido en
la unidad de tiempo. Aproximadamente, el valor del consumo de combustible (c) es, para
los valores más elevados del gasto de air, sesenta veoes más pequeño que el gato de aire
(G). La relación G/e que representamos por x, tiene especial importancia enla evaluación
de los rendimientos del motor de reacción, siendo los rendimientos del motor y global di-
rectamente proporcionales a dcha relación,

La energía comunicada por C Kgs. de combustible de poder calorífico L con rendimiento
dela combustión Tq a G Kos. de at, viene determinada por:

LC Nq=G Cp (Teg— Tea)

En donde Cp os el calor específico del aire a presión constante, y ig y TeZ Iss temperatu-
Tas de remanso al final y al comienzo de la combustión, respectivamente.

Asi pues
GC,
om Mate)

VARIACION DEL CONSUMO DR COMBUSTIBLECON LA VELOCIDAD Y LA ALTU-
RA DE VUELO. El consumo de combustible aumenta con la velocidad, pues responde a
lavariación del gato de are como variable fundamental, y ya se ha expuesto cómo el gas-
to de aire aumenta con la velocidad.

Elconsumo de combustible disminuye con la altura, pues está condicionado fundamental-
mente ala variación del gasto de air, que disminuye con le altura segúnla. variación de ln
“densidad del aire; de aqui la mejora de las actuaciones del avión con motor de reucciön
‘operando en altura, pues el alcance específico (Km. recorridos por cada Kg. de combusti
ble consumido) es mayor, ya que para una determinada velocidad ocurte una disminución
del consumo de combustible.

Larazón de esta mejora es, porque la disminución del empuje con la altura queda compen
sada con la disminución de resistencia aerodinámica.

268. 308

VARIACION DEL CONSUMO DE COMBUSTIBLE CON LAS RPM DEL MOTOR. El
‘consumo de combustible varía prácticamente de forma cuadrática con las RPM del motor,
‘como se deduce de la expresión del trabajo que es necesario camunicar al rotor compre-
sor-turbine. Bn efecto, dicho trabajo es proporcional a U = 2 77 rN, y a un factor también
proporcional a a velocidad de arrastre U. No obstante, existe unarpplio margen dela varia
ción del consumo respecto del valor teórico para así asegurar el funicionamiento estable del
motor y el alejamiento del fenómeno de “pérdida” durante la deceleración, en el caso de
los turborteactores de compresores axiales. Véase figura XVLS. +

Las curvas de actuaciones que seincluyenen el Capitulo XXII, proporcionan el orden de
magnitud de asta variación.

= A ala constant

= Amero de Mech

Magen de aceleración

Consumo (Lit hora Kgs hora)

de decelercion

qu ex) | % Rw

Fi XY. VARIACIÓN DEL CONSUMO DE COMBUSTIBLE CON LOM DBL MOTOR

269. EN

CONSUMO ESPECIFICO DE COMBUSTIBLE. Es el consumo por hora por cada Kg, 0
libra de empuje (E). Se expresa pues, en Kgs.h./Kg. ólibs./h./ib. y, dado que el consumo
(©) viene dado por segundo, la expresión del consumo específico Cp viene determinada
por:

Ce 3600 €

El valor del consumo específico es del orden de 1°00 Kez /h./Ke. para los turborrenctores
puros, habiéndose alcanzado en los más avanzados diseños de turborreactores de doble flu:
Jo valores tan satisfactorios como 0'5 Kes /h./Ke,, y menores para los regímenes de eruce-
En el caso de los turbohélices, el consumo específico se refiere ala potencia en C.V. en el
Árbol dela hálie.

an Ken
Ww GY.

y sus valores normales están comprendidos entre 05 y 06 Kes./h/C.V.
'VARIACION DEL CONSUMO ESPECIFICO CON LA VELOCIDAD Y La ALTURA DE

VUELO. El consumo especifico de combustible aumenta con la velocidad, pues el consu-
mo global aumenta y el empuje disminuye.
‘Al aumentar la altura, el consumó específico disminuye, pudiendo analizarse a través de
la expresión en función del impulso.
Cox 3600 —© = 3.699 — = 3600 _ 3000
E GI Gel ri

Obsérvese que al aumentar el impulso con la altura, mis que lo que disminuye r, ocurre
una disminución de Ce. Ver figura XVI, que representa los valores normales del consu-.
mo específico en unción de la velocidad, para turborreactores puros.

B

4

$

B

E Valores aproximados para

3 ‘ncbaneactores pares
yo 600 00. 200 1500 HO 2100,

|

Fig, XVIS, VARIAGION DEL CONSUMO ESPECIFICO DE COMBUSTIBLE CON LA VELOCIDAD
VLA ALTURA DE VUELO

270. 305 !

