Un motor de turbina de aeronave consta de una entrada de aire, compresor, cámaras de combustión, una sección de turbina y escape. El empuje se produce aumentando la velocidad del aire que fluye a través del motor. Los motores de turbina son centrales de aeronaves muy deseables. Se caracterizan por su buen funcionamiento y una alta relación potencia-peso, y utilizan combustible para aviones fácilmente disponible. Antes de los avances recientes en los procesos de fabricación de materiales, diseño de motores y fabricación, el uso de motores de turbina en aviones de producción pequeña/ligero fue prohibitivo. Hoy en día, varios fabricantes de aviación están produciendo o planean producir aeronaves con motor de turbina pequeña/ligera. Estas aeronaves más pequeñas que funcionan con turbinas suelen asentarse entre tres y siete pasajeros y se denominan jets muy ligeros (VLJS) o microjets. [Figura 6-22]

6.9.1 Tipos de motores de turbina #

Los motores de turbina se clasifican según el tipo de compresores que utilizan. Hay tres tipos de compresores: flujo centrífugo, flujo axial y flujo centrífugo-axial. La compresión del aire de entrada se logra en un motor de flujo centrífugo acelerando el aire hacia afuera perpendicular al eje longitudinal de la máquina. El motor de flujo axial comprime el aire mediante una serie de perfiles aerodinámicos estacionarios y giratorios que mueven el aire paralelo al eje longitudinal. El diseño de flujo centrífugo-axial utiliza ambos tipos de compresores para lograr la compresión deseada.

El camino que toma el aire a través del motor y cómo se produce la potencia determina el tipo de motor. Hay cuatro tipos de motores de turbina de aeronaves: turbojet, turbopropulsor, turboventilador y turboeje.

6.9.2 TurboJet #

El motor turborreactor consta de cuatro secciones: compresor, cámara de combustión, sección de turbina y escape. La sección del compresor pasa aire de entrada a una alta velocidad de velocidad a la cámara de combustión. La cámara de combustión contiene la entrada y el encendedor de combustible para la combustión. El aire en expansión acciona una turbina, que está conectada por un eje al compresor, manteniendo el funcionamiento del motor. Los gases de escape acelerados del motor proporcionan empuje. Esta es una aplicación básica de aire comprimido, encendiendo la mezcla de combustible y aire, produciendo potencia para autosostener el funcionamiento del motor y el escape para la propulsión. [Figura 6-23]

Los motores turborreactores son limitados en alcance y resistencia. También son lentos para responder a las aplicaciones del acelerador a velocidades lentas del compresor.

6.9.3 Turbohélice #

Un motor turbopropulsor es un motor de turbina que impulsa una hélice a través de un engranaje de reducción. Los gases de escape impulsan una turbina de potencia conectada por un eje que impulsa el conjunto de engranajes de reducción. En los motores turbohélices es necesario el engranaje de reducción porque se logra un rendimiento óptimo de la hélice a velocidades mucho más lentas que las rpm de funcionamiento del motor. Los motores turbopropulsores son un compromiso entre los motores turborreactores y las centrales eléctricas alternativas. Los motores turbopropulsores son más eficientes a velocidades entre 250 y 400 mph y altitudes entre 18.000 y 30.000 pies. También funcionan bien a las velocidades aerodinámicas lentas requeridas para el despegue y aterrizaje, y son eficientes en combustible. El consumo mínimo específico de combustible del motor turbohélice está normalmente disponible en el rango de altitud de 25.000 pies hasta la tropopausa. [Figura 6-24]

6.9.4 Turboventilador #

Los turbofans se desarrollaron para combinar algunas de las mejores características del turborreactor y el turbohélice. Los motores turbofan están diseñados para crear empuje adicional al desviar un flujo de aire secundario alrededor de la cámara de combustión. El aire de derivación del turbofan genera un mayor empuje, enfría el motor y ayuda a la supresión del ruido del escape. Esto proporciona velocidad de crucero tipo turborreactor y menor consumo de combustible.

El aire de entrada que pasa a través de un motor turbofan generalmente se divide en dos corrientes separadas de aire. Una corriente pasa a través del núcleo del motor, mientras que una segunda corriente pasa por alto el núcleo del motor. Es esta corriente de aire de derivación la que es responsable del término «motor de derivación». La relación de derivación de un turbofan se refiere a la relación del flujo de aire de masa que pasa a través del ventilador dividido por el flujo de aire de masa que pasa a través del núcleo del motor. [Figura 6-25]

6.9.5 Eje del turbo #

El cuarto tipo común de motor a reacción es el turboeje. [Figura 6-26] Da potencia a un eje que impulsa algo que no sea una hélice. La mayor diferencia entre un turborreactor y un motor turboeje es que en un

Motor turboeje, la mayor parte de la energía producida por los gases en expansión se utiliza para impulsar una turbina en lugar de producir empuje. Muchos helicópteros usan un motor de turbina de gas turboeje. Además, los motores turboeje son ampliamente utilizados como unidades de potencia auxiliar en aviones grandes.

