6 MOTORES A REACCION y Sus Sistemas Auxiliares Valentín Sáinz 8.pdf

EL MOTOR
DE REACCIÓN
y sus sistemas auxiliares

Valentín Sáinz Díez
EL MOTOR ,
DEREACCION
Jefe Unidad Instrucción
Dirección Técnica de Vuelo
Iberia Líneas Aéreas
Director de la Escuela de Pilotos
American Flyers España
y sus sistemas auxiliares
OCTAVA EDICIÓN
THOIVISON
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THOIVISON
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El motor de reacción y sus sistemas auxiliares
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Indice
Prólogo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 9
l. Principios generales del motor de reacción . . . . . . . . . . . 13
Antecedentes históricos de la propulsión a reacción.-
Diferencias entre los motores de reacción y los aeromotores
de explosión: cualidades de operación.- Motor de reac-
ción.- Leyes del movimiento de Newton.- Componentes
del motor de reacción.- Ciclo Brayton.- Comparación de
los ciclos Otto (alternativo) y Brayton (reacción).-
Empuje.- Potencia.- Factores que afectan al empuje:
Efecto de la Presión.- Efecto de la Velocidad.- Efecto
Dinámico.- Efecto de la temperatura.- Efecto de la
Altitud.- Efecto de las R.P.M.- Resumen de los factores
que afectan el empuje. Consumo específico.- Factores que
afectan al consumo específico: Efecto de la Velocidad.-
Efecto de la Altitud.- Efecto de las R.P.M.- Impulso o
empuje específico.- Diagrama de calidad.- Rendimiento en
los motores de reacción: Rendimiento termodinámico o
motor.- Rendimiento propulsivo.- Rendimiento global o
motopropulsor.- Designación de las estaciones del motor.-
Tipos de motores de reacción.- Turbohélices.- Tipos.-
Reductor.
Il. Conductos de entrada . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 49
Generalidades.- Conductos de entrada subsónicos.-
Conductos de entrada supersónicos.- Diagrama P-V-T del
difusor.
III. Compresores . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 57
Generalidades.- Compresores centrífugos.- Compresores
axiales.- Diagrama P-V-T.- Tipos de ,compresores
axiales.- Motores de doble flujo (turbofan).- Indice de deri-
vación (n).- Inestabilidad y pérdida en el compresor
(Compresor Stall): Válvula de descarga del compresor.-
Estator de incidencia variable (V.S.V.) Materiales empleados
en la fabricación del compresor.- Difusor precámaras.
© Editorial Paraninfo/5

ÍNDICE
IV. Cámaras de combustión
Generalidades.- Tipos de cámaras de combustión: Cámaras
individuales.- Cámara anular.- Cámara mixta.- Requisitos
· de una cámara de combustión.- Materiales empleados en las
cámaras.- Control de combustible (FUEL CONTROL).-
FADEC.- Inyectores. Inyección de agua: Principios de uti-
lización.- Diagrama P-V-T.
71
V. Thrbinas . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 87
Generalidades.- Tipos de turbinas.- Turbina centrípeta o
radial.- Turbina axial.- Grado de reacción de una turbina.-
Turbinas de acción o de impulso.- Turbinas de reacción.-
Turbinas de acción-reacción.- Esfuerzos en los álabes.-
Turbinas refrigeradas.- Métodos de refrigeración.-
Diagrama P-V-T.- Materiales de turbina.
VI. Toberas . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 97
Generalidades.- Tobera convergente o subsónica.- Tobera
convergente-divergente o supersónica.- Tobera de área
variable.- Diagrama de P-V-T.- Post-combystión.
Supresores de ruido.- Contaminación atmosférica.- Indices
de medidas: Índices de emisión y de humo.- Contaminación
en las diferentes operaciones de motor.- Motor Propfan.-
Descripción del motor.
VII. Instrumentos de motor
Tacómetros: Tacómetros eléctricos.- Tacómetros electro-
magnéticos..- Tacómetros electrónicos.- Transmisor de
EPR.- Indicador de límite de EPR o N .- Termómetro
(EGT-Exhaust Gas Temperature).- Indica~or de vibracio-
nes.- Manómetros.- Sistema de presentación de instrumen-
tos de motor.- Flight Management System (F.M.S.).-
Electronic Flight Instrument System (E.F.I.S.).
117
VIII. Sistema de combustible . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 139
Tipos de combustible.- Sistema de combustible.-
Depósitos.- Repostado y vaciado.- Ventilación.-
Alimentación a motores.- Indicaciones del sistema de com-
bustible-motor.- Transvase.- Alimentación cruzada.-
Lanzamiento de combustible (DUMP).
6/© Editorial Paraninfo

