Manual de Estudio Examen CIAAC -03- Propulsion

Propulsion

Por, Augusto Mejia Pagina 1

Teoria de la propulsion a chorro

Todas las aeronaves con motor, son impulsadas por motores termicos , llamados de combustion.

Motor, es toda maquina capaz de transformar cualquier tipo de energia en trabajo. EI motor turborreactor 0 turbojet, adquiere la velocidad por la aceleracion de la masa de aire que entra al motor.

En general, cualquier mecanismo que provoque la aceleracion de una masa sea esta : aire , gas, liquido 0 solido, produce Empuje.

Aplicacion de las Leyes del Movimiento de Newton

La teoria de la propulsion a chorro puede considerarse como la reaccion provocada por el cambio de velocidad de una masa.

Las Leyes del Movimiento de Newton aplicables al caso son,

Segunda Ley, la fuerza es proporcional al producto de la masa por la aceleracion.

Tercera Ley, para cada accion , existe una reaccion igual y opuesta.

En un disparo de una pistol a , el retroceso al disparo cum pIe con la 3ra Ley de Newton. EL motor trabaja con la 3ra ley de Newton.

EI avion de helice y el turborreactor tiene relaciones muy intimas, ya que producen empuje de la misma forma, acelerando una masa de aire. EI de helice acelerando una gran masa de aire a baja velocidad y el de turborreaccion acelerando una masa de aire pequena a gran velocidad.

E=Mxa

E, Empuje

M , Masa en lb. Masa

a, aceleracion en pies/seg2

La reaccion R que mueve al avion es , R = -E , el signa negativo indica que R es opuesta a E.

Calculo del Empuje

Cuando en la ecuacion anterior no se conoce concretamente el peso de Ia masa de aire consumida cada segundo por el motor -Gasto- esto se obtiene por Ia ecuaci6n.

Gasto = (area de entrada)x(peso especifico del aire)x(velocidad de.entrada)

Ib./seg. Ib./ft3 ft/seg.


De hecho cualquier obstaculo 0 presion exterior ejercida sobre 1a descarga de chorro que tienda a impedir su flujo reducira en cierto grado el empuje generado. EI rendimiento ideal del motor se obtendria donde no existiera presion exterior sobre la descarga , produciendose as! el maximo empuje.

Debe notarse que e1 empuje de la turbina puede aumentarse siempre que se aumente el gasto de aire a traves del motor 0 se aumente la velocidad de salida de la masa de aire.

EI aumento del flujo de la mas a que pasa por el motor se obtiene utilizando un sistema de inyeccion de agua 0 con el uso de quemador posterior; con este ultimo se obtiene tambien un aumento de la velocidad de chono.

-Empuje Neto , fuerza que obtendremos a partir del motor, producida por la aceleracion de la masa de aire.

-Empuje Bruto , suma del empuje neto + la reaccion producida por los gases de descarga contra aire estatico ; sirve para determinar la resistencia de los sopOltes del motor.

Es comun NO considerar el flujo del combustible en los calculos de empuje ya que, practicamente el peso del aire que se fuga del motor se considera equivalente del peso del combustible consumido.

Empuje Bruto , El empuje bruto es el que se desarrolla en la seccion de salida del motor. Incluyendo el empuje que se genera en el momenta de salida y la fuerza adicional resultante de diferencias entre las presiones: estatica del ambiente y en la tobera.

Comparacion entre empuje"y CabaUaje

El caballaje desarrollado por un motor reciproco y el empuje de una turbina de gas no son unidades equivalentes , pero ya que ambos motores funcionan acelerando una masa de aire , una yes que el avion y el motor estan en movimiento , el tiempo y la distancia intervienen como facto res para hacer una comparacion. En el caso del motor reciproco , su baja potencia con relacion a su peso y la velocidad que es capaz de dar al avion , siempre es menor a 500 MPH.

Principio de Funcionamiento del Turborreactor

EI funcionamiento de un turborreactor consiste en una entrada de aire , compresor, camara de combustion, una secci6n de turbina y el escape. El empuje es creado por la aceleraci6n del flujo de aire a traves del motor.


CicIo Brayton

El cicIo de trabajo de las turbinas de gas es el de Brayton. Es similar al del motor reciproco por contar con la misma disposicion de los tiempos de trabajo:

1 Admision

2 Compresion

3 Combustion

4 Escape

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1

COMPRESS£ON COMau nON THE BRAYTON CYCLE '----- - - - ---- - --. - ,,- - --- -,---~---....

En el punto A , se muestra la condicion del aire a presion ambiente antes de entrar al compresor.

En el punto B , marca la entrada al compresor despues de pasar por la seccion de admision donde se difunde para restarle velocidad. En este punto , su valor es cero con respecto a la velocidad del avion.

El punto C , marca la entrada a las camaras de combustion y de CaD representa 1a combustion a presion constante dentro de 1a camara de combustion.

El punto D , marca la caida de presion que cOlTesponde a la expansion que sufre la masa caliente en la turbina.

EI punta E marca la candicion del aire despues de pasar poria turbina y la seccion de la curva E a F representa la continuacion de la expansion del aire al pasar a la descarga.

El punto F , marca el principio de la descarga de gases calientes a la atmosfera.


En el punto G , la masa de aire ha dejado ya al motor y se descarga al ambiente . La distancia horizontal de A a G representa el aumento que sufre el volumen de aire que interviene en el ciclo , debido al calor que adquiere al quemarse el combustible del motor.

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VOLUM E

Por, Augusto Mejia

FIG. N,d . 33

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Pagina 5

Ventajas y Desventajas de los Motores Turborreactores con respecto a los Motores Reciprocos

Ventajas

Vibracion , libre de vibracion por no tener partes con movimientos reciprocos ni explosiones alternadas. I

Controles , solo requiere de un mando para el control de velocidad y potencia del motor.

Radiadores , requiere solo de radiadores pequeno para el enfriamiento del aceite lubricante , ahorra.ndose peso y disminuyendo resistencia parasita.

Aire de Enfriamiento , requiere de 5 a 8 veces menos aire que el motor reciproco para su enfriamiento y se absorbe menos potencia del motor para la aceleracion de esta masa de aire , principalmente en el despegue.

Resistencia al Avance , los motores reciprocos de cualquier tipo representan una gran area frontal que presenta gran resistencia al avance. Mientras que el motor turborreactor no la presenta teniendo una zona de baja presion frente a el , que aumenta al aumentar la velocidad del motor.

Bujias , solo requiere de dos bujias para el arranque del motor, ya que normalmente mantiene encendido el motor por "Llama Residual" , eliminandose asi las frecuentes fallas debidas al encendido.

Carburador , no requiere de carburador aunque tiene unidades de control de combustible.

Fuerza Neumatica , se puede disponer de aire a presion y con temperatura, utilizable en sistemas tales como: compresores de presurizacion , calefaccion , deshielo , limpieza de parabrisas , compresores de freon.

Riesgo de Incendio , se reduce la peligrosidad del incendio debido a que el combustible es menos volatil que la gasolina de alto octanaje.

Mayor Potencia Equivalente , la relacion peso por potencia producida , es mucho mayor que la del motor reciproco. Desarrolla de 3 a 4 veces empuje pol' cada libra de peso del motor.

Consumo de Aceite , el consumo de aceite se reduce al minimo pOl' no llegar este a quemarse en las camaras de combustion.

Reparaciones , por tener menos partes sometidas a friccion , los tiempos de vida util alcanzan las 4000 horas , mientras en los motores reciprocos de alta potencia no llegan a las 2000 horas.

Altitudes, este motor es ideal para trabajar a grandes altitudes que permiten el vuelo en zonas Iibres de perturbaciones atmosfericas 0 meteorologicas.

Montaje , la facilidad de montaje y desmontaje del motor al avion , reduce considerablemente el costo de horas-hombre.

PorI Augusto Mejia Pagina 6

Desventajas

Consumo , tiene un alto consumo de combustible a bajas velocidades. Solamente la variante del turbo-helice tiene un consumo comparable al del motor redproco a bajas velocidades.

Baja potencia , la aceleracion de RPM minimas a maximas es lenta, no respondiendo a aceleraciones rapidas , solamente el turbo-helice y el turbofan 0

turbo-abanico responden mejor al acelerar rapidamente, 5-8 seg.

Arranque , requieren de gran potencia para impulsar a los mecanismos de arranque, marchas para iniciar su trabajo, (APU/GPU (Bleeds)).

Construccion , su construccion es de alto costo con relacion al motor redproco.

Danos , es vulnerable a ser danado facilmente por objetos del exterior que lleguen a ser absorbidos por la toma de aire.

Pistas , requiere de pistas especiales , debido al gran peso de las aeronaves.

Ruido , debido a la intensidad de ruido que producen estos motores, se requiere equipo especial de proteccion.

Mantenimiento.

Clasificaci6n General de los Motores a Reacci6n

-Turborreactor (J)

-Turbo-helice (T)

-Reaccion Directa (JATO) (R)

-Pulso Reactor (PJ) uso militar

-Auto Reactor (RJ) uso militar

Turborreactor

1) De paso libre (by pass) a) con mezclador b) sin mezclador , best Choice

2) Con quemador posterior (supersonicos)

3) Turbofan / Turbo-abanico a) anterior (aviacion civil) b) posterior

4) Ducto Abanico


Motor Turborreactor

El motor turborreactor es el unico que requiere de unidades con movimiento rotativo para su funcionamiento, tomando su nombre por la turbina de gas; base de su funcionamiento. Las 5 partes principa1es que forman e1 motor son:

1) secci6n de admisi6n 2) compresor 0 compresores 3) camaras de combusti6n 4) tUI'bina 0 turbinas 5) cono de escape

Los motores turborreactores se clasitican en 2 grupos:

-De F1ujo Centrifugo

-De t1ujo Axial

Dependiendo del tipo de compresor que usen.