6.9.6 Instrumentos de motor de turbina #

Los instrumentos del motor que indican la presión del aceite, la temperatura del aceite, la velocidad del motor, la temperatura del gas de escape y el flujo de combustible son comunes tanto a los motores de turbina como a los motores alternativos. Sin embargo, hay algunos instrumentos que son exclusivos de los motores de turbinas. Estos instrumentos proporcionan indicaciones de la relación de presión del motor, la presión de descarga de la turbina y el par. Además, la mayoría de los motores de turbinas de gas tienen múltiples instrumentos de detección de temperatura, llamados termopares, que proporcionan a los pilotos lecturas de temperatura dentro y alrededor de la sección de la turbina.

6.9.7 Relación de presión del motor (EPR) #

Se utiliza un indicador de relación de presión del motor (EPR) para indicar la potencia de salida de un turborreactor/motor turbofan. EPR es la relación entre la descarga de turbina y la presión de entrada del compresor. Las mediciones de presión son registradas por sondas instaladas en la entrada del motor y en el escape. Una vez recopilados, los datos se envían a un transductor de presión diferencial, que se indica en un indicador EPR de la cubierta de vuelo. El diseño del sistema EPR compensa automáticamente los efectos de la velocidad y la altitud. Los cambios en la temperatura ambiente requieren que se aplique una corrección a las indicaciones EPR para proporcionar ajustes precisos de potencia del motor.

6.9.8 Temperatura del gas de escape (EGT) #

Un factor limitante en un motor de turbina de gas es la temperatura de la sección de turbina. La temperatura de una sección de turbina debe controlarse de cerca para evitar el sobrecalentamiento de las palas de la turbina y otros componentes de la sección de escape. Una forma común de monitorear la temperatura de una sección de turbina es con un medidor EGT. EGT es un límite operativo del motor que se utiliza para monitorear las condiciones generales de funcionamiento del motor. Las variaciones de los sistemas EGT llevan nombres diferentes según la ubicación de los sensores de temperatura. Los indicadores comunes de detección de temperatura de la turbina incluyen el indicador de temperatura de entrada de la turbina (TIT), el indicador de temperatura de salida de la turbina (TOT), el indicador de temperatura entre etapas (ITT) y el indicador de temperatura del gas de la turbina (TGT).

6.9.9 Torquemetro #

La salida de potencia del motor turbohélice/turboshaft se mide por el parómetro. El par es una fuerza de torsión aplicada a un eje. El parímetro mide la potencia aplicada al eje. Los motores turbohélice y turboeje están diseñados para producir torque para accionar una hélice. Los parómetros se calibran en unidades porcentuales, libras-pie o psi.

6.9.10 Indicador N1 #

N1 representa la velocidad de rotación del compresor de baja presión y se presenta en el indicador como porcentaje de las rpm de diseño. Después de arrancar, la velocidad del compresor de baja presión se rige por la rueda de turbina N1. La rueda de turbina N1 está conectada al compresor de baja presión a través de un eje concéntrico.

6.9.11 Indicador N2 #

N2 representa la velocidad de rotación del compresor de alta presión y se presenta en el indicador como porcentaje de las rpm de diseño. El compresor de alta presión se rige por la rueda de la turbina N2. La rueda de turbina N2 está conectada al compresor de alta presión a través de un eje concéntrico. [Figura 6-27]

6.9.12 Consideraciones operativas del motor de turbina #

La gran variedad de motores de turbina hace que no sea práctico cubrir procedimientos operativos específicos, pero existen ciertas consideraciones operativas comunes a todos los motores de turbinas. Son límites de temperatura del motor, daño de objeto extraño, arranque en caliente, parada del compresor y apagado.

6.9.13 Limitaciones de temperatura del motor #

La temperatura más alta en cualquier motor de turbina ocurre en la entrada de la turbina. Por lo tanto, la temperatura de entrada de la turbina suele ser el factor limitante en el funcionamiento del motor de la turbina.