ÍNDICE
IX. Sistemas auxiliares del motor . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 153
Sistema de aceite: Tipos y propiedades de los lubricantes.-
Pour Point (punto de congelación).- Flash Point (punto de
inflamación).- Descripción del sistema de aceite.-
Indicaciones del sistema de aceite.- Sistema de encendido.-
Esquema general.- Encendido desde una fuente de corrien-
te continua.- Sangrado de aire.- Antihielo de motor.-
Consideraciones en la operación.- Reversa.- Grado de
inversión.- Puesta en marcha.- Esquema generaL-
Operación de puesta en marcha.- Anormalidades durante la
puesta en marcha.- Puesta en marcha con batería.-
Arranque cruzado.- Regímenes del motor (Engine Ratings):
Empuje de go-around.- Empuje de despegue húmedo.-
Empuje de despegue seco.- Empuje máximo continuo.-
Empuje máximo crucero.- Ralentí.- Empuje reducido.-
Causas de deterioro en las actuaciones del motor.
X. A.P.U. (Auxiliary Power Unit) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 181
Generalidades.- Utilización.- Controles e indicadores.-
Panel de control de tierra.- Operación.
XI. Sistema contra incendios . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 189
Generalidades.- Protección de fuego.- Sistema de detec-
ción.- Sistema de sensor gaseoso.- Sistema de rayos infra-
rrojos.- Sistema de detección de humo. Sistema de extin-
ción de fuego fijos.- Pruebas del sistema.
XII. Limitaciones . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 199
Limitaciones del Sistema de Combustible.- Limitaciones
del motor y sus sistemas auxiliares: Neumático.- R.P.M.-
E.G.T.- Aceite.- Ignición.- Motor de puesta en marcha.-
Reversa.- Limitación del A.P.U.
XIII. Operación normal: Fases de operación (listas de
chequeo), misceláneas y mantenimiento . . . . . . . . . . . . . 203
Prevuelo.- Puesta en marcha.- Rodaje.- Despegue y
Subida.- Crucero.- Descenso.- Aterrizaje.- Parada.-
ETOP'S.- Mantenimiento del motor.- Q.E.C.- Revisiones
generales.- Boroscopos.
Símbolos. Definiciones. Velocidades. Abreviaturas
usuales en Aeronáutica . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 215

ÍNDICE
APÉNDICE
Mecánica ..................................... .
Magnitud escalar.- Magnitud vectorial.- Fuerza.-
Momento de una fuerza con respecto a un eje.- Energía
cinética.- Energía potencial.- Potencia.- lmpulso.-
Cantidad de movimiento.- Impulso y cantidad de movi-
miento.- Velocidad angular.- Aceleración angular.-
Relaciones entre las magnitudes lineales y angulares.-
Aceleración centrípeta.- Fuerzas centrípeta y centrífuga.
Fluidos ....................................... .
Densidad.- Viscosidad.- Peso específico.- Presión.-
Régimen incomprensible.- Régimen estacionario.-
Ecuación de continuidad.- Teorema de Bernouilli.-
Aplicaciones de la ecuación de continuidad y del teorema de
Bernouilli a los difusores y toberas.- Difusor.- Tobera.-
Velocidad del sonido.- Número de Mach.- Condiciones crí-
ticas.- Área crítica.- Número de Reynolds.- Leyes de los
gases.- Ley de Boyle.- Ley de Charles.- Ley de Gay-
Lussac.- Ley general de los gases perfectos.- Escala centí-
grada o Celsius.- Escala Fahrenheit.- Conversión de esca-
las.- Escala Termodinámica absoluta o Kelvin.
221
221
223
Parámetros totales de remanso . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 230
Termodinámica . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 231
Sistema termodinámico.- Sistema abierto.- Sistema cerra-
do.- Equivalente mecánico del calor.- Primer principio de
la Termodinámica.- Calor específico de los gases.-
Transformación isobárica.- Transformación isócora.-
Transformación isotérmica.- Transformación adiabática.-
Segundo principio de la Termodinámica.- Entalpía o calor
total.
Conversión de unidades . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 235
Bibliografía . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 237
Índice alfabético . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 239

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

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

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

PRINCIPIOS GENERALES DEL MOTOR DE REACCION
Desde esas fechas hasta nuestros días ha ido evolucionando para
propulsar actualmente la mayoría de los aviones comerciales y militares
que operan en todo el mundo.
En agosto de 1939 vuela el Heinkell78, primer avión impulsado por
un motor de reacción y en 1952lo hace el Comet de Havilland, primer
avión comercial que incorpora estos motores.
Durante la década de los 50, los motores turbohélice comenzaron a
sustituir a los motores alternativos, fundamentalmente en aviones de
peso reducido.
El primer motor turbohélice en Aviación Comercial impulsaba al
VICKERS VISCOUNT, operado por la compañía B.E.A. en la ruta
Londres - París que realizó su primer vuelo el 29 de julio de 1950.
El primer reactor comercial fue el cuatrimotor COMET 1 de
B.O.A.C.; realizó su primer vuelo el 2 de Mayo de 1952 entre Londres-
Johanesburgo.
De este avión, ingenieros y diseñadores sacaron importantes conse-
cuencias, en cuanto a sistemas y estructuras (fatiga, termofluencia...).
Al COMET siguieron el Boeing 707 y el Douglas DC-8, siendo el
B-707 el primer reactor comercial que realizó la vuelta al mundo con
pasajeros en octubre de 1959.
El pionero de los aviones de fuselaje ancho fué el Boeing 747 que
realizó su primer vuelo el 9 de enero de 1969 y el primer reactor
comercial supersónico ha sido el Concorde que comenzó sus vuelos el
21 de enero de 1976.
DIFERENCIAS ENTRE LOS MOTORES DE REACCION
Y LOS AEROMOTORES DE EXPLOSION:
CUALIDADES DE OPERACION
La aviación actual se basa en dos grandes parámetros: altitud y velo-
cidad unido en los aviones comerciales a una gran carga útil.
Para permitir que los motores alternativos incrementasen su potencia,
las plantas de potencia comenzaron a aumentar su peso así como el área
frontal, lo que supone una disminución de la relación potencia/superficie
frontal.

