El Motor de Reaccion y Sus Istemas Auxiliares-Valentin Sainz Diez

EL MOTOR DE REACCIÓN y sus sistemas auxiliares

Valentín Sáinz Díez Jefe Unidad Instrucción Dirección Técnica de Vuelo Iberia Líneas Aéreas Director de la Escuela de Pilotos American Flyers España

EL MOTOR , DEREACCION y sus sistemas auxiliares OCTAVA EDICIÓN

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

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Indice Prólogo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

9

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

13

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

49

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

57

Generalidades.- Compresores centrífugos.- Compresores axiales.- Diagrama P-V-T.- Tipos de ,compresores axiales.- Motores de doble flujo (turbofan).- Indice de derivación (n).- Inestabilidad y pérdida en el compresor (Compresor Stall): Válvula de descarga del compresor.Estator de incidencia variable (V.S.V.) Materiales empleados en la fabricación del compresor.- Difusor precámaras. © Editorial Paraninfo/5

ÍNDICE

IV. Cámaras de combustión Generalidades.- Tipos de cámaras de combustión: Cámaras individuales.- Cámara anular.- Cámara mixta.- Requisitos · de una cámara de combustión.- Materiales empleados en las cámaras.- Control de combustible (FUEL CONTROL).FADEC.- Inyectores. Inyección de agua: Principios de utilización.- Diagrama P-V-T.

71

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

87

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

97

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

117

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

139

Tipos de combustible.- Sistema de combustible.Depósitos.- Repostado y vaciado.- Ventilación.Alimentación a motores.- Indicaciones del sistema de combustible-motor.- Transvase.- Alimentación cruzada.Lanzamiento de combustible (DUMP). 6/© Editorial Paraninfo

ÍNDICE

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

153

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

181

Generalidades.- Utilización.- Controles e indicadores.Panel de control de tierra.- Operación. XI. Sistema contra incendios . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

189

Generalidades.- Protección de fuego.- Sistema de detección.- Sistema de sensor gaseoso.- Sistema de rayos infrarrojos.- Sistema de detección de humo. Sistema de extinción de fuego fijos.- Pruebas del sistema. XII. Limitaciones . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

199

Limitaciones del Sistema de Combustible.- Limitaciones del motor y sus sistemas auxiliares: Neumático.- R.P.M.E.G.T.- Aceite.- Ignición.- Motor de puesta en marcha.Reversa.- Limitación del A.P.U. XIII. Operación normal: Fases de operación (listas de chequeo), misceláneas y mantenimiento . . . . . . . . . . . . .

203

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

215

© Editorial Paraninfo/7

ÍNDICE

APÉNDICE

221

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

221

223

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

Parámetros totales de remanso . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . Termodinámica . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

230 231

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

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

235

Bibliografía . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

237

Índice alfabético . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

239

8/© Editorial Paraninfo

Prólogo En el breve comentario a la presente obra, debo mencionar en primer lugar, que su autor une a su excelente preparación técnica una amplia experiencia en la e~señanza de motores y sistemas de aviones a reacción, para Pilotos y Tripulantes Técnicos y personal de Operaciones de la Compañía IBERIA, Líneas Aéreas de España. Seguramente por esta razón, el lector encontrará un trabajo en el que se ha sabido hacer una síntesis clara de los fundamentos y razones de funcionamiento del motor y una buena exposición que va desde los principios elementales a los más modernos adelantos de la tecnología que, como es sabido, ha experimentado en este campo, en los últimos años, un desarrollo casi revolucionario con la incorporación de los nuevos aviones y las siempre crecientes necesidades de la industria del transporte aéreo en cuanto se refiere a economía de funcionamiento, rendimiento, nivel de ruidos, etc. Todo ello está trátado con sencillez y claridad sin sacrificar un buen nivel científico y técnico que hacen del texto, a la vez, un magnífico medio para el estudiante que se inicia en la materia y una buena obra de referencia para aquellos profesionales que deseen refrescar o poner al día sus conocimientos. Desde estas modestas líneas deseo reconocer y agradecer a V. Sáinz el esfuerzo y dedicación que supone un trabajo semejante. J. Reixa Cárdenas Jefe Instrucción en Vuelo en IBERIA, Líneas Aéreas

© Editorial Paraninfo/9

DEDICATORIA:

A mi padre

Nota del autor.-En los capítulos relativos a Sistemas, Limitaciones, etcétera, se ha preferido utilizar como ejemplo de distintos parámetros, los correspondientes a los aviones DC-9 y B-727 por ser en estos aparatos donde empiezan su vida aeronáutica civil una gran mayoría de Pilotos y Oficiales Técnicos a Bordo. © Editorial Paraninfo/11

J Principios generales del motor de reacción CAPITULO

ANTECEDENTES HISTORICOS DE LA PROPULSION AREACCION Las limitaciones impuestas por los motores alternativos o de émbolo, impulsaron al desarrollo del motor de reacción durante las décadas de los años 30 y 40. Es sabido, que a velocidades por encima de unos 700 kmlh, las palas de las hélices alcanzan velocidades sónicas y la potencia decrece rápidamente. Asimismo, la velocidad relativa de dichas palas es la suma de la velocidad de rotación y de vuelo. Por lo tanto, parece pertinente utilizar distintos tipos de motores, dependiendo de la altura y velocidad a las que operan. El 17 de Diciembre de 1903 los hermanos Wright realizaron el primer vuelo con motor, recorriendo 36 metros en 12 segundos. El aparato "Flyer 1", iba propulsado por un motor de 4 cilindros, refrigerado por agua, 12 C.V. de potencia y 81 Kp de peso, con una relación peso/potencia de 6,75 Kp/C.V. En 1927 el avión monomotor Ryan de Charles A. Lindbergh realizaba el vuelo Nueva York - París de 5.809 Km. El motor un "Whirlwind" de 9 cilindros radiales tenía una potencia de 365 C.V. a 2.100 r.p.m. Los últimos grandes aviones propulsados por motores alternativos, como el Loocked "Superconstellation" desarrollaron potencias de hasta 4.000 HP. Basta decir, para hacemos una idea de la evolución de los motores de reacción, que un avión del tipo A-320 necesitarla dos motores de émbolo de unos 35.000 HP. La propulsión por reacción se conoce desde la antigüedad y es atribuido al ftlósofo griego Heros, el diseño de un aparato consistente en una esfera instalada en dos soportes, sobre los que giraba al salir el vapor por dos conductos diametralmente opuestos. Ell6 de enero de 1930, el británic~ Frank Whittle patentaba el diseño de la primera turbina de gas, que no llegó a construirse hasta 1937. © Editorial Paraninfo/13

PRINCIPIOS GENERALES DEL MOTOR DE REACCION

Desde esas fechas hasta nuestros días ha ido evolucionando para propulsar actualmente la mayoría de los aviones comerciales y militares que operan en todo el mundo. En agosto de 1939 vuela el Heinkell78, primer avión impulsado por un motor de reacción y en 1952lo hace el Comet de Havilland, primer avión comercial que incorpora estos motores. Durante la década de los 50, los motores turbohélice comenzaron a sustituir a los motores alternativos, fundamentalmente en aviones de peso reducido. El primer motor turbohélice en Aviación Comercial impulsaba al VICKERS VISCOUNT, operado por la compañía B.E.A. en la ruta Londres - París que realizó su primer vuelo el 29 de julio de 1950. El primer reactor comercial fue el cuatrimotor COMET 1 de B.O.A.C.; realizó su primer vuelo el 2 de Mayo de 1952 entre LondresJohanesburgo. De este avión, ingenieros y diseñadores sacaron importantes consecuencias, en cuanto a sistemas y estructuras (fatiga, termofluencia ... ). Al COMET siguieron el Boeing 707 y el Douglas DC-8, siendo el B-707 el primer reactor comercial que realizó la vuelta al mundo con pasajeros en octubre de 1959. El pionero de los aviones de fuselaje ancho fué el Boeing 747 que realizó su primer vuelo el 9 de enero de 1969 y el primer reactor comercial supersónico ha sido el Concorde que comenzó sus vuelos el 21 de enero de 1976.

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

La aviación actual se basa en dos grandes parámetros: altitud y velocidad unido en los aviones comerciales a una gran carga útil. Para permitir que los motores alternativos incrementasen su potencia, las plantas de potencia comenzaron a aumentar su peso así como el área frontal, lo que supone una disminución de la relación potencia/superficie frontal. 14/© Editorial Paraninfo

PRINCIPIOS GENERALES DEL MOTOR DE REACCION

Existe un término importantísimo en todo tipo de motores que es la relación potencia/peso (en los alternativos) y empuje/peso (en los de reacción). Para los primeros esa relación está en el entorno a 2 CV/K.p, es decir, por cada Kp que pese el motor, dará 2 C.V. de potencia. Haciendo las conversiones correspondientes en los motores de reacción estaría por encima de'lbs de los 10. Es importante insistir que cuanto mayor sea este valor, mayor será la carga que podremos transportar. Otro factor importante a tener en cuenta es que la potencia desarrollada por un motor alternativo es independiente de la velocidad del avión, creando a veces problemas con la adaptación de la hélice a la velocidad de vuelo en cada momento. Por el contrario en el motor de reacción su empuje aumenta al aumentar la velocidad de vuelo en crucero. Debemos tener en cuenta, asimismo, que los motores de émbolo plantean problemas de alimentación con la altura debido a la disminución de densidad. Este efecto negativo se corrige con motores sobrealimentados o sobrecomprimidos, aunque el aumento de peso y la complejidad mecánica que conllevan reducen esa ventaja. Los turbocompresores para estos motores suelen funcionar a distintos regímenes según la altura de vuelo, por lo que difícilmente estos motores superan los 7.000 m. El motor de reacción por el contrario, supera con creces esas alturas, pues uno de los elementos fundamentales que le constituyen es un compresor, encargado de aspirar y comprimir la masa de aire de entrada. Además, así como en el motor alternativo hay una respuesta inmediata sobre el régimen y la potencia del motor en el momento de mover la palanca de gases, en el reactor, al no actuar directamente sobre la admisión de aire (como se verá en el capítulo de Combustión) existe un cierto retardo a dicha aceleración. Finalmente, añadir que los turborreactores no requieren complejos sistemas de refrigeración y presentan innumerables ventajas de tipo mecánico al ser elementos rotatorios la mayoría de sus componentes, lo que elimina válvulas, empujadores ... , así como disminuyen las vibraciones al no existir elementos alternativos. Es conveniente recordar en este punto, que en un motor alternativo, los émbolos son enormemente acelerados para frenarlos, invertir el sentido y volverlos a acelerar varias miles de veces por minuto.

© Editorial Paraninfo/ 15

PRINCIPIOS GENERALES DEL MOTOR DE REACCION

MOTOR DE REACCION Entre las varias clasificaciones que pueden realizarse sobre motores mecánicos, hay una importante que establece dos tipos: endotérmicos y exotérmicos. Los primeros, entre los que cabe citar el motor de reacción y el alternativo, se· caracterizan porque tanto el órgano donde se realiza la combustión como el encargado de realizar el trabajo se encuentran dentro (endo) del motor, mientras que en los exotérmicos, como la máquina de vapor, el elemento encargado de realizar el trabajo, se encuentra fuera (exo) de la zona de combustión. Se denonúna motor de reacción al motor térmico en el que la energía liberada en la combustión se transforma en energía cinética de la corriente del gas que sale del motor. La fuerza de reacción que se obtiene de dicha corriente (empuje) sirve para impulsar la aeronave. Esta característica es la que, en principio, diferencia a los motores de reacción de los motores de émbolo o alternativos. El motor de émbolo transforma la energía de la combustión en trabajo para mover el eje de la hélice, siendo ésta quien crea el empuje y, por tanto, el órgano propulsor del avión.

LEYES DEL MOVIMIENTO DE NEWTON Dentro de la Mecánica, al estudio de la relación entre las fuerzas y los movimientos que provocan se denomina Dinánúca. Existen tres leyes fundamentales de la Dinámica enunciadas por Isaac Newton en el siglo XVII.

La primera de ellas se conoce como ley de inercia y establece que: "una partícula libre se mueve siempre con velocidad constante, es decir, sin aceleración. " La partícula libre es la que no está sujeta a interacción alguna y aunque no existen partículas sin dicha interacción en la práctica, a algunos cuerpos podemos considerarlos como partículas libres. Los principios fundamentales en los que basa su funcionamiento el motor de reacción, son la segunda y la tercera leyes de Newton. 16/© Editorial Paraninfo

PRINCIPIOS GENERALES DEL MOTOR DE REACCION

La segunda ley dice: "Recibe el nombre de fuerza la variación del momentum (cantidad de movimiento) de una partícula, con respecto al tiempo." Podemos observar que más que una ley es una defmición y una consecuencia directa del principio de conservación de la cantidad de movimiento, y además, que la primera ley es simplemente un caso especial de la ségunda cuando la fuerza resultante y la aceleración son nulas. La tercera ley, conocida como "ley de acción y reacción", expresa: "Cuando dos partlculas interactúan, ·la fuerza sobre una partícula es igual y opuesta a la fuerza sobre la otra." No es posible, por tanto, la existencia de una fuerza única, aislada (Fig. 1). CANTIDAD DE MOVIMIENTO

mv

DE ENTRADA - - -

MV

CANTIDAD OE MOVIMIENTO OE SALIDA - - - -

__ m_v__

4·~[Mo~~--_.Mv--------•~ mv

MV ACCION

( MV-mv)

REACCION

Fig. l. Aplicación de las Leyes de Newton.

COMPONENTES DEL MOTOR DE REACCION

Un grupo motopropulsor de reacción se puede considerar constituido por los siguientes componentes básicos: difusor de entrada o campana de admisión, compresor, difusor precámaras, cámaras de combustión, turbina y tobera de escape (Fig. 2). Es preciso hacer notar que el motor de turbina de gas, como tal, está formado simplemente por compresor, cámaras de combustión y turbina, que son los elementos básicos para su funcionamiento. Una turbina, así constituida, encuentra numerosas aplicaciones prácticas en la indus© Editorial Paraninfo/17

PRINCIPIOS GENERALES DEL MOTOR DE REACCION

tria. Ahora bien, si lo que pretendemos es un motor de reacción, necesitamos añadir el elemento propulsor, que es la tobera. Dicha tobera equivale a la hélice en los motores alternativos, como elemento propulsor. Resumiendo, se puede decir que el grupo motopropulsor se compone de motor (compresor, cámaras y turbina) y el propulsor, que es la tobera. El difusor de entrada es una parte fundamental para las actuaciones y rendimientos del motor, por lo que generalmente .~e estudia conjuntamente con él. Existen motores de reacción, sin ningún uso en aviación comercial, que carecen de los órganos que componen una turbina de gas. Tobera

Cámaras

Turbina

Fig. 2. Componentes del motor de reacción.

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

FUNCIONAMIENTO BASICO DEL MOTOR DE REACCION El aire que incide en el motor, se comprime debido a la velocidad antes de entrar en el motor, y a través del propio conducto de entrada, dada su forma divergente. 18/© Editorial Paraninfo

PRINCIPIOS GENERALES DEL MOTOR DE REACCJON

Al llegar al compresor, la masa de aire sufre un gran aumento de presión debido al trabajo suministrado por la turbina. Se define el trabajo especifico de un elemento como el trabajo que se realiza por unidad de masa del fluido que lo atraviesa. En el caso de la turbina, dicho trabajo específico aumenta con la velocidad de los álabes y con el giro de la corriente de aire. El aire comprimido pasa a través del difusor precámaras reduciendo su velocidad, a las cámaras de combustión, donde se le aporta calor a presión constante (teóricamente) debido al combustible quemado en las mismas. Los gases en la salida de las cámaras de combustión poseen una gran presión, temperatura y energía cinética. Parte de esta energía, según el diseño, se convierte en la turbina en trabajo mecánico para mover el compresor y la caja de accesorios, dado que el rotor de la turbina va montado en el mismo eje que el del compresor. Finalmente y enlatobera de salida, la energía no aprovechada se transforma en energía cinética, al acelerar la corriente de los gases de escape.

CICLO BRAYTON Se denomina ciclo a un proceso termodinámico a lo largo del cual se van cambiando las condiciones iniciales. El ciclo Brayton (Fig. 3.), se define como el ciclo que corresponde al motor de reacción y se caracteriza por realizarse en él la combustión teóricamente, a _presión constante. Como se ve en la figura, las coorde:

EXPANSION

z o ¡¡¡

....a:

11.

5 O

AIRE AMBIENTE

VOLUMEN

---- Ciclo te6rico -Ciclo práctico

Fig. 3. Ciclo Brayton © Editorial Paraninfo/19

PRINCIPIOS GENERALES DEL MOTOR DE REACCION

nadas del ciclo son Presión-Volumen, si bien pudiera estudiarse atendiendo a otros parámetros. Veamos las diferentes fases de funcionamiento del motor: 0-1 Compresión de admisión 1-2 Compresión en el compresor 2-3 Combustión en cámaras 34 Expansión en turbinas 4-5 Expansión en tobera En la ftgura 3 se aprecian los ciclos teórico y práctico. Es interesante observar que el área encerrada dentro del ciclo representa el trabajo útil que vamos a obtener del motor, puesto que: P =Presión

_F S

F= Fuerza

P--

S = Superficie i T=Trabajo d = distancia

T=F·d=P·S·d=P· V

F=P·S

T=P·V

El cociente de las áreas del ciclo práctico y teórico es precisamente lo que deftne el rendimiento del ciclo (practicabilidad), siendo la diferencia de dichas áreas las pérdidas ocasionadas en las distintas fases de funcionamiento del motor. La practicabilidad se define como la relación entre el trabajo real obtenido y el trabajo total disponible en la expansión. La practicabilidad aumenta con la temperatura máxima del ciclo.

En el ciclo teórico (ideal) los procesos de compresión y expansión se realizan según una adiabática y los de adición y cesión de calor según una isobara. Finalmente el rendimiento termodinámico es la relación entre el calor equivalente al trabajo útil del ciclo y el calor total suministrado (por · kg de agente combustible). 20/© Editorial Paraninfo

PRINCIPIOS GENERALES DEL MOTOR DE REACCION

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

En la fJgura 4 se muestra el ciclo del motor alternativo o ciclo OTTO Como puede verse, la diferencia fundamental con el Brayton, es que en el OTTO, la explosión (combustión) se realiza a volumen constante y en el Brayton a presión constante. Teóricamente, con la adición de calor a volumen constante (ciclo OTTO) se consigue mejorar el rendimiento y el consumo en comparación con la adición de calor a presión constante. A pesar de ello, el proceso de adición de calor a volumen constante no ha tenido aplicación en los reactores, debido a que dicho proceso exige válvulas y deflectores a la entrada y salida de cámaras, lo cual complica enormemente la construcción del motor, aumenta su peso y disminuye la seguridad de funcionamiento. z

o

CICLO PARA MOTOR ALTERNATIVO (OTTO)

·¡¡; w

a:

0..

p =Cte. CICLO PARA MOTOR DE REACCION (BRAYTON)

VOLUMEN

V =cte.

Fig. 4. CompaTación de ciclos

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

Editorial Paran• ljo/21

PRINCIPIOS GENERALES DEL MOTOR DE REACCION

nativo, puede alcanzar valores superiores a las 1.000 p.s.i., mientras que la presión máxima alcanzada en la combustión de un motor de reacción difícilmente supera las 200 p.s.i. Por tanto, para mejorar el rendimiento en los reactores es necesario emplear elementos rotatorios, como compresores y turbinas, cuyas pérdidas sean mínimas. También conviene destacar que, mientras el motor de reacción aprovecha la expansión de los gases de salida para obtener empuje, como veremos más adelante, no ocurre lo mismo en el alternativo, donde la expansión se produce en la válvula y colector de escape, sin afectar para nada dicha expansión a la fuerza motriz del motor.