6.9.14 Variaciones de empuje #

El empuje del motor de la turbina varía directamente con la densidad del aire. A medida que disminuye la densidad del aire, también lo hace el empuje. Además, debido a que la densidad del aire disminuye con un aumento de la temperatura, el aumento de las temperaturas también provocará una disminución del empuje. Mientras que tanto los motores de turbina como los motores de potencia se ven afectados hasta cierto punto por la alta humedad relativa, los motores de turbina experimentarán una pérdida de empuje insignificante, mientras que los motores recíprocos una pérdida significativa de potencia de freno.

6.9.15 Daño de objeto extraño (FOD) #

Debido al diseño y función de la entrada de aire de un motor de turbina, siempre existe la posibilidad de ingestión de residuos. Esto causa daños significativos, particularmente en las secciones del compresor y de la turbina. Cuando se produce la ingestión de residuos, se llama daño de objeto extraño (FOD). El FOD típico consiste en pequeñas mellas y abolladuras causadas por la ingestión de pequeños objetos de la rampa, calle de rodaje o pista, pero también se producen daños por FOD causados por golpes de aves o ingesta de hielo. A veces FOD resulta en la destrucción total de un motor.

La prevención del FOD es una alta prioridad. Algunas entradas de motor tienden a formar un vórtice entre el suelo y la entrada durante las operaciones terrestres. Se puede instalar un disipador de vórtice en estos motores. También se pueden utilizar otros dispositivos, como pantallas y/o deflectores. Los procedimientos previos al vuelo incluyen una inspección visual para cualquier signo de FOD.

6.9.16 Motor de turbina en caliente/arranque colgado #

Cuando el EGT excede el límite seguro de una aeronave, experimenta un «comienzo en caliente». Es causado por demasiado combustible que ingresa a la cámara de combustión o por las rpm de las turbinas insuficientes. Cada vez que un motor tiene un arranque en caliente, consulte el AFM/POH o un manual de mantenimiento apropiado para conocer los requisitos de inspección.

Si el motor no acelera a la velocidad adecuada después del encendido o no acelera a las rpm inactivas, se ha producido un arranque colgado o en falso. Un arranque colgado puede ser causado por una fuente de alimentación de arranque insuficiente o un mal funcionamiento del control de combustible.

6.9.17 Paradas de compresor #

Las cuchillas del compresor son pequeños perfiles aerodinámicos y están sujetas a los mismos principios aerodinámicos que se aplican a cualquier perfil aerodinámico. Una hoja de compresor tiene un ángulo de ataque que es el resultado de la velocidad del aire de entrada y la velocidad de rotación del compresor. Estas dos fuerzas se combinan para formar un vector, que define el ángulo de ataque real del perfil aerodinámico al aire de entrada que se aproxima.

Un puesto de compresor es un desequilibrio entre las dos cantidades vectoriales, la velocidad de entrada y la velocidad de rotación del compresor. Los puestos de compresor ocurren cuando el ángulo de ataque de las palas del compresor excede el ángulo de ataque crítico. En este punto, se interrumpe el flujo de aire suave y se crea la turbulencia con las fluctuaciones de presión. Las paradas del compresor hacen que el aire que fluye en el compresor se ralentice y se estanque, a veces invirtiendo la dirección. [Figura 6-28]

Los puestos de compresor pueden ser transitorios e intermitentes o constantes y severos. Las indicaciones de una parada transitoria/intermitente suelen ser una «bang» intermitente, ya que se produce un retroceso y una inversión de flujo. Si el puesto se desarrolla y se vuelve constante, se puede desarrollar una fuerte vibración y un fuerte rugido a partir de la inversión del flujo continuo. A menudo, los indicadores de la cubierta de vuelo no muestran un parada leve o transitorio, pero sí indican un puesto desarrollado. Las indicaciones de instrumentos típicas incluyen fluctuaciones en rpm y un aumento en la temperatura de los gases de escape. La mayoría de los puestos transitorios no son perjudiciales para el motor y, a menudo, se corrigen después de una o dos pulsaciones. La posibilidad de daño severo del motor por un puesto de estado estable es inmediata. La recuperación debe lograrse reduciendo rápidamente la potencia, disminuyendo el ángulo de ataque de la aeronave y aumentando la velocidad aerodinámica.

Aunque todos los motores de turbinas de gas están sujetos a paradas de compresores, la mayoría de los modelos tienen sistemas que los inhiben. Un sistema utiliza una paleta de guía de entrada variable (VIGV) y paletas de estator variable, que dirigen el aire entrante hacia las palas del rotor en un ángulo apropiado. Para evitar que se detenga la presión de aire, opere la aeronave dentro de los parámetros establecidos por el fabricante. Si se desarrolla un puesto de compresor, siga los procedimientos recomendados en el AFM/POH.