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

MOTOR DE REACCION
Entre las varias clasificaciones que pueden realizarse sobre motores
mecánicos, hay una importante que establece dos tipos: endotérmicos y
exotérmicos.
Los primeros, entre los que cabe citar el motor de reacción y el alternati-
vo, se· caracterizan porque tanto el órgano donde se realiza la combustión
como el encargado de realizar el trabajo se encuentran dentro (endo) del
motor, mientras que en los exotérmicos, como la máquina de vapor, el ele-
mento encargado de realizar el trabajo, se encuentra fuera (exo) de la zona
de combustión.
Se denonúna motor de reacción al motor térmico en el que la energía
liberada en la combustión se transforma en energía cinética de la co-
rriente del gas que sale del motor. La fuerza de reacción que se obtiene
de dicha corriente (empuje) sirve para impulsar la aeronave.
Esta característica es la que, en principio, diferencia a los motores de
reacción de los motores de émbolo o alternativos.
El motor de émbolo transforma la energía de la combustión en traba-
jo para mover el eje de la hélice, siendo ésta quien crea el empuje y, por
tanto, el órgano propulsor del avión.
LEYES DEL MOVIMIENTO DE NEWTON
Dentro de la Mecánica, al estudio de la relación entre las fuerzas y los
movimientos que provocan se denomina Dinánúca.
Existen tres leyes fundamentales de la Dinámica enunciadas por Isaac
Newton en el siglo XVII.
La primera de ellas se conoce como ley de inercia y establece que:
"una partícula libre se mueve siempre con velocidad constante, es de-
cir, sin aceleración. "
La partícula libre es la que no está sujeta a interacción alguna y aun-
que no existen partículas sin dicha interacción en la práctica, a algunos
cuerpos podemos considerarlos como partículas libres.
Los principios fundamentales en los que basa su funcionamiento el
motor de reacción, son la segunda y la tercera leyes de Newton.

La segunda ley dice: "Recibe el nombre de fuerza la variación del
momentum (cantidad de movimiento) de una partícula, con respecto al
tiempo." Podemos observar que más que una ley es una defmición y
una consecuencia directa del principio de conservación de la cantidad
de movimiento, y además, que la primera ley es simplemente un caso es-
pecial de la ségunda cuando la fuerza resultante y la aceleración son nu-
las.
La tercera ley, conocida como "ley de acción y reacción", expresa:
"Cuando dos partlculas interactúan, ·la fuerza sobre una partícula es
igual y opuesta a la fuerza sobre la otra." No es posible, por tanto, la
existencia de una fuerza única, aislada (Fig. 1).
CANTIDAD DE MOVIMIENTO DE ENTRADA - - -
mv
CANTIDAD OE MOVIMIENTO OE SALIDA - - - -
MV
__
m_v__4
·~[Mo~~--_.Mv--------•~
mv
MV
ACCION ( MV-mv)
REACCION
Fig. l. Aplicación de las Leyes de Newton.
COMPONENTES DEL MOTOR DE REACCION
Un grupo motopropulsor de reacción se puede considerar constituido
por los siguientes componentes básicos: difusor de entrada o campana
de admisión, compresor, difusor precámaras, cámaras de combustión,
turbina y tobera de escape (Fig. 2).
Es preciso hacer notar que el motor de turbina de gas, como tal, está
formado simplemente por compresor, cámaras de combustión y turbi-
na, que son los elementos básicos para su funcionamiento. Una turbina,
así constituida, encuentra numerosas aplicaciones prácticas en la indus-

tria. Ahora bien, si lo que pretendemos es un motor de reacción, nece-
sitamos añadir el elemento propulsor, que es la tobera. Dicha tobera
equivale a la hélice en los motores alternativos, como elemento propul-
sor.
Resumiendo, se puede decir que el grupo motopropulsor se compone
de motor (compresor, cámaras y turbina) y el propulsor, que es la tobera.
El difusor de entrada es una parte fundamental para las actuaciones y
rendimientos del motor, por lo que generalmente .~e estudia conjunta-
mente con él.
Existen motores de reacción, sin ningún uso en aviación comercial, que
carecen de los órganos que componen una turbina de gas.
Tobera
Cámaras Turbina
Fig. 2. Componentes del motor de reacción.
Es decir, no disponen de compresor ni turbina y para realizar la compre-
sión. necesitan una velocidad inicial que en un difusor de entrada se trans-
forma en presión. Son por tanto motores que impulsan aeronaves que deben
lanzarse desde un avión nodriza o motores que, ya en vuelo apoyen a los
reactores convencionales.
Dichos motores. con algunas variaciones de diseño. se denominan esta-
toreactores, pulsoreactores o "ramjet".
FUNCIONAMIENTO BASICO DEL MOTOR DE REACCION
El aire que incide en el motor, se comprime debido a la velocidad
antes de entrar en el motor, y a través del propio conducto de entrada,
dada su forma divergente.

PRINCIPIOS GENERALES DEL MOTOR DE REACCJON
Al llegar al compresor, la masa de aire sufre un gran aumento de presión
debido al trabajo suministrado por la turbina.
Se define el trabajo especifico de un elemento como el trabajo que
se realiza por unidad de masa del fluido que lo atraviesa.
En el caso de la turbina, dicho trabajo específico aumenta con la veloci-
dad de los álabes y con el giro de la corriente de aire.
El aire comprimido pasa a través del difusor precámaras reduciendo
su velocidad, a las cámaras de combustión, donde se le aporta calor a
presión constante (teóricamente) debido al combustible quemado en las
mismas. Los gases en la salida de las cámaras de combustión poseen una
gran presión, temperatura y energía cinética. Parte de esta energía, se-
gún el diseño, se convierte en la turbina en trabajo mecánico para mover
el compresor y la caja de accesorios, dado que el rotor de la turbina va
montado en el mismo eje que el del compresor. Finalmente y enlato-
bera de salida, la energía no aprovechada se transforma en energía ciné-
tica, al acelerar la corriente de los gases de escape.
CICLO BRAYTON
Se denomina ciclo a un proceso termodinámico a lo largo del cual se
van cambiando las condiciones iniciales.
El ciclo Brayton (Fig. 3.), se define como el ciclo que corresponde al
motor de reacción y se caracteriza por realizarse en él la combustión
teóricamente, a _presión constante. Como se ve en la figura, las coorde:
z
o
¡¡¡
....
a:
11.
EXPANSION
5
O AIRE AMBIENTE
VOLUMEN
Fig. 3. Ciclo Brayton
---- Ciclo te6rico
-Ciclo práctico