EMPUJE El parámetro fundamental que caracteriza al motor de reacción como planta propulsora, es el empuje que desarrolla. Conviene recordar antes que nada, que el empuje es una fuerza y por tanto se mide en unidades de fuerza en los distintos sistemas físicos. Esta fuerza es la resultante de todas las que actúan sobre la superficie exterior e interior del motor. Teniendo en cuenta que la presión en el extremo de la tobera puede ser distinta de la atmosférica, para regímenes de funcionamiento distintos del de diseño, vamos a deducir la fórmula de empuje. El empuje neto, al ser una fuerza, será el producto de la masa por su aceleración. En =m ·a

m

V t

En =m-=- ·V

(1)

!!!.... = Wa

(2)

t

Y puesto que: 1'

t

t

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

V= V,- Ve 22/© Editorial Paraninfo

(3)

PRINCIPIOS GENERALES DEL MOTOR DE REACCION

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

En

= -Wa g

(V, - Ve)

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

Wa

Ee=--V, g

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

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

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

g

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

En = Empuje neto Wa = Gasto de aire (en peso) por segundo g = Aceleración de la gravedad V5 = Velocidad de salida de gases del motor = Velocidad de entrada del aire al motor W e =Gasto de combustible (en peso) por segundo Ps = Presión de salida de gases del motor Ve

© Editorial Paraninfo/23

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Pe

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

Dicha fórmula obedece a la expresión conocida como teorema de Euler de la cantidad de movimiento, según el cual "la resultante de todas las fuerzas hidrodinámicas que actúan sobre una corriente fluida arbitraria, es igual a la diferencia de la cantidad de movimiento por segundo del fluido que sale y del que entra". ' El empuje bruto es el desarrollado por la tobera de escape, es decir, el creado por la cantidad de movimiento de los gases de escape más la fuerza adicional de la tobera. La expresión del empuje bruto es:

r 1¡·'·

,,

El empuje neto y el bruto coinciden con el avión parado y motor en marcha. En este caso desaparece el término Ve de la fórmula En y queda igual que Eb. Se expuso anteriormente que el empuje estático puede medirse directamente en banco. Al quedar el motor flotante, empuja contra una balanza calibrada que mide directamente el empuje. Una vez instalado el motor en el avión, no puede obtenerse una medida exacta del empuje. 24/© Editorial Paraninfo

PRINCIPIOS GENERALES DEL MOTOR DE REACCION

La velocidad angular de giro del motor· en revoluciones por minuto (r.p.m.) constituye a veces una indicación adecuada del empuje en los motores de compresor centrífugo, no así en los de compresión axial. Por tanto y salvo en motores axiales de gran índice de derivación, en lo~ cuales las r.p.m. del fan o tacómetro N 1 constituyen el instrumento primario de empuje, en los demás motores axiales el instrumento primario de la medida-de empuje es proporcional al E.P.R. (Engine Pressure Ratio) ó P17 /P12 , es decir, al cociente entre las presiones totales de salida y entrada en el motor, para una velocidad, altitud, temperatura y posición del mando de gases fiias. El término P17 (Presión total de salida de gases del motor} es un índice del empuje total, mientras que P17 /P12 lo es del empuje estático. Es decir, si se utiliza P17 como índice de empuje, será necesario corregirlo si varían las condiciones de la corriente de entrada. Precisamente porque las condiciones de entrada varían en el motor en una amplia gama, es preferible utilizar el E.P .R. como índice de empuje. Finalmente, es interesante tener presente la influencia de la resistencia exterior sobre el empuje del motor de reacción. Hasta ahora hemos supuesto que la corriente que rodea el motor es ideal, es decir, no había fricción ni intercambio de calor con el chorro de gases de escape (adiabática); pero en realidad al instalar el motor fuera del fuselaje, bien en góndolas bajo los planos o en montantes situados en la zona trasera del fuselaje, la resistencia exterior puede disminuir bastante el empuje. Esta resistencia va aumentando con la velocidad; a velocidades supersónicas es muy notable, pues aparecen resistencias inducidas de interferencia y de ondas. Se denomina empuje efectivo al que se obtiene restando al neto la resistencia exterior. POTENCIA Conviene aclarar que no debe emplearse el término potencia en el motor de reacción. Es frecuente oír hablar de potencia de despegue o potencia máxima continua, cuando debiera decirse empuje de despegue o empuje máximo continuo. En los motores alternativos y turbohélices, es posible medir la potencia empleando las r.p.m. y el par motor aplicado a un eje o a la hélice. Veamos la razón de ello. La potencia se defme como el cociente entre el trabajo realizado y el tiempo empleado en realizarlo. © Editorial Paraninfo/25

PRINCIPIOS GENERALES DEL MOTOR DE REACCION

T t

F·d t

P=-=--=F·

V

P=F·

V

Es decir, como potencia es también fuerza (o empuje) por velocidad, resulta que en un despegue estático con el mando de gases en empuje de despegue (máximo), la potencia que nos da el motor es cero, por serlo su velocidad. Por tanto, sólo puede hablarse de una potencia equivalente a un empuje dado, cuando fijamos una velocidad. Por ejemplo: queremos saber cuál sería la potencia equivalente de un motor·de reacción de 1.000 kp de empuje que vuela a 720 km/h. Lo primero pasaremos los km/h a m/seg. 720 km/h : 3,6 = 200 m/seg. P = F • v = 1.000 kp · 200 m/seg. = 200.000 kpm/seg. Como 1 C.V. son 75 kilopondímetros/seg., 200.000 kpm/seg. serán 2.666 C.V. de potencia. Para calcular la potencia equivalente a un empuje dado, se pueden emplear estas equivalencias: H.P. ::::;. Horse Power H.P .

= Libras empuje X Millas por hora 375

C.V. =Caballos de potencia C.V.= Kilopondios empuje X kilómetros por hora

270

FACTORES QUE AFECTAN AL EMPUJE

A la vista de la fórmula del empuje, es evidente que los factores que influyen directamente son la masa de aire y la velocidad. Ahora bien, estos dos parámetros están afectados por los siguientes:

26/© Editorial Paraninfo

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Efecto de la presión

En la expresión del empuje se observa que un aumento de la presión de entrada favorece dicho parámetro. Partiendo de unas condiciones dadas se puede apreciar en el ciclo Brayton que a mayor presión obtenida en la zona de la combustión (2-3), mayor será su trabajo útil y, en defmitiva, el empuje. Por tanto, y por este concepto, el empuje aumenta debido al aire de impacto (RAM) y se ve contrarrestado por una baja barométrica o una excesiva altitud.

Efecto de la velocidad

Al estudiar la influencia que tiene la velocidad en el empuje, es preciso tener en cuenta además de la propia velocidad, el efecto de aumento de presión por aire de impacto. Un aumento de Ve, disminuye directamente el empuje, pues según se ha visto:

Wa

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

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

Efecto dinámico

Este efecto produce un aumento de la presión de aire de entrada al motor y por tanto un aumento de la masa de aire y de la velocidad de salida Vg, por lo cual el empuje aumenta. Una vez vista la influencia de la velocidad y del efecto dinámico del impacto, observemos la ftgura 5. A velocidades medias, hasta 700 km/h, la presión dinámica aumenta de tal manera que compensa la pérdida teórica de empuje debida a la velocidad. A velocidades más altas, el efecto de la presión dinámica, no sólo compensa, sino que incrementa el empuje neto. ©Editorial Paraninf~/27

PRINCIPIOS GENERALES DEL MOTOR DE REACCION

Efecto de la temperatura

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

_.,. X / ----

1

SIN EFECTO DINAMICO

1

1

700 Km/h

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

1! 1

La influencia de la temperatura en el empuj\! de un reactor puede dar lugar a variaciones en el mismo de hasta un 20 por l 00 con respecto al empuje a temperatura standard ( 15° C). Es, por tanto, uno de los parámetros que tiene una importancia más directa y decisiva en el empuje. Se puede resumir este efecto, diciendo que a mayor temperatura que la standard, el empuje disminuye y viceversa. Veamos someramente el proceso. Al disminuir la temperatura del aire, su densidad aumenta; esto quiere decir que para unas r.p.m. fijas y el mismo gasto volumétrico, el gasto másico y, por tanto, el empuje, serán mayores. Existen fundamentalmente dos formas de actuación de los motores de reacción atendiendo a sus curvas de empuje en función de la temperatura. Dichas formas son: "full throttle" (plenos gases) y "part throttle" (gases parciales). La actuación "full throttle" (Fig. 6) se suele emplear en los motores que equipan aviones militares y su ajuste se realiza para que a nivel del mar, en condiciones standard, produzcan el máximo empuje con los ga28/© Editorial Paraninfo

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

100.,.

FLAT RATED f:ULL THROnLE:

15• C

zt•C

TEMPERATUR

Fig. 6. Plenos gases.

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

Un motor "flat rated" se ajusta a niv~l del mar, en condiciones standard, para producir el máximo empuje, pero con los gases sin llegar a la posición completamente adelante. Cuando la temperatura ambiente aumenta por encima de la standard, 15° Ca nivel del mar, el empuje todavía puede mantenerse hasta una temperatura límite (generalmente 29° C) avanzando el mando de gases. · El recorrido de avance de gases disponible para mantener el nivel de empuje "flat rated" está determinado por las temperaturas límites operativas del motor. Por ejemplo, el empuje de despegue del motor General Electric eF6-50, motor de alto índice de derivación operando "flat rated" a nivel del mar y en condiciones standard, es 15° e inás 14° e, es decir, 29° e, en cuyo punto el motor alcanza la EGT límite. © Editorial Paraninfo/29

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A partir de ese punto, cualquier aumento de la temperatura ambiente causará un descenso proporcional en el empuje. A temperaturas ambientes por debajo de la standard, el empuje se mantiene a los valores máximos igual que en un día caliente. De esta forma, un motor "flat rated" puede producir un empuje constante en una amplia gama de temperaturas ambientes sin dafíar el motor.

!... >

FATIGA I'IOTOR

lOOY.

Fig. 7. Fatiga·Motor.

La húmedad que comentamos al principio de este efecto, sólo se tendrá en cuenta cuando se requiera el cálculo exacto del empuje, recordando que un aumento de humedad causará una disminución de la densidad del aire y, consecuentemente, del empuje. La figura 7 muestra la relación entre la vida del motor y la fatiga. Se observa como disminuye a medida que se mantiene a altos empujes. Efecto de la altitud

Si mantenemos constantes las r.p.rn., al aumentar la altitud, el empuje disminuye, como se puede apreciar en la Fig. 8. Al aumentar la altitud, disminuye la presión atmosférica y por tanto, la densidad, la masa de aire y, en definitiva, el empuje. Este fenómeno, como otros ya vistos, se contrarresta en parte por el beneficio que representa al empuje el descenso de temperatura. El cambio que aparece en la pendiente de la recta se debe a que aproximadamente a 11.000 metros desaparece el fenómeno favorable de disminución de temperatura, pues en la estratosfera la temperatura permanece casi constante. 30/© Editorial Paraninfo

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

EMPUJE 100°/o

o

11.000 metros AlnJRA

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

Efecto de las r.p.m.

De todos los estudiados hasta ahora, las revoluciones por minuto (r.p.m.) o velocidad angular constituyen el único factor intrínseco del motor y que tiene una enorme importancia en el empuje. El empuje es función de los flujos de combustible y de aire. El flujo de combustible está controlado por el control de combustible (Fuel Control), que será estudiado en el Capítulo IV. Quien se encarga de controlar el flujo de aire son precisamente las r.p.m., si bien a través del ya mencionado CONTROL DE COMBUSTIBLE, para que en ningún momento se sobrepasen presiones, velocidades ni temperaturas. La figura 9 muestra cómo el empuje aumenta con las r.p.m., si bien tiene una subida brusca a partir del 60 por 100 de r.p.m. aproximadamente.

* LONG RANGE - Operación que se realiza a una velocidad mayor que la que precisa para obtener el máximo alcance con una pérdida del 1% de éste. © Editorial Paraninfo/31

"' PRINCIPIOS GENERALES DEL MOTOR DE REACCION

RESUMEN DE LOS FACTORES QUE AFECfAN EL EMPUJE

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

EMPUJE 100

.,0

60°/o

100.,o RPM

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

Es claro que establecer una resultante defmitiva cuando actúan todos ellos a la vez es muy difícil y colistituye un estudio sumamente complejo. No obstante, podemos sacar una serie de conclusiones de tipo general a modo de resumen de lo expuesto hasta ahora. 1.0 El empuje del motor no es siempre el mismo. Está influenciado por una serie de factores, como son presión, temperatura, velocidad, altitud, etc. 0 2. Las dos variables que influyen de una manera más directa son la altitud de presión y la temperatura. Así mismo podemos afamar que las "performances" del motor de reacción en general son más eficientes al aumentar la velocidad y la altura, pues disminuyen la resistencia y el consumo elevándose el rendimiento motopropulsor. 32/© Editorial Paraninfo

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CONSUMO ESPECIFICO Pua establecer una comparación en el consumo de combustible entre motores, dicho consumo se reduce a un denominador común, aplicable a todos los tipos y tarnaftos de motores de reacción. Este término empleado es el consumo específico o TSFC (Thrust Specific Fuel Consumption). Se defme como el combustible consumido por hora dividido por el empuje neto. C = Consumo Combustible e Empuje neto Wc ó T.S.F.C. = -

E,

Wc = Consumo combustible en lb./h ó kp/h. E 11 = Empuje neto en lb. ó kp.

Para motores de doble flujo, su valor actualmente oscila entre 0,5 y 0,9 kp/h/kp en crucero. Por supuesto, el consumo específico varía para las distintas fases de vuelo y condiciones externas, en la misma proporción que lo hagan el consumo y el empuje. FACTORES QUE AFECTAN AL CONSUMO ESPECIFICO Dado que esos dos parámetros varían en distinta medida, veamos los principales factores que influyen en el consumo específico. Efecto de la wlocidad

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

que el consumo:

Q=pvS

v = velocidad

Q =caudal p =densidad

S =sección

©Editorial Paraninfo/33

PRINCIPIOS GENERALES DEL MOTOR DE REACCJON

Como además, al aumentar la velocidad, el consumo aumenta, quiere decir que el consumo específico aumenta con la velocidad (Figura 10). Ce Kg/Kp.h 0,80

OKm 2K"'

•Km

~~

10Kift

D,50

0,30

0.20

0,10

o,oo,-+---,--...,...-...,...-....,....-....,....-....,....--.--....,....---.----. o,oo 0,10 0,20 0,30 o,.a o,so o,eo 0,10 o,eo 0,110 1,00 N2 MACH

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

Efecto de la altitud

r·

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

}>ara analizar el efecto de las r.p.m. sobre el consumo específico es preciso observar la relación de presiones de descarga del compr~sor (1r 12 ), que es función directa de las r.p.m. 341© Editorial Paraninfo

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

EMPUJE 100%

60%

100% RPM

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

Reglaje del motor Es conveniente permitir ciertas variaciones en las r.p.m. para compensar pequeñas diferencias de empuje que puedan producirse por tolerancias de fabricación. El control de combustible puede ajustarse para variar el empuje y las r.p.m. A las r.p.m. que dan el empuje calculado en condiciones standard y a nivel del mar se denomina "velocidad de ajuste de motor". La utilización de la temperatura de entrada en turbina como límite de operación, permite la operación del motor a empuje máximo en cualquier condición ambiente. No obstante, al ser la temperatura de entrada a la ©Editorial Paraninjo/35

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turbina proporcional al mando de gases, es conveniente que exista algún sistema que relacione la variación de las r.p.m. con la temperatura de entrada al motor o T 1r Este sistema se denomina "cambio ajustado de velocidad" y se regula dentro del control de combustible. Con diseño de temperatura de entrada a las turbinas constante se consigue que el empuje sea menor un día caluroso y mayor un día frío, pues al avanzar el mando de gases, en el primer caso, se alcanzará antes la EGT máxima. Es decir, una posición de la palanca de gases supone sólo de forma aproximada el porcentaje del empuje máximo. Esta es la razón por la cual es conveniente utilizar el E.P.R. como medida de empuje en lugar de la posición de palanca o r.p.m.

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

Kp - seg.) ( Kp/seg. Por lo tanto, el impulso se mide en segundos, y representa los Kp de empuje obtenidos por cada Kp de aire que atraviesa el motor. Su valor oscila de 50 a 70 seg.

DIAGRAMA DE CALIDAD El gráfico que resulta en coordenadas consumo específico (C) e impulso (1), respecto a parámetros como temperatura de entrada en t~ubinas (T 15) y relación de compresión ( 1r) (ver pág. 51), se denomina diagrama de calidad y nos permite comprobar la influencia de dichos parámetros. Una observación rápida del gráfico que se muestra (fig. 9a) nos permite ver que: - El Ce disminuye al aumentar 1r. - Aumentos de 1r, por tanto, economizan combustible. 361© Editorial Paraninfo

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Para valores de rr muy grandes, 1 disminuye rápidamente. -

Al aumentar la altura de vuelo, el Ce disminuye.

Ce( Kg 1h•Kg.)

-

Mach 0.8 a Nlvet del mar.

•--

Mach 0.8 a 11000 m.

'!11!

o~ ..... 2.5

11

11

2.0

1.5

1.0

40

60

80

100

1(seg.)

Fig. 9a. Diagramas de calidad.

Rendimientos en los motores de reacción

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

Se define como la relación entre la potencia mecánica que se ha generado y la potencia calorífica que se gasta en generarla. ©Editorial Paraninfo/37

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w

La potencia mecánica tiene por expresión: PM =En V0 + ; (Vs-Vi 2 y la potencia calorífica: Pe·= Wc L. Así pues, el rendimiento termodinámico será:

Rendimiento propulsivo

Se define como la relación entre la potencia útil que se obtiene y la mecánica, y es en definitiva un índice del aprovechamiento del motor como elemento propulsor. Pu En Vo Su expresión es: 17 = - = - - - - - - - - P

PM

w

En Vo + 2ga (Vs- VoJ2

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

2 V0 17p = ----=---

Vs + Vo

=

2

1 ~ Vs

Vo

Conviene tener presente que un aumento de V0 significa un aumento

de11Jp·

·

En los reactores, la mayor parte de la energía térmica se utiliza en el movimiento del compresor. Por lo tanto, todo aumento de gasto de aire y presión en cámaras, sin incremento de la energía calorífica, supop.e aumentar el rendimiento del motor. Asimismo, éste, puede mejorarse aumentando la velocidad de aire por impacto. 38/it Editona/ Paran1nju

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Rendimiento global o motopropulsor (fig. 9b) Se define como la relación entre la potencia útil obtenida y la potencia calorífica consumida.

pu

Wa Vo (V -V) S o pe g we L El rendimiento motopropulsor es por tanto, inversamente proporcional al consumo específico.

1'\Mp=-=---=

Es decir, el TJMJ' será igual al rendimiento motor por el rendimiento propulsor. Cuanao Vs = VO' el TJMP será cero. En = Empuje neto. Wa = Gasto de aire en peso por segundo. g = Aceleración de la gravedad. Vs = Velocidad de salida de gases. V0 =Velocidad de entrada de aire. We = Gasto de combustible en peso por segundo. L = Poder calorífico del combustible.

0.5

1.0

1.5

2.0

2.5

3.0

N" Mach.

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

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

Para facilitar la referencia a las distintas secciones del motor de reacción, se suelen designar numéricamente las estaciones más importantes. © Editorial Paraninfo/39

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En la Fig. 12 pode~os apreciar la numeración de estaciones de un motor de compresor único, en el cual la zona O, ó AM corresponde a una zona no perturbada delante del motor. La estación 1 sería la entrada al difusor delantero o campana de admisión; la 2 la entrada al compresor; la 3 la salida del compresor y la entrada en cámaras; la 4 la salida de cámaras y la entrada en turbina; la 5 la salida de turbina, la 6 estaría al final del conducto de salida y la 7 al final de la tobera de escape.

2

AM

3

Difusor entrada

Compresor

4

Cámaras

5

6

7

Turbina Conducto Tobera salida

Fig. 12. Estaciones (Compresor simple).

Para un motor de doble compresor, la designación de estaciones se muestra en la Fig. 13. En la Fig. 14 se ve el orden de estaciones en un motor turbofán. Y fmalmente la Fig. 15 nos muestra las correspondientes a un turbohélice de un solo compresor. Al referirnos más adelante a estas estaciones, veremos que P12 $ignifica presión total en la estación 2; Ps 4 presión estática en la estación 4; T12 temperatura total de entrada al compresor, etc. 40/© Editorial Paraninfo

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i6.:!

Compresor de baja 3

2

am

E Oi

Cámaras de combustión

8~ 4

9

5678

Fig. 13. Estaciones (Doble compresor).

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

2

2.5

3 F 4

4

5

6 7

8

9

Fig. 14. Estaciones (turbofán).

TIPOS DE MOTORES DE REACCION

Según el proceso de funcionamiento, clase de combustible y esquema de disefío, los motores de reacción pueden dividirse en varios tipos. © Editorial Paraninfo/41

PRINCIPIOS GENERALES DEL MOTOR DE REACCION

Compresor

Cámaras 3

Fig. 15. Estaciones (turbohélice).