Flujo Centrifugo , la masa de aire admitida por e1 motor; se comprime en linea perpendicular al eje longitudinal del motor.

Flujo Axial, la masa de aire admitida por el motor se com prime en direcci6n para1ela a1 eje longitudinal del motor.

1.- Secci6n de l1diiJi a ion 2.- Cmnpreaor "

, 3.- C~trl4rtiB de Coltlhuati6n

PorI Augusto Mejia

~~--'---------'~ DE FLWO CENTR ! FUGO

<1.- Turbina 5.- Cono de ~sc dpe 8,- Floeha 0 ~je

Pagina 8

El aire de la atmosfera se lleva dentro del motor, donde se comprime y descarga a las camaras de combustion; donde tambien a presion se inyecta el combustible para formal' la mezcla. Inicialmente la combustion se efectua en las camaras de combustion que tienen bujia - generalmente solo dos - y se comunica a las demas por tubos interconectares de t1ama . Ya encendido el motor, la combustion continua por la t1ama residual.

Los gases con alta presion, producto de la combustion pasan a los alabes del estator de la turbina que los orienta para descarga con maxima eficiencia sobre la turbina haciendola girar. La mayor parte de la energia del gas se absorbe por la turbina , la que girando a gran velocidad , impulsa pOI' un eje al compresor . La energia que permanece en los gases, producto de la combustion, produce empu]e.

,...,....-..".",....,......,.,...,..-~.---~---.. --------------.....-, COMPRESSION COMSUSTION EXPANSlON

En la compresion se caliente el aire en un proceso adiabatico.

EPR= Engine Pressure Ratio , Relacion de Presion del Motor, salida/entrada.


ESC ,\P E

La masa de aire alllegar a la admisi6n del motor se considera a temperatura y presi6n estandar para mediciones fisicas y con velocidad cero. (A)

Al pasar al compresor y comprimirse la masa de aire , aumenta en presi6n y consecuentemente su temperatura; al mismo tiempo que por la reducci6n en el area del ducto del compresor adquiere mayor velocidad. (B)


Al salir el aire del compresor, la difusion a las camaras de combustion se hace con mayor area, aumentando su presion, pero perdiendo velocidad. En la camara de combustion se inyecta el combustible que al quemarse produce considerable aumento en 1a temperatura que, por disefio de la misma camara de combustion -y por no ser cerrada como en el caso del motor redproco- se acelera la masa de gas hacia la zona de menor presion, manteniendose casi constante la presion. (C)

Aillegar los gases a la turbina se expanden , comunican a esta parte de su energia y la turbina se encarga de extraer la mayor cantidad de energia cinetica para impulsar al compresor. AL dejar la turbina los gases han adquirido su mayor velocidad , han perdido parte de su temperatura y la mayor parte de su presion. (D)

Alllegar los gases al ducto de escape de seccion convergente se transforma la energia que aun permanece en los gases en energia de velocidad , siendo necesaria esta parte del motor para obtener la velocidad necesaria para generar e1 empuje , a1 descargar el chorro en el ambiente. (E)

Motor Turborreactores de Paso Libre (By Pass)

Es una turbina de gas de flujo axial, circundada por un ducto por donde tiene libre paso e1 aire de impacto. Al aire que fluye por el paso libre se Ie inyecta combustible para aumentar el empuje total del motor cuando se queme al entrar en contacto con los gases de escape.

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Motor de Paso Libre con Mezclador de Gases de Escape

Estos motores tienen dos formas de hacer la union de los gases de escape con el aire del ducto de paso libre. Can un mezclador de gases de escape, cuando la union de los gases de escape can los del ducto de paso libre se realiza , ya en el Clmbiente , se denomina "sin mezclador de gases de escape".

Quemador Posterior

Se ha aumentado el empuje para mayor aceleracion durante el despegue y aterrizaje , can la instalacion de quemadores posteriores. Produciendose una segunda combustion en el motor, pero fuera de la camara de combustion, logrando can esto una aceleracion mayor de 1a masa de gas.


Este sistema se emplea principal mente como auxiliar en el despegue, logdllldose un aumento en un 50% aproximadamente del empuje de la turbina, pero con un aumento en el consumo de combustible de una 250% aproximadamente.

Motor Turbofan I Turbo-abanico

Los componentes de los motores turbofan son iguales a los del motor turborreactor. El abanico est a formado por alabes de los primeros pasos del compresor. Estos Mabes, son de una longitud mucho mayor a los comunes de compresion.

Compresor de Ventilador alta presion

Turbina de alta presion

Eje de

Compresor de baja presion

alta presi6n

Eje de baja presion

Camara de combusti6n

Turbiria de baja presi6n

Tobera

En el motor turborreactor , el empuje general mente depende de la aceleracion de una relativamente pequei'ia masa de aire a gran velocidad , mientras que en el motor turbofan, su fuerza propulsora se desarrolla dando menos aceleracion a una relativamente mayor mas a de aire. Siendo su propulsion una accion combinada de la accion del abanico y el empuje producido por In velocidad de descarga de los gases.


Comparando el motor turbofan con una turbina de gas de igual version, este desarrolla mayor empuje estatico para el despegue , eI ascenso y en crucero , con menor consumo especifico de combustible en todas las condiciones de operacion. La etlciencia s~ debe a la fuerza propulsora creada independientemente del empuje de la turbina.

Motores TurboheIice

Este motor, es la adaptacion de las buena cualidades del motor de turbina de gas con el de helice. Basicamente una turbina de gas impulsa un mecanismo reductor para impulsar la helice. Aproximadamente del 80% a 90% de la eficiencia termica del motor, se emplea para hacer girar la turbina al compresor ya la helice, y solo un 10% 0 15% se emplea para la generaci6n de empuje.

Caja de

combusti6n

El motor turbohelice conserva las caracteristicas de poco peso por potencia desarrollada.


Motor Pulsorreactor

Su chorro se desarrolla de tal manera que sale pOl' la descarga en explosiones periodicas en vez de ser de flujo continuo, presenta algunas desventajas importantes que limit an su operacion y aplicacion. Tola la estructura que 10 soporta esta sometida ala serie de golpes que repercuten en forma de una vibracion considerable, la segunda desventaja , es que su velocidad de operacion esta entre las 400 Y 500 MPH, no pudiendo aumentarse por decrecer en eficiencia el motor.

f SECCION VENTURI : ! DESCARGA'( TUBO DE

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(/"~EA DE '~ CAMARA DE COMBUSTION . . . COMBUSTIBLE REJI~lA

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Motor Auto-reactor

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FIG, No.1.46 : .. "

En los motores auto-reactores , no se encuentran piezas moviles , siendo la sencillez su principal caracterlstica. Este motor comprime el aire de impacto agregando energia calorifica para aumentar la velocidad de la masa del gas y producir empuje ; es capaz de operar sin comprimir meca,nicamente el aire , razon por la que este motor no puede trabajar en condicion estatica. Trabaja eficientemente en velocidades subsonicas y supersonicas. Sus componentes son un difusor , el inyector de combustible con descargas distribuidas circularmente , un reten de flama y la tobera de descarga.

MOTOR AUTO -REACTOR SUPERSONICO

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Por, Augusto Mejia

CAl~ARA DE C.OMt3U5T10N . ~ f~ ,

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I FIr.. N° I. 56 1

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Motor de Reacci6n Directa

Mejor conocido como cohete, produce empuje de igual forma que el pulsorreactor y auto-reactor, pero la difiere de los otros motores de chorro en que no requiere del oxigeno del aire para la combustion, porque lleva su propia carga de oxidante en forma liquida 0 en forma gaseosa. EI unico motor que por llevar su propio oxidante , puede operar fuera de la atmosfera.

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BOfvlBAS

COMaJ Sit1dLE COMBUSTION

\ MOTOR DE REACCION DIREc;rA I f .. Unidades JATO

Para ayudar en el despegue , opcionalmente se instalan en ell as unidades JATO, Jet Assist Take Off. Son pequefios cohetes - motores de reacci6n directa - de combustible solido. Se instalan en 1a pal1e inferior del avian. La operacion de estas unidades , es solo por muy corto tiempo -14 segundos- en que generan hasta 1,000 libras de empuje con una temperatura de 15°C.


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}lERRAJES DE . / soPORTf··

l UNIDAD JATO I

Causas que varian la generacion de empuje

1) Velocidad relativa y presion de com presion 2) Altitud 3) Temperatura y Presion Atmosferica 4) Revoluciones del motor 5) Temperatura de descarga de los gases 6) Humedad ambiente 7) E±iciencia termica

Velocidad Relativa y Presion de Compresion

A mayor velocidad , mas aire y mejora la presion de com presion. La generacion de empuje es independiente de la velocidad del avi6n. Ya que el empuje es resultado de la aceleracion de la masa de aire dentro del motor, cuando se incrementa la velocidad del avion , el empuje generado se reducira si la presion de entrada del aire al motor no se aumentara en igual proporcion.

EI aire de impacto , como sea, aumenta la presion de entrada y a Ia velocidad de descarga es proporcional ala velocidad del avi6n.

La mayor ventaja del avi6n con motor a reacci6n sobre el que tiene motor reciproco es la capacidad para volar a mayor altitud y mas rapidamente.