nadas del ciclo son Presión-Volumen, si bien pudiera estudiarse aten-
diendo a otros parámetros.
Veamos las diferentes fases de funcionamiento del motor:
0-1 Compresión de admisión
1-2 Compresión en el compresor
2-3 Combustión en cámaras
34 Expansión en turbinas
4-5 Expansión en tobera
En la ftgura 3 se aprecian los ciclos teórico y práctico. Es interesante
observar que el área encerrada dentro del ciclo representa el trabajo útil
que vamos a obtener del motor, puesto que:
P =Presión
F= Fuerza
S = Superficie
i
T=Trabajo
d = distancia
_F
P--
S
F=P·S
T=F·d=P·S·d=P· V T=P·V
El cociente de las áreas del ciclo práctico y teórico es precisamente lo
que deftne el rendimiento del ciclo (practicabilidad), siendo la diferencia
de dichas áreas las pérdidas ocasionadas en las distintas fases de funcio-
namiento del motor.
La practicabilidad se define como la relación entre el trabajo real obte-
nido y el trabajo total disponible en la expansión. La practicabilidad aumen-
ta con la temperatura máxima del ciclo.
En el ciclo teórico (ideal) los procesos de compresión y expansión se
realizan según una adiabática y los de adición y cesión de calor según
una isobara.
Finalmente el rendimiento termodinámico es la relación entre el ca-
lor equivalente al trabajo útil del ciclo y el calor total suministrado (por
kg de agente combustible). ·

COMPARACION DE LOS CICLOS OTTO (ALTERNATIVO) Y
BRAYTON (REACCION)
En la fJgura 4 se muestra el ciclo del motor alternativo o ciclo OTTO
Como puede verse, la diferencia fundamental con el Brayton, es que en
el OTTO, la explosión (combustión) se realiza a volumen constante y en
el Brayton a presión constante.
Teóricamente, con la adición de calor a volumen constante (ciclo
OTTO) se consigue mejorar el rendimiento y el consumo en compara-
ción con la adición de calor a presión constante.
A pesar de ello, el proceso de adición de calor a volumen constante
no ha tenido aplicación en los reactores, debido a que dicho proceso
exige válvulas y deflectores a la entrada y salida de cámaras, lo cual
complica enormemente la construcción del motor, aumenta su peso y
disminuye la seguridad de funcionamiento.
p =Cte.
z
o
·¡¡;
w
a:
0..
V =cte.
CICLO PARA MOTOR ALTERNATIVO
(OTTO)
CICLO PARA MOTOR DE REACCION
(BRAYTON)
VOLUMEN
Fig. 4. CompaTación de ciclos
Existe asimismo una gran diferencia entre las presiones máximas
alcanzadas en ambos ciclos. La presión en la explosión de un motor alter-
© Editorial Paran• ljo/21

1'
nativo, puede alcanzar valores superiores a las 1.000 p.s.i., mientras que la
presión máxima alcanzada en la combustión de un motor de reacción difí-
cilmente supera las 200 p.s.i. Por tanto, para mejorar el rendimiento en los
reactores es necesario emplear elementos rotatorios, como compresores y
turbinas, cuyas pérdidas sean mínimas.
También conviene destacar que, mientras el motor de reacción apro-
vecha la expansión de los gases de salida para obtener empuje, como ve-
remos más adelante, no ocurre lo mismo en el alternativo, donde la ex-
pansión se produce en la válvula y colector de escape, sin afectar para
nada dicha expansión a la fuerza motriz del motor.
EMPUJE
El parámetro fundamental que caracteriza al motor de reacción como
planta propulsora, es el empuje que desarrolla. Conviene recordar antes
que nada, que el empuje es una fuerza y por tanto se mide en unidades
de fuerza en los distintos sistemas físicos.
Esta fuerza es la resultante de todas las que actúan sobre la superficie
exterior e interior del motor. Teniendo en cuenta que la presión en el
extremo de la tobera puede ser distinta de la atmosférica, para regíme-
nes de funcionamiento distintos del de diseño, vamos a deducir la fór-
mula de empuje. El empuje neto, al ser una fuerza, será el producto de
la masa por su aceleración.
Y puesto que:
En =m ·a
V m
En =m-=- ·V
t t
!!!.... = Wa
t t
(1)
(2)
siendo!!!.... el gasto másico y Wa el gasto (en peso) por segundo de aire.
t
V= V,- Ve (3)