Existen dos grandes grupos: autónomos o cohetes y no autónomos o turboreactores. Los cohetes llevan consigo no sólo el combustible, sino también el oxidante o comburente. A su vez se dividen en cohetes de combustible sólido y líquido. Los turborreactores abarcan los tipos más extendidos actualmente en aviación y a su vez se dividen en motores de reacción con y sin compresor. Nosotros nos fijaremos solamente en los primeros, pues representan la totalidad de los motores empleados hoy día en la aviación comercial. La división que vamos a utilizar es muy simple, pues se refiere al tipo de compresor utilizado. Así pues, pueden ser: CENTRIFUGOS y AXIALES. Los primeros tienen un gran campo en pequeños aviones civiles y militares donde no es fundamental una elevada relación de compresión. (Fig. 16.)

Fig. 16. Motor de compresor centrifugo.

42/© Editorial Paraninfo

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

Cámaras

Turbina

Fig. 17. Motor de compresor axial.

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

Fig. 18 Conjunto compresor-turbina.

TURBOHELICES

El turbohélice es un motopropulsor formado por una turbina de gas y una hélice arrastrada por la turbina, a través de un reductor de gran ©Editorial Paraninfo/43

PRINCIPIOS GENERALES DEL MOTOR DE REACCION

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

Fig. 19. Turbohélice de turbina ligada.

Existe una gama de velocidad de crucero de 200 a 450 m.p.h. aproximadamente, en la cual el comportamiento y rendimiento de estos motores es mejor que el del resto. Su rendimiento a baja velocidad es menor que el de un alternativo. Los turbohélices son más rentables a alturas y velocidades altas, si bien algo inferiores a los motores de reacción. Básicamente, es una turbina de gas de compresor axial o centrífugo, la cual lleva incorporado entre el motor y la hélice un reductor de velocidad. t:i!l

,,,,

Su diseño varía del reactor normal, pues en éste, aproximadamente la tercera parte de la energía liberada en las cámaras de combustión se invierte en mover la turbina y el resto en obtener empuje por incremento de cantidad de movimiento, como ya se ha visto. Por el contrario, el turbohélice recoge aproximadamente las nueve décimas partes de la energía en la turbina para mover la hélice y el resto lo emplea como reacción. Por esta razón, el proceso de expansión del gas en la turbina de un turbohélice se efectúa hasta una presión próxima a la atmósfera y, consecuentemente, el número de escalones de la turbina de un turbohélice suele ser mayor que para un reactor. La energía transmitida en este caso por la turbina supera con mucho a la necesaria para el accionamiento del compresor, transmitiendo a la hélice la sobrante a través del compresor y el reductor de velocidad. 44/© Editorial Paraninfo

l

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Una característica del turbohélice es que los cambios de potencia no están relacionados con la velocidad del motor, sino con la temperatura de entrada en turbinas. Durante el vuelo, la hélice se encarga de mantener una velocidad constante del motor. Los cambios de potencia se consiguen variando el flujo de combustible, lo cual origina un aumento de la temperatura de entrada en turbinas y, por tanto, un aumento de la energía disponible. La turbina transmite entonces más energía en forma de par torsor, a la hélice, la cual, con el fin de absorber ese aumento del par, aumentará el ángulo de la pala, manteniendo así constantes las r.p.m. del motor. La potencia suministrada a la hélice SHP (Shaft Horse Power) debe añadirse al efecto del empuje producido por el motor, cuando quiera buscarse la potencia total. La ecuación para la obtención del ESHP (Equivalent Shaft Horse Power) es la siguiente: En ESHPstatic = SHPprop + - 2,5 SHPprop = Shaft Horse Power ESHP = Euivalent Shaft Horse Power

En= Empuje neto Cuando ESHP se da en Hp y En en libras de empuje. Para hallar la potencia suministrada por la hélice en C.V., cuando el empuje viene dado en kg, se multiplican éstos aproximadamente por 0,9. Por ejemplo:

En= 500 kg ESHP = 4.000 + 500 · 0,9 = 4.450 C.V. SHP = 4.000 C.V.

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

ESHP ©Editorial Paraninfo/45

PRINCIPIOS GENERALES DEL MOTOR DE REACCION

w

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0.2

0.4

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0.8

1.2 N° DE MACH EN VUELO

Fig. 20. Consumo comparativo.

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

TIPOS Atendiendo al tipo de compresor que utilizan, pueden ser: De compresor axial (sencillo o doble). De compresor centrífugo (sencillo o doble). De compresor axial y centrífugo. En cuanto a la forma en que la hélice recibe movimiento puede ser de: -

Turbina libre. Turbina fija o ligada.

46/© Editorial Paraninfo

PRINCIPIOS GENERALES DEL MOTOR DE REACCION

En los primeros, la hélice es arrastrada de forma independiente del compresor por medio de una turbina libre. La ventaja en este caso es que la hélice puede girar a distintas r.p.m. que el compresor. Los turbohélices que utilizan turbina ligada, la hélice va unida a la parte delantera del compresor mediante el reductor y por tanto las vueltas son proporcionales.

REDUCTOR

Es sabido que la velocidad lineal de un cuerpo que gira, es función de su radio. Es decir, para una velocidad angular constante, la velocidad lineal será directamente proporcional al radio. (V= w · R). A fin de evitar la formación de ondas de choque por alta velocidad en las puntas de las palas de las hélices, es necesario colocar un reductor o cambiador de par que disminuya el número de vueltas de la hélice, respecto al del conjunto compresor-turbina. El reductor debe ser ligero de peso y bien lubricado siendo el tipo más empleado en turbohélices el "satélite-planetario" (fig. 20). Este reductor está formado por: corona, núcleo y satélites. El eje del motor mueve el núcleo en el que engranan los satélites. los cuales lo hacen en la corona que está fija, lo que harán que se desplacen recotTiendo la corona y transmitiendo el movimiento a la hélice. La reducción, será por tanto, función de los diámetros o número de dientes entre el núcleo y los satélites. Como ejemplo, se puede afirmar que la gama de velocidad angular en las hélices, oscila en el entorno de las 2.000 r.p.m. Los motores alternativos oscilan entre las 4.000 y 6.000 r.p.m., por tanto su reducción será de 112 ó 113. Por el contrario, las turbinas pueden llegar a las 40.000 r.p.m., siendo la reducción en este caso de 1/20. El TORQUIMETRO o medidor del par (torque) es el instrumento fundamental en los turbohélices para conocer la potencia del motor. Dicha indicación del par absorbido por la hélice, se utiliza junto con el indicador de r.p.m. (tacómetro) para conocer el valor de la potencia desarrollada. Conviene recordar que la potencia efectiva en C.V. viene dada por la expresión:

21r • F • r · w P=----• 75.60 ©Editorial Paraninfo/47

,.

·~

PRINCIPIOS GENERALES DEL MOTOR DE REACCION

o SHP = lrr. F. r. w en H.P. (1 H.P. 550.60

= 550

lb.ft. )

seg.

siendo: F = fuerza en Kilopondios. r

= distancia en metros.

F · r =PAR MOTOR. w

= revoluciones por minuto.

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

NUCLEO

SATELITE

Fig. 20. Reductor del tipo satélite-planetario.

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

48/© Editorial Paraninfo

CAPITULO

II

Conductos de entrada GENERALIDADES

La misión fundamental del conducto de entrada es recuperar al máximo la presión total del aire y enviarla al compresor con un mínimo de pérdidas a lo largo del mismo. Suele denominarse a esta misión "efecto de recuperación de la presión" es decir, la relación entre la presión total obtenida y la que sería posible sin ningún tipo de pérdidas. Además, el conducto de entrada no debe presentar fenómenos de turbulencia y su resistencia aerodinámica debe ser mínima para no restar características ni rendimientos al avión. La cantidad de aire que suministrará el motor dependerá de las r.p.m., de la velocidad del avión y de la densidad del aire ambiente. Un reactor actual consume de 300 a 600 Kgs/seg. Como ya se ha comentado al hablar de los componentes del motor de turbina de gas, el conducto de entrada no es una parte integrante del mismo; sin embargo, dicho conducto es tan importante para las actuaciones del motor que sus estudios deben ir paralelos. Por estas razones, el conducto de entrada suele ser diseñado por el fabricante del avión y no por el del motor. Los conductos de entrada pueden clasificarse atendiendo a su situación como delantero, alas, anulares, etc.; sin embargo las dividiremos en primer lugar en dos grandes grupos, dependiendo del número de Mach para el cual se diseñan: SUBSONICOS Y SUPERSONICOS.

CONDUCTOS DE ENTRADA SUBSONICOS

A pesar de que estos conductos pueden diferir entre sí en la forma del conducto interior, generalmente tienen forma de conducto divergente (Fig. 21), y cambian la energía de velocidad o cinética en energía de presión. En realidad en un difusor aumenta la P 5 y disminuye la PT, y además la presión dinámica al disminuir la velocidad. Es decir disminuye Ec y aumenta la energía de presión. © Editorial Paraninfo/49

.. CONDUCTOSDEENTRADA

Fig. 21. Conducto de entrada subsónico.

A igualdad de velocidad, densidad, forma del perfil, etc. las pérdidas por presión a lo largo de un conducto son tanto mayores cuanto más largo sea el conducto y mayor sea su curvatura. Los conductos subsónicos pueden ser simples y divididos. El conducto simple (Fig. 22), es el más sencillo y eficaz al estar situado en la parte delantera del motor. Esta disposición permite una aspiración de aire sin turbulencia y además se puede diseñar totalmente recto o con una pequeña curvatura. En los monomotores, donde el motor se aloja en el interior de la estructura, el conducto de admisión suele ser más largo que en los motores de aviones polimotores, en los cuales, al ir los motores en el exterior, el difusor de entrada de aire es sensiblemente más corto.

Fig. 22. Conducto de entrada simple.

50/© Editorial Paraninfo

CONDUCTOSDEENTRADA

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

Fig. 23. Conducto dividido.

Por lo visto anteriormente, este conducto dividido plantea siempre más problemas que el simple, debido a la admisión de aire y a las pérdidas de presión que ocasiona. Las pérdidas de presión vienen dadas por la expresión: ~p = '12 p J.l v2 k, siendo k el coeficiente según la forma del conducto. A fin de disminuir las pérdidas en el proceso de compresión, se diseña el difusor de forma que la disminución de la velocidad de la corriente de aire, se realice antes de la entrada en el motor. Esta disminución de velocidad trae como consecuencia un aumento de presión (Fig. 24 ). Este aumento de presión se realiza prácticamente sin pérdidas.

Fig. 24. Disminución de la velocidad.

v, © Editorial Paraninfo/51

CONDUCTOSDEENTRADA

Teóricamente, el valor V¡/V 0 debe oscilar alrededor de 0,4, si bien en la práctica se escoge de 0,7 a 0,8, pues el gasto de aire pudiera resultar pequeño a altos regímenes de motor. La longitud del difusor y el ángulo que forman las paredes con el eje del motor deben cumplir determinados requisitos (Fig. 25).

Fig. 25. Difusor de entrada.

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

~ =0,4 7

1,2

As

Ae

= 1.1 7

2

Como las velocidades del motorvarían independientemente de la velocidad de la aeronave, el diseño del conducto de entrada resulta muy complejo. 52/© Editorial Paraninfo

CONDUCTOSDEENTRADA

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

CONDUCTOS DE ENTRADA SUPERSONICOS

A velocidades de vuelo supersónicas, las pérdidas asociadas con la creación de ondas de choque adquieren un valor considerable. Detrás de la onda disminuye la velocidad y aumenta la presión y la temperatura, dando lugar a una disminución del grado de compresión y a un aumento de la resistencia exterior. La compresión supersónica se consigue reduciendo la velocidad del aire a ·través de una onda de choque hasta que la corriente de aire se haga subsónica. Se denomina toma adaptada cuando para una determinada velocidad el difusor funciona en régimen crítico. Régimen crítico es aquel en el que la onda de choque se produce en la garganta del difusor. Con este régimen el gasto de aire y la recuperación de presión son máximos.

Una vez que el número de Mach se ha reducido a un valor menor que la unidad, el aire se decelera aún más en un difusor subsónico para su adecuada entrada en el motor. Es decir, la velocidad de entrada de aire , debe ser subsónica antes de alcanzar el compresor. El ejemplo más simple de conducto de entrada supersónico es el de tipo Pitot (Fig. 26) en el cual la compresión supersónica se consigue a través de una sola onda normal de choque y la compresión se aumenta en un difusor subsónico simple.

SECOON SUPERSONICA

Fig. 26. Conducto de entrada supersónico. ©Editorial Paraninfo/53

CONDUCTOS DE ENTRADA

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

Fig. 2 7. Dos ondas de choque.

El área .de entrada se puede variar a menudo automáticamente por medios mecánicos, para mantener una sección idónea, de acuerdo con la velocidad del avión. Un conducto de este tipo recibe el nombre de conducto de entrada de geometría variable. Como el motor sólo aceptará una cantidad determinada de aire, el exceso que exista durante la fase transónica será desviado a la corriente de aire libre. Esto se consigue variando el área de entrada o mediante tubos de vertido al exterior (spül vents) (Fig. 28).

Fig. 28. Tubos de vertido.

VERTIDO POSTERIOR

DIAGRAMA P-V-T DEL DIFUSOR

La Fig. 29 representa el diagrama presión-velocidad-temperatura en un conducto de entrada o difusor. 54/©

Editorial Paraninfo

CONDUCTOSDEENTRADA

TEMPERATURA

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

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

© Editorial Paraninfo/55

CAPITULO

1I I

Compresores GENERALIDADES El proceso de la combustión del aire y combustible a la presión ambiente no sería suficiente para producir un trabajo útil con rendimiento aceptable. Dado que la energía que se obtiene es proporcional a la masa de aire, para un aumento del rendimiento, es necesario más aire del que se obtiene a presión barométrica normal. Esta es la razón por la cual el aire debe ser comprimido, es decir, para poder almacenar la máxima cantidad de aire en un volumen dado. Los compresores se pueden dividir en dos grandes grupos, que son: turbocompresores y compresores volumétricos. Los primeros se utilizan para comprimir grandes gastos de forma continua a presiones moderadas. Por el contrario, los compresores volumétricos son más apropiados para comprimir pequeños gastos a altas presiones de forma discontinua. Uno de los factores fundamentales que afectan al compresor y a la eficiencia del motor es la relación de compresión. Relación de compresión (n 12 ) es el cociente entre la presión total de salida del compresor y la presión total de entrada en el mismo. Altas relaciones de presión condicionan motores de mayor rendimiento. El empuje aumenta con 1r hasta un determinado valor en el que empieza a disminuir pues el flujo de aire llegará a cámaras a una temperatura elevada. Un compresor ideal debe tener pequeña área frontal, lo que dará lugar a pequeña resistencia aerodinámica, y alta relación de presión para obtener mayores rendimientos. Debe ser además, ligero y resistente a los fenómenos de pérdida o inestabilidad (compresor stall). Atendiendo a su diseño y forma, los turbocompresores se dividen en dos grandes grupos: CENTRIFUGOS Y AXIALES.

COMPRESORES CENTRIFUGOS Son los más sencillos en cuanto a su diseño y forma de trabajo. De ahí que fuesen los primeros utilizados en motores de reacción. © Editorial Paraninfo/51

COMPRESORES

DIFUSOR SALIDA

ENTRADA

Fig. 30. Compresor centrífugo.

En un motor de compresor centrífugo, la entrada de aire es prácticamente axial, es decir, paralela al eje del motor y debido al rotor dicho aire sale despedido por fuerza centrífuga (de ahí su nombre), hacia la periferia. Esencialmente sus componentes son: rotor, difusor y colector (figura 30). Veamos someramente de qué manera se realiza el aumento de presión en un compresor centrífugo. El aire de entrada tiene una velocidad V 0 y el de salida del rotor una velocidad V1 , siendo V1 > V0 • Puesto que la velocidad lineal (tang~n­ cial) en un movimiento circular uniforme es igual a la velocidad angular · por el radio, es decir:

= r0 w v. =r¡ w

V0

Dado que la w (velocidad angular), es constante para cualquier punto de la rueda, al ser r 1 > r 0 , V 1 > V 0 (Fig. 31). 58/©

Ldiwrial Paraninfo

COMPRESORES

ro Fig. 31. Diferencia de radios en el rotor.

Una vez que se ha conseguido el aumento de velocidad del aire por diferencia de radios, se cambia en presión en el difusor y de aquí es recogido por el colector para ser enviado a las cámaras de combustión. Es evidente que interesan altas velocidades angulares para obtener mejores relaciones de compresión. Existen compresores centrífugos de doble cara (Fig. 32), los cuales pueden presentar menor diámetro debido a que la compresión se realiza por ambas caras, si bien la posterior disminuye el rendimiento con relación a la anterior.

Fig. 32. Doble cara.

Fig. 33. Doble compresor

Fig. 34. Triple compresor.

El compresor centrífugo puede ser también doble (dos compresores), (Fig. 33), e incluso triple (Fig. 34). Su orden de rendimiento oscila entre 0,65 y 0,75 y su relación de compresión difícilmente sobrepasa el 4:1, pues a partir de estos valores el rendimiento del compresor cae sensiblemente (Fig. 35). © Editorial Paraninfo/59

1·

COMPRESORES

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

El aire en un compresor axial sigue un tlujo paralelo completamente al eje del motor sin ninguna componente centrífuga. El compresor está formado por una serie de escalones, cuyas componentes fundamentales por escalón son: rotor y estator (Fig. 36). 100

AXIAL

a::

5!UJ 8:

::E

8 ~

CENTRIFUGO

ffi i

i5

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0::

0~---------L----------~--------~--------~ 1 ~ RELACION DE COMPRESION

Fig. 35. Comparación de rendimientos.

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

Fig. 36. Componentes del compresor axial.

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COMPRESORES

En el estator, la velocidad decrece a medida que aumenta la presión estática, mientras que la presión dinámica disminuye al hacerlo la velocidad, si bien esta disminución queda compensada por el aumento, ya comentado, en el rotor. Resumiendo, en el rotor aumentan la velocidad y la presión total y en el estator disminuye la velocidad y aumenta la presión total a pesar de la disminución de la presión dinámica. El aire va pasando del rotor al estator y así sucesivamente, aumentando la energía de la masa de aire para que llegue a las cámaras en la cantidad y a la presión adecuadas. La Figura 3 7 muestra el diagrama de velocidades de un compresor axial.

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HOLGURA DE ALABES

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1

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~~~~~~ AIREDE ENTRADA

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VELOCIDAD ESTATOR

1

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.....___,_..... SALIDA DEL R.WO DE AIRE CON LA PRESION INCREMENTADA

RESULTANTE DESCARGA DEL ROTOR VELOCIDAD ROTOR

Fig. 37. Triángulo de velocidades del compresor axial 1

La temperatura aumenta al aumentar la presión, debiao a que parte de la energía mecánica se convierte en energía calorífica. Los motores de bajo índice de derivación (ver pág. 50) suelen llevar en la entrada del compresor una etapa de álabes guía fijos al soporte del eje y a la carcasa exterior, es decir, son estáticos. Tienen una doble misión. En primer lugar dirigir convenientemente el aire al primer escalón © Editorial Paraninfo/61

COMPRESORES

del rotor (de ahí su nombre) y además permitir pasar aire caliente sangrado de las últimas etapas del compresor cuando se pone afl:tihielo (ENGINE ANTI-ICE). El rendimiento de estos compresores suele ser superior al 0,85 y la relación de compresión total (.n"n) alcanza en algunos casos valores superiores a 20 a 1, muy superior, por tanto, al centrífugo. El incremento de presión por escalón es una función exponencial por tanto será mayor en los últimos escalones. Se define el grado de reacción de un escalón como el cociente entre el aumento de presión en el rotor y el aumento de presión del conjunto rotorestator. Cualquier disminución en las pérdidas llevará consigo un aumento de rendimiento en el compresor. El conjunto que forman el compresor y la turbina está diseñado de tal forma que sus actuaciones alcancen el máximo rendimiento en cru· cero, si bien deben mantener unas características aceptables en cual· quier operación del avión. El compresor axial, al ser mayor su rendimiento que el centrífugo, obtiene mayor energía calorífica en el flujo de aire para un mismo consumo, Y. por tanto, mayor compresión, aumento de la velocidad y mayor empuJe. Por el contrario, el compresor axial presenta una gran dificultad en el acoplamiento compresor-turbina para que su funcionamiento sea estable en toda la gama de operación. Asimismo el compresor axial sufre más los problemas de suciedad, erosión y vibraciones.