Altitud

Un consumo relativamente mas alto de combustible por milla en la operacion en bajas altitudes conduce a operar 10 mas alto posible. La limitante , se debe a la diferencia entre la presion interior del avion (por presurizacion) y la presion ambiente , por 10 que no se tienen que disefiar motores con mayor rango de altitud para su trabajo. Las altas regiones de vuelo resultan mas economicas , ya que existe la disminucion de resistencia al avance pOI' el avion. La disminucion del empuje que se experimenta con el aumento de altitud es debida a la menor densidad del aire (por menos masa).

Temperatura del Aire Exterior

EI empuje del motor depende de la masa de aire que a su vez es afectada por su densidad. La densidad del aire se entiende como el numero de particulas de aire en un volumen dado con determinada temperatura. El aumento 0 disminucion de estas particulas es afectada principalmente por tres condiciones:

a) La velocidad del avion que aumenta la densidad efectiva b) La altitud que al aumentar disminuye la densidad y es la mas importante c) La temperatura del aire (OAT) principalmente en el despegue

La velocidad del aire (por efecto de la velocidad del avion) actua como productora de densidad a gran des altitudes, donde el aire exterior es deficiente en densidad. Sin embargo, las altas temperaturas en tierra afectan drasticamente el rendimiento en despegue y es de primordial importancia el que las conozcan los operadores. EI calculo de empuje neto del motor se hace en condiciones "estandar" en que la temperatura es de 15°C y la presion atmosferica de 29.92" Hg.

Para restaurar la perdida de empuje que sufre el motor en dias calidos , cuando la temperatura es de 33.3°C se usa la inyeccion de agua con el proposito de aumentar la masa del flujo de aire y en consecuencia el empuje requerido para el despegue.

Presion Atmosferica

Un aumento de presion, representa mayor numero de moleculas de aire por volumen. Las moleculas 0 particulas de aire, pasaran por la entrada del motor, dando mayor densidad y por consiguiente una masa mayor. Cualquier causa que varie la presion de entrada al motor, tambien variara el empuje producido, asi como la existencia de alta 0 baja presion barometrica, 0 un cambio en la presion de entrada debido a la altitud 0 aumento en la presion de entrada debido al aire de impacto.

Influencia de las RPM del Motor

Las revoluciones del motor, se indican en el instrumento en porcentaje a1 maximo de RPM del motor (100%). Las revoluciones del motor se controlan por el sistema de control de combustible que se actlla con la palanca de potencia . Cuando la palanca se avanza , en las camaras de combustion se inyectara mas combustible, el que al quemarse da energia adicional ala turbina , acelerando el compresor consecuentemente.


Al aumento de RPM del compresor , aumenta la relacion de compresion y la mas a de aire admitida , con un aumento de velocidad en el chorro y por consecuencia aumento del empuje generado.

Temperatura de Descarga de los Gases

La temperatura de las descargas disminuye con los aumentos de velocidad y aumenta rllpidamente a grandes altitudes, obligando a una reduccion de combustible para evitar sobrecalentamientos. Conforme aumenta la velocidad del aire , la temperatura de la zona baja entre woc y 15.6°C causando una reducci6n de empuje por la disminuci6n de la temperatura del chorro. Esta condici6n se invielte a los 30,000 pies, donde la temperatura aumenta r<lpidamente debido a 10 ligero del aire. El flujo de combustible se controla automaticamente por el sistema de combustible (FCU) para prevenir sobrecalentamientos y por consiguiente se sufre otra perdida en el empuje generado.

Humedad Atmosferica

La humedad atmosferica efectua la generaci6n de empuje pero en menor grade que a los motores reciprocos.

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HUMEDAD ESPECIFlGA (LGS.HU /V: EDAg) I .' .. . .. . . ". \ L BS. ·A IRE . /. I

La humedad ambiente provoca solo variaciones despreciilbles en el paso del aire por 10 que dificilmente se considera.

Eficiencia Termica

Quedo definida la eficiencia termica como la capacidad del motor a conveltir la energia del combustible en potencia mecanica. I

Par, Augusto Mejia Pagina 18

La eficiencia de un motor es la relacion que existe entre el trabajo desarrollado y la cantidad de energia que se Ie suministra en el combustible.

%Eficiencia= Trabajo desarrollado/energia liberada x 100

La eficiencia de la turbina de gas de acuerdo a su rendimiento general se divide en:

a) Eficiencia Termica b) Eticiencia de Transmision c) Eficiencia de Propulsion d) Eficiencia Total

La eficiencia termica se define como la capacidad de convertir la energia quimica contenida en el combustible en energia mecanica.

ET= Energia Mecanica (empuje) / Energia quimica del combustible

A bajas velocidades el motor turborreactor es menos eficiente que el de reaccion directa.

Eficiencia de Transmisi6n

No toda la potencia producida por el motor se transforma en empuje sino que aparte de ella es utilizada para impulsar las cajas de engranes, que significa perdida por friccion y arrastre.

Eficiencia de Propulsion

Es la relacion entre el trabajo propulsivo empleado y la energia propulsiva disponible , parte de la energia disponible se empleara en mover los accesorios del motor.

Eficiencia Total

Se considera eficiencia total a la relacion entre el trabajo propulsivo disponible y la energia quimica que se ha suministrado al motor.


Componentes del Motor Turborreactor y sus Funciones

Componentes

-Para la Admision

Toma de aire y ducto de admision

-Para la Com presion

El 0 los compresores

-Para la Combustion

La Seccion Difusora

La Secci6n de Combustion

-Para el Escape

La Secci6n de Descargas

La Turbina

La posicion del motor no debe afectar la eficiencia de la toma de aire ni la descarga del escape. La posicion del motor debe ofrecer la menor resistencia al avance posible , as! como la instalacion de todos sus componentes y accesorios.

Snecma


Tomas de Aire

El requisito principal de la toma de aire y el ducto de admisi6n es permitir la entrada de aire al compresor con la menor perdida de energia , si turbulencia en toda su longitud. Para el trabajo eficiente del compresor y evitar altas temperaturas en la turbina, el aire debe llegar a el a presi6n constante distribuido uniformemente en toda su area de admisi6n. Se debe mantener la direcci6n recta y suave para evitar turbulencia y desplomes de compresor (Compressor Stall).

Son 2 los tipos basicos de tomas de aire,

-De una sola toma

-De toma dividida

Por, Augusto Mejia

La principal desventaja de la toma de aire divida es la perdida de presi6n de impacto que sufre uno de los lados can el derrape lateral de la nariz del avi6n que causa una distribuci6n deficiente del aire en el compresor.

Pagina 21

La toma de aire ideal para el motor turborreactor subsonico 0 de velocidad supersonica baja es elllamado de tipo pitot, de longitud corta y con entrada circular. Este tipo de toma aprovecha al maximo la presion de impacto y sufre el minimo de perdidas de esta presion con los cambios de altitud de vuelo del avion. AI acercarse a la velocidad del sonido esta toma decrece en eficiencia por la formacion de una onda de choque en el peIfil de ella .

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H'~STALAC l O N T I PO PI TOT '.

Tomas de Aire en los Motores TurboheIice

El problema del diseiio de las tomas de aire en los motores turboMlice es diferente. El eje impulsor de la helice, la reduccion de la helice y la misma Mlice presentan el problema que debe resolver el diseiiador.

Son 3 los tipos basicos con que se ha resuelto el problema.

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Par, Augusto l\Ilejia Pagina 22

rrOMA Oe: AIRE Of. I rU S E LA DO CON ICO

-\ '" Tomas de Aire Supers6nicas

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Dt:t. E J E DtL I·IOTOR I

En altas velocidades supers6nicas , la toma de aire de tipo pitot no es eficiente por la onda de choque que aumenta con el aumento de velocidad del avi6n , encontrandose como mas efectiva la toma denominada de compresi6n externainterna (convergente-divergente).

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rigure 2.3 E.. ~m:l3!:f n:em~i ComprossiC rlIIG'il<e (01:'1'51':(';. (')n An Ni9ir; ;t1 ~DII!;;-Rf)yce C'r"!wh-~1i

Este tipo de toma produce una serie de ondas de choque suaves sin excesiva reducci6n de la eficiencia de la misma toma. Con los aumentos de velocidad aumenta tambien la relaci6n de compresi6n en la admisi6n , en altos numeros Mach es necesario que el area de las tomas de aire se vade y se instal en valvulas de descarga para acomodar y controlar el volumen de aire que se entrega al compresor.

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vVC'J'a DE .HP..f1SION f.L !'HI ~ ()~ : ' ~L nl~;~H M ;J I NS'lALADO F,;:1 J~L ,\.VI OI-J UjN Cl)ft~~

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POS1('WN DE ASCEt'l SO IIIfC IAl CO N tl AR IZ 8A) A

~Os tCIO ~ D.E ACELE~AC!o14 T R .M~S!)HlC'A 0 CRUCE RO SUPER $ ONfC O

La principal funcion de un ducto de entrada, es proporcionar la cantidad necesaria de aire a la entrada del motor. Por 10 tanto, bajo condiciones normales de vuelo , con excepcion del despegue y aterrizaje , la velocidad del flujo de aire en la entrada del ducto debe reducirse antes de estar listo para entrar al compresor. Para lograrlo , los ductos de entrada se disefian para funcionan como difusores , y as! disminuir la velocidad e incrementar la presion estatica del flujo de aire. Para aviones subsonicos multimotores , un ducto normal aumenta en tamaiio , de adelante hacia atras a 10 largo de la longitud del mismo. Se necesita entonces un Ducto de Admision Divergente.

Los ductos de entrada supersonicos , decrece en area progresivamente , hacia un punto donde la velocidad del aire se reduce a velocidad sonica. Despues la parte posterior del ducto comienza a aumentar de aire trabajando como un ducto subsonico. Entonces aqui tenemos un Ducto de Admision Supersonico , ducto convergente-divergente.