Sustituyendo (2) y (3) en (1), queda:
Wa
En =- (V, - Ve)
g
que es la expresión del empuje neto. Puede decirse que el empuje neto
es la diferencia entre la fuerza de aire en la salida del motor y en la en-
trada. Al primer término de la ecuación se le conoce con el nombre de
empuje estático y se puede medir directamente en un banco de pruebas:
Wa
Ee=--V,
g
y al segundo término, y puesto que es una fuerza que contrarresta par-
cialmente al empuje útil, se denomina resistencia de impacto:
E= Wa V
r g e
También puede •ntroducirse el gasto de combustible multiplicado
por la velocidad de salida, sin tener en cuenta la velocidad de entrada,
ya que al ir en el avión, no tiene velocidad inicial.
Wa Wc
En=- (V,- Ve)+- V,
g g
Finalmente, considerando la relación presiones-áreas de entrada y sa-
lida, se obtiene otro término de la fuerza adicional en la tobera de esca-
pe. En definitiva, la expresión completa del empuje neto queda:
En = Empuje neto
Wa = Gasto de aire (en peso) por segundo
g = Aceleración de la gravedad
V5
= Velocidad de salida de gases del motor
Ve = Velocidad de entrada del aire al motor
We =Gasto de combustible (en peso) por segundo
Ps = Presión de salida de gases del motor

1¡·'·
r
,,
Pe =Presión de entrada de aire al motor
As = Area de salida de gases del motor
Ae = Area de entrada de aire al motor
Resumiendo, la expresión anterior corresponde al empuje neto, es de-
cir, al que resulta del cambio de la cantidad de movimiento de la masa
de aire y de la masa de combustible que pasan a través del motor, más
una fuerza adicional en la tobera de escape. La velocidad de entrada de
aire es aproximadamente la velocidad del avión y la velocidad de entra-
da de combustible la consideramos nula, como ya se ha visto, al ir en el
avión. Despreciando la masa de combustible frente al aire, pues, como
se verá en el proceso de combustión, dicha masa es mucho menor que la
del aire, la expresión del empuje rteto queda:
Dicha fórmula obedece a la expresión conocida como teorema de
Euler de la cantidad de movimiento, según el cual "la resultante de to-
das las fuerzas hidrodinámicas que actúan sobre una corriente fluida ar-
bitraria, es igual a la diferencia de la cantidad de movimiento por segun-
do del fluido que sale y del que entra". '
El empuje bruto es el desarrollado por la tobera de escape, es decir, el
creado por la cantidad de movimiento de los gases de escape más la
fuerza adicional de la tobera.
La expresión del empuje bruto es:
El empuje neto y el bruto coinciden con el avión parado y motor en
marcha. En este caso desaparece el término Ve de la fórmula En y que-
da igual que Eb.
Se expuso anteriormente que el empuje estático puede medirse direc-
tamente en banco. Al quedar el motor flotante, empuja contra una ba-
lanza calibrada que mide directamente el empuje. Una vez instalado el
motor en el avión, no puede obtenerse una medida exacta del empuje.

La velocidad angular de giro del motor· en revoluciones por minuto
(r.p.m.) constituye a veces una indicación adecuada del empuje en los
motores de compresor centrífugo, no así en los de compresión axial.
Por tanto y salvo en motores axiales de gran índice de derivación, en lo~
cuales las r.p.m. del fan o tacómetro N1 constituyen el instrumento pri-
mario de empuje, en los demás motores axiales el instrumento primario
de la medida-de empuje es proporcional al E.P.R. (Engine Pressure Ra-
tio) ó P17 /P12 , es decir, al cociente entre las presiones totales de salida y
entrada en el motor, para una velocidad, altitud, temperatura y posición
del mando de gases fiias.
El término P17 (Presión total de salida de gases del motor} es un índi-
ce del empuje total, mientras que P17 /P12 lo es del empuje estático. Es
decir, si se utiliza P17 como índice de empuje, será necesario corregirlo
si varían las condiciones de la corriente de entrada. Precisamente por-
que las condiciones de entrada varían en el motor en una amplia gama,
es preferible utilizar el E.P.R. como índice de empuje.
Finalmente, es interesante tener presente la influencia de la resisten-
cia exterior sobre el empuje del motor de reacción. Hasta ahora hemos
supuesto que la corriente que rodea el motor es ideal, es decir, no había
fricción ni intercambio de calor con el chorro de gases de escape (adia-
bática); pero en realidad al instalar el motor fuera del fuselaje, bien en
góndolas bajo los planos o en montantes situados en la zona trasera del
fuselaje, la resistencia exterior puede disminuir bastante el empuje.
Esta resistencia va aumentando con la velocidad; a velocidades su-
persónicas es muy notable, pues aparecen resistencias inducidas de in-
terferencia y de ondas. Se denomina empuje efectivo al que se obtiene
restando al neto la resistencia exterior.
POTENCIA
Conviene aclarar que no debe emplearse el término potencia en el
motor de reacción. Es frecuente oír hablar de potencia de despegue o
potencia máxima continua, cuando debiera decirse empuje de despegue
o empuje máximo continuo.
En los motores alternativos y turbohélices, es posible medir la poten-
cia empleando las r.p.m. y el par motor aplicado a un eje o a la hélice.
Veamos la razón de ello.
La potencia se defme como el cociente entre el trabajo realizado y el
tiempo empleado en realizarlo.