.·• '

itl .. r

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

DIAGRAMA P-V-T En la figura 38 se muestra el diagrama presión-velocidad-temperatura a lo largo de un comprensor axial. Como puede verse, la presión y la temperatura aumentan y la velocidad apenas varía o disminuye ligeramente. 621©

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COMPRESORES

R

S

R

S

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

TIPOS DE COMPRESORES AXIALES En general, pueden ser simples, dobles e incluso triples (Rolls-Royce RB-211). Un compresor simple se muestra en la figura 39. Dicho motor, en correspondencia, llevará una sola turbina, independientemente del número de escalones que ésta tenga.

Fig. 39. Compresor simple

Fig. 40. Compresor doble

El compresor será doble (Fig. 40) cuando esté formado por dos compresores, denominados respectivamente de baja y de alta, y estando alimentado cada compresor por su propia turbina. Entre ambos ejes compresor-turbina no hay ningún contacto mecánico y ambos giran li© Editorial Paraninfo/63

COMPRESORES

bremente apoyándose en sus respectivos cojinetes. El tanto por ciento de vueltas de los compresores se denomina N 1 y N 2 • MOTORES DE DOBLE FLUJO (TURBO-F AN)

Los motores de doble flujo merecen un estudio especial, dada su enorme utilidad. En ellos (Fig. 41) el flujo de aire que entra en el motor se divide en dos. Por el interior del motor entra el flujo primario y por el exterior el flujo secundario. Estos motores suelen denominarse turbofan o by pass, según el criterio americano o inglés delconstructor.

'-IV O-c "' ... IV :J

..... .... ·-e AM 1

Cámaras

FAN

OCI)

2

2.5

3 F4

4

9

Fig. 41. Motor doble flujo.

Un jan (ventilador) como muestra la figura 42, es por tanto una o varias etapas del compresor sobredimensionadas, es decir, de mayor diámetro que el resto. La misión· del fan es obtener empuje aumentando la cantidad de movimiento de la masa de aire, sin quemarlo en ningún momento. Las principales ventajas de un turbofan son: - Bajo consumo específico. - Mayor empuje. 64/©

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COMPRESORES

- Mantener un empuje aceptable - Mejor aceleración y deceleración. a baja velocidad. - Buenas características de puesta - Bajo nivel de ruido. en marcha.

Fig. 42. Motor turbo-fan.

INDICE DE DERIVACION (n) Es la relación entre el flujo secundario y el primario. Y también se denomina by-pass ratio. _ Flujo secundario n - Flujo primario A partir de 3 a 1 se denominan motores de gran índice de derivación, tales como el General Electric CF 6-50 (DC-10, Airbus) y Pratt Whitney JT9D (Boeing 747), en los cuales el índice de derivación es de 5 a 1 o superior. Es importante resaltar que estos motores desarrollan mucho más empuje debido al flujo secundario que al primario, pues prácticamente la relación de empuje coincide con la de flujos, obteniéndose aproximadamente un 80 por 100 del empuje por el fan y el 20 por 100 en el flujo primario que atraviesa el motor. © Editorial Paraninfo/65

COMPRESORES

INESTABILIDAD Y PERDIDA EN EL COMPRESOR (COMPRESSOR STALL)

El fenómeno de la inestabilidad y el de la pérdida son tan similares que en la práctica plantean el mismo problema. De ahí su estudio conjunto. Básicamente es una falta de continuidad en la corriente de aire. Es necesario tener presente que el peñtl de un álabe del compresor es parecido a un peñtl aerodinámico, es decir, al plano del avión, por ejemplo, y tendrá problemas similares a los de éste. La ftgura 43 nos muestra la velocidad de entrada Vz y la velocidad de rotación U, siendo Q el ángulo de ataque y {j el ángulo del álabe.

Para que el compresor trabaje en régimen estable, es preciso que la relación VzfU tenga un determi,nado valor. Cuando hay un aumento de vueltas ( U) o bien una disminución de V z (Fig. 44 ), el ángulo de ataque ex aumenta y a partir de ciertos valores puede ocasionar la pérdida. La mejor forma de sacar el compresor de la pérdida es retrasar la palanca de gases y acelerar muy despacio hasta el empuje adecuado, para permitir a Vz seguir a U. Así mismo abrir sangrados del sistema neumático hace la operación del motor más estable.

LINEA DE PERDIDA

Fig. 42 b.

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COMPRESORES

Flujo de aire

Dirección del aire a través del motor

e:

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~ ·g ~ ::2!: tí -¡¡¡

Dirección de la rotación

o

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a:w.!!!~

Fig. 43. Velocidades y ángulos del álabe.

Salvo problemas intrínsecos del motor o fallo del control de combustible, la pérdida suele ocurrir por: - Vuelo en zona turbulenta con desigualdad de presiones en la entrada del motor. - Aceleraciones bruscas del motor. - Admisión de hielo en el motor. - Operar la reversa a baja velocidad. - Posición del avión que produzca un ángulo de ataque inadecuado. Toda entrada en pérdida, así como la condición en que se produjo, debe ser reflejada en el parte de vuelo del avión. La pérdida suele ser un síntoma de mal funcionamiento del motor o que se ha operado fuera de los límites operacionales autorizados. . La fig. 42-b muestra la zona de pérdida en función de ¡r y de flujo de alfe. Se observa como una deceleración aleja al compresor de la línea de pérdida. La pérdida está causada, como hemos visto, por la perturbación aerodinámica de la corriente de aire, normalmente estable a través del motor. Suele manifestarse por la variación anormal de ruidos del motor, estrépitos, caída de r.p.m., lenta respuesta del mando de gases, alto fuel flow y/o alta EGT o rápido incremento de la misma. En general, movimientos rápidos del mando de gases tienden a incrementar la probabilidad de la pérdida. Si no se consigue sacar al motor de la pérdida se debe parar el motor, o si se requiere, operar a mínimo empuje. © Editorial Paraninfo/67

COMPRESORES

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AIRE A TRAVES DEL MOTOR

Fig. 44. Entrada en pérdida.

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

Consiste en dos válvulas situadas en la parte trasera del compresor o en la zona in ter-compresores, si son dos los compresores. Actúan por presión diferencial que reciben de diferentes puntos del motor por ej. P 12 y Ps3, y cuando dichas presiones se desequilibran, esto es, al aproximarse la pérdida, abren y descargan ese tapón de aire al conducto del fan, estableciendo una especie de corriente de aire. Si estas válvulas quedasen agarrotadas en posición cerrada, habrá dificultades en el arranque al no acelerar convenientemente los rotores (arranque colgado). Si por el contrario quedasen blocadas en posición abierta, en el arranque se producirán altos E.G.T. y r.p.m. y bajos E.P.R. y Fuel Flow. Estator de incidencia variable (VSV)

Este sistema está formado por una serie de etapas de estator, actuadas nonnalmente por el control de combustible. Este recibe, como vere68/© Editorial Paraninfo

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

Fig. 44-b.

ESTATOR INCIDENCIA VARIABLE

MATERIALES EMPLEADOS EN LA F ABRICACION DEL COMPRESOR

Si bien cada fabricante dispone de una serie de elementos metálicos y aleaciones para la fabricación de los distintos elementos del motor, daremos a título de orientación los materiales más empleados en general en los distintos componentes del motor de·reacción, una vez estudiados dichos componentes. El cárter del compresor se realiza de aleaciones ligeras (Al) o aleaciones de magnesio ultraligeras. La baja densidad de estos materiales y su fácil mecanización por moldeo, constituyen sus ventajas fundamentales. Se debe tener en cuenta el coeficiente de dilatación, pues el cárter estará unido o en contacto con diferentes elementos de distintos materiales. El disco del compresor se realiza en aleaciones de aluminio ligeras, para temperaturas de hasta 200° e y aleaciones de titanio para temperaturas superiores a 200° C. Si bienestas últimas presentan mayores problemas de mecanizado, reducen en cambio el peso hasta en un 20 por 100 y se emplean en temperaturas de hasta 450° C. Los materiales empleados en la fabricación de los álabes del compresor se eligen teniendo en cuenta los fenómenos de fluencia, fatiga, corrosión y erosión. © Editorial Paraninfo/69

COMPRESORES

Se emplean aleaciones de titanio hasta 450° C y aceros de baja aleación (Cromo-Molibdeno-Y anadio) de buenas características mecánicas hasta los 500° e, pero que requieren protección contra los fenómenos de oxidación. Es importante tener en cuenta los esfuerzos a tracción de los álabes del rotor originados por fuerza centrífuga. Las aleaciones soportan esfuerzos a tracción del orden de 10 kg/mm 2 y en el caso de los aceros de hasta 30 kg/mm 2 DIFUSOR PRECAMARAS

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

lURBINA

COMPRESOR

DIFUSOR

CAMARA

Fig. 45. Difusor precámaras.

Recordemos que un difusor o conducto divergente cambia la velocidad en presión, esto es, la energía cinética de los gases en entalpía o energía de presión. La razón de que un difusor se localice en esta zona, es que permite reducir la velocidad hasta unos valores apropiados para su mezcla con el combustible- en lás cámaras. Es decir, altas velocidades de aire de entrada en las cámaras pueden producir el apagado de llama. La velocidad del aire a la entrada del difusor es de unos 50 a 120 m/seg., y se reduce hasta unos 1O ó 20 m/seg. Del difusor salen unos conductos, en algunos motores, que son salidas de aire para diferentes servicios en los que se necesite aire sangrado ~el motor, dado que en este punto, la presión y temperatura de la masa de aire son máximas (Sistema Neumático). Por ejemplo, la tt 4 en el JT8D es de unos 40 > > Cll o[Tl

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AL MOTOR 1 -

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A LAS CAMARAS DEL MOTOR 3

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Fig. 56 b). Inyección de agua (B 747)

o z

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CAMARAS DE COMBUSTION

vese como la información a la válvula de corte se la proporciona una señal neumática procedente del compresor de alta, sólo cuando el mando de gases está adelantando aproximadamente 90°, que equivale a un 92 por ciento de N2 y que evidentemente sólo se alcanzará en despegue. Si no se utilizase todo el agua, debe drenarse al exterior durante la primera media hora de vuelo. El sistema de drenaje del exterior está protegido contra el engelamiento por una resistencia eléctrica de calentamiento accionada por el mecanismo de cambio de modo tierra/vuelo (Ground Safety Relay).

DIAGRAMA P-V-T El diagrama Presión-Velocidad-Temperatura de una cámara de combustión se muestra en la Fig. 57. Ya vimos al hablar del Ciclo Brayton que la combustión se realiza teóricamente a presión constante. Si bien la temperatura cae a lo largo de la cámara, el gradiente positivo del gráfico trata de representar el alto nivel térmico alcanzado en dicho elemento. VELOCIDAD ( CTE)

PRESION ( CTE)

Fig. 57. Diagrama P-V-T de cámaras.

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V Turbinas

CAPITULO

GENERALIDADES

La misión de la turbina en un motor de reacción, es convertir aproximadamente la tercera parte de la energía liberada en la combustión, en energía mecánica para mover el compresor y la caja de accesorios. Esta energía liberada es suma de las de presión y cinética. El resto de la energía pasa a la tobera para obtener empuje por el principio de acción-reacción. Conviene aclarar que en los regímenes de equilibrio del conjunto compresor-turbina, se cumplen las siguientes condiciones: 1.0 El gasto de gas en la turbina. es igual a la suma del gasto de aire en el compresor y del gasto de combustible, sin tener en cuenta la cantidad de aire cedida por el compresor al sistema de sangrado de aire. 2. 0 El número de revoluciones del compresor es igual al número de revoluciones de la turbina. 0 3. El trabajo de la turbina se emplea en el accionamiento del compresor y la caja de accesorios, bombas de combustible del motor y de aceite, generador, etc. 4. 0 La presión a la entrada de la turbina se diferencia de la presión a la salida del compresor, en las pérdidas en las cámaras de combustión. TIPOS DE TURBINAS

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

La turbina centrípeta trabaja al revés que el compresor centrífugo, puesto que en éste, el gas sale hacia la periferia (centrífugo) y en la tur© Editorial Paraninfo/87

TURBINAS

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

ROTOR DE TURBINA

ESTATOR DE TURBINA

Fig. 58-a. Turbina radial o centrípeta.

La turbina centrípeta se emplea para pequefl.os gastos y su uso se limita a pequefl.os motores como la unidad de potencia auxiliar (APU), o equipos accesorios del avión, pero en absoluto para motores de reacción. TURBINA AXIAL Es este tipo de turbina el que ha tenido un más amplio desarrollo en el campo de los motores de reacción. Está formada por uno o varios escalones, cada uno de los cuales lo componen un estator y un rotor (Fig. 58). El estator está formado por una o varias coronas de álabes montados radialrnente y ftjos a la carcasa o cárter de la turbina y dispuestos entre las diversas etapas del rotor. Presentan forma de tobera, es decir, tienen menor área de salida que de entrada, por lo cual aceleran los gases hacia el rotor. El rotor está formado por una serie de álabes ftjos al disco que gira con el eje del motor, debido a la acción del fluido que le atraviesa. Dicho eje es el encargado de mover el compresor. Los motores turbofán (doble flujo), al tener dos compresores de baja y de alta, son movidos por las turbinas de alta y de baja (Fig. 59) mediante dos ejes coaxiales. Así como el compresor va disminuyendo la sección a medida que comprime el aire (menor volumen), la turbina va aumentando la sección, pues expansiona el mismo. 88/©

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TURBINAS

Turbina de alta

Turbina de baja

Rotor

Fig. 58. Componentes de turbina

Fig. 59. Turbinas de alta y baja.

Una turbina axial suele tener menor número de escalones que el compresor al que mueve, dado que la energía desarrollada por escalón de turbina es muy superior a la que necesita un escalón de compresor, de tal manera que un solo escalón de turbina puede mover 4 ó 5 escalones de compresor, o incluso más. Atendiendo al tipo de álabes gue inc01:poran las turbinas axiales pueden ser de acción, de reacción y de acción-reacción.

GRADO DE REACCION DE UNA TURBINA

La forma y disposición de los álabes del rotor de la turbina axial es debido al grado de expansión o caída de presión y que se define por su grado de reacción. Grado de reacción (K) es el cociente entre la expansión producida en el rotor, partido por la expansión del conjunto estator-rotor. Expansión rotor Expansión estator-rotor

K=---=-------

TURBINAS DE ACCION O DE IMPULSO

Son aquellas cuyo grado de reacción es cero. Es decir, no obtienen ninguna expansión en el rotor, al ser la velocidad de entrada igual a la de salida (Fig. 60). La turbina de acción varía únicamente la dirección de la corriente en el rotor, produciendo una gran deflexión y obteniendo a la vez el giro. © Ediloridl l'-~ r-----

escalón

Sangrado del 130 escalón

_____ __.

1

1 1

0

1

APU

1

1

1

1 1

1 1

1 1

••

Conexión neumática en tierra

Fig. 9 7. E~quema de puuta en marcha.

El aire de sangrado procedente de cualquiera de las fuentes mencionadas llega a la válvula de puesta en marcha una vez abierta la llave CROSS FEED del sistema neumático. El colector de aire de sangrado del sistema neumático debe marcar unas 36 p.s.i., como mínimo, al nivel del mar y puede marcar 1 p.s.i. menos por cada mil pies de altura del campo, antes de iniciarse la puesta en marcha (DC-9). Como podemos apreciar en la Fig. 98, el flujo de aire llega hasta la mariposa y entra a la cámara del accionador para mantener la mariposa cerrada. A la vez, ese aire sigue hacia el filtro y válvula solenoide. Esta válvula es la que accionamos eléctricamente al actuar en cabina el START. Al energizarse atrae al vástago y bola que se aprecian en la figura, dejando que el aire llegue a la parte superior del accionador, venciendo éste la acción del muelle y permitiendo que la válvula abra. El siste© Editorial Paraninfo/l 7 l

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ma suele ir dotado de un dispositivo de regulación de presión. Así mismo, podemos ver en el esquema que en caso de fallo de la válvula de solenoide es posible forzar al vástago y bola, mediante un botón de conmutación manual. Este botón permite al personal de Mantenimiento realizar manualmente la operación de apertura de la START VALVE coordinando la operación con la tripulación. Una vez selectado el encendido en A-B u OVERRIDE, se acciona el interruptor START correspondiente al motor que se va a arrancar (iz-

-Venti laci6n

~v,e'ltj-

aclón

Accionador

Mecanismo d!!conmutac•6n a manua 1

FJujo f\ a1re 1.1

Fig. 98. Válvula de puesta en marcha.

quierdo o derecho), el cual desbloca eléctricamente la válvula de puesta en marcha, como se ha comentado, que sin embargo abre neumáticamente. Es decir, es de blocaje eléctrico y accionamiento neumático. Al abrir encenderá en cabina la luz START VALVE OPEN y el aire de sangrado del sistema neumático llega a la turbina de puesta en marcha (Fig. 99 a) que se encarga de iniciar el giro del N 2 • 172/©

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Esta turbina alcanza una velocidad de unas 55.000 r.p.m. A un determinado valor de N 2 , aproximadamente el 20 por 100, se abre la llave de corte de combustible, con lo cual en el motor comienza la combustión. Mecanismo ele puesta en marcha de motor

Pil'l6n diferencia 1

Fig. 99 a). TurbiTUZ de puesta en miiTcha.

Entreel 30 y el40 por 100 de N 2 se suelta el interruptor START, cerrándose la válvula y apagándose la luz START VALVE OPEN. En la figura se puede apreciar también los sangrados típicos del sistema neumático, así como el selector de encendido. © Editorial Paraninfo/173

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OPERACION DE PUESTA EN MARCHA La secuencia de puesta en marcha del motor se realiza por un procedimiento similar al siguiente: Presión neumática ........................... COMPROBAR Alimentación cruzada neumática ................... ABIERTA Luces INLET FUEL PRESS WW . . . . . . . . . . . . . . . . APAGADAS Selector de encendido ............................ EN A o B Interruptor START ..................... MANTENER EN ON Luz "START V ALVE OPEN" (si la lleva) . . . . . . . . . ENCENDIDA Presión neumática ............................ DESCIENDE N 2 . • • • • • • • • • • • • • .• • • • • • • • • • • • • • • • COMPROBAR QUE GIRA Presión de aceite ............................... SUBIENDO N 1 · • • • • • • • • • • • • • • • • • • • • • • • • • • • • • COMPROBAR QUE GIRA Llave corte combustible .................... ABRIR del 15 AL 20 POR 100 de N 2 Fuel Flow .................................... SUBIENDO EGT ........................................ SUBIENDO Interruptor START ............. SOLTAR ENTRE EL 30 y EL 40 POR 100 DEN2 Luz "START V ALVE OPEN" (si la lleva) . . . . . . . . . . . APAGADA Presión neumática . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . SUBE Luz OIL PRESS LOW . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . APAGADA Parámetros de ralentí ...................... ESTABILIZADOS Encendido . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . OFF Los parámetros de ralentí para el motor JT8D-9 en condiciones standard (nivel del mar y 15° C) son: E.P.R. N1 E.G.T. Ni. F¡F

= 1 ,04 = 32 por 100 = 300° C =55 por 100 =420kg

Durante el rodaje se comprobarán todos los parámetros y se harán los ajustes correspondientes, no debiendo nunca sobrepasar el 55 por 100 de empuje por las molestias de ruido y posibles daííos a las instalaciones del aeropuerto. 174/©

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ANORMALIDADES DURANTE LA PUESTA EN MARCHA Hay una serie de causas que pueden motivar que haya que abortar un arranque y que deben recordarse de memoria. En general, debe interrumpirse el arranque si: - No hay rotación de N 1 - No hay aumento de presión de aceite - Alto Fuel Flow durante el arranque - No hay aumento de EGT después de adelantar la FUEL LEVER - Nq hay aumento de N 1 6 N 2 después de tener indicación de EGT - Rápido aumento de EGT excediendo los límifes del arranque Dentro de estas causas hay que distinguir entre si se ha avanzado o no la FUEL LEVER, es decir, si se ha metido combustible al motor o no. Si ya se ha adelantado dicha llave, antes de intentar un nuevo arranque, habrá que efectuar un soplado de motor (motoring), girando el motor solamente con la puesta en marcha durante unos segundos sin meter combustible ni encendido, a efectos de tirar el combustible que pudiera estar almacenado en cámaras y que podría causar una explosión en la puesta en marcha siguiente. Existen dos causas que condicionan dos arranques típicos y que reci~ ben los nombres de "Arranque colgado" y "Arranque caliente". Se denomina "ARRANQUE COLGADO" a aquél en el que las revoluciones del motor, se estabilizan por debajo de sus valores normales, es decir, no llegan a alcanzar sus vueltas de funcionamiento normal a ralentí. Así mismo un "ARRANQUE CALIENTE" se produce cuando se sobrepasa la E.G.T. límite. Un alto Fuel Flow durante el arranque es un indicio de que puede producirse.