· .

Por, Mejia

Seccion de Compresion

Una combusti6n et1ciente ,se logra -:aparte de otros factores- manteniendo constante la proporci6n aire/combustible. A divers as altitudes, se logra 10 anterior admitiendo mas aire para que al comprimirse , exista mayor cantidad de oxigeno por volumen dado y se obtenga el desarrollo conveniente de energia en el evento de la combusti6n. La compresi6n en los motores redprocos , se lleva acabo mediante el embolo, mientras que en las turbinas de gas, para 10grar 1a compresi6n se tiene al compresor.

El rendimiento del compresor centrifugo , no logra 1a eficiencia del compresor axial. Un compresor centrifugo no puede alcanzar razones de compresi6n mayores de 5:1, mientras que los compresores de tipo axial alcanzan razones de compresi6n superiores de 12:1.

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[~FIC IENCI A DE LOS COMP' ESO~y~J

PorI Augusto Mejia Pagina 26

La raz6n de compresi6n es la relaci6n entre la presi6n de clescarga del compresor y la presi6n de entrada del mismo.

Raz6n de Presi6n = Pres. de Descarga / Pres. de Entrada

EPR , Is the ratio of:

turbine discharge total pressure

compressor inlet total pressure

ePR

E;PR (ollen pronounc€d Beeper') is ttl £) mtio 0': !lltblr,e ciisch'.9.!90 total pressure

.,--- compre~$Or in let total pre$sure

N 1; loW-pressuco ;;haft rpm. N 2: high-pressure ~;,aa rpm. intonltagll lurbine temp h . ex 1tU;if gas rQmp_

EPR or Nt Indicators mc commor'l ly use<:! for seiling thw($tcn jet aircraft Fuel If . measure sometimes use<! for this purpose. In some alrcra ft Sev<;lral of these ino

OW IS another

used during different phases of flight. For exa;nple, 'Nhila EPR l1)ay be co'c.v'afe~~~;S may be takeoff power, fuel flow may be (I1OrO convement ff:>( targ€tlng ~l rspeOd$ during appro;~~ for Regardless of the measure, thrust is always set USing the thrus, fovers. .

Compresores Centrifugos

Operan haciendo girar el aire que entra al motor por medio del "Impulsor" , el impulso guia al aire por la circunferencia exterior del compresor , logrando un incremento considerable en su velocidad , mediante grandes velocidades de rotaci6n.


(. PEL.. R

iFFUSER

El rotor, est a compuesto de una serie de palas planas -el alabe- que se extienden Radialmente desde el eje de rotaci6n .


A medida que las palas giran alrededor del eje de rotacion , la masa de aire es acelerada por el rotor y lanzada hacia el difusor a gran velocidad por entre los alabes del rotor. El estator del compensador est a formado por paredes difusoras con vertice , que gira hacia el exterior del eje central. Cuando el aire abandona el rotor, tiene gran velocidad resultante . EI rotor del compresor centrifugo , esta montado dentro del estator y puede ser del tipo de entrada sencilla 0 doble, seglin su construcci6n. En el tipo de entrada doble, los gases se toman por ambos lados del eje del rotor.

FlO.2 .• l..Q,.

.. . )(\\~ ~.,~~O .L-.

DE E FECTO SEHCILLO ,DE DOBLE EFECTO ~ \-c-L:

[i OMP R-E SOR ES CEN TRlFU GOS 1 Compresores Centrifugo de Paso Multiple

Para lograr mayor razon de compresion (EPR) con impulsores centrifugos , se instalan dos 0 mas compresores en tandem uno tras de otro , sobre una misma t1echa. EI aire que se comprime en la primera etapa , pasa a la segunda y se somete al mismo proceso , as! sucesivamente , hasta terminar la operaci6n. El problema de este tipo de compresores es el diseiio y construccion eficiente de 1a circulacion del t1ujo de aire de una etapa a otra.


Compresores de Flujo A-xial

La circulaci6n del aire en un compresor de t1ujo axial, es en direcci6n 10 mas paralela posible al eje longitudinal del motor. Esta generalmente formado de varios pasos compuestos de discos con alabes en su periferia instalados concentricamente.

AlABES V DI SCOS DE L ROTOR SO En e: SU EJE

--->

A!...AS c.:S .DEL ESTATOR OPOR TAVOS p aR LA CARC A Z A COM PRESQR

ENSAM8LADo

Cada paso de compresi6n est a formado por todos los alabes de un mismo disco rotor (rotor blades) y todos los correspondientes montados fijos ala carcaza y que forman el estator (stator blades). La raz6n de compresi6n de una etapa al 100% de RPM varia entre 5:1 y 7:1.

UJ pt\SO DE COMPREStON

rr-- ::-:-:-'I'r::-:-:-::-::---f\. E sfli fo f?ft S ~

\ CO}'lPO;n:. ~tTE.S DE UN P/\SO


j OUTLET

figure 3,2 . The Cr3rgt'!s i,1 Pr~SaurEl ' r U Vott)[;jty Trlrougi) ,!In Axial F ow \;(lrlnrAF' :lor

Mabes Guia

La primer posici6n circular de alabes del estator -terminando el ducto de admisi6n- se denomina alabes gUla 0 guias de entrada y tienen por objeto disminuir la velocidad del aire, incrementar su presi6n y cambial' su direccion, para que descargue en el espacio existente entre los aJabes del rotor del primer paso del compresor, para permitir la maxima entrada de aire a la velocidad normal de trabajo del motor.

Funcionamiento

El aire que pasa entre los alabes del primer paso del compresor , sufre un nuevo cambio en su velocidad y direcci6n, es decir, cuando llega al espacio comprendido entre el rotor y estator del primer paso, su velocidad es mucho mayor y su presion es menol'.


Por, Augusto Mejia 32

Cada alabe del rotor trabaja en forma similar a una pala de helice, es decir su trabajo es individual. Mientras que los alabes del estator trabajan por pares para su efecto , tomando aire del rotor y llevandolo al siguiente paso a la presi6n y velocidad correcta , controlando la direcci6n del f1ujo de aire.

P IG,£.: , ~"'.

.. ;'.'

PERFIL DEL · ALAm:

4- f tJla I DISCO DE.: l 1~ /,/ ROTOR

~EC C ION DE RAIZ DE AlA8E "DEL ROTOR /

Los alabes guia orientan el t1ujo ; los alabes m6viles comprimen.

Construccion y Disefio de Mabes del Rotor

El disefio de alabes de rotor, tiende a incremental' la eficiencia , considerandolos como superficies sustentadoras. Se diferencian de las alas pOl'que en ellos se presenta el "efecto de cascada" , que se produce par la corta separaci6n que existe entre alabe y alabe. Los alabes , se disefian para que sean capaces de soportar la gran fuerza centrifuga. El mayor rendimiento que se puede obtener en un compresor , es cuando las tolerancias de su construcci6n se mantienen al minima. Por 10 tanto, el claro entre los aIabes del rotor y la cubierta del compresor es muy importante. Par esta raz6n , algunos alabes de compresores se construyen can las puntas de "filo de cuchillo".


Barril

Los componentes del barril del compresor axial, pueden variaI' ,segun cada fabricante , en disefio , metal que se emplee para fabricarlo, as! como las formas de armado y sujecion.

! Fi G..a.3L

Los discos quedan sujetos a las secciones del barril .Cada disco, tiene los alojamientos a determinado numero de aJabes, los que deben instalarse antes de cerraI' el conjunto. Debido a que el conjunto del rotor gira a grandes velocidades , debe ser rigido , con perfecto alineamiento y balanceado estatica y dinamicamente.

Estatores y Carcaza

La carcaza es la cubierta exterior del compresor , que se construye dividida 10ngituclinalmente en dos partes iguales. A cada mitad de la carcaza queda unida la mitad de los alabes estatores de cada paso de compresion. Los Mabes van inseltados en secciones semicirculares retenidos sobre la pared interior de la carcaza pOl' medio de otras secciones. Para el funcionamiento de algunos sistemas del avion 0 afines al motor, se usa la presion neumatica creada por la compresion , llamandose "purgas" a estas descargas de aire.

La parte frontal de la carcaza se une a la seccion de admision del motor y la parte posterior unida a la seccion difusora para descargar a las camaras de combustion.


Compresores de Flujo Axial de Doble Etapa

Dual A,-xial Compressor/Dual-Spool Axial-Flow Compressor

Te6ricamente un compresor de flujo axial de una sola etapa , se puede construir de un numero indefinido de pasos , segun la relaci6n de compresi6n que se requiera. Si esto se llevara a la practica , los pasos posteriores de un compresor de un gran numero de pasos , operarian ineficientemente y estos estarian sometidos a esfuerzos muy grandes , pudiendo llegar a producirse estancamiento de aire en un compresor. El estancamiento se puede corregir parcialmente, mediante "purgas" en determinados pasos de Ia compresi6n. Sin embargo, una purga excesiva resulta perjudicial al redimiendo del motor. Estos problemas se evitan con el uso de dos compresores en tandem y de giro independiente. Esta disposici6n de compresores se conoce como "Compresor de Flujo Axial de Doble Etapa".