T F·d
P=-=--=F· V P=F· V
t t
Es decir, como potencia es también fuerza (o empuje) por velocidad,
resulta que en un despegue estático con el mando de gases en empuje de
despegue (máximo), la potencia que nos da el motor es cero, por serlo
su velocidad.
Por tanto, sólo puede hablarse de una potencia equivalente a un empuje
dado, cuando fijamos una velocidad. Por ejemplo: queremos saber cuál
sería la potencia equivalente de un motor·de reacción de 1.000 kp de
empuje que vuela a 720 km/h.
Lo primero pasaremos los km/h a m/seg.
720 km/h : 3,6 = 200 m/seg.
P = F • v = 1.000 kp · 200 m/seg. = 200.000 kpm/seg.
Como 1 C.V. son 75 kilopondímetros/seg., 200.000 kpm/seg. serán
2.666 C.V. de potencia.
Para calcular la potencia equivalente a un empuje dado, se pueden
emplear estas equivalencias:
H.P. ::::;. Horse Power
H P
= Libras empuje XMillas por hora
. . 375
C.V. =Caballos de potencia
C.V.= Kilopondios empuje X kilómetros por hora
270
FACTORES QUE AFECTAN AL EMPUJE
A la vista de la fórmula del empuje, es evidente que los factores que
influyen directamente son la masa de aire y la velocidad.
Ahora bien, estos dos parámetros están afectados por los siguientes:

Efecto de la presión
En la expresión del empuje se observa que un aumento de la presión
de entrada favorece dicho parámetro.
Partiendo de unas condiciones dadas se puede apreciar en el ciclo
Brayton que a mayor presión obtenida en la zona de la combustión
(2-3), mayor será su trabajo útil y, en defmitiva, el empuje.
Por tanto, y por este concepto, el empuje aumenta debido al aire de
impacto (RAM) y se ve contrarrestado por una baja barométrica o una
excesiva altitud.
Efecto de la velocidad
Al estudiar la influencia que tiene la velocidad en el empuje, es preci-
so tener en cuenta además de la propia velocidad, el efecto de aumento
de presión por aire de impacto.
Un aumento de Ve, disminuye directamente el empuje, pues según se
ha visto:
Wa
E=- (V.I"- Ve)
g
No obstante y dado que se produce un aumento de la densidad del
aire debido al impacto, se contrarresta esa disminución.
Efecto dinámico
Este efecto produce un aumento de la presión de aire de entrada al
motor y por tanto un aumento de la masa de aire y de la velocidad de
salida Vg, por lo cual el empuje aumenta.
Una vez vista la influencia de la velocidad y del efecto dinámico del
impacto, observemos la ftgura 5.
A velocidades medias, hasta 700 km/h, la presión dinámica aumenta
de tal manera que compensa la pérdida teórica de empuje debida a la ve-
locidad.
A velocidades más altas, el efecto de la presión dinámica, no sólo
compensa, sino que incrementa el empuje neto.
©Editorial Paraninf~/27

1! 1
Efecto de la temperatura
Las condiciones que afectan al peso de un volumen de aire dado, son
presión, temperatura y, en menor importancia, la humedad.
X/
_.,.
- - - - 1
1
SIN EFECTO DINAMICO
1
1
700 Km/h
Fig. 5. Efecto de la velocidad en el empuje.
La influencia de la temperatura en el empuj! de un reactor puede
dar lugar a variaciones en el mismo de hasta un 20 por l00 con respecto al
empuje a temperatura standard (15° C). Es, por tanto, uno de los pará-
metros que tiene una importancia más directa y decisiva en el empuje.
Se puede resumir este efecto, diciendo que a mayor temperatura que
la standard, el empuje disminuye y viceversa.
Veamos someramente el proceso. Al disminuir la temperatura del
aire, su densidad aumenta; esto quiere decir que para unas r.p.m. fijas y
el mismo gasto volumétrico, el gasto másico y, por tanto, el empuje,
serán mayores.
Existen fundamentalmente dos formas de actuación de los motores
de reacción atendiendo a sus curvas de empuje en función de la tempe-
ratura. Dichas formas son: "full throttle" (plenos gases) y "part throt-
tle" (gases parciales).
La actuación "full throttle" (Fig. 6) se suele emplear en los motores
que equipan aviones militares y su ajuste se realiza para que a nivel del
mar, en condiciones standard,produzcan el máximo empuje con los ga-

ses completamente avanzados. Cualquier variación que ocurra en la tem-
peratura ambiente con los gases avanzados al máximo, causará variacio-
nes en el empuje. Aumentos de temperatura por encima de 15° C causa-
rán un descenso en el empuje, mientras que una temperatura por debajo
de la standard, hará que el empuje aumente.
EMPUJE
100.,.
15• C zt•C TEMPERATUR
Fig. 6. Plenos gases.
FLAT RATED
f:ULL THROnLE:
A efectos de obtener una máxima confiabilidad y mejores "perfor-
mances". en un día caliente, así como economía en la operación, los
motores de aviones comerciales operan con niveles de empuje más con-
servadores,denominados "part throttle" (gases parciales) o "flat rated"
(Fig. 6).
Un motor "flat rated" se ajusta a niv~l del mar, en condiciones stan-
dard, para producir el máximo empuje, pero con los gases sin llegar a la
posición completamente adelante. Cuando la temperatura ambiente
aumenta por encima de la standard, 15° Ca nivel del mar, el empuje to-
davía puede mantenerse hasta una temperatura límite (generalmente
29° C) avanzando el mando de gases. ·
El recorrido de avance de gases disponible para mantener el nivel de
empuje "flat rated" está determinado por las temperaturas límites ope-
rativas del motor.
Por ejemplo, el empuje de despegue del motor General Electric
eF6-50, motor de alto índice de derivación operando "flat rated" a nivel
del mar y en condiciones standard, es 15° e inás 14° e, es decir, 29° e, en
cuyo punto el motor alcanza la EGT límite.