PUESTA EN MARCHA CON BATERIA El tipo de corriente más utilizado para la ignición, como ya se ha comentado en éste mismo capítulo, es la alterna. Sin embargo los motores pueden arrancarse utilizando corriente continua procedente de la batería del avión, cuando no se disponga de corriente alterna. El procedimiento de arranque es similar al normal, realizándose todos los chequeos previos a la puesta en marcha, como pruebas del sistema anti-incendios de motores y A.P.U., comprobación de distintos sistemas e indicadores, y en general todo lo que no requiera corriente alterna. ©Editorial Paraninfo/175

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En la puesta en marcha con batería, no se dispone del indicador de presión neumática, pues también funciona con corriente alterna. El encendido puede partir de una barra continua, como en el DC-9 y desde ahí a través de un inversor llega a las bujías. En el B-727, al selectar la. posición STANDBY en el selector de corriente ESENCIAL, se energizan las barras ST ANDBY desde la batería. Es decir, será la batería la que, a través del inversor, alimentará la barra STANDBY AC y desde esta barra se alimentará al excitador y bujía de la ~ámara número 4. La puesta en marcha se realiza igual, teniendo en cuenta que no disponemos de indicadores, ni luces del sistema de aceite, ni de ninguna otra indicación de ayuda salvo N 1 , N 2 y E.G.T. Una vez arrancado un motor, al meter su alternador en barras, disponemos ya de corriente alterna. Ese será el momento para completar los ' chequeos pendientes por falta de ese tipo de corriente. ARRANQUE CRUZADO

Se ha analizado cómo un motor con puesta en marcha neumática podía arrancarse utilizando cualquiera de estas fuentes: carro exterior de neumático, A.P.U. u otro motor ya en marcha. Este último caso es pues el que pasamos a analizar. En general será muy raro el tener que realizar una puesta en marcha por este procedimiento y además no es aconsejable por la enorme aceleración a la que hay que someter al motor en una zona de "parking". Así pues, si no hubiese otra posibilidad, con los interruptores de neumático abiertos, se debe adelantar el motor funcionando hasta que dé la presión de neumático necesaria para el arranque (de 30 a 40 p.s.i.). En el Pratt & Whitney JT8D habrá que adelantar el mando de gases hasta casi el 80 por 100, por lo que habrá que vigilar cuidadosamente la zona de escape. Conviene recordar que la puesta en marcha necesita presión de neumático y no flujo. Es decir, no servirá de nada adelantar dos motores al 40 por 100 en vez de uno al80 por 100. De aquella manera tendríamos flujo, pero la presión sería la misma de uno, que de dos motores. REGIMENES DEL MOTOR (ENGINE RATINGS)

Los regímenes del motor representan los diferentes empujes que pueden ser aplicados en distintas condiciones, tales como despegue, subida, 176/© Editorial

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crucero, etc. Las tablas o gráficos de estos regímenes figuran en el Manual de Operación del avión.

EMPUJE DE GO-AROUND

Es el mismo que el de despegue. pero se realiza con mayor velocidad. Está limitado igual que el de despegue.

EMPUJE DE DESPEGUE HUMEDO (WET TAKEOFF THRUST)

Es el máximo empuje aplicable para motores con inyección de agua. El régimen está restringido a despegue (take-off) un tiempo limitado, y puede tener además limitaciones de altitud, aire ambiente o temperaturas de agua.

EMPUJE DE DESPEGUE SECO (DRY TAKEOFF THRUST)

Es el máximo empuje aplicable sin el uso de inyección de agua, desarrollado estáticamente, en condiciones standard a nivel del mar. El régimen se selecta, colocando la palanca de gas hasta obtener el E.P.R. ó NI preselectado de acuerdo con la temperatura ambiente y la presión barométrica. Tiene un tiempo limitado de 5 minutos (y hasta 1O m. si está certificado) y se utiliza solamente para despegue y cuando se requiera para las operaciones de aterrizaje con empuje de reversa. El Empuje de Despegue y el Máximo Continuo son los dos únicos que fija el F.A.A. para cada motor. Dado que el empuje selectado es menor que la disponibilidad de plenos gases (full throttle) del motor, es importante que los parámetros de empuje de despegue cumplan las limitaciones de este régimen.

EMPUJE MAXIMO CONTINUO (MAXIMUM CONTINUOS THRUST)

Es el empuje aprobado por el F.A.A., desarrollado estáticamente o en vuelo, en atmósfera standard y a una altitud específica. Se puede utili© Editorial Paraninfo/177

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zar sin restricciones de tiempo. El Empuje Máximo Continuo está autorizado para uso en emergencia (por ejemplo parada de un motor), a discreción del piloto de acuerdo con los requerimientos de certificación del avión y para las operaciones de subida (climb) definidas por el fabricante del avión. Este empuje en algunos motores coincide con el Máximo de Subida (Maximum Climb Thrust).

EMPUJE MAXIMO CRUCERO (MAXIMUM CRUISE THRUST) Es el máximo empuje permitido en vuelo de crucero, de acuerdo con la altitud y temperatura. El Máximo de Subida y el Máximo de Crucero no están sujetos a las especificaciones del F.A.A.

RALENTI (IDLE) Aunque no es ningún régimen de motor, es sin embargo, la posición mínima de gases para la operación, tanto en tierra como en vuelo. Se obtiene retrasando la palanca a la posición IDLE (Ralentí).

EMPUJE REDUCIDO La razón del empuje reducido se fundamenta en evitar la aplicación del empuje normal de despegue (Take Off EPR), cuando exista una diferencia entre M.T.O.W. (Maximum Take Off Weight) y el actual Take Off Weight, aliviando de esta forma a los motores y alargando sus revi· siones y vida útil. A efectos de no disminuir la seguridad del avión, cuando se realiza este procedimiento (depende de las distintas flotas y siempre a criterio del CM-1, pero en general en todos los vuelos salvo el primero del día), la F.A.A. ha impuesto las siguientes limitaciones: - La máxima reducción de empuje no debe ser superior al 1O por 100 del empuje máximo disponible. - No utilizar empuje reducido, cuando existan en la pista condicio178/© Editorial

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nes de nieve, fango o lluvia, o haya que utilizar el procedimiento · anti-ruidos en determinados aeropuertos. - Las velocidades de despegue para esta operación deben cubrir ampliamente los márgenes establecidos para el control del avión en tierra (VMcG) y en el aire (VMeA). - Comprobar periódicamente que el motor es capaz de proporcionar el máximo empuje de despegue. Esta es la razón por la cual no suele emplearse este procedimiento en el primer vuelo del día. Asímismo, no se aplicará cuando el M.T.O.W. esté limitado por obstáculos, energía de frenada o velocidad de ruedas. Este procedimiento satisface las limitaciones de despegue con un motor parado (One engine out take off performances). No obstante, en caso de fallo de un motor se puede selectar E.P.R. de GO-AROUND en el motor o motores restantes, a discreción del CM-l. En los Manuales de Operación del avión figura un capítulo de Operaciones Especiales en el que existe una tabla que nos da la reducción de E.P.R. en función de una serie de parámetros, como son el Q.F.E. (presión al nivel del aeródromo), O.A.T. (Out-side Air Temperature) y la diferencia entre el M.T.O.W. y el T.O.W., es decir, el peso con el que se va a efectuar el despegue. Los valores de la tabla son válidos para cualquier calaje de flaps. Para el motor JT8D-9 la reducción oscila de .01 para diferencias de unos 1.000 kg de peso hasta .12 para difer~ncias de 12.000 kg. La reducción será mayor cuanto menor sea el calaje de flaps. Es decir, cuando se requiera una reducción máxima de E.P.R., se utilizará la posición de flaps de despegue de menor calaje, que es la que proporciona en tablas el máximo peso al despegue, pues de esta manera, la diferencia entre dicho peso y el actual será mayor. Las velocidades V1 (velocidad de decisión) y VR (velocidad de rotación), se incrementarán aproximadamente en 1 knot por cada .05 de reducCión de E.P.R.

Causas de deterioro en las actuaciones del motor El número de horas de operación del motor va deteriorando sus "Perfomances". Esta pérdida de actuaciones será tanto menor, cuanto más rigurosamente se hayan respetado sus límites de operación. © Editorial Paraninfo/179

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Aún así, por ejemplo, un motor con 5.000 horas de vuelo puede sufrir aumentos de fuel-flow en crucero entre 0,4 y 3 por ciento y aumentos de E.G.T. de unos 10°C o l2°C. Las causas fundamentales de este deterioro son: - Excesiva holgura entre los álabes, tanto del compresor como de la turbina y la envuelta exterior. - Fugas de aire del conducto del fan, a través de los sellados de las reversas. - Pérdida de eficiencia o rendimiento, debido a la erosión de los álabes. - Acumulación de suciedad en los álabes del compresor. Para evitar este último problema, que conlleva aumentos de consumo y posibles "compressor stall", los compresores suelen lavarse periódicamente con agua a presión. Por ejemplo, el Pratt Whitney JTSD-9 del B-727 cada 1.300 horas de funcionamiento aproximadamente.

ENTRADA DEAIRE

r\. Ll' ---Ca

a : Abertura

axial

Ca : Area de captvra de pórticulos

Fjg. 99 b). Diseño de entrada.

En el diseño de motores turbofan se ha comprobado (Fig. 99 b) que un aumento de la abertura axial (a) entre el fan y la carcasa que divide ambos flujos permite una mejor centrifugación de las partículas que puedan erosionar y ensuciar los compresores. 180/© Editorial

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X Power Unit) CAPITULO

A. P. U. (Auxiliar y

GENERALIDADES

El A.P.U. o unidad de potencia auxiliar es un elemento instalado en determinados aviones, con el propósito principal de hacerlos autónomos respecto a la ayuda de energía exterior. Las misiones fundamentales del A.P.U. son suministrar energía eléctrica y neumática. En general todos los A.P.U. proporcionan estos dos tipos de energía en tierra. En vuelo, varía según los diferentes aviones. Pongamos unos ejemplos. El DC-9 suministra en el aire sólo potencia eléctrica, el B-727 ninguna de las dos, puesto que su A.P.U. sólo se utiliza en tierra, y el Airbus A-300 puede suministrar además de energía eléctrica, potencia neumática en vuelo hasta unos 15.000 pies. Vemos por tanto, que en vuelo depende de las características de los distintos aviones y de sus requisitos de potencia eléctrica y neumática. Básicamente el A.P.U. es un motor de turbina de gas, que puede ser centrífugo, axial o una combinación de ambos. El eje de la turbina está acoplado a la sección de arrastre de accesorios para mover dichos accesorios y al generador (Fig. 100). En la Fig. 100, podemos observar una sección del APU que incorpora el B-727. La turbina está formada por dos escalones de compresor; el primer escalón es centrífugo de doble cara. Comprimido en parte el aire, ést~ pasa al segundo escalón, también centrífugo, donde recibe el último incremento de presión, para pasar, a continuación, a la cámara de combustión de tipo toroidal, donde se inyectará el combustible y se encenderá la mezcla; finalmente los gases salen al exterior. En la Fig. 100 se aprecia que el aire, una vez comprimido en el segundo escalón, puede ser sangrado al sistema neumático, una de sus dos misiones fundamentales. La otra, mover un generador para proporcionar © Editorial Paraninfo/181

A.P.U. (AUXILIAR Y POWER UNIT)

COMBPSTIBLE AL SISTEMA

NEUMA~~=:,:::;,

AL SISTEMA ELECTRICO

t

18 ' ESCALON DE COMPRESOR (DOBLE CARA)

Fig.lOO.-EsquemadelA.P.U. (B-727).

·corriente alterna, lo efectúa a través de la caja de accesorios, impulsada ésta por el propio eje de la turbina. Prácticamente todo el funcionamiento del A.P.U. es autoJllático. En operación normal, lo único que hace el tripulante es ponerlo en marcha y pararlo. En caso de exceso de cargas, el sistema eléctrico tiene prioridad sobre el neumático. El aceite para su lubricación es un sistema autónomo, de colector seco, es decir, fuera del cárter, que proporciona lubricación a presión atodos los cojinetes y engranajes de la unidad. El combustible procede de uno de los depósitos y, a través de diferentes válvulas, llega a una sola cámara de combustión. El control de combustible regula el flujo para mantener una velocidad de turbina constante en condiciones de carga variable y para mantener la temperatura de turbinas dentro de la zona de seguridad. El sistema de puesta en marcha se efectúa a través de un motor de CC que se alimenta de la batería. Asimismo, una bujía en la cámara de combustión, mantiene la ignición hasta que la turbina ha alcanzado un número de vueltas suficiente. Para la puesta en marcha, es imprescindible 182/© Editorial

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A.P.U. (AUXILIARY POWER UNIT)

que el interruptor de BATERIA esté en ON. En algunos aviones (DC-9 y B-727) debe estar la batería en ON durante todo el funcionamiento, pues si se pone el interruptor en OFF se para inmediatamente. El A.P.U. dispone de una serie de controles que hacen que la unidad una vez iniciado el ciclo de puesta en marcha, realice todo el proces~ automáticamente. Dichos controles automáticos actúan en función de las r.p.m. de la turbina. Conviene recordar los valores más característicos, para la posterior comprensión de la operación del A.P.U. En la puesta en marcha y hasta el 35 por 100 de r.p.m. actúa el motor de arranque del A.P.U. A esta velocidad se desconecta. La ignición entra en funcionamiento aproximadamente al 5 por 100 de r.p.m. y se desconecta al95 por lOO de r.p.m. A estas vueltas el A.P.U. se estabiliza y a partir de este momento se le puede demandar energía eléctrica o neumática. Si el A.P.U. alcanza el 110 por 100 de r.p.m., se para automáticamente por sobrevelocidad. Igualmente se para en caso de fuego y si la presión de aceite de la unidad cae por debajo de 3 p.s.i. aproximadamente. El generador movido por el A.P.U. es idéntico al de los motores, si bien no necesita C.S.D. (Constant Speed Orive), pues sólo estará operativo una vez que el A.P.U. se estabilice. A diferencia de los motores, su· turbina no sufre cambios de régimen. La próxima generación de aviones, vendrán impulsados probablemente por motores "propfan" (U.H.B.) y dispondrán de V.S.C.F. (Variable Speed Constant Frecuency) en fugar de los típicos alternadores que necesitan C.S.D. Las características de estos dispositivos son: 75/90 KVA, refrigerados por aceite y convertidores en la sección delantera del avión. Llevarán además A.D.G. (Air Orive Generator) similar al que utiliza. hoy el DC-1 O para uso en emergencia solamente, proporcionando un tercer sistema hidráulico y posible puesta en marcha en emergencia.

UTILIZACION Ya hemos comentado que, fundamentalmente, el A.P.U. se utiliza ef! tierra. El hecho dq proporcionar energía neumática, evita la utilización de un carro extetior neumático para la puesta en marcha de motores. así como para el acondicionamiento del avión. Igualmente y una vez estabilizado, se dispone de corriente alterna de un generador, igual que los de los motores. © Editorial Paraninfo/183

A.P.U. (AUXILIARY POWER UNIT)

En el avión DC-9, el generador del A.P.U. es una fuente de reserva en vuelo, en caso de parada de un motor o fallo de uno o los dos generadores. En el B-727 se utiliza exclusivamente en tierra. Una vez se ha efectuado la toma, y durante el rodaje, el mecánico pone en marcha el A.P.u.: y efectúa la transferencia de los generadores de motores al del A.P.U., pasando éste a hacerse cargo de lás demandas eléctricas. En una escala, se mantienen los motores parados y el A.P.U. como se requiera. El A.P.U. se parará antes de despegar (p. ej. rodando a cabecera de pista).

CONTROLES E INDICADORES Con algunas variaciones según los aviones, el panel de control en cabina del A.P.U., dispone de los siguientes indicadores (Fig. 101).

AUX POWD UNIT GENERATOR START CLOSE

ON~t,®®

OFF CIRCUIT OPEN TRIP . nELD CLOSE AUTO FIRE . . SHUTDOWN OFF

'\EJ'

BOTTLE DISCHARGE

~ ~ TRfP

RMED

Fig. 101. Panel del A.P.U. en la cabina de vuelo (B,727).

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A.P.U. (AUXILIARY POWER UNIT)

Interruptor MASTER en la parte superior izquierda, con tres posiciones. La posición OFF recibe una seiíal neumática del propio A.P.U. que incide en el sensor de sobrevelocidad de 110 por 100 de r.p.m. y hace que se pare. Es decir, en operación normal, el A.P.U. se para por sensación de sobrevelocidad, naturalmente sin alcanzarla. En la posición ON se abre la válvula shut-off de combustible, que arma el circuito de arranque automático. La posición START (momentánea), energiza el motor de arranque y activa el circuito de arranque automático. A continuación vemos los interruptores de GENERATOR y FIELD RELAY. El primero sirve para meter el generador en barras y el segundo corresponde al relé de campo del altemador del A.P.U. Las luces asociadas a cada interruptor indican que el circuito está abierto. Arriba, a la derecha, se encuentra el maneral de fuego del A.P.U. En caso de fuego se ilumina la parte delantera y comienza a sonar un timbre en cabina. Al tirar de él hacia afuera, se corta el combustible y se abren los relés FIELD y GENERATOR, y además, se arma el interruptor BOTTLE DISCHARGE situado en la parte inferior del maneral. Al pulsar dicho botón se efectúa la descarga de la botella de agente extintor para el A.P.U., como se verá en el Cap. XI. Debajo de ~icho botón se encuentra el interruptor de prueba del sistema y a la izquierda el AUTO FIRE SHUTDOWN, que permite efectuar la prueba con el A.P.U. en marcha, sin pararlo. Los indicadores de la parte inferior son el amperímetro, para ver las cargas eléctricas cuando el generador del A.P.U. o el EXTERNAL POWER están suministrando cargas al avión, y el indicador de E.G.T. Al demandarle cargas, la temperatura aumenta. Este A.P.U. no lleva tacómetro, como el del DC-9, pero en cambio lleva una luz "A.P.U. CRANK", en el panel auxiliar del Mecánico de Vuelo que se enciende del O al35 por 100 de r.p.m., coincidiendo con el enganche de la puesta en marcha del A.P.U.

PANELDECONTROLDETIERRA El A.P.U. dispone, además del panel de cabina ya comentado, de un panel en tierra anexo a la propia unidad, que suele estar ubicada en la zona trasera del fuselaje o en los alojamientos del tren principal(B-727). © Editorial Paraninfo/185

AP.U. !AUXILIARY POWER UNITl

La misión fundamental de dicho panel es parar el A.P.U. en caso de fuego y efectuar la descarga de la botella extintora, sin necesidad de subir a cabina. Para detectar este aviso desde tierra se enciende una luz en el propio panel a la vez que suena una bocina o timbre.

Ya hemos comentado que el A.P.U. debe pararse automáticamente en caso de fuego, pero la operación es realizar una serie de pasos como si no se hubiese parado. Algunos aviones permiten, además de la parada desde tierra, la posibilidad de poner en marcha el A.P.U., siempre que en cabina de vuelo estén en ON el interruptor MASTER y la batería. En la Fig. 102 se muestra el panel en tierra del B-727 situado en el alojamiento izquierdo del tren de aterrizaje, aliado del A.P.U. A Ja izquierda y bajo guarda, lleva el interruptor de parada. En el centro, el manera! de fuego que se activa tirando de él hacia abajo y arma el botón "BOTTLE DISCHARGE" para efectuar el disparo de la botella. El botón "HORN CUTOUT" sirve para silenciar la alarma de fuego.

OPERACION La puesta en marcha y parada del A.P.U. obedece, como ya hemos comentado, a determinadas características del avión, que se indican en los procedimientos de su operación.