Dual Spool Nl Compressor

N2 Compressor


Low Pressure Compressor (N1)

High Pressure Corn pressor (N~J

High Pressu Compressor Drive Shaft

Low Pressure Compressor Drive Shaft

(N l)Compresor de Baja Presion, es al primero que llega el aire, al penetrar al motor, ahi sufre la primera etapa de su compresion y es entregada con cierta presion a (N2) Compresor de Alta Presion, que termina el evento con relaciones de compresi6n entre 8:1 y 14:1 al1oo% de RPM-

En igual forma que en el compresor de una sola etapa , se observa en este motor como se va reduciendo el peralte de los Mabes del compresor al ser mayor el paso de compresi6n, para conservar la presi6n que se va obteniendo. La diferencia ba.sica es la forma en que se impulsan los dos compresores. Para lograrlo una flecha pasa por el centro de la otra. La flecha interior impulsa al compresor primario y la exterior al compresor secundario. EI giro de cada turbina es independiente al igual que el movimiento que trasmite al compresor respectivo.


Low ... Pressure SpoOl

IO'tJ-pmssure compressor (4-stage> a. jar-Ii' '.V compressor!';, own}

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/

!ow-mc!';suro (\'li} cort pressor shaft (1Uf11S frnefy inside 1\12 shaft)

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11 I I

r . high-pressure {N2) compressor shaft \

(turns freely aroond N I shaft,

high-pressure compressor (1 -stage centrifugal-fiow compressor shown) high-pressure turbine

High-Pressure Spoof

Compresor de Alta (N 2) Secundario

A1 compresor secundario se Ie denomina de "alta" debido a que recibe el aire ya a presion y eleva esta al maximo cuando termina de pasar por el. La turbina que 10 impulsa ,se denomina tambien de "alta", debido a que esta recibe el maximo de presion del flujo de gas para su trabajo. Las revoluciones a que trabajo el compresor de alta se conocen como N2.

Cornpresor de Baja (N 1) Primario

A1 compresor primario se Ie denomina de "baja" , debido a que es el que inicia el cicIo de com presion y la presion total que levanta es de menor valor. La turbina que 10 mueve se denomina tambien de "baja" , debido a que es impulsada por palte de la energia de los gases, despues de que estos han pasado por la turbina de alta. Las revoluciones a que trabaja el compresor de baja se conocen como Nl.


intako fip

Operaci6n

Gas Generator

Compressor Scctil>n

Combustor _+_Turbine I Section

h'gn-pwr,sura

Sla\Of I!~np.s

riDh-prrmr.UHl sha:t (Nz)

ignrlers diHulier ,;1ccessory

drive fue l nozzles

h igh·pressure tU!1)jne

cornou.s1!c,n chamber

low·pressun'! tur.binQ

stator vnncs

Los compresores de doble etapa , producen altas razones de compresion (EPR), con un peso y area frontal mucho menor que los de una sola etapa. La velocidad de la turbina de alta y respectivamente del compreso de alta es gobernada pOI' la unidad reguladora de combustible (FCU) Fuel Control Unit. Aunque el control de combustible gobierna solo la velocidad del compresor de alta, existe la tendencia de estabilizar la ve10cidad del compresor de baja, cuando 1a temperatura disminuye ; con esto la perdida de empuje con altitud, debida a 1a menor densidad del aire , es menor. La variacion de velocidad con el cambio de temperatura en la entrada del compresor se conoce como "speed bias".

Con el compresor de alta, girando a una velocidad gobernada constante , hay un cambio de velocidad en el compresor de baja cuando cambia la temperatura de aire a1 compresor. La velocidad aumenta cuando la temperatura disminuye , esto se debe a que la potencia requerida para comprimir un kilogramo de aire frio a una presion 0 relacion de com presion dada, es menor, que la que se requiere para comprimir en iguales condiciones, aire con mas temperatura. Se ve con claridad que la turbina de baja tiene mas energia disponible cuando se comprime aire frio, con el efecto correspondiente en la turbina y compresor de alta.


Sin embargo, siendo la velocidad control ada por el control de combustible, esta unidad tiene a limitar la energia que se entrega a la turbina de baja, as! que, se establece finalmente el equilibrio con el compresor de alta operando a velocidades controladas y el compresor de baja, operando a una velocidad tal que en un dia frio 0 a grandes altitudes con bajas temperaturas , es mayor que con altas temperaturas.

Cuando se mantiene constante la velocidad de la turbina de alta, con un cambio de temperatura en la entrada del compresor, la temperatura de los gases que entran ala turbina aumentan cuando disminuye la temperatura en la entrada del compresor. Esto ocasiona que el motor, trabaje mas caliente en dias frios , que en dias calientes. Por 10 tanto, para obtener condiciones de operacion mas favorables ; en la partes que se calienta mas del motor y por consiguiente un mayor empuje , el control de velocidad del compresor de alta, responde a los cambios de temperatura en la entrada al compresor, de manera que la velocidad aumente , cuando aumente la temperatura.

Resumiendo , con motores de doble etapa de com presion , se obtiene mayores relaciones de com presion , sin perdida de et1ciencia , con mayor duracion de sus componentes que trabajan con menores esfuerzos y por su tamafio , presentan menor resistencia al avance que los de una sola etapa.

Desplome de Compresor / Compressor Stall

Cuando un compresor se desploma , pierde la capacidad para comprimir el aire. Se puede reconocer su presencia por las pulsaciones del compresor en toda la estructura del avion; a veces se Ie puede oir yen otras solo se notara la imposibilidad de acelerar el motor cuando es necesario 0 cuando se desacelera sin haber movido el control del acelerador.

El abbe de un compresor tiene un angulo de ataque , el cual resulta en velocidad de entrada y velocidad rotacional del compresor. Estas dos fuerzas se combinan para crear un vector las cuales definen el angulo de ataque del aJabe yel aire que se aproxima de la toma. Un desplome de compresor es el desequilibrio en el vector de las dos fuerzas , velocidad de entrada y velocidad rotacional del compresor. Puede , por 10 tanto presentarse en una forma suave, sin ningun sonido 0 movimiento reconocible por el piloto ; 0 bien con fuerte explosion 0

amabas cosas , causando el consecuente sobresalto a quien por primera vez 10 Olga.

Causas

Los alabes del compresor , trabajan en forma similar a el ala de un avion. Igual que el ala, puede "desplomarse" cuando trabaja con un c'tngulo de ataque mayor al de maxima sustentacion, el compresor puede "desplomarse" cuando varios 0

todos los alabes est{m trabajando en condiciones de un angulo de ataqlle muy grande, entonces el t1ujo de aire es interrumpido y se crea turbulencia con i111ctuaciones en presion. La direccion del viento relativo en el ala del viento relativo en el ala del avion ,0 en el 3.labe del compresor y la fuerza de levante 0

sustentacion - 0 presion - que genera se viene abajo , con 10 que resulta un descenso del avion y en la turbina una condicion donde el compresor deja de comprimir al aire en forma normal.

Pori Augusto Mejia Pagina 40

La comparaci6n termina ahi , ya que es muy distinto el comportamiento del desplome en el avi6n con respecto al de la turbina de gas. Otros desplomes en la turbina, resultan de fallas bien definidas del motor, de los accesorios en su funcionamiento.

La causa comun para provocar el desplome Ia encabezan el avi6n , el ducto de admisi6n y la descarga de gases del motor 0 ambos. Los desplomes de compresor causan que el aire que tluye al compresor se desacelere y se estanque, a veces revierten su direcci6n.

Norma! inlet airflow

Distorted inlet airflow

Algunas causas del desplome de compresor:

- Flujo excesivo del combustible, causado por una abrupta aceleraci6n del motorOa velocidad axial es reducida debido al incremento de la contrapresi6n en la camara de combusti6n)

- Operaci6n del motor arriba 0 debajo de los parametros de RPM del motor (incrementando 0 disminuyendo la velocidad rotacional del alabe del compresor)

- Flujo de aire turbulento 0 interrumpido al ducto de admisi6n (Ia velocidad axial es disminuida)

- Compresor contaminado 0 dafiado (disminuye Ia velocidad axial debido a Ia disminuci6n en la relaci6n de compresi6n)

- Turbina contaminada 0 dafiada (se pierde potencia en el compresor, causando una disminuci6n en la velocidad axial debido a la baja relaci6n de compresi6n)


- Pobre mezcla de airejcombustible causada pOl' una abrupta desaceleraci6n del motor CIa velocidad axial es incrementada por una reducci6n en Ia contrapresi6n en la camara de combusti6n)

Cualquiera de estas condiciones puede causar un desplome de compresor , tan pronto ocurra habra una ruptura parcial del flujo de aire a traves del motor.

Una de las indicaciones del desplome de compresor es el incremento en las vibraciones del motor y un aumento en EGT (Exhaust Gas Temperature), este incremento en EGT se debe a que entra menos aire en las camaras de combusti6n , ya que hay menos aire para enfriar el producto de Ia combusti6n.

Un desplome de compresor es un fen6meno progresivo, el cual podria inicialmente ocurrir en un solo alabe y despues abarcar todo el ciclo.

Cuando el avi6n vuela a mas de 35,000 pies, es mas factible la producci6n del desplome de compresor , debido a la excesiva reducci6n de la fuerza de cohesi6n entre la moh~culas del aire -viscosidad- y de la fuerza de inercia -porIa presi6n de impacto- con relaci6n a sus val ores al nivel del mar. Otro tipo de desplome a grandes altitudes es causado porIa entrada al motor de cristales de hielo. Los cristales de hielo , no se depositan en la entrada del motor, sino que pasan con el aire al compresor , calentandose al comprimirse, result an do una ingesti6n de agua. Esto provoca mayor presi6n en la operaci6n de la turbina que aumenta la posibilidad de desplome del compresor.