VARIACION DEL CONSUMO ESPECIFICO CON LAS RPM DI

EL MOTOR. Una de las

cancers mis acusadas de os turboreaetoves e el to conhumo especifico a bes

RPM, y la disminución del misrio a altas RPM.

Especialmente al nivel del mar, el funcionamiento a bajas REM lleva consigo un excesivo

consumo, motivo por el que las pruebas en terra previas al despe

1 ban de limitarse a las

estrictamente necesarias, o realizarlas antes de ser preparado el avión de combustible para.

el vuelo,

El efecto de las RPM sobre el consumo especifico puede analizarse a travis de la relación

tor, que a su vez es función lineal delas RPM. El orden de magnit

de la temperatura de final de combustión, es el que se indica

de presiones de descarga del compresor, pues ésta depende del pa comunicado al ro-
à para diversos valores

en la figure XVIT.

re
rs A 1
re
e
Sur
E
q 1
$ Ps 110926
En
i 71
so E te |
£00
09
E77
5 0 3 20
Relación de presiones det compresor (2
Fix XU17. VARIACION DEL CONSUMO ESPECIFICO CON LAS RPM DEL MOTOR
‘ait Tea)

271. 306

-ACTUACIONES ESTANDAR Y REALES DE LOS TURBORREACTORES. Las relacio-
es que ligan las actuaciones de los turborreactores en condiciones estándar, y las actus.
ciones en condiciones reales, son de especial interés a efectos de computación de los valo.
283 de los parámetros de actuación, parareferrlos a ls condiciones estándar para ls cus-
les están calculadas y dibujadas las curvas de actuaciones del motor.
Para los cálealos que se incluyen a continuación, se asigna él subindiceis al valor dela a
riable atmosférica y parámetro que se analiza en condiciones estándar, y sn subindice al
‘uno en condiciones reales.

siguiente nomenclatura:

Asímismo, e utilize

— Densidad relativas

— Presión rolativa:

¿>
Ps
— Temperatura relativa:
T
et
To

Las hipótesis para cálculo de las relaciones entre parámetros en condiciones estándar y en
‘condiciones reales son:
Primera
Igual número de Mach del campo de velocidades en condiciones estándar y en condicio.
nes reales:

Ya

Me

VAR

272. Segunda:

Igual nguo de ataque etetvo paa la vloidd del aie de ent los abs dl 0
tor del turbocompresor.

Lo
TN
PA
RUN

Fig XV18. EFECTO DE LA TEMPERATURA EN LA VELOGIDAD DEL AIRE

Tercera:

Mantenimiento constante en ambos casas, estándar y real, dela relación entre la tempe»
ratura de final de combustión y de final da compresión

“Ecuación general dela combustión:

— En condiciones estánde

LG Mi = Gs Cp (Tes —Te2s)
— En condiciones rele:

LO Mg =6 Op (Te Ta)

273. 308

Te
Tes Te
y para —— = cte,, resulta:
Tes Tee
‘Tes
Cc cm
Cuarta:
Para ambos casos se verifica la ley de los gases perfectos que liga densidades, presiones.
y Lemperaturas.
RTs
2 pts 6
—- 2; deL
Am T g
e
tert

P

Caleulamos a continuación as relaciones entre los siguientes parámetros de actuaciones

Fa condiciones reales (G).
— Empule.
- En condiciones estándar (Es)
En condiciones reales (E).

— Revoluciones del rotor compresor turbina.
En condiciones estándar (RPM),
- En condiciones reales (RPM),

274. — Consumo de combustible.
estándar (Co).

En condiciones reales (C).

En condi

— Consumo especíico de combustible
En condiciones estindar (Ces).
En condiciones reales (Ce).
— Temperatura de los gases de escape.
En condiciones estándar (gs).
= En condiciones rales (Tg).
‘Com las hipótesis enunciadas antes resulta
— Gasto de ire: (Aplicación de hipótesis primera)

Gs=S Vs Ps

G-sve

le

— Empuje: (Aplicación de hipótesis primera).
Es = Gs Vi

E=0V

275. EU

— Revoluciones del rotor compresor-turbina. Por hipótesis segunda y primera,
resulta:

N _ Y N
u i; = Ve
M Vs Ns
et
Ne

“a, Ce: 1

c 6" mc 6 "6 'c eve

Es
% ve
— Consumo especitico de combustible (para empuje neto):
‘i Gy)
|
e
a.
en

©
alr

Temperatura de los gases de escape:

Tom K Tes
Sie Ta; TB De

Te= KT Te «Te | Tg Te

276. su

Para proporcionar una ides de lo que puedo suponer en los valores de los parámetros de
actuaciones, desviaciones de temperatura y presión respecto de pus valores estándar, pre-

sentamos los dos ejemplos siguientes

a) Desviación hacia mayor temperatura en un 15 2/0 y hacia mayor presión en un 5 9/0.
T= VT 5 610 à = 107
PV; S105
resultados:
G=1026 à MOVE à: Ns
G=0BC à: Cu-0930 5 Tyy= 087 Ty
b) Desviación hacia menor temperatura en un 15 9/0 y hacia menor presión en un 5 %.
T=085T; 5 808 ; VE=0%
p= 0%ps à 6=09
resultados:
SONG: ES=105E Ny = TOS
Gr; Cas=10BCe à Typ 118Tg

277. as

EMPUJE EN LOS TURBORREACTORES DE DOBLE FLUJO.- Una vez extraida la ener-
gía necetaria para mover las turbinas para los compresores principal y secundario, la alta
energía residual de la expansión proporcionará el empuje, en este caso, suma del corres.
pondiente a cada flujo por separado,

Representando coi subíndices (1) les magnitudes relativas al ujo primario y con subindi
ces (M) ls relativas al flujo secundario, para la nomenclatura indicada en la figura XVII:

e vo

Eten
Brie Pavo

El parámetro más característico pars análisis de las actuaciones de un motor de doble flu-
jo es el indice de derivación & = Gy / GI. Esta relación, que'en tos primeros motores de
este tipo fue aproximadamente de 05, ha alcanzado en la actualidad valores diez veces ma-
yores, esto es, el aire que no se somele al proceso de combustión es cinco veces mayor
que el are para el proceso normal. Se obtiene así un considerable aumento en el rendi-
miento global, comparado con el del reactor puro, de similar gama de empuje cuando el
dice de derivación aumenta.

La expresión del empuje total proporcionado por un turboreactor de doble flujo puede
expresarse en función del flujo primario G, la velocidad de salida de dicho fujo Va], y el
indice de derivación O = GI / Gr.

a 9
Em Et Em “SE (Wat Voy + 2 (Van Vo)

Leonor +0]

Es decir, el empuje obtenido por un turborreactar de doble flujo es equivalente al de un
turborrenetor puro, que con el mismo gasto de aire que el flujo primario del turborreactor
de dobl flujo (Gp), alcanzaran los gases una velocidad de salida equivalente a Vs] +0 VI,
con una velocidad de admisión de sire dada por la expresión: Vo (1+0).

Para indices de derivación 5°00, el empuje del flujo secundario es aproximadamente tres ve-
es superior al del flujo primario,

Veamos en este ceso de qué or
y secundario

a de magnitud son las velocidades de los lujos primario

Tomando como referencia Ia velocidad del sonido al nivel del mar «= 840 m./sog, supo-

siendo la operación del motor a un número de Mach M=0"75, al que equivale una velo
idad Vo = 255 m./seg., y admitiendo que el rendimiento de la propulsión del flujo prima
rio fuera Tip = 050, valor este normal para los turborreactores puros que corresponde

también al flujo primario, de donde ha de captarse también la energía neces
compresión del flujo secundario, resulta:

278. 315

Ty = 050 Vel = 785 mine.

Vo = 255 m/s0g.
De

Eu _ Gn (Ven Ve)
EL G1 (Vet — Voy

E
Ha; 01= 06150

far 501 mee

Vo= 255 mia. ; Val = 765 mise.

y el valor de la velocidad equivalente (Vs) de salida de los gases de escape que produjeran.
‘elmismo empuje global (Bj + BI), con el mismo gasto de aire (G + GI), y ala misma ve-
locidad de propulsión Vo, se obtiene de

(Gut + Gt) (Vs — Vo) = Gr (Var = Vo) + Gn (Val = Vo)
y con los valores:
OM = OGL; 0= 5 à Vo =26mjse À Ve =765 mises. à

Vsit = 561 meg,

resulta:

Vs = 595 mites.

279. Ve

Vo

Vo

Yo

Empuje del flujo primario

quee Empuje del flujo secundario (==

Gr G
BRO) En = Om Ve)

Fig. XVII. EMPUJE EN LOS TURBORREACTORES DE DOBLE FLUJO

gig

280. 317

ACTUACIONES Y RENDIMIENTOS DE LOS TURBORREACTORES DE DOBLE FLU:
JO: INFLUENCIA DEL INDICE DE DERIVACION. Las astuationes de estos motores
están caracterizadas por un alto valor del rendimiento global, Hefinido como para tur.
borreactores puros. Ese rendimiento global se expresa también ef función de los dos ren.
dimientos más elementales: el rendimiento térmico o del motor, y rendimiento de la pro.
pulsión,

Con las mismas hipótesis y nomenclatura utilizadas en el caso general de energía y rendi-
mientos en la propulsión por reacción, resultan las mismas expresiones, en donde ahora.
‘Vs esla velocidad resultante de ls flujos primario y secundario para la masa total de are.