Es muy importante recordar que antes de la puesta en marcha del A.P.U., se debe comprobar el estado de la batería y que su interruptor se encuentra en ON. A continuación se coloca el interruptor MASTER en START o se suelta a ON o RUN. Está cargado con muelle en esa posición. Una vez que se ha estabilizado por encima del 95 por 100 de r.p.m. o alcanza su temperatura de funcionamiento, se le demandará energía neumática o eléctrica (metiendo su generador en barras), según se requiera,. En la parada, es conveniente quitarle las cargas y dejar que se estabilice por debajo de una determinada temperatura. Al colocar el interruptor MASTER en OFF, se alerta el sensor de sobrevelocidad delllO por 100 de r.p.m., al incidir en dicho sensor un sangrado de aire del propio A.P.U. 186/© Editorial

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A.P.U. (AUXILIARY POWER UNIT)

o Fig. 102. Panel del A.P.U. en tie"a {B-727).

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1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1

CAPITULO

XI

Sistema contra incendios GENERALIDADES Existen en el avión una serie de zonas que llevan detección de sobretemperatura mediante avisos en cabina. Estas zonas suelen ser las bodegas, los alojamientos del tren, el voladizo de los motores, etc. En general, son unos elementos sensores que envían la correspondiente señal a cabina y encienden una luz de aviso. La forma de actuación es seguir un procedimiento que figura en la lista de procedimientos condi-. cionales. Asimismo, existen en el interior del avión, tanto en el "cockpit" como en cabina de pasaje, botellas extintoras portátiles de diferentes tipos (BCF-Bromocloro Difluorometano-Agua-C0 2 , etc.), para los diferentes tipos de fuego que puedan producirse en cabina. En esta descripción, nos vamos a ceñir a la protección de fuego de motores y A.P.U., por constituir emergencias que entran de lleno en el tema que nos ocupa. Así pues, el sistema contra incendios se divide en dos partes: detección y extinción de incendios, tanto para motores, como para el A.P.U.

PROTECCION DE FUEGO Esta protección comprende en general el uso de sistemas de: - detección de fuego -detección de sobretemperaturas - detección de humo -detección de fuego fijos - detección de fuego portátiles - supresión de llama De alguna forma lo mandatorio y de acuerdo con las F.A.R. Part. 25, las zonas que deben llevar detección y extinción de fuego en aviones reactores son los motores y el compartimento del A.P.U. © Editorial Paraninfo/189

SISTEMA CONTRA INCENDIOS

Siguiendo las normas ya mencionadas FAR 25, se requieren extintores de "un solo disparo" en el compartimento del A.P.U., y de "dos disparos" o descargas en cualquiera de los motores del avión.

SISTEMA DE DETECCION El sistema de detección, proporciona el aviso de fuego en el motor y sus mamparos cortafuegos, así como en el área del A.P.D. Este sistema es eléctrico, sensible al calor y responde a una señal de sobretemperatura o de fuego localizado. mediante la activación de luces en cabina y timbre de alarma (Fig. 103 ). BARRA CALIENTE BAT. (HOT BUS)

T INTERRUPTOR DE PRUEBA (TEST)

CONDUCTORES INTERIORES

O INCONEL

Fig. 103. Sistema detector (Kidde ).

Los elementos sensibles están encerrados dentro de un recubrimiento que les proporciona protección contra impactos. Hay dos elementos sensores (loop) A y B, dentro de un único recubrimiento, proporcionando de esta manera un sistema duplicado (Fig. 104 a); es decir. cualquiera de dos sistemas puede funcionar independientemente. Los elementos sensores (Fig. 104 b) son termistores, es decir, materiales que tienen la propiedad de disminuir la resistencia a medida que aumenta la temperatura, al revés de lo que ocurre con los metales. Estos termistores 190/© Editorial

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SISTEMA CONTRA INCENDIOS

Elemento detector Carcasa de inconel

Hilo de masa

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Recubrimiento perforado

Aislamiento del termisor

Espaciador de asbesto

Fig. 104 a). Elemenros sensores.

ELEMENtOS DEL VOLADIZO

ELEMENTOS DEL NUCLEO

ELEMENTOS DEL FAN

Fig. 104 b). Localización de elemellfos sensores !CF6-50). © Editorial Paraninfo/191

SISTEMA CONTRA INCENDIOS

suelen ser semiconductores con coeficientes térmicos negativos, que producen el efecto comentado. El elemento, al detectar una sobretemperatura, cierra un circuito, el cual enciende una luz en cabina a la vez que suena un timbre. El avión DC-9 (sistema AND - En BOTH el avión tiene que ser de A y B), lleva en el overhead panel (panel del techo), seis luces rotuladas, dos a dos, LOOP A y LOOP B, con un interruptor en el centro (Fig. 105). Las dos de la izquierda corresponden al motor izquierdo, las de la derecha al motor derecho y las dos centrales, al A.P.U.

Fig. 105. Panel de aviso de fuego en el techo (DC-9).

Los interruptores centrales tienen 3 posiciones, LOOP A, BOTH y LOOP B. En operación normal el interruptor va posicionado en el centro (BOTH), con lo cual debe recibir señal de fuego en los dos elementos A y B a la vez. Además, en el panel de aviso de fallos del techo hay una luz rotulada FIRE DETECTOR LOOP, que se enciende siempre que lo haga cualquiera de las seis luces de LOOP ya comentadas. Finalmente el aviso más directo de fuego en el motor es un manera} o palanca cortafuegos que se ilumina en rojo en el glare shield panel (panel de visera) encima del panel de instrumentos del motor (Fig. 106). Así pues, en el DC-9, en caso d·e producirse fuego en un motor, el izquierdo por ejemplo, se encenderán los dos avisos LOOP A y LOOP B del motor izquierdo del techo (siempre que el interruptor vaya en BOT.fU la luz FIRE DETECTOR LOOP, el maneral izquierdo y sonará un timbre en cabina. · 192/© Editorial

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SISTEMA CONTRA INCENDIOS

Si el fuego es en el alojamiento del A.P.U., se encenderán los LOOP A y B del A.P.U., la luz FIRE DETECTOR LOOP y l}na luz roja adyacente a ésta en el panel de avisos del techo, rotulada A.P.U. FIRE, además de las dos MASTER WARNING. En este caso, no suena el timbre.

1

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3

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~~~~=~ Fig. 106. Panel de visera IB-727).

En el B-727, es un sistema ORen vez de AND como casi todos los aviones. El aviso es de A ó B. Fig. 105, el procedimiento de detección es similar, si bien, lleva un sistema discriminador que permite dar aviso de fuego o de detector inorerativo. en caso dl' producirse un cortocircuito. Es decir, en caso de fuego de motores, el valor de la resistencia del circuito, pasa a ser cero en un intervalo de tiempo. La tarjeta de control del circuito, lo analiza y envía una señal que enciende el manera! y hace sonar el timbre de alarma. Cuando se produce un corto, la resistencia del circuito, pasa de su valor a cero instantáneamente. Inmediatamente la tarjeta de control envía una señal a cabina que enciende la luz DETECTOR INOP. Posteriormente hay un procedimiento en la lista de procedimientos condicionales, que nos permite saber si el sistema inoperativo es el A o el B.

SISTEMA DE SENSOR GASEOSO Este sistema consiste en un tubo de acero envuelto con una cubierta de teflón. El tubo almacena un gas y en su interior hay un espira denominado "elemento discreto" que mantiene o expande el gas en función de la temperatura. Cuando sube la temperatura en el entorno del tubo, la presión del gas aumenta y desplaza el diafragma, que al hacer contacto, activa los avisos de fuego (Fig. 107.a). © Editorial Paraninfo/193

SISTEMA CONTRA INCENDIOS

CONEXION ELECTRICA PARA LA PRUEBA TEST ELEMENTO DISCRETO

A A LOS AVISOS DE FUEGO

Fig. 107.a. Sistema de sensor gaseoso.

La ventaja de este sistema es que no necesifa discriminador de fallo, pues es imposible que haya cortocircuito. Para realizar la prueba de fuego en el prevuelo, el tubo de acero está conectado al sistema eléctrico y se calienta para producir el mismo efecto que si hubiese alta temperatura en el entorno.

SISTEMA DE RAYOS INFRARROJOS

Consiste en células fotoconductoras sensibles a los rayos infrarrojos. Por tanto, el elemento sensor no depende de la temperatura. La célula detectora emite una señal eléctrica proporcional a la intensidad del infrarrojo. Para evitar falsas alarmas, un relé en el control activa la alarma, sólo cuando alcanza un cierto nivel.

SISTEMA DE DETECCIÓN DE HUMO

A veces, en grandes compartimentos de carga, los elementos detectores que se han mencionado, no cubren todo el volumen a proteger. Además, en estos espacios, se suelen dar a menudo situaciones de elementos que comienzan a arder sin llama, resultando en estos casos más efectivo el sistema de detección de humo. 194/© Editorial

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SISTEMA CONTRA INCENDIOS

Se han utilizado sistemas elementales, como forzar el aire de bodegas hasta la cabina, o bien un visor en el panel de instrumentos de cabina, que se ilumina en caso de detectar humo. Sin embargo, la mayoría de los aviones, en la actualidad utilizan células fotoeléctricas. El sistema está formado por una célula y una lámpara emisora de haz luminoso. La luz y la célula no están alineadas, por tanto ese haz no puede excitar la célula. Al aparecer una concentración de humo tan pequeña como un 10%, el rayo es desviado hacia la célula, originando una pequeña intensidad que la activa. El sistema detector está conectado eléctricamente a luces de aviso y a veces al timbre de aviso de fuego de cabina (Fig. 107.b). ENTRADA AIRE/HUMO

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AL AMPLIFICADOR DETECTOR DE HUMOS

AIRE/HUMO

Fig. 107.b. Detector de humo de célula fotoeléctrica.

SISTEMA DE EXTINCION DE FUEGO FUOS Todos los sistemas de extinción en los distintos aviones, son muy similares. Se suele utilizar gas freón (almacenado en forma líquida) como agente extintor, utilizando nitrógeno o aire seco para presurizar las botellas. Tiene la ventaja de que no daña o contamina después de haber sido usado. El bromotrifluorometano no es venenoso cuando se encuentra almacenado; sin embargo en contacto con otros materiales y en caso de producirse combustión, la reacción química puede generar gases tóxicos. © Editorial Paraninfo!l95

SISTEMA CONTRA INCENDIOS

Es importante, por tanto evitar el contacto con el agente extintor, no respirar sus gases, ventilar las áreas afectadas antes de acceder a las mismas. Estas botellas están selladas herméticamente con un disco o membrana que será perforada por una pequeña carga explosiva o detonador de fulminato de mercurio (squib) al girar el maneral o pulsar el botón de descarga de la botella (Fig. 107.c).

1DISCO

ROJO (SOBREPRESION)

ENVUELTA

DETONADOR

:::===::::1

DISCO AMARILLO (DESCARGA)

MOTOR O APU

Fig. 107.c. Esquema del sistema extintor de.fitego. ( MorodAPUJ.

Este sistema debe ser eficaz en 2 segundos desde ·que se conoce la condición de fuego. Para la extinción del fuego, una vez comprobados los avisos de cabina que hemos comentado, el avión dispone de botellas extintoras. Su número varía, así como la forma de alimentación. Por ejemplo, el DC-9 lleva dos botellas en la zona trasera del avión, aliado de la escalera ventral, que pueden utilizarse indistintamente para el A.P.D. o para los motores. El B-727 lleva dos botellas para extinción indistintamente de cualquier motor y una exclusivamente para el A.P.D. Las botellas contienen un gas extintor (freón, bromocloro-difluoro metano, etc.) a unas 600 ±50 p.s.i. en un día standard. La presión para la descarga se efectúa con nitrógeno. Al detectarse la señal de sobretemperatura, se tira del manera} contraincendios, que estará iluminado, hacia afuera. Esta operación cierra una 196/© Editorial Paraninfo

SISTEMA CONTRA INCENDIOS

serie de válvulas de diferentes sistemas para aislar la condición de fuego y evitar que vaya a más. En general corta la válvula shutoff del sistema de combustible, hidráulico, neumático y abre el field relay o relé de campo del generador. El manera! permanece encendido mientras exista la condición de fuego. Si el fuego continúa, en el avión DC-9, se gira el maneral en un sentido (descarga de una botella) y si fuese necesario en sentido contrario, con lo que descargaríamos la otra. El vaciado de la botella es total, no puede descargarse parcialmente. En el avión B-727, una vez se ha tirado del manera! hacia afuera, se pulsa un botón situado debajo del manera! para hacer el efecto de descarga. Tanto al girar el maneral como al pulsar el botón de descarga, se manda una señal eléctrica a una pequeña carga explosiva ( squib ), situada en la salida de la botella, justamente en el conducto de descarga, como ya se ha comentado. Al explotar dichas cargas abren una membrana que mantiene el gas a presión. Una vez rota ésta, el agente extintor se dirige al motor y se enciende al lado del manera! una luz rotulada BOTTLE DISCHARGED (B-727), o AGENT LOW PRESS (DC-9) indicando que la botella se ha descargado. Además, algunos aviones como el B-727, llevan dos discos rojos (uno por botella) y uno amarillo adosados al fuselaje. En caso de despresurizarse alguna botella por descarga térmica salta uno de los discos rojos. Si se ha disparado el sistema por fuego, salta el amarillo. La tripulación, en su chequeo prevuelo exterior al avión, comprobará que dichos discos no han saltado. El sistema de extinción del A.P.U. es similar al del motor. Como hemos visto al estudiar dicha unidad, lleva un panel de control en cabina y otro exterior al lado del propio A.P.U., para mantenimiento. Así pues, el aviso de fuego encenderá las luces ya comentadas en cabina y si el avión está en tierra se encenderá la luz FIRE del panel de tierra y sonará una bocina al lado del A.P.U. (DC-9), o en el alojamiento de tren de morro (B-727). Puede pararse el A.P.U. y descargarse la botella, indistintamente desde el panel de cabina o del panel exterior. De hecho el A.P.U., como vimos, debe pararse automáticamente en caso de detectar fuego, si bien la operación a seguir se realiza igual que si no se hubiese parado. © Editorial Paraninfo/197

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En cabina al colocar el interruptor FIRE AGENT en OFF (DC-9), o al tirar del propio maneral del A.P.U. que se ilumina (B-727), se para el A.P.U. al cerrarle la válvula shutoff de combustible y además se arma el circuito de disparo de las botellas. Después se pulsa el interruptor BOTTLE DISCHARGE para efectuar la descarga. Una vez efectuada la descarga a motores o A.P.U., no pueden volver a ponerse en marcha, en tanto mantenimiento efectúe la correspondiente limpieza de elementos. PRUEBA DEL SISTEMA En el chequeo prevuelo y antes de la puesta en marcha, se efectúa la prueba del sistema de protección de fuego. En el DC-9, se pulsan los dos botones situados al lado de los manerales. rotulados TEST LOOPS A y LOOPS B. Se deben encender 12 luces y sonará el timbre. Las luces son: los seis LOOP, FIRE DETECTOR LOOP, APU FIRE, las dos MASTER WARNING y sonará el timbre, que se silencia pulsando el botón BELL OFF (Fig. 108).

Fig. /08. Panel de 1-isera !DC-9).

Si algún LOOP estuviese inoperativo, se seleccionará el contrario, para tener protección de fuego y el vuelo es GO. En el B-727 se realiza por un lado la prueba de fuego de motores y por otro la del A.P.U., por un procedimiento similar.

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CAPITULO

XII

Limitaciones

Todos los Manuales de Operación del Avión, disponen de un capítulo de Limitaciones en el que se contemplan los márgenes de utilización de los distintos sistemas, así como cifras tope durante las diferentes fases de operación. Una vez más a título orientativo se darán en este capítulo las limitaciones del avión Boeing 727 en el Sistema Combustible, Motor y sistemas auxiliares y A.P. U. LIMITACIONES DEL SISTEMA DE COMBUSTIBLE En primer lugar existe una serie de combustibles que cumplen las especificaciones requeridas y que figuran en esta lista de limitaciones. Por ejemplo: CAMPSA . . . . . . . . . . . . . Petróleo RD/2494 CEPSA ............... Jet A-1 ATK SHELL ............... Aeroshell Turbine Fuel650 La temperatura en los depósitos no debe exceder de 49° C. La temperatura mínima en depósitos se debe mantener 3° C por encima del punto de congelación del combustible usado. Para el Jet A es de -37° C y para el Jet A-1 ó B -47° C. Conviene aclarar que el sensor de la temperatura de combustible se encuentra en algunos aviones en un depósito de combustible (por ejemplo: B-727) mientras que en otros (por ejemplo: DC-9) dicho sensor se encuentra situado dentro del motor, después de pasar la bomba de baja presión y a continuación del cambiador de calor combustible/aceite. Pruebas efectuadas en los aviones B-727 y B-747, en recorridos de 500 millas para los primeros y mayores para el B-747 han demostrado que la temperatura de combustible en depósitos difícilmente supera los -20° F (-29° C) siempre que el combustible se haya repostado a más de 6° F (-15° C). Asímismo se demostró que la caída enorme de temperatura se produce durante las dos primeras horas de vuelo, recuperándose luego y manteniéndose posteriormente. © Editorial Paraninfo/199

LIMITACIONES

La calefacción de combustible no debe estar puesta en las tomas, despegues y "go-around", por el sangrado de motor que representa (caída de empuje, subida de E.G.T., etc.). Asimismo se fija en estas limitaciones la máxima diferencia de peso de combustible en los depósitos de planos, para evitar desequilibrios laterales (UNBALANCE). Para el B-727, 1.000 lbs (454 kg) en todas las operaciones: rodaje, despegue, crucero y aterrizaje. Estos desequilibrios pueden evitarse realizando la alimentación cruzada cuando se requiera. Finalmente se f¡ja la mínima cantidad de .combustible en depósitos que es necesaria para operar el avión (por ejemplo: 1.000 lbs en el B-727), así como el mínimo no lanzable. LIMITACIONES DEL MOTOR Y SUS SISTEMAS AUXILIARES NEUMATICO: La primera limitación a tener en cuenta es la presión deJ neumático para la puesta en marcha, que oscila de 30 a 40 p.s.i. según aviones. En el B-727, 30. p.s.i. son suficientes, menos 1/2 para cada 1.000 pies de elevación del campo. En el DC-9 36 p.s.i. menos 1 p.s.i. por cada 1.000 pies de elevación. R.P.M.: Las R.P.M. del moto.r no deben exceder de 100,1 por 100 de N 1 ydellOOpor 100deN2. E.G.T.: A continuación se fijan una serie de valores máximos de E.G.T. según las distintas fases de vuelo, por ejemplo: 590° Cal despegue, 545° e máximo continuo, etc. Temperaturas superiores momentáneas a 590° deben ser apuntadas en el Cuaderno de Vuelo así como la duración de la sobretemperatura. ACEITE: La presión de aceite debe estar entre 40 y 55 p.s.i. Si cae de 35 p.s.i. se debe parar el motor si las condiciones de vuelo lo permiten, o reducir el empuje al mínimo hasta completar el vuelo. La temperatura máxima de aceite para operación continua es 120° C. Se permite un máximo de 15 minutos entre 120° C y 157° C. Pasado ese tiempo el aceite pierde sus propiedades y el motor podría sufrir graves daños. El consumo normal para este motor (JT8D-9) está entre 1/16 y 1/4 de galón U.S. por hora. Consumos superiores a 1/4 de galón deben ser apuntados en el Cuaderno de Vuelo y a partir de 1/2 galón deberá investigarse y posiblemente bajar el motor para inspección. La mínima cantidad para despacho es de 2,5 galones U.S. La cantidad de aceite puede ser verificada, en caso de duda de la lectura de los indicadores, J?Or medio de una varilla que lleva el depósito. Asimismo es muy impor200/©