Son varias las operaci6n que el piloto puede hacer para evitar el desplome de com pres or 0 reducir su intensidad.

a) Debe evitar movimientos erraticos 0 bruscos en la aceleraci6n. b) Debe evitar acelerones bruscos 0 muy rapidos en periodos de alta

distorsi6n del aire que entra al motor, as! como en baja velocidad. c) Debe evitar bajar la nariz del avi6n bruscamente. EI descenso lento de la

nariz produce un flujo suave de aire a la entrada del motor, eliminando la posibilidad del desplome.

d) Debe aterrizar si no hay control sobre el desplome, debe pararse el motor, 0 proceder a aterrizar a la brevedad posible para evitar serios daiios al motor.

Sistema de Purga de Aire

Los fabricantes de motores , considerando otros medios para reducir la tendencia al desplome de compresor , ademas del control de la unidad regula dora de combustible, han incorpor~do dos sistemas al motor para lograrlo, estos son:

a) Por valvulas de purga del compresor b) POl' alabes guia de angulo variable

Algunos motores , cuentan con la incorporaci6n de ambos sistemas.


Purga del CompresorjCompressor Bleed, estas purgas facilitan el arranque del motor, ala vez que previenen el desplome del compresor. En bajas RPM permanecen abiertas y cierran en operaciones de alta potencia. A1 estar abiertas incrementan el tlujo inicial del aire en el compresor y reducen la presi6n en la parte posterior del tlujo -dentro del mismo compresor-. El control de la descarga a traves de la valvula de purga es auto matico y sensible a las RPM del motor, en funci6n a la temperatura y presi6n de entrada de aire al compresor.

BLEeD VALVE OPEN


Alabes Guia de Angulo Variable/Variable Inlet Guide Vanes, la funci6n de los alabes guia con angulo variable en la admisi6n de aire al compresor, compensa la variaci6n de temperatura y presi6n en la entrada del motor. El movimiento de los alabes esta controlado por un cilindro actuador que mantente un cingulo de ataque maximo en bajas RPM -rango de 35°- ya medida que la velocidad del compresor aumenta , este angulo se va variando y en maximas RPM ha llegado a el angulo minimo 0 inclusive, negativo -rango de -10°-. Esto se controla por el Feu.

--... , ...

VARIABLE STATOR VANES

6 " (O,,--/y,), pur Q} R.

! I"O S ICfON EN BAlAS RPM Pagina 44

Secciones Difusoras Multiples de Combustible e Inyectores

La secci6n difusora , queda colocada inmediatamente despues del compresor y antes de las camaras de combusti6n. Esta seccion tiene como funcion entregar el aire comprimido a baja velocidad a las ca.maras de combustion; pero con una presi6n suficiente para la combustion a cualquier velocidad a que este trabajando el motor. La funci6n de esta secci6n y hasta su construccion , es similar, tanto en los motores de flujo centrifugo , como de flujo axia1.


(~OS VISTAS DE l. A SEce l ON Dl fUSQ RA]

Po tener secci6n divergente para el flujo de aire alllegar este se expande , convirtiE!lldose su energia cinetica en presi6n , pero conservandose constante la presi6n total; por ser la suma de la presi6n dinamica mas la presi6n estatica.

Algunos motores tienen en est a secci6n las conexiones de la inyecci6n de combustible.

SECClO~ DIFUSOR A

----------~~~.----------~~

LA CAMARA DE.

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{SECt iON D{VERGENT~ ~f f1 ~ 2. . -50.


Inyectores de Combustible

Para lograr el empuje requerido en un motor turborreactor , se agrega combustible al aire que llega a las ca.maras de combusti6n. Para una eficiente combusti6n, el combustible debe ser fina y uniformemente atomizado en el aire que Uega a la camara de combusti6n. Son los inyectores los encargados de la atomizaci6n del combustible en las camaras de combusti6n .

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'ucl Spray P:;tterns ('Ii V<=trr.)lJS Pressure~


Uno de los primeros tipos de inyector es el denominado "Simplex".

Este inyector , tiene un solo orificio de descarga y su empleo es eficiente en motores que trabajan con cargas mas 0 men os constantes. A baja presion el abanico de combustible atomizador descarga con arco que varia entre los 70° y 80° que son optimos para el arranque del motor. Con mayor presion el abanico se cierra y penetra mas en la camara de combustion, permitiendo que se tenga una flama centrada y delgada, que protege de altas temperaturas a la camisa de la camara de combustion y a los electrodos de las bujias.

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- O!.rn::R SWIRL VANES

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Otro tipo de inyector que ha resultado mas eficiente que el simple, es el "Duplex", que es de doble descarga concEmtrica en el mismo cuerpo. La descarga interior se conoce como la "primera etapa" y es de baja capacidad, mientras que la exterior de "segunda etapa" es para alta capacidad de inyecci6n. Este inyector provee una buena atomizaci6n de combustible con t1ujo alto 0 bajo y un abanico de combustible atomizado de arco uniforme en todos los regimenes de operaci6n. La segunda etapa descargara al aumentar la presi6n del combustible, sin que deje de trabajar la primera. La segunda etapa provee de Ia mayor cantidad de combustible que usa en regimenes de alta potencia.

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Por, Augusto Mejia

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INY EC TOR DUPLEX

Pagina 49

Generadores de Vortice

EI inyector de combustible para cumplir su cometido eficientemente , debe descargar en una zona de baja presion dentro de la camara de combustion, realizandose as! Ia mezc1a de combustible y el aire en forma intima y uniforme. Queda instalado en Ia parte frontal de la camara y al centro de los alabes del generador de vertice. Al conjunto de inyector y generador de vortice se Ie denomina "quemador" -burner- y tiene como funci6n permitir una combustion estabIe, ya que el proceso se debe efectuar en una Iongitud relativamente corta, con aire a baja presion y el combustible finamente atomizado para facil mezcla y vaporizacion a Ia mayor rapidez posibIe, reduci€mdose as! Ia tendencia a "apagones" en el motor y aumentando Ia velocidad de Ia flama con Ia generacion de una mezcla homogenea y apropiada en su relacion aire/combustible.

r- CEN ER AP OR DE VORTIC E I


Aire Primario y Aire Secundario

De todo el aire que admite el motor para su funcionamiento, aproximadamente solo un 23% se mezcla con el combustible, mientras el 77% restante Ilena funciones, principalmente de enfriamiento del motor.

Aire Primal'ia, el aire que se mezcla con el combustible para evento de combustion (20%-23%).

Aire Secundario, aire que llena funciones propiamente de enfriamiento.

Secciones de Combustion

Esta seccion esta formada principalmente por las camaras de combustion y los inyectores de combustible. Su funcion es formar la mezcla de combustible y quemarla dentro de las mismas camaras de combustion para entregar la energia as! transformada a la turbina con temperaturas que no excedan de los limites permisibles a la entrada de la misma.

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Por, Augusto Mejia

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CORRUW.TCD JOINT

Pagina 51

Contra la creencia general, no todo el aire que entra al motor se quema. Si se mezc1ara todo el aire que entra al motor con el combustible que consume, resultaria una mezc1a que no arderia.

CA MAR A DE COMBUstION

INYECCION DE COMB USTI8LE r S~CCION DE CO~ eUJST~ON I Enfriamiento de la Camara de Combustion

La masa de aire admitida por el motor alcanza su mas alta temperatura en el interior de las camaras de combustion al quemarse en ella el combustible. Por esta razon , es necesario un enfriamiento eficiente en ella, el que se logra orientando el flujo de aire secundario procedente del compresor, para que circule por ambos lados de la pared de la camara.

De COM8UST'~N

AIRt= PQlMARlo

Jr{r~t AIRE SECUNDAP.\O

[::G~2~5? .-ENFRIA=~':~O DE LA ~RA. J

EI aire secundario barre la pared exterior de la camara, enfriandola, mientras otra parte penetra a enfriar la pared interior pasando por pequeiios orificios que se localizan alrededor de la camara y a 10 largo del reborde.


Dilucion de los Gases

Los gases de la combusti6n alcanzan los 2,400° C, temperatura que funde las aleaciones mas resistentes de acero 0 titanio -que se funden a 1,600° C Y 1,7400C respectivamente-. Para asegurar la conservaci6n de los Mabes guia y los de la turbina, el aire secundario al quedar diluido en los de escape reduce la temperatura de estos a limites tolerables porIa turbina, aproximadamente 800°C. EI aire de diluci6n penetra a las ca.maras de combusti6n por los orificios de mayor diametro que hay en sus paredes, denominados "Orificios de Diluci6n".

Camaras de Combustion

El objetivo principal de las camaras de combusti6n es mezclar el aire con el combustible y dar al flujo de aire la energia termica de la combusti6n. La presi6n desarrollada durante la combusti6n en las camaras es relativamente baja comparada con la de las camaras de combusti6n del motor reciproco, ya que en las primeras es del rango de las 70 PSI, mientras en las segundas es del rango de las 1,200 PSI.

INTERCONNECTOR

SNOUT

\

FUEL MANIFOLD

AIR CASING

... b A

DRAiN TUBe

FiglJr~ ~.~. ;\ k:d't pi>e Co 'ltustiOF1 O'):;\r-:,h~r S'iF.t;:;m(B",.s:.lc,:,w "j! {Jri';Jin.l H{Jj;';-Ro~·ci.: ttl" ;i'hi:-1t}.l


Para formar esta mezcla ,se requiere del 23% del total del aire que manda el compresor. Los orit1cios estan calculados para permitir solo esta entrada. Para compensar los cambios de densidad y temperatura del aire con los cambios de altitud y tener siempre una mezcla correcta, el control de combustible del motor varia el tlujo de combustible segun varia el t1ujo de aire, tomando para este efecto una muestra de la presion estatica en las camaras que actua sobre un aneroide para gobernar la unidad servo del control hidro-mecanico de combustible.