A partir de ese punto, cualquier aumento de la temperatura ambiente
causará un descenso proporcional en el empuje.
A temperaturas ambientes por debajo de la standard, el empuje se
mantiene a los valores máximos igual que en un día caliente. De esta for-
ma, un motor "flat rated" puede producir un empuje constante en una
amplia gama de temperaturas ambientes sin dafíar el motor.
!
...
>
FATIGA I'IOTOR lOOY.
Fig. 7. Fatiga·Motor.
La húmedad que comentamos al principio de este efecto, sólo se ten-
drá en cuenta cuando se requiera el cálculo exacto del empuje, recor-
dando que un aumento de humedad causará una disminución de la den-
sidad del aire y, consecuentemente, del empuje.
La figura 7 muestra la relación entre la vida del motor y la fatiga. Se
observa como disminuye a medida que se mantiene a altos empujes.
Efecto de la altitud
Si mantenemos constantes las r.p.rn., al aumentar la altitud, el empu-
je disminuye, como se puede apreciar en la Fig. 8.
Al aumentar la altitud, disminuye la presión atmosférica y por tanto,
la densidad, la masa de aire y, en definitiva, el empuje.
Este fenómeno, como otros ya vistos, se contrarresta en parte por el
beneficio que representa al empuje el descenso de temperatura. El cam-
bio que aparece en la pendiente de la recta se debe a que aproximada-
mente a 11.000 metros desaparece el fenómeno favorable de disminu-
ción de temperatura, pues en la estratosfera la temperatura permanece
casi constante.

Si se considerase solamente el motor, esa altitud de 11.000 metros se-
ría la altitud óptima para vuelo a LONGE RANGE, justamente antes
del brusco descenso de empuje por efecto de la mayor altitud.
EMPUJE
100°/o
o 11.000 metros
AlnJRA
Fig. 8. Efecto de la altura en el empuje.
Efecto de las r.p.m.
De todos los estudiados hasta ahora, las revoluciones por minuto
(r.p.m.) o velocidad angular constituyen el único factor intrínseco del
motor y que tiene una enorme importancia en el empuje.
El empuje es función de los flujos de combustible y de aire. El flujo
de combustible está controlado por el control de combustible (Fuel
Control), que será estudiado en el Capítulo IV.
Quien se encarga de controlar el flujo de aire son precisamente las
r.p.m., si bien a través del ya mencionado CONTROL DE COMBUSTI-
BLE, para que en ningún momento se sobrepasen presiones, velocidades
ni temperaturas. La figura 9 muestra cómo el empuje aumenta con las
r.p.m., si bien tiene una subida brusca a partir del 60 por 100 de
r.p.m. aproximadamente.
* LONG RANGE - Operación que se realiza a una velocidad mayor que la que precisa para
obtener el máximo alcance con una pérdida del 1% de éste.

"'
RESUMEN DE LOS FACTORES QUE AFECfAN EL EMPUJE
El estudio de los distintos factores que hemos ido viendo ha sido par-
cial, es decir, hemos considerado todos los factores que influyen en el
empuje constantes, y hemos analizado las consecuencias de la variación
de uno de ellos en particular.
EMPUJE
100 .,0
60°/o 100.,o RPM
Fig. 9. Efecto de las R.P.M. en el empuje.
Es claro que establecer una resultante defmitiva cuando actúan todos
ellos a la vez es muy difícil y colistituye un estudio sumamente comple-
jo. No obstante, podemos sacar una serie de conclusiones de tipo gene-
ral a modo de resumen de lo expuesto hasta ahora.
1.0
El empuje del motor no es siempre el mismo. Está influenciado
por una serie de factores, como son presión, temperatura, veloci-
dad, altitud, etc.
2.0
Las dos variables que influyen de una manera más directa son la
altitud de presión y la temperatura.
Así mismo podemos afamar que las "performances" del motor de
reacción en general son más eficientes al aumentar la velocidad y la al-
tura, pues disminuyen la resistencia y el consumo elevándose el rendi-
miento motopropulsor.

CONSUMO ESPECIFICO
Pua establecer una comparación en el consumo de combustible entre
motores, dicho consumo se reduce a un denominador común, aplicable
a todos los tipos y tarnaftos de motores de reacción. Este término em-
pleado es el consumo específico o TSFC (Thrust Specific Fuel Con-
sumption). Se defme como el combustible consumido por hora dividido
por el empuje neto.
C = Consumo Combustible
e Empuje neto
Wc
ó T.S.F.C. = -
E,
Wc =Consumo combustible en lb./h ó kp/h.
E11
=Empuje neto en lb. ó kp.
Para motores de doble flujo, su valor actualmente oscila entre 0,5 y
0,9 kp/h/kp en crucero.
Por supuesto, el consumo específico varía para las distintas fases de
vuelo y condiciones externas, en la misma proporción que lo hagan el
consumo y el empuje.
FACTORES QUE AFECTAN AL CONSUMO ESPECIFICO
Dado que esos dos parámetros varían en distinta medida, veamos los
principales factores que influyen en el consumo específico.
Efecto de la wlocidad
Vimos al hablar de la variación del empuje con la velocidad que a
medida que ésta aumentaba, el empuje disminuía (sin tener en cuenta
el efecto dinámico).
R~cordemos que el consumo:
Q=pvS
Q=caudal
p =densidad
v = velocidad
S =sección
©Editorial Paraninfo/33

r·
PRINCIPIOS GENERALES DEL MOTOR DE REACCJON
Como además, al aumentar la velocidad, el consumo aumenta, quie-
re decir que el consumo específico aumenta con la velocidad (Figura
10).
Ce Kg/Kp.h
0,80
D,50
0,30
0.20
0,10
OKm
2K"'
•Km
~~
10Kift
o,oo,-+---,--...,...-...,...-....,....-....,....-....,....--.--....,....---.----.
o,oo 0,10 0,20 0,30 o,.a o,so o,eo 0,10 o,eo 0,110 1,00
N2 MACH
Fig. JO. Variación del Ce con la velocidad y la altura.
Efecto de la altitud
Con la altitud disminuyen tanto el consumo como el empuje. A pesar
de disminuir ambos, es mayor la reducción de consumo que la de empu-
je, por lo cual el consumo específico disminuye con la altura. En la figu-
ra 1O podemos apreciar el aumento del consumo específico con la -velo-
cidad y la disminución con la altura.
Efecto de la r.p.m.
}>ara analizar el efecto de las r.p.m. sobre el consumo específico es
preciso observar la relación de presiones de descarga del compr~sor
(1r12 ), que es función directa de las r.p.m.
341© Editorial Paraninfo