Editorial Paraninfo

LIMITA ClONES

tante insistir en que siempre que se recargue alguna cantidad de aceite, debe ser reflejado en el Cuaderno de Vuelo, pues de lo contrario Mantenimiento no puede llevar el historial del motor de manera adecuada (investigación de averías, pérdidas, desmontajes prematuros, etc.). IGNICION: En cuanto a la ignición, la lista de limitaciones recuerda que debe estar conectada en todos los despegues y aterrizajes. Si hay que mantenerla por más tiempo conectada se debe poner 1O minutos y desconectarla 20 minutos. Si no es posible, 10 minutos conectada y 10 minutos desconectada, lo que se denomina ciclo duro. Al llevar dos bujías una irá puesta, mientras la otra descansa. MOTOR DE PUESTA EN MARCHA: Se dan una serie de cifras máximas_para el arranque de motores. El arranque normal no debe exceder de 30 segundos ("ON") dejándolo 60 segundos desconectado ("OFF"). Si el arranque se queda "coÍgado" (SLOW START)~ se puede mantener 60 segundos "ON" y 60 segundos "OFF". Se harári dos intentos como el comentado, dejando entonces S minutos para enfriamiento. Si hubiese que efectuar un'sop/adó'(MOTORING) se puede mantener 2 minutos la puesta en marcha para arrojar el combustible y a continuación permitir un período de S minutos para enfriamiento. Se puede efectuar un arranque normal con viento en cola hasta 40 nudos. Al no expansionar adecuadamente la tobera, la E.G.T. puede resultar más alta de lo norma~ por lo que deberá vigilarse cuidadosamente, para no exceder sus límites de puesta en marcha. REVERSA: Se recuerda (para este avión) que el empuje intencionado de reversa en vuelo está prohibido. LIMITACION DEL A.P.U.: En el caso del B-727 la primera limitación nos recuerda su utilización en tierra solamente. Al estudiar el A.P.U. se comentó que algunos aviones lo utilizan en vuelo para obtener corriente alterna desde un generador (DC-9) e incluso como fuente de energía neumática (Airbus A-300). Las máximas temperaturas se alcanzarán normalmente durante la puesta en marcha del A.P.U. Para la unidad de este avión la máxima temperatura permitida son 710° C y la máxima continua 663° C. Así mismo, después del arranque y antes de la parada del A.P.U. se debe operar un minuto sin cargas neumáticas. Los tiempos límites de ·arranque son un minuto conectado ("ON") y cuatro minutos desconectado ("OFF'). © Editorial Paraninfo/20 1

) 1

CAPITULO

XIII

Operación normal: fases de operación (listas de chequeo), misceláneas y mantenimiento A título orientativo, vamos a resumir en este capítulo una serie de operaciones a realizar desde que la tripulación se hace cargo del avión antes del vuelo, hasta que lo abandona, una vez concluido éste. Dada la enorme cantidad de puntos concretos que hay que revisar de los distintos sistemas del avión, haremos hincapié para nuestro estudio en aquéllos que afectan al motor y sus sistemas auxiliares. Así pues, y poniendo como ejemplo el avión B-727, con tres tripulantes técnicos 1 , veamos las sucesivas fases, que son: - Prevuelo (PREFLIGHT) - Puesta en marcha (ST ART) - Rodaje (TAXIING) - Despegue (TAKE-OFF) - Subida (CLIMB) - Crucero (CRUISE) - Descenso (DESCENT) - Aterrizaje (LANDING) - Parada (SHUT DOWN). Por supuesto, todos estos procedimientos, así como las maniobras de rodaje, despegue, crucero, aterrizaje, etc., se harán de acuerdo con los procedimientos especificados para cada avión. Así mismo y al final del capítulo se describen de manera somera las distintas revisiones de un avión. PREVUELO (PREFLIGHT) En esta fase, la tripulación se hace cargo del avión. El CM-111 esfectúa el chequeo exterior preliminar y la inspección de cabina, leyendo la correspondiente lista (CM-3 CHECK GUIDE). Por citar algunos puntos de dicho chequeo, verifica el panel exterior del Nota: CM-1 Crew Member 1 (primer piloto) CM-11 Crew Member 11 (segundo piloto) CM-III Crew Member III (Mecánico de Vuelo). © Editorial Paraninfo/203

OPERACION NORMAL: FASES DE OPERACION

A.P.U., presión de la botella de anti-incendios del A.P.U., mandos de vuelo libres, etc. Esta inspección exterior preliminar pretende, que no se causen daños o problemas al energizar el avión con los distintos sistemas. A continuación realiza la inspección y preparación de cabina comprobando lo primero el estado de la batería y colocando su interruptor en "ON". Seguidamente pondrá en marcha el A.P.U. si fuese necesario, una vez hecha su prueba anti-incendios. Cuando se disponga de corriente alterna (carro exterior o A.P.U.) se completará otra serie de pruebas de cabina y/o puesta en funcionamiento de determinados sistemas como aire acondicionado (si se requiere), prueba de anti-incendios de motores, oxígeno, indicadores de cantidad de combustible, sistema hidráulico, instrumentos del motor (E.P.R., N 1 , N 2 , E.G.T. e indicadores de vibración), se coloca a cero la ventanilla de combustible consumido (FUEL USED) del fuel flow, etc. Después realiza la inspección exterior, que consiste en ir viendo los diversos puntos y paneles alrededor del avión que requieren atención, las áreas del tren, estabilizadores, motores, etc. De éstos, es interesante observar la etapa de álabes guías y primera etapa del rotor por posibles daños, así como la zona de turbi_nas y tobera. También se inspeccionarán los drenajes de combustible, libres de pérdidas. Una vez finalizada dicha inspección visual, el CM-111 sube de nuevo a cabina para completar el chequeo de los sistemas que le afectan, a la vez que los pilotos realizan la parte que les corresponde, mandos de vuelo, equipos de navegación, radio, ayudas, etc. Cuando se ha finalizado esta parte, se lee la lista de procedimiento normal (NORMAL CHECK LIST) de antes de poner en marcha (BEFORE START), en la cual se comprobará el combustible, puertas, se quitan los aires acondicionados (si se tuvieran puestos) para poder poner en marcha y se mira si la presión de neumático es suficiente para la puesta en marcha (aproximadamente de 30 a 40 p.s.i.). PUESTA EN MARCHA(START) Una vez firmada la Hoja de Carga por el CM-1, se la pasará al CM-11 (o al CM-111 si lo hubiera), quien calculará los datos de despegue, que serán confirmados por el CM-l. Puesto que puede haber riesgo de daños a personas o instalaciones en tierra durante la puesta en marcha, se recomienda la asistencia de personal técnico en tierra. 204/© Editorial Paraninfo

OPERACION NORMAL: FASES DE OPERACION

El Comandante solicitará de la dependencia A.T.S. la hora prevista del despegue y decidirá el momento de puesta en marcha, evitando consumos innecesarios de combustible. Las comunicaciones con el personal Técnico en Tierra, se harán preferentemente mediante el interfono. La puesta en marcha la realiza siempre el CM-l. El CM-11 y el CM-III vigilarán los parámetros del motor. La operación de puesta en marcha se ha descrito en el apartado correspondiente a la PUESTA EN MARCHA (ver Cap. IX). Recordemos que una vez dispongamos de energías eléctrica y neumática, se mandará ésta hacia la turbina de puesta en marcha al accionar el interruptor correspondiente. El CM-111 anunciará la apertura de la START VALVE en el momento que caiga la presión en el indicador de neumático. El CM-1 verá la indicación de N 2 subiendo. El CM-111 anuncia la presión de aceite subiendo y al alcanzar aproximadamente el 20 por 100 N 2 , el CM-1 adelanta la llave de corte de combustible, siempre que haya algo de N 1 • 'Es interesante recordar que no debe adelantarse dicha llave si no hay giro de N 1 , pues éste pudiera estar agarrotado. Aproximadamente al 20 por 100 al N 2 corresponde un 5 por lOO de N, (en el JT8D-9). A continuación comprueban fuel flow y E.G.L subiendo. Si el arranque se ha efectuado normalmente, al 38 por 100 de N 2 , se cerrará la válvula de puesta en marcha. Debido a ello la presión del sistema neumático subirá de nuevo. El CM-III comprueba que se apaga la luz de baja presión de aceite, la presión de hidráulico sube y se apaga la luz de baja presión de la C.S.D. (Constant Speed Orive). Una vez estabilizados los parámetros de motor se arrancarán los demás motores siguiendo el orden estipulado. Con todos los motores en marcha el CM-III hará la transferencia del sistema eléctrico del A.P.U. o carro exterior a los generadores del avión y se leerá la lista de.AFTER START. En dicha lista los puntos que se miran son: Combustible para despegue (disposición de bombas, etc.), Hidráulico (presión y cantidad), Antihielo de motor (si se requiere) y la zona de rodaje libre de obstáculos, para pasar a la fase siguiente. Si la temperatura de combustible está por debajo de 0° C, se debe poner FUEL HEAT durante un minuto. Conviene mencionar que hasta este punto todas las listas de cabina las lee el Copiloto y realiza el miembro de la tripulación que le corresponda. A partir de este punto, todas las listas las lee el Mecánico de Vuelo y ejecuta el miembro de la tripulaciórí al que corresponda. © Editorial Paraninfo/205

OPERACION NORMAL: FASES DE OPERACION

RODAJE (TAXIING) Una vez realizada la puesta en marcha de todos los motores (en el B-727 el orden es 1-2-3) y leída la lista AFTER START, se iniciará el rodaje solamente cuando el Mecánico de Mantenimiento dé la señal de "calzos fuera" y "libre para rodaje", lo que significa que el equipo de arranque ha sido desconectado. Si en el aeropuerto está establecido el procedimiento de "push back", durante el mismo se atenderá a las comunicaciones de mantenimiento. Durante esta fase se realiza el ajuste de altímetros, de acuerdo con el QNH del aeropuerto de salida. El CM-1 será quien efectúe el rodaje, utilizando con cuidado el empuje de los motores para no producir daños, manteniendo una velocidad moderada, extremando la precaución en los virajes. Los pilotos vigilarán al frente y su lado correspondiente. La lista "TAXIING" se leerá una vez abandonada la zona de obstáculos y se interrumpirá mientras se recibe la autorización del A.T.C. (Air Traffic Control). En dicha lista se pone calefacción de Pitot, se efectúa la prueba de mandos, se realiza la compensación en profundidad de acuerdo con la hoja de carga, se para el A.P.U. (dejándole antes sin cargas neumáticas durante 1 minuto) y se ajustan las pínulas de los indicadores de E.P.R. Antes del despegue se lee otra pequeña lista "BEFO RE T AKE-OFF" en la que se ponen luces, transponder y se coloca la ignición para el despegue. Recordemos en este punto, que la ignición en el motor de reacción solamente es imprescindible durante la puesta en marcha, si bien debe ir puesta en todas las tomas, despegues y cuando las condiciones meteorológicas lo aconsejen o se ponga antihielo de motor. Si existen condiciones de formación de hielo y se pone antihielo de motor, deberá ser computado en el E.P.R. correspondiente, por las pérdidas que incurre dicho sangrado neumático.

DESPEGUE (TAKE-OFF) Y SUBIDA (CLIMB) Antes del despegue, el CM-1 comprobará que cada miembro de la tripulación técnica tiene perfecto conocimiento de la maniobra a realizar y procedimientos en caso de fallo de motor. (Briefing de despegue.) 206/©

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OPERACION NORMAL: FASES DE OPERACION

El despegue lo realizará indistintamente el CM-1 o el CM-11, si bien no podrá ser realizado por este último cuando el peso al despegue sea superior al 90 por l 00 del peso máxiíno autorizado y siempre que las condiciones meteorológicas para el despegue sean iguales o superiores a su mínimo de aterrizaje. Así pues, una vez alineado el avión en la pista, se aplican frenos y se avanzan los gases hasta 1,4 E.P.R. aproximadamente (posición vertical B-727). Luego soltar frenos y avanzar gases hasta Take-off E. P.R. Sea el CM-1 o el CM-11 el que realiza el despegue, el primero será siempre quien avanza los gases y mantiene las manos sobre los mandos hasta alcanzar V 1 • 'El E.P.R. de despegue debe estar ajustado antes de 60 nudos y no se deben realizar correcciones posteriores, pues al aumentar la velocidad el E.P.R. sufrirá pequeñ.as variaciones. Se suele cantar la velocidad de 80 nudos para hacer una última comprobación de instrumentos durante esta fase antes de la rotación. Si se está efectuando un despegue con ·E.P.R. reducido, (ver Cap. IX) el procedimiento será idéntico, pues como se ha comentado dicho procedimiento cumple todos los requisitos de seguridad para caso de fallo de un motor. Solamente al CM-1 compete el tomar la decisión de abortar un despegue. Si así fuere, será él quien asumirá el control del avión. Al alcanzar VR, rotar el avión suavemente para V 2 + 10 nudos, y con grandiente de subida positivo (gradiente positivo de variómetro y altímetro) se sube el tren y se quita la ignición (si no se requiere). Salvo que haya limitación por despeje de obstáculos, o por procedimientos específicos, la altitud de aceleración para retraer flaps se inicía~ rá a 1.000 pies. Después del despegue, no debe iniciarse un viraje a menos de 1.000 pies de altura sobre la pista a no ser por procedimiento de una determinada pista o por instrucciones de Control, pero nunca a menos de 300 pies. Las velocidades se mantendrán de acuerdo con las regulaciones de cada aeropuerto y en ningún momento se sobrepasarán 250 nudos por debajo de la altitud de transición, o 10.000 pies, la que sea inferior. Durante el despegue y subida hasta el nivel de transición deberán llevarse encendidas las luces de aterrizaje. Las éomunicaciones hasta la altitud de transición se expresarán en altitudes QNH. Al penetrar en la altitud de transición, se cambiará a niveles de vuelo (1.0 13,2 mb ), si bien © Editorial Paraninfo/207

OPERACION NORMAL: FASES DE OPERACION

esta norma no es aplicable a todos los Estados, pues dicha altitud de transición la establecen los Estados. Si durante la subida hay nubes y la temperatura RAT/TAT está entre +6° e y -15° e o existe formación de hielo, se pondrán antihielo de planos y motores (este último si no estaba ya puesto con anterioridad). En condiciones severas de hielo se debe mantener un mínimo de 70 por 100 de N 1 y nunca menos del 55 por 100 de N 1 • Un aumento de vibración en operación a bajo empuje con o sin "Engine Anti-ice" puede ser debida a formación de hielo en los álabes del "fan". Esto es más evidente aún si la vibración se produce en más de un motor, en esas condiciones. Cuando la vibración tiene lugar con los antihielos activados (lgnition "ON"), se deben vigilar cuidadosamente las indicaciones de motor, sobre todo la E.G.T. El ajuste de empuje debe hacerse subiendo, cada 5.000 pies de variación o cada 5° C de TAT. Durante esta fase se vigilarán atentamente los instrumentos del motor, recordando que el E.P.R. de despegue sólo puede mantenerse 5 minutos como máximo. Se notificará de 1.000 pies antes del nivel asignado. A 500 pies antes de alcanzar dicho nivel, el régimen de ascenso no excederá de 500 pies por minuto.

CRUCERO (CRUISE) Una vez estabilizado el avión en crucero, se calculará y selectará_con el mando de gases, el E.P.R. de crucero apropiado. Dicho E.P.R. se calcula en las correspondientes tablas en fuJ;tción de la altitud, peso y T.A.T. Además el CM-111 comprobará N 1 , N 2 , E.G.T. y F.F. (Fuel Flow). Durante la fase de crucero, es posible que deba cambiar la operación de combustible (alimentación a motores desde distintos depósitos, etc.) Prácticamente esta fase es de observación de instrumentos exclusivamente, asegurándonos de que todos los sistemas operan normalmente. La tripulación estará atenta a las emisiones VOLMET, así como a la selección de posibles alternativos en ruta, fallos de radio, altitud mínima d·e seguridad, etc. 208/©

Editorial Paraninfo

OPERACION NORMAL: FASES DE OPERACION

Si se encuentra turbulencia, de moderada a severa o hielo, se debe poner la ignición, recordando que debe cambiarse cada 1O minutos para emplear por igual las dos bujías. Es interesante comentar el Procedimiento de Toma de Datos de Instrumentos de Motor (lnstruments Recording Procedure), que debe realizar el CM-111 y apuntar en el Parte de Vuelo. El ENGINE TRENO MONITORING PROGRAM, suministrado por la casa Pratt & Whitney, pretende detectar a través del análisis de distintos parámetros de motor (E.G.T., F.F., E.P.R., N 2 y A.V.M.- Airbone Vibration Monitoring) las tendencias y posibles irregularidades que puedan aparecer en el motor. La toma de datos de este programa debe hacerse cumpliendo las siguientes condiciones: Avión estabilizado entre 2S.OOO y 30.000 pies. Aire en calma. No haber movido los gases en los S minutos anteriores. Sangrados de neumáticos en operación normal con los dos "Packs" de aire acondicionado puestos. - Antihielo de motor y planos cortados como mínimo S minutos antes. - Calefacción de combustible, cortada como mínimo 5 minutos antes. - Menos de 1° C de variación en la T .A.T. en los S minutos anteriores. - Menos de 2 nudos de variación en la I.A.S. durante los S minutos anteriores. La lectura se hará por este orden y con la mayor exactitud (se fijan unas tolerancias): I.A.S., E.P.R., F.F. seguidos de ALT, T.A.T., MACH, E.G.T., N1 , 'N2 , OIL PRÉSS, OIL TEMP, VffiRATION TURB y VIBRATION FAN. Si durante la lectura se producen variaciones en la I.A.S. de menos de 2 nudos o menos de l°C de T.A.T., la lectura se considerará válida. -

Con estos datos, Mantenimiento confecciona unos listados para cada motor, en los que se van siguiendo sus actuaciones y tendencias. Estos datos pueden originar una inspección prematura del motor a fin de evitar dafios mayores.

DESCENSO(DESCENT) Salvo que esté establecido otro procedimiento, siempre que Control y las condiciones del vuelo o meteorológicas lo permitan, el descenso © Editorial Paraninfo/209

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se hará a HIGH SPEED, modalidad que figura en el Manual de cada avión. Se deben evitar regímenes de descenso superiores a 1.500 pies por minuto por debajo de 5.000 pies. El CM-1 decidirá las ayudas que considere oportunas y 500 pies antes del nivel asignado se tendrá un régimen de 500 pies por minuto. Cuando exista se sintonizará el servicio A. T.I.S. (Automatic Terminal Information Service) para recabar información meteorológica (Viento en grados magnéticos y nudos, Visibilidad horizontal, Techo nubes, Temperatura y Punto de rocío). En esta fase se lee la lista de descenso (en el B-727 "10.000 ft DESCENDING"), se calcula el E.P.R. de Go-around y se colocan las pínulas, se observa combustible, hidráulico y presurización. Al descender por debajo del NIVEL DE TRANSICION, se cambian las referencias de altímetros de 1.013,2 mb a altitudes QNH, se comprueban los instrumentos de vuelo, Flight Director y Radios y se encienden las luces de aterrizaje. En las aproximaciones instrumentales con I.L.S. se sacará el flap de aterrizaje al llegar a 1.500 pies o al interceptar la senda de planeo, lo que ocurra más tarde. Antes del aterrizaje se lee la lista de "LANDING", en la cual se coloca la IGNICION, se arman los spoilers, se baja el tren y se comprueban sus luces y se ponen los FLAPS de aterrizaje.

ATERRIZAJE (LANDING) El Comandante deberá verificar que la pista reune los requisitos de y el paso sobre el umbral de la pista deberá hacerse a una altura de 50 pies. Cuando sea el CM-11 el que realice el aterrizaje, efectuará todas las operaciones relacionadas con el mismo (frenos, reversa, etc.), haciéndose cargo del avión el CM-1 antes de alcanzar 60 nudos. Como norma, al apoyarse el avión en el suelo (ruedas principales) se montará la reversa, no metiendo empuje de reversa hasta que la rueda de morro esté apoyada firmemente. En ese momento debe hacerse una comprobación de frenos. aterriz~e

21 0/©

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Una vez fuera de la pista de aterrizaje, se lee la lista de "AFTER LANDING", en la que se quitan las luces de aterrizaje, se quita la ignición, se recogen los flaps y spoilers, se pone el A.P.U. en marcha y se mete su generador en barras si es necesario.

PARADA (SHUT DOWN) Una vez estacionado el avión, se paran los motores, cerrando las llaves de corte de combustible (FUEL LEVERS), se colocan los frenos de aparcamiento, se quitan bombas de combustible, hidráulico y los packs de aire acondicionado. Si el avión va a abandonarse, es decir, no es un tránsito, se realizan algunas acciones más al leer la lista de parada (SHUT DOWN), como son quitar radar, reguladores de oxígeno, A.P.U. y batería.