En la construcci6n de las camaras de combusti6n ,comunmente se emplea el MONEL -aleaci6n de 60% a1 70% de Nfque1 y el resto de Cobre- y el INCONEL -aleacion del 7S% de Nlquel, del 12% al1S% de Cromo Y 9% de Hierro- en forma 1aminada con uniones soldadas electricamente.

El nllmero y tipo de camaras de los motores vmian segUn su tipo y fabricante. En las camaras de combustion se encuentran tambien otros componentes.

a) Bujias, para e1 encendido, general mente dos, colocadas en camaras diametra1mente opuestas.

b) Tubos de intercomunicacion , para la propagacion de la flama. c) Lineas de Drene de Combustible, para desalojar de las camaras el exceso

de combustible acumulado en el arranque.

Las camaras de combustion tambien se numeran en el motor para su identiticacion en forma similar a como se numeran los cilindros.

Tipos de Camara

Las camaras se construyen siguiendo dos disefios basicos.

a) Tipo Bote b) Tipo Anular

Los que combinados originan el tipo

c) Tipo Canular


".

Camaras Tipo Bote

Estas camaras estan formadas por dos partes.

La cubierta La camara

Que se mantienen separadas concentricamente para dar paso al flujo de aire secundario. Como desventaja principal, tienen estas camaras reducido su diametro , que obliga a un disefio mas largo de camara y consecuentemente al aumento relativo en la longitud total del motor.

Cl\.MARA !.it. (b) COM8tJSl ltlN

I

DE AUN !> Altl iENTO

FIG. No. 7. 6 1,

Este tipo de camara presenta dos ventajas importantes, la primera es que la remoci6n para inspecci6n 0 cambio es sencilla y sin alterar la instalaci6n del motor, la otra es que sufre menos distorsi6n provocada pOI' el calentamiento.

Camaras Tipo Anular

Este tipo de camara es comun en motores e alta potencia de doble etapa de compresi6n axial. Esta form ada por dos cubiertas concentricas -una exterior y la otra interior- y la camara con desarrollo tambien anular.


E1 conjunto de cubiertas y camaras quedan alrededor de la cubielta de la flecha del compresor. Tiene como caracteristica, su excelente capacidad de trabajo , debido ala poca curvatura de la secci6n de la camara, en 10 que aventaja a todos los demas tipos de camaras. Como desventaja tiene que es frecuente que sufra deformaciones por altas temperaturas, debido al tamafio de las partes que la forman.

lNNE'Ft AiR --

CASING

FUEL MAN1FOLO

OUTER AIR

CASING

NOlZLE ~UiDE VANES

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Camaras Tipo Turbo-Anular 0 Tipo Canular

En este tipo de camara se han aprovechado las ventajas de los tipos de camara bote y anular, eliminando las desventajas de ambos. El tipo canular esta formado por una camara del tipo anular que en su interior aloja una serie de pequefias camaras anulares.

I. CAMARAS CANULARES

Esta disposicion permite un t1ujo uniforme de aire, con resistencia a las deformaciones pOl' temperatura y con excelente control sobre el proceso de combustion. La relacion total en peso del aire admitido y el combustible consumido es de 60:1 , pero en 1a combustion solo 15 partes de aire son empleadas mientras las 45 restantes, tienen funciones de enfriamiento y dilucion. La perdida en el t1ujo de aire es solo de 4% a 7%.

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OUTER AIR

CAStNG

SNOOT

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INNER AIR

CASING

fLAME TUBES

NOZZLE GUIOE VANES

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Las camaras tienen varios inyectores, colocados al frente de elIas; formando un conjunto con el multiple de combustible. La cubierta exterior, construida de aleacion de acero resistente a Ia corrosion y a Ia alta temperatura, est a formada por dos secciones anulares que se unen entre si y con las secciones adyacentes del motor por medio de pernos roscados. La forma en que se remueven las cubiertas exteriores -a veces de remocion telescopica- permite con relativa facilidad el acceso a las camaras de combustion, multiple de combustible 0

inyectores.

CUl3 IERTA EXTER IOR ~ __ ~ ______________ ~A~. __ . ________________ ~

I SECCI or .. b r:: L AliTErOA SECCI OH f RASERA 1 I , _. ' .

u aUUtTA Off' LAS Pl ECHAS

FlECHA ' on' COMPf!IiS O ~ DE i\LTA

F'LE<;H~ . Dn: co'Mf'tnE'50~ 0;: 9~JA cualERTA INTeRIOR DE LA CAMARA DE COMBUSTI ON

I E UNA C MARA CANULA§] CORT E SECCIONAl D _ H


Secci6n de Descargas , Alabes Guia y Cubierta de la Turbina

Esta seccion , queda definida perfectamente en los mot ores que tienen camaras de combustion de tipo bote, ya que en los de camaras anulares y canulares se incorporan sus componentes ala seccion de la propia turbina.

PLISOS

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11

g.

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, ') BAse DE CAMARAS DE COMBUSTION

2) CUBJE'RTjl DE LA rURSINA

3) ALAB€S GU/A DE LA TURBINA

I SECCfON DE OESCARGAS }

La funcion de esta seccion , es de servir de apoyo a 1a parte posterior de las c;imaras de combustion (1), recibir los gases procedentes de la camara de combustion en su seccion anular para hacerlo llegar a los alabes guia (3) y que descarguen can maxima eficiencia contra los alabes del rotor de la turbina. A la vez que, por su parte central que es hueca, se permite el paso de la t1echa del compresor y se da apoyo a la cubierta de esta t1echa. Por la funcion de los alabes guia de la turbina , se conoce a esta seccion como de "narices de descarga de la turbina".


El area de descarga de la turbina es una parte critica en el disefio de esta secci6n, ya que si es demasiado grande, la turbina no operara con su maximo rendimiento y si es muy pequefia, la secci6n de descarga tendnl tendencia a saturarse de gases en condiciones de maximo empuje, no pudiendo la turbina extraer toda la energia requerida por el motor. La construcci6n de esta secci6n , es de acero inoxidable en la cubierta, con un diafragma del mismo metal en el interior -por ellado frontal- y una secci6n cilindrica interior. Las camaras conectan en su alojamiento frente al diafragma y la secci6n cillndrica sostiene por medio de tornillos a la cubierta exterior de la turbina (2). Los alabes guia se construyen de aleaci6n de acero 0 titanio, segun el motor.

DRJVESHAFT TO

COMPRESSOR

TUREnNE BLADE

SHROUD

NOZZLE GUIDE VANES

IGJr€ I; I . Po. -h~""", StlK!€; T_Jmir:~ A:,;ss.J::y 'k;t..rl'.c:.J C,!1 enu S \U;ll.fjtl::ied 1)11 ; '-1 l/il} in.'ll t<.;:; ~ K<.I·i~ dr" ·.vl, ii

I AIR COOLING -MANIFOLD

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Secci6n de Turbina

La turbina se considera formada por dos partes principales, una m6vil -rotor- y otra estacionaria -estator- semejantes en construcci6n a los componentes del compresor de f1ujo axial.

INTERMEDIATE PRESSURE TURBINE

SHAFT

, _ ALABE:S GUIA DE LA TURB1NA 2'- DISCO DE". L A TUR 61NA

~~ .... NOZZLE GUIDE VANES

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IM PUl SO DE LA TURBfN A POR LA DESCAR GA DE 6J6ES

3~ ALABES DE:L FlOTOR

iCONJUNTO DE ALABc.S G~Y TU~


La turbina toma la energia cinetica de los gases que se expanden al salir de las camaras de combusti6n , para convertirla en trabajo mecanico y con esto mover al compresor y a los accesorios del motor. Las turbinas proveen la potencia necesaria adicional para realizar cualquier trabajo que se requiera del motor. Para impulsar al compresor, se necesitan casi las tres cuartas partes de toda la energia disponible de los productos de la combusti6n.

La velocidad de los gases se considera que tienen dos componentes , uno axial y otro tangencial.

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COM PONENTE5 DE Lt. VELOCIDAD DE LlJ5 GA5C:S

La velocidad de los gases al llegar al aJabe del rotor, es menor que la velocidad absoluta, los gases al alcanzar al alabe del rotor sufren un cambio de direcci6n en su trayectoria, y cuando abandonan la turbina, solo retienen la velocidad axial. Una turbina sera mas eticiente, mientras mayor capacidad tenga de absorber la velocidad tangencial de los gases.

Para reducir la velocidad del motor, se aumenta el diametro de la turbina 0 se incorporan en ella varios pasos, formados por el conjunto de estatores y rotores.

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" PASOS ----' <l. ~~ td tof~

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~505 DE'CA . T~RBrNA r


Funcion del Estator

a) Acelerar los gases mediante la reducci6n de area entre ellos. b) Dirigir el flujo de gases para su efecto sobre el rotor.

Tipos de Turbina

a) Turbinas Impulsoras b) Turbinas Reactoras (Avi6n) c) Turbinas Impulso-Reactoras

Turbinas Impulsoras

Son los alabes del rotor, los que causan el cambio en la direcci6n del flujo de la masa de gas, soportando una fuerza proporcional al cambio efectuado.

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~ ESTATORES / I

PRESION DE OESCARGA DE PI LA CAMARA DE COMBUSTION f:

VELOCfDAO DE OE5CJ\R(,A DELA CAMARA DE C.OMBUSTION

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VELOGI DAD DE SALIDA DE LA TURBINA

I • PRESION DE SAUDA - ------r-- I -,.------ DE LA TURBINA . I I ')

V, I I '- P~€'ION A'lM03F~Jlle.A ! I

En (1) el flujo de gas procedente de la camara de combusti6n, tiene alta presi6n pero relativamente baja velocidad axial. Los alabes del estator pOl' su secci6n convergente aceleran la masa de gas.