6.9.18 Apagado #

Se produce un apagado en el funcionamiento de un motor de turbina de gas en el que se apaga el fuego en el motor sin querer. Si se excede el rico límite de la relación combustible/aire en la cámara de combustión, la llama se apagará. Esta condición se denomina a menudo como un flameado rico. Por lo general, resulta de una aceleración del motor muy rápida, en la que una mezcla demasiado rica hace que la temperatura del combustible baje por debajo de la temperatura de combustión. También puede ser causado por un flujo de aire insuficiente para soportar la combustión.

Una ocurrencia de apagado más común se debe a la baja presión de combustible y las bajas velocidades del motor, que generalmente se asocian con el vuelo a gran altitud. Esta situación también puede ocurrir con el motor retrocedido durante un descenso, lo que puede configurar el apagado de condición de inclinación. Una mezcla débil puede hacer que la llama desaparezca fácilmente, incluso con un flujo de aire normal a través del motor.

Cualquier interrupción del suministro de combustible puede resultar en un apagado. Esto puede deberse a actitudes inusuales prolongadas, un sistema de control de combustible defectuoso, turbulencia, glaseado o quedarse sin combustible.

Los síntomas de un flameout normalmente son los mismos que los que siguen una falla del motor. Si el apagado se debe a una condición transitoria, como un desequilibrio entre el flujo de combustible y la velocidad del motor, se puede intentar un arranque aéreo una vez que se corrige la condición. En cualquier caso, los pilotos deben seguir los procedimientos de emergencia aplicables descritos en el AFM/POH. En general, estos procedimientos contienen recomendaciones sobre altitud y velocidad aerodinámica donde es más probable que el arranque aéreo tenga éxito.

6.9.19 Comparación de rendimiento #

Es posible comparar el rendimiento de un motor alternativo y diferentes tipos de motores de turbina. Para que la comparación sea precisa, se debe usar la potencia de empuje (caballos de fuerza utilizable) para la central eléctrica alternativa en lugar de la potencia de freno, y se debe usar el empuje neto para los motores de turbina. Además, la configuración y el tamaño del diseño de la aeronave deben ser aproximadamente los mismos. Al comparar el rendimiento, las siguientes definiciones son útiles: Caballo de freno (BHP)—La potencia realmente entregada al eje de salida. Los caballos de fuerza de freno son los caballos de fuerza utilizables reales. Empuje neto: el empuje producido por un turborreactor o motor turbofan. Caballos de fuerza (THP): el equivalente de potencia del empuje producido por un turborreactor o motor turbofan. Caballos de fuerza del eje equivalente (ESHP): con respecto a los motores turbohélice, la suma de la potencia del eje (SHP) entregada a la hélice y THP producidos por los gases de escape. La Figura 6-29 muestra cómo se comparan cuatro tipos de motores en el empuje neto a medida que aumenta la velocidad aerodinámica. Esta cifra es solo para fines explicativos y no es para modelos específicos de motores. Los siguientes son los cuatro tipos de motores:

• Central eléctrica alternativa
• turbina, combinación de hélice (turboprop)
• Motor de turbina que incorpora un ventilador (turbofan)
• turborreactor (chorro puro)

Al trazar la curva de rendimiento para cada motor, se puede hacer una comparación de la máxima variación de velocidad de la aeronave con el tipo de motor utilizado. Dado que el gráfico es solo un medio de comparación, no se incluyen los valores numéricos para el empuje neto, la velocidad de la aeronave y el arrastre.

La comparación de los cuatro motores sobre la base del empuje neto hace evidentes ciertas capacidades de rendimiento. En el rango de velocidad que se muestra a la izquierda de la línea A, el motor alternativo supera a los otros tres tipos. El turbopropulsor supera al turboventilador en el rango a la izquierda de la línea C. El motor turboventilador supera al turborreactor en el rango a la izquierda de la línea F. El motor turbofan supera al motor alternativo a la derecha de la línea B y el turbopropulsor a la derecha de la línea C. El turbojet supera al motor alternativo a la derecha de la línea D, el turbohélice a la derecha de la línea E y el turboventilador a la derecha de la línea F.

Los puntos donde la curva de arrastre de la aeronave se cruza con las curvas de empuje neto son las velocidades máximas de la aeronave. Las líneas verticales desde cada uno de los puntos hasta la línea de base del gráfico indican que el avión turborreactor puede alcanzar una velocidad máxima más alta que la de las aeronaves equipadas con los otros tipos de motores. Las aeronaves equipadas con el motor turbofan lograrán una velocidad máxima más alta que la de las aeronaves equipadas con un turbohélice o un motor alternativo.