V2 = Vo?
ns
Lit
Vo(Ys—Vo)
1g = tele
m = — Ce
Vs
14 —
Vo

Es muy dificil mejora ala vez el rendimiento propulsivo y el térmico, pues una mejora de
aquél por disminución dela velocidad de salida de los gases de escape irae consigo una dis
‘minucién del rendimiento térmico, si bien puede obtenerse un mayor rendimiento global
consoluciones en que el rendimiento propulsivo aumente en mayor proporción que la dis.
minución del rendimiento térmico, como ocurre con los turboractores de doble flujo,
para los cuales con indices de impulso (empuje por unidad de gasto de aire) menores que
fen el turborrexctor puro, o lo que es lo mismo, mayor masa de dite menos acelern
‘obtiene un alto rendimiento de la propulsión.

En efecto:

El rendimiento motor, aun cuando disminuye, se mantiene en al
miles alos dl turborteactor puro normal, pues puede observa
ficada de Pa que, aun cuando disminuya Vs2— Vo?, queda pa

älmente compensado

281. as

por un valor más pequeño de la relación Lt, pues Ia masa de aire a mover es muy grande,
y el consumo de combustible necesario para mover el dispositivo adicional de doble (lujo
da como resultado una menor cantidad de energía calorífica, necesaria para obtener el mis
mo empuje.

Analizando lo que ocurre a los rendimientos, para una determinada velocidad obtenida
‘con propulsión por doble flujo poz incremento del índice de derivación resulta, como ind
ca la figura XVIL2, que la energie mecánica disponible Won disminuye cuando el indice
de derivación aumenta, pues la corriente global de masa acelerada, aire del secunda.
rio y gas del primario, emerge con una menor velocidad. Para una misma cantidad de ener-
gía proporcionada por el combustible, se justifica la disminución del rendimiento motor
con el aumento del indice de derivación.

Ahora bien (ver figura XVIL3), es mayor el aumento del rendimiento propulsivo por di
minación de la velocidad de salida de gases que la disminución del rendimiento térmico,
pues, aun cuendo la energía mecánica disponible sea menor, está distribuida con un ma
yor porcentaje correspondiente a energía de propulsión, producida por una mayor masa.
de sire que emerge a velocidad menor, resultando en definitiva un mayor rendimiento glo-
bal.

La principal característica de los aviones propulsados por turborreactores de alto rendi-
miento global es su gran radio de acción, pues este rendimiento produce altos valores de
la relación velocidad/consumo específico y, este valor, es proporcionel al rendimiento glo-
bal

En efecto:

Yo _ Vo BL ) EVo=Wp (energíninsertida en la propulsión).

de Ge BL

Ce E. L= We (energía comunicada a € Kes. de
combustible)

Teniendo en cuenta que Co. E. L = L C, result:

Yo 1 Me

CR
Wp
we = 76

Asi por ejemplo, el rendimiento global de un turborreactor de doble fluo de consumo es-
pecifico de combustible Ce = 0'5 Kgs./h/ceg, utilizando Keroseno de poder caloriico
= 10.133 Keal/Kg,, operando a velocidad Vo = 255 m/seg., sería:

282. so

Min BE
L Ce 10.138x427 0'50/3.600

Tig = 0424

Suponiendo que este turborreactor de doble flujo tuviese las mismas características de
locidad equivalente Vs que la del ejemplo de este mismo Capitulo, expuesto al analizar el
empuje de los turborreactores de doble flujo, es deci, Va = 505|m.seg. el rendimiento.
de la propulsión seri

&

595 1+ 238

y por lo tanto, el rendimiento del motor en estas condiciones sería

Tg _ 044
Mo 000

= 0706

Oberes que Lo altos valores de rendimiento oblenidos en ete co de turboreactor de
doble flujo, son debidos pricipalmente al bajo consumo emeríico, que es de 050
Kas/h/sep, en tato que enel ejemplo del turorracto puro del Capítulo XV resultaba
y= CIE = #12 x 3.600 / 16.84; es dci, Ca = 0725. Observes también que elimpul-
0 Len el turborractr de dolo vo de esta ejemplo resulta menor que el impulso del
furborteactor puro que s calló enol Capitulo XV.

‘Turborteactor de doble flujo (ejemplo).

‘Turborreactor puro (ejemplo del Capitulo XV).

pe y A; 424 ae
6 350