En (2) para obtener la maxima velocidad en este punto, casi se ha tornado toda la presi6n de la masa de gas. Este punto es el caracteristico de la turbina Impulsora, la presi6n baja casi a un valor igual al de la atmosterica y el remanente hace t1uir la masa de aire al rotor, cono y escape.


En (3) despues de cruzar la masa de gas la separacion entre estator y rotor, entra facilmente al alabe del rotor, sufriendo el cambio de direccion que impulsara la turbina.

En (4) habiendo cruzado la masa de gas al rotor, llegara al cono de escape despues de perder una considerable cantidad de velocidad.

Turbina Reactora

Mientras una aceleracion se experimente en la masa de gas, existe un aumento en el momento resultante. Esta turbina que con el cambio de momento de la masa de gas en el rotor genera la fuerza que 10 impulsa, se denomina Turbina Reactora.

E STATOR ~OTOR .

~

. , En (1) la masa de gas tluye de la camara de combustion con alta presion pero relativamente baja velocidad axial a la entrada del estator.

n e . :!..?", Pi) Presi on de descarga de 10. 6!mata

d o combus1,ion

En (2) la seccion convergente entre los alabes aumenta considerablemente la velocidad de la masa, pero sin extraer toda la presion, como ocurre en la turbina impulsora. Los alabes del rotor tienen tambien la seccion convergente , por 10 que se requiere que los gases Ie lleguen con presion, para transformarla en velocidad, acelerando la masa y creando en esta forma la fuerza que hara girar la turbina.

P2} Pre ni6n de 8ulidn de l A turblna

VI ) Ve l oeidad de descarg a de' Is eamo.ra de; combu lIti 6n

V2 ) Ve l ocid ad de . al ida do l~ turbina

Ya que la perdida de presion en la Turbina Reactora es menor que en la Impulsora al salir del estator, la velocidad de descarga hacia el rotor es tambien menor. Esta es la diferencia en ambas turbinas, la impulsora requiere de gran velocidad de descarga procedente del estator para obtener el maximo cambio de momento, mientras que en la reactora, el cambio de momenta se realiza en los alabes del rotor por la accion de venturi, no requiriendo que el estator descargue a gran velocidad la masa de gas.

En (3) , igual que en la turbina impulsora, debe recordarse que el diagrama indica el comportamiento de la masa de gas en los componentes fijos del motor.

En (4) la masa de gas al dejar el rotor, solo tiene la presion suficiente para llevar el gas a1 cono y ducto de escape, presion algo superior a la atmosferica.


Turbina Impulso-Reactora

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TRABJUO DEL ALA6E DE UNA rURBINA IMPULSO- REAC TORA

Aqui se muestra como cae la presion que recibe el alabe conforme se va al extremo de el a la raiz, mostrando la variacion en la descarga del estator para la seccion del rotor segun sea el disefio de reacci6n 0 impulsi6n. Recordando que para el impulsor se necesita la maxima velocidad dada por el estator, mientras que en la reactora se necesita presi6n para transformarla en velocidad al dejar el rotor. Asl , si se hiciera una indicaci6n de la velocidad del gas, tendria un desarrollo contrario a la presion.

La raiz trabaja como impulsor y el extrema como reactor, y ambos efectos se combinan a traves de toda la secci6n y se puede decir que en su longitud la mitad trabaja como reactor y la otra como impulsor.


STATOR

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Numero de Pasos en la Turbina

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Las turbinas pueden ser de uno 0 mas pasos. Cuando Ia turbina es de pasos multiples, los aiabese insertan entre cada anillo de alabes del rotor, formando un conjunto de entrada para el anillo del rotor que Ie sigue. Si el motor esta equipado con un compresor de flujo axial de dobie etapa, se debe incorporar una turbina de dobie etapa. En este caso, el primer disco de la turbina, que es la que opera al compresor de alta presi6n, puede ser de un solo paso, debido a que recibe los gases con mayor energia directamente de 1a secci6n de combusti6n, y pOI' 10 tanto gira mas rapido que la turbina que opera el compresor de baja presion, ya que cuando los gases llegan a 1a parte trasera <:Ie la turbina, que es 1a que opera e1 compresor de baja presi6n, se han expandido a su paso porIa parte delantera, requiriendo un area considerab1emente mayor para que tenga un trabajo apropiado 0 balance de energia.

FL EC HA DEL COlviP RESOR DE ALTA

/-F LECHA DEL COMPRE SOR DE BAJA

TURBINA DE ' DOS E TAPAS PARA MOTOR CON DOBLE E TAPA DE COMPRESION


Enfriamiento de la Secci6n de la Turbina

La alta temperatura de los gases que de las camaras de combusti6n descargan en la secci6n de la turbina, obliga a dar una refrigeraci6n eficiente a sus componentes. Aunque el aire de diluci6n reduce la temperatura de los gases aproximadamente a 800°C antes de que lleguen ala turbina, para su conservaci6n es necesario proveer de buen enfriamiento al disco, a los alabes del rotor y del estator, as! como ala f1echa del compresor. Este enfriamiento se realiza con el aire secundario proveniente de las purgas del compresor. Cada motor tienen su propio recorrido de aire de enfriamiento para la turbina.

Secciones de Escape

Si los gases, producto de la combusti6n, se pudieran descargar directamente a la atmosfera con una direcci6n axial en la salida de la turbina no se necesitaria un ducto de salida. Esto, sin embargo, es imposible. Un gran porcentaje del total del empuje, se obtiene si los gases se descargan a una gran velocidad, esto como se ha ex plica do es posible, ya que los gases salen de la turbina a grandes velocidades.

Los ductos de salida se emplean para co1ectar y dirigir el f1ujo de gases, conforme sale de 1a turbina e incrementar su velocidad, antes de que sea descargado a la atmosfera por la tobera de salida en la parte trasera del ducto. El cono sirve para dar mas resistencia a1 ducto , e impartir una direcci6n axial al f1ujo de aire, tam bien sirve para fijar el ducto a todo e1 conjunto del motor.

Por, Augusto Mejia

TUR8!NEREAR SUPPORT STRUTS.

Pagina 67

La temperatura de los gases de escape al abandonar el motor, se toman en algunos motores en la turbina -TGT- Turbine Gas Temperature.

Mientras en motores de mayor potencia resulta mas practico tomarla a la salida de la turbina. Colocando series de termopares como parte sensible de los instrumentos de medici6n de la temperatura (EGT).

Toberas de Escape

-Ducto convergente

-Ducto convergente-divergente

Ducto COllvergellte

La abertura posterior del ducto de escape, se conoce como "tobera de escape", su tamafio determina la densidad y velocidad de los gases al descargar al ambiente. Esta area es critica en los motores sin quemador posterior, por 10 que no debe alterarse, ya que de hacerlo se afectara el rendimiento del motor y la temperatura de los gases de escape. Sin embargo, en algunos motores se ajusta la temperatura de gases de escape y las RPM con al variaci6n del area de descarga. En estos motores se instalan pequefias aletas alrededor de la tobera llamadas "ratones" que se doblan segt1l1 sea necesario.

La velocidad de los gases de escape en los ductos convergentes, se mantiene general mente en el rango subs6nico, ya que se perderfa eficiencia si la velocidad llega a ser s6nica antes del salir del ducto.

1 IOBERA

0:::: ESCAPE

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I DUCTO DE ESC APE CONVERGENTE I


Ducto Convergente-Divergente

Siempre que la relacion de presion en un tobera de escape sea 10 suficientemente alta para producir velocidades del gas que pudiesen exceder en ella de Mach 1.0, puede ganarse mas empuje por medio de una tobera convergente-divergente, debido a que el aumento en peso es aceptable por el incremento de empuje que produce. Esta tobera ofrece mayor ventaja en velocidades de altos numeros de Mach, debido a la mejor relacion de presion resultante. La proporcion de incremento en el area de un ducto divergente , debe ser sufi.ciente para permitir el incremento de volumen de los gases al adquirir la velocidad sonica.

El ducto de escape convergente-divergente, tiene la seccion convergente disefiada para trabajar con los gases a velocidad subsonica y para que pasen por la mayor restriccion cuando alcancen la velocidad del sonido. La seccion divergente trabaja con los gases, incrementando su velocidad despues de cruzar la garganta ya con velocidad supersonica.

Por, Augusto Mejia

PRESSURE OEC1~E AStNG

VEl..OCtl"Y INCREASiNG

·:-:CNJ/E?rCE:~T , L j ;;t

Pagina 69

Secciones de Accesorios del Motor

Los motores turborreactores, al igual que los de embolo, requieren de accesorios para su funcionamiento, que deben ser movidos por el mismo motor. Los accesorios van instal ados en secciones relativamente pequenas , que en su interior tienen el engranaje para impulsar a cada accesorio a la velocidad requerida. Estas secciones, se llaman tambien "cajas de accesorios" 0 "cajas de engranes" y reciben el movimiento del compresor. Los motores modernos de alta potencia mueven los accesorios poria parte inferior de el , valiendose de una toma de fuerza del compresor.

Los accesorios comunes que impulsan el motor se listan a continuaci6n , marcandose con un asterisco los indispensables para cualquier motor.

1) Marcha'<-2) Generador 0 Alternador* 3) Bomba de combustible'<-4) Bomba de combustible de emergencia 5) Bomba de combustible de quemador posterior 6) Generador de tacometro-x-7) Unidad de control de combustible¥.-8) Unidad de control de la helice 9) Bombas de aceite* 10) Bombas hidniulicas 11) Compresores de presurizaci6n


Manual de Estudio Examen CIAAC -03- Propulsion

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