*

*

*

ETOP'S (Extended Range Operation of Twin-Engine Commercial Airplanes) Las siglas ETOP'S (Extended Twin Operations) son propias de aviones bimotores. 1 La fiabilidad de todos los sistemas del avión en general y de los motores en particular, han permitido en los últimos años que las autoridades aeronáuticas hayan autorizado grandes travesías aéreas con aviones de sólo dos motores. En 1953 la Reglamentación Aeronáutica de U.S.A. prohibe el uso de aviones con dos motores en rutas que tengan un punto a más de 60 minutos de vuelo de un aeropuerto. Esta restricción estaba basada en la fiabilidad de los motores de émbolo. Al comienzo de los años 80 fue aprobada la F.A.A. AC 120.42 (Federal Aviation Administration) que permite volar rutas que en caso de parada de uno de los dos motores, el aeropuerto disponible más cercano se encuentre en un área de 120 minutos de vuelo. Desde finales de los 80 se han extendido de 120 a 180 minutos, lo que permite a estos bimotores cubrir más del 90 % de todas las rutas que existen en el mundo. Para su aprobación se exigen al avión una serie de requisitos que, por ejemplo, para el B-767 son: Fiabilidad por número de horas sin fallo de motores. © Editorial Paraninfo/211

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-

Existencia adicional de vigilancia de enfriamiento de equipos en compartimento eléctrico-electrónico. Motor Generador Hidráulico (HMG) movido por aire de impacto que permita además suministro eléctrico sin límite de tiempo a los instrumentos de navegación y vuelo del Primer Piloto. A.P.U. que permita puesta en marcha en vuelo para suministro de energía eléctrica. Sistema adicional contraincendios en bodegas, de una duración superior a las tres horas.

OPERACIÓN ETOP'S Normalmente, la autorización ETOP'S es gradual (diversion time). Es decir para llegar a 120 min. se autoriza primero 75 min. (se realizan 200 sectores con una fiabilidad del 98%), luego 90 min. (300 sectores con una fiabilidad del 98%) y finalmente 120 min. Para cumplir el certificado de 120 min. se requieren menos de 0.05 por mil paradas de motor en vuelo (in flight-shut down) y para 180 min. menos de 0.02 por mil. El primer avión certificado desde el vuelo inicial con ETOP' S 180 min. ha sido el B-777. Es tal la importancia y rentabilidad de ésta operación que las Compañías U.S.A. utilizan en el año 1998, en el Atlántico Norte más birreactores que tri o cuatrimotores.

MANTENIMIENTO DEL MOTOR

Generalidades Existen diferentes procedimientos de mantenimiento dependiendo del tipo de motor, si bien y como norma se seguirán las especificadas por el fabricante del motor. A efectos de inspección, los motores se dividen en dos secciones: fría y caliente. La primera comprende la zona de difusor de entrada y compresores y debe ser inspeccionada por si hubiese suciedad en los álabes o daños, 212/© Editorial Paraninfo

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grietas, etc. Las reparaciones en los álabes suelen contornearse para dejar las superficies uniformes. Para eliminar la suciedad existe un sistema de limpieza con chorros de vapor a presión rociado con disolvente de petróleo o disolvente de carbón frío. La sección caliente comprende cámaras de combustión, turbinas y tobera de escape. En la zona de cámaras de combustión, uno de los daños más frecuentes son las grietas. En los tubos de llama se suelen admitir pequeñas reparaciones o "parcheados". Se comprobarán los inyectores por si hubiese depósitos de carbonilla. Y finalmente, se inspeccionará la zona de turbina y toberas. En el caso de discos o álabes de turbina se suelen realizar visualmente con lupas de unos 10 aumentos. En los álabes de rotor, las grietas por esfuerzos de tracción aparecen perpendicularmente a los bordes de entrada o salida. En cambio las deformaciones por sobretemperatura aparecen en forma de ondulaciones y variaciones en el grosor del perfil. Otro aspecto importante es la comprobación de holguras en la punta de los álabes y en los sellados entre los extractores y los espaciadores. En el caso de álabes de turbina refrigerados, se comprobará también los flujos de aire de refrigeración. Después de inspeccionados los distintos elementos y realizadas las reparaciones correspondientes, se procederá al equilibrado dinámico de los rotores, pues cualquier desequilibrio se traducirá en vibraciones del motor. Finalmente y una vez montado, será preciso comprobar que todos sus parámetros están dentro de normas, para lo cual será sometido a una prueba de banco. Q.E.C. (Quickly Engine Change) Por estos términos, se conocen una serie de piezas y sistemas, que formando un solo conjunto (que puede incluir el propio motor), se desmontarán o instalarán en los cambios de motor. Es sabido que el mismo motor puede propulsar a distintos aviones, por lo que el fabricante del motor suele entregar el "BARE ENGINE" o motor básico al que habrá que añadir los elementos y sistemas necesarios para su instalación en un avión concreto. © Editorial Paraninfo/213

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Operativamente, el Q.E.C. se monta como conjunto (incluyendo el propio motor), instalándole seguidamente en el avión de que se trate con una considerable reducción de tiempos y por tanto económica. Los elementos fundamentales del Q.E.C., además del motor son: difusores toberas e inversores y equipos eléctricos, neumáticos, hidráulicos y transmisores de señales.

REVISIONES GENERALES Los constructores de aviones proporcionan a los compradores el "Maintenance Schedule" (Programa de Mantenimiento). Este programa detalla las inspecciones que deben realizarse en el avión por número· de horas de vuelo realizadas, así como los puntos que deben revisarse, y que van a pennitir alcanzar a ciertos elementos estructurales hasta 75.000 horas de vuelo. A título de ejemplo veamos el intervalo de revisiones que se efectúan a un avión de tipo DC-9. - Tránsito ................. - Diaria ................... -A ...................... - B ...................... - 2B .....................

en línea en línea 175 horas 675 horas 1.350 horas - e ...................... 2500 horas - 2C ..................... 5.000 horas - 4C ..................... 10.000 horas - D ...................... 18.000 horas (OVERHAUL) Mantenimiento mayor o Gran Parada

En la revisión D (Gran Parada) el avión teóricamente comienza de nuevo desde cero horas. Durante la misma, se deja la estructura del avión al descubierto, se revisan pérdidas de combustible, se decapa la pintura, se realizan pruebas de hidráulico, se desmontan mandos y se cumplimentan las modificaciones programadas para alargar la vida en servicio del avión. Asimismo, se realizan inspecciones visuales, de tintas penetrantes, magnaflux, Eddy Current, ultrasonidos e incluso por isótopos. Aproximadamente, esta revisión dura algo más de un mes y se le hace al avión cada ocho años. 214/© Editorial Paraninfo

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BOROSCOPOS Desarrollado a partir de una versión utilizada en Medicina Interna y convenientemente modificada, el horóscopo se ha convertido en una de las herramientas más importantes en el Mantenimiento de Motores. La mayoría de los motores de la última generación están provifitos de una serie de orificios, a través de los cuales se puede acceder a su interior utilizando un sistema óptico adecuado, permitiendo de esta forma inspeccionar ciertas zonas criticas como cámaras, turbinas, etc., sin necesidad de desmontar el motor, a veces ni siquiera moverlo del avión. Los horóscopos utilizados pueden ser rígidos o flexibles. Estos últimos construidos de fibra óptica son capaces de transmitir luz e imágenes y se conocen con la denominación inglesa de "fiberscopes". Consisten en un tubo-guía, haces de fibra óptica para transmisión de luz e imágenes, lentes y una fuente de iluminación. El diámetro de la guía oscila entre los seis y diez milímetros y tiene articulaciones para maniobrar la cabeza del visor como se requiera.

SIMBOLOS = Aceleración nonn¡l] e = Velocidad del sonido Ee = Energía Cinética Ep = Energía Potencial P. =Fuerza g =Gravedad =Altura h =Entalpía lAS = Indicated Air Speed =Longitud L m =Masa M = Número de Mach O.A.T. = Outside Air Temperature p =Peso

an

=Presión r =Radio S = Superficie t =Tiempo T = Temperatura absoluta K) T AS= True Air Speed T AT = Total Air Temperature P

e

u Vo V¡

v w a

:: Energía Interna = Velocidad Inicial = Velocidad final =Volumen =Trabajo = Aceleración angular © Editorial Paraninfo/215

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= Peso específico = Densidad = Velocidad angular

'Y 1{)

w

O

= Espacio angular

p.

=

Coeficiente de viscosida

DEFINICIONES PESOS:

Maximum taxi weight Es el peso máximo permitido para la operación en tierra del avión; es una limitación estructural. Maximum inflight weight Es el peso máximo permitido en vuelo con los flaps en una posición determinada. M~imum

landing weight Es el peso máximo permitido en el aterrizaje; es una limitación estructural del tren de aterrizaje.

Maximum zero fuel weight Es el peso máximo permitido que puede tener el avión, listo para operar (excepto el combustible), incluyendo tripulación, pasajeros, carga, etc.). El M.Z.F.W. es por tanto independiente de la temperatura, altitud, etc, y viene determinado por la resistencia estructural del ala exclusivamente.

VELOCIDADES: VMCG

Velocidad mínima de control en el suelo. Es la mínima velocidad en el suel9 a la cual, el control direccional del avión puede mantenerse uti-

lizando solamente los controles aerodinámicos, cuando súbitamente quedase inoperativo uno de los motores exteriores, permaneciendo los demás a empuje de despegue. 216/©

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Es interesante que la VMcG sea lo menor posible, como ocurre con los aviones que tienen 1os motores próximos al eje longitudinal. V MeA Velocidad m1mma de control en el aire. Es la mínima velocidad en vuelo a la cual el avión es controlable con un máximo de 5° de alabeo, cuando súbitamente quedase inoperativo un motor, permaneciendo los restantes motores a empuje de despegue.

Velocidad de decisión al despegue. También llamada "GO/NO-GO Speed". Es la velocidad a la cual, si se detecta un fallo de motor, la distancia requerida para continuar el despegue hasta una altura de 35 pies no deberá exceder a la "take off distan ce"; o la distancia requerida para detener el avión completamente será menor que la pista que queda. V 1 no deberá exceder a la V 2 o a la VMBE (Velocidad de máxima energía de frenad.o }. V2 Velocidad de seguridad al despegue. Es la velocidad que el avión deberá llevar a 3 5 pies de altura si se detectase fallo de un motor en V 1 .

VR Velocidad de rotación. Es la velocidad a la cual el avión inicia la rotación alrededor del tren principal. VLOF

Velocidad de despegue ("Lift off speed"). Es la velocidad a la cual el avión despega el tren principal del suelo. VMBE Velocidad de máxima energía de frenado. Es la máxima velocidad en el suelo a la cual se puede realizar la detención del avión con la capacidad del sistema de frenos. Para cada peso, habrá una VMBE que dependerá tambié~ de la temperatura, viento, pendiente de pista y presión altitud. Debe cumplirse siempre: V 1 ~ VMBE

© Editorial Paraninfo/211

OPERACION NORMAL: FASES DE OPERACION

,////////.1/

1

1

Fig. 109. Velocidades de despegue.

ABREVIATURAS USUALES EN AERONAUTICA ACARS ACMS AFCS AFS AIDS

Airborne .lntegrated Data System (Registrador Datos de Vuelo)

ARINC ATS BITE CRT CVR DFDR DMU ECAM EFIS EWD FBW FADEC 218/©

= Aircraft Communicating, Addressing & Reporting System = Aircraft Condition & Monitoring System (antes AIDS) = Automatic Flight Control System (Piloto Automático) = Automatic Flight System =

Aeronautical Radio International Commisso

= Autothrottle System =

= = =

Built-in-Test (Prueba integrada dentro del equipo) Cathode Ray Tube Cockpit Voice Recorder Digital Flight Data Recorder Display Management Unit (para control de PFD y ND) Electronic Centralized Aircraft Monitoring (Motor/Sistemas) Electronic Flight Instrument System Engine/Warnings Display Flight By Wire Full Authority Digital Engine Control

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FCU FMS JDG

IRS LED LRU

=

MCDU ND PFD

PIREPS RAT

=

SA T COM =

TLA TRU VBV VSV WBS

= =

Flight Control Unit (panel del Piloto Automático) Flight Management System Integral Drive/Generator (CSD + Generador) Inertial Reference System Light Emissive Diode Line Replaceable Unit Multipurpose Control & Display Unit (del FMS) Navigation Display (antes HSI) Primary Flight Display (antes ADI) Pilot Reports Ram Air Turbine (Para Generador de emergencia) Comunicación por Satélite (también COM SAT) Thrust Lever Angle (Motor-Accionamiento a mano) Transformer/Rectifier Unit Variable Bleed Valves (Motor) Variable Stator Vanes Weight & Balance System

© Editorial Paraninfo/219

Apéndice

MECANICA Magnitud escalar.-Es aquélla que sólo posee módulo; por ejemplo: el tiempo, la masa, etc. Magnitud vectorial.-Es aquélla que además de módulo, necesita dirección y sentido; por ejemplo: la velocidad, la fuerza, etc. Fuerza.-Es una magnitud vectorial que equivale al producto de la masa por la aceleración. Momento de una fuerza con respecto a un eje.-Es la medida del efecto de una fuerza para producir rotación alrededor de un eje. Su valor numérico es el producto del módulo de la fuerza por la distancia al eje de rotación o a la línea de acción de aquélla. Energía.-Es la capacidad de un cuerpo para realizar trabajo. Trabajo.-Es una magnitud escalar cuyo valor viene dado por el producto de la fuerza por el espacio recorrido en la dirección de dicha fuerza. El trabajo y la energía se miden en las mismas unidades. Energía cinética.-Es la energía que posee un cuerpo debido asumovimiento. Ec = _!_ mv 2 2 Energía potencial.-Es la que puede realizar un cuerpo debido a su posición. Ep =mgh Potencia.-Es el trabajo realizado en la unidad de tiempo.

w

P=t

La potencia es también igual a la fuerza por la velocidad. W F·I P=-=--=Fv t t © Editorial Paraninfo/221

APENDICE

o empuje por velocidad, puesto que el empuje es una fuerza. Impulso.-Es una magnitud vectorial igual al producto de la fuerza por el tiempo durante el cual actúa la fuerza. Cantidad de movimiento.-Es una magnitud vectorial igual a la masa del cuerpo por la velocidad. Impulso y cantidad de movimiento.-El incremento de cantidad de movimiento que experimenta un cuerpo, al que se comunica un impulso, es numéricamente igual al citado impulso. Es decir: F·t=m(V¡- V 0 ) Velocidad angular (w) de un cuerpo en movimiento de rotación.-Se defme como la variación del desplazamiento angular que experimenta en la unidad de tiempo. Se suele expresar en radianes/segundo o revoluciones/minuto (r.p.m.). Aceleración angular (a) de un cuerpo en movimiento de rotación.-Es la variación -que experimenta su velocidad angular en la unidad de tiempo. Suele expresarse en radianes/seg. 2 • Relaciones entre las magnitudes lineales y angulares.S= (J • r V=w·r a=a· r Cuando (J (espacio angular) esta en radianes, w viene en rad./seg. y a en rad./seg. 2 • Aceleración centrípeta.-Un cuerpo dotado de movimiento de rotación uniforme, aunque el módulo de su velocidad sea constante, la dirección varía cada instante al describir la trayectoria circular. Como la velocidad es una magnitud vectorial, además de módulo, debe poseer dirección y sentido. Esa variación de la dirección constantemente trae como consecuencia la aparición de una aceleración dirigida hacia el centro que se denomina aceleración centrineta o normal. 222/©

Editorial Paraninfo

APENDICE

Su módulo vale: _yl

an-r

Fuerzas centrípeta y centrífuga.- La aceleración centrípeta, da lugar a una fuerza (F =m ·a= m y2 /r) dirigida hacia el centro de la trayectoria y que recibe el nombre de fuerza centrípeta. Según dice la tercera ley de Newton, a toda acción corresponde una reacción igual y contraria. La fuerza dirigida en sentido contrario recibe el nombre de fuerza centrífuga. FLUIDOS Densidad.-Es la masa por unidad de volumen. tn

1{)=-

v

Viscosidad.- Es ~el rozamiento intermolecular producido en el interior de un fluido. Puede decirse que la viscosidad es el inverso de la fluidez. p. - .E._.__L

- S .

V

p. = coeficiente de viscosidad

F = fuerza 1 distancia entre placas S = superficie v = velocidad Su unidad en el sistema C.G.S. es el POISE: Poise = dina . seg cm2 Peso específico.-Es el peso por unidad de :volumen. 'Y =_1!_= mg

V

V © Editorial Paraninfo/223

APENDICE

Presión.-Es la fuerza por unidad de superficie. Régimen incompresible.-Es el que posee densidad constante. Régimen estacionario.-Es aquél en el que las propiedades fluidas no varían con el tiempo. Ecuación de continuidad.-Se basa en la conservación de la masa fluida que atraviesa una superficie. Viene dada por la expresión:

Veremos su aplicación en difusores y toberas. Teorema de Bernouilli.-En un fluido perfecto o ideal (sin rozamiento), incompresible y en régimen estacionario la suma de las energías de presión, cinética (o de velocidad) y potencial (o de altura) en cualquier punto de la vena fluida es constante. La variación de trabajo se realizará a costa de las variaciones de la energía cinética y la energía potencial.

1 '

~ 224/©

Editorial Paraninfo

APENDICE

.:1W =Me

+ Mp

(x)

P=_f_. F=P ·S S' W=F·L=P·S·L .:1W =P1S1L1 - P2S2L2

Régimen incompresible S 1L 1 =S2L 2 =volumen .:1W= V(P 1 -P2 ) 1 Me = m ( ~ - VD

2

Mp

= mg (h 2

-

h¡)

V(P 1 -P2 )=.!m(~- VD+mg(h 2 -h¡) 2

.!f!_ (P 1 -P2 )=.!_1/z(V~- Vj)+tfzg(h 2 -h¡) -~ 2

P =presión estática

~ V2 = presión dinámica ..pgh =presión debida a la altura

Por lo tanto, la suma de presiones en una determinada sección es igual que para cualquier otra del conducto.

APLICACIONES DE LA ECUACION DE CONTINUIDAD Y DEL TEOREMA DE BERNOUILLI A LOS DIFUSORES Y TOBERAS

Por aplicación de ambas ecuaciones, veamos qué le ocurre a la velocidad y presión en un difusor y en una tobera. © Editorial Paraninfo/225

APENDICE

Difusor.-Es un conducto divergente, es decir, de mayor sección de salida que entrada.

Aplicamos la ecuación de continuidad en ambas secciones: Como suponemos el régimen incompresible, es decir 1fJ = cte., o lo que es igual, I{J 1 = I{J2 • Como S 2 > S 1 , ·V2 tendrá forzosamente que ser menor que V 1 para que el producto se cumpla. Es decir, V 2 < V 1 la velocidad en un difusor disminuye. Apliquemos ahora el teorema de Bernouilli: El término en I{Jgh desaparece por no haber diferencia de alturas. Como hemos visto que V 2 < V 1 , P 2 debe ser mayor que P 1 para que las sumas cumplan la igualdad. Por tanto: V2 < V 1 P2 >Pt En la salida de un difusor la velocidad disminuye y la presión aumenta. Tobera.-Es un conducto convergente, es decir, de menor sección de salida que de entrada.

V,

226/©

Editorial Paraninfo

APENDICE

Si aplicamos las mismas ecuaciones de continuidad y Bernouilli, obtendremos:

En la salida de una tobera, la velocidad aumenta y la presión disminuye. Velocidad del sonido.-Es la velocidad con que se propaga una débil perturbación de presión, respecto a la masa fluida. Su valor para los gases perfectos, es: C=y-yRT 'Y= coeficiente adiabático R= cte. de los gases T = temperatura Kelvin

Número de MACH.-Es el cociente entre la velocidad verdadera (TAS = TRUE AIR SPEED) y la velocidad del sonido en el punto en que se mide dicha velocidad.

1

~=f=~

1

Es interesante observar que a una misma velocidad de vuelo, se obtienen números de MACH diferentes, si varía la temperatura (distintas alturas). Por ejemplo, a nivel del mar, la temperatura es mayor que en altura, por tanto la velocidad del sonido aumenta y el número ·de MACH será inferior a altitudes superiores para un mismo valor de l1,1 TAS. El número de MACH tiene importancia en los fenómenos de compresibilidad del aire. Condiciones críticas.-Son las que se obtienen al llevar una partícula fluida en condiciones ideales a una velocidad equivalente a MACH l. Area crítica.-Es el área necesaria para llevar todo el gasto ele una tobera a las condiciones críticas (MACH 1). © Editorial Paraninfo/227

APENDICE

Número de REYNOLDS.-A partir de una cierta velocidad, llamada velocidad crítica (V), el líquido pasa de régimen laminar a régimen turbulento.

Ve

= Velocidad crítica.

1-" =

Viscosidad. d = Diámetro de la tubería.