En la Fig. 11 se puede apreciar cómo el gasto de aire tiene una pen-
diente constante, mientras que el empuje aumenta a partir de un 60 por
100 de r.p.m., como ya se ha visto. Esto trae como consecuencia que a
altas r.p.m. el consumo específico disminuye, puesto que existe una
proporcionalidad entre el gasto de aire y el de combustible, como se ve-
rá en el Cap. IV.
EMPUJE
100%
Reglaje del motor
60% 100% RPM
Fig. 11. Efecto de llls r.p.m. en el Ce.
Es conveniente permitir ciertas variaciones en las r.p.m. para compensar
pequeñas diferencias de empuje que puedan producirse por tolerancias
de fabricación. El control de combustible puede ajustarse para variar el
empuje y las r.p.m. A las r.p.m. que dan el empuje calculado en condi-
ciones standard y a nivel del mar se denomina "velocidad de ajuste de
motor".
La utilización de la temperatura de entrada en turbina como límite de
operación, permite la operación del motor a empuje máximo en cualquier
condición ambiente. No obstante, al ser la temperatura de entrada a la
©Editorial Paraninjo/35

turbina proporcional al mando de gases, es conveniente que exista algún
sistema que relacione la variación de las r.p.m. con la temperatura de
entrada al motor o T1
r Este sistema se denomina "cambio ajustado de
velocidad" y se regula dentro del control de combustible.
Con diseño de temperatura de entrada a las turbinas constante se
consigue que el empuje sea menor un día caluroso y mayor un día frío,
pues al avanzar el mando de gases, en el primer caso, se alcanzará antes
la EGT máxima. Es decir, una posición de la palanca de gases supone
sólo de forma aproximada el porcentaje del empuje máximo.
Esta es la razón por la cual es conveniente utilizar el E.P.R. como
medida de empuje en lugar de la posición de palanca o r.p.m.
IMPULSO O EMPUJE ESPECIFICO
Se define el impulso de un reactor como la relación entre el empuje
que desarrolla y el gasto de aire que consume. Se denomina también
empuje específico y su expresión será:
( Kp - seg.)
Kp/seg.
Por lo tanto, el impulso se mide en segundos, y representa los Kp de
empuje obtenidos por cada Kp de aire que atraviesa el motor.
Su valor oscila de 50 a 70 seg.
DIAGRAMA DE CALIDAD
El gráfico que resulta en coordenadas consumo específico (C) e im-
pulso (1), respecto a parámetros como temperatura de entrada en t~ubinas
(T15
) y relación de compresión ( 1r) (ver pág. 51), se denomina diagrama
de calidad y nos permite comprobar la influencia de dichos parámetros.
Una observación rápida del gráfico que se muestra (fig. 9a) nos permite
ver que:
- El Ce disminuye al aumentar 1r.
- Aumentos de 1r, por tanto, economizan combustible.

Para valores de rr muy grandes, 1 disminuye rápidamente.
- Al aumentar la altura de vuelo, el Ce disminuye.
- Mach 0.8 a Nlvet del mar.
•-- Mach 0.8 a 11000 m.
Ce( Kg 1h•Kg.) '!11!
o~
.....
2.5 11 11
2.0
1.5
1.0
40 60 80 100 1(seg.)
Fig. 9a. Diagramas de calidad.
Rendimientos en los motores de reacción
Los rendimientos internos de un motor, expresan la bondad del mismo
como fuente de calor y básicamente significan el porcentaje de la energía
calorífica que en forma de combustible se quema, y la energía cinética de
los gases de salida que utiliza el reactor.
Rendimiento termodinámico o motor
Se define como la relación entre la potencia mecánica que se ha
generado y la potencia calorífica que se gasta en generarla.

w
La potencia mecánica tiene por expresión: PM =En V0 + 2
; (Vs-Vi
y la potencia calorífica: Pe·= Wc L. Así pues, el rendimiento termodinámico
será:
Rendimiento propulsivo
Se define como la relación entre la potencia útil que se obtiene y la
mecánica, y es en definitiva un índice del aprovechamiento del motor
como elemento propulsor.
Pu En Vo
Su expresión es: 17 =- =---------
P PM w
En Vo + 2ga (Vs- VoJ2
Si sustituimos, En por la expresión de la página 21, nos queda:
2 V0
17p =----=--- =
Vs + Vo 1 ~ Vs
Vo
2
Conviene tener presente que un aumento de V0 significa un aumento
de11Jp· ·
En los reactores, la mayor parte de la energía térmica se utiliza en el
movimiento del compresor. Por lo tanto, todo aumento de gasto de aire
y presión en cámaras, sin incremento de la energía calorífica, supop.e
aumentar el rendimiento del motor.
Asimismo, éste, puede mejorarse aumentando la velocidad de aire
por impacto.
38/it Editona/ Paran1nju

Rendimiento global o motopropulsor (fig. 9b)
Se define como la relación entre la potencia útil obtenida y la potencia
calorífica consumida.
pu
1'Mp=-=---=
pe
Wa Vo (V -V)
w L S o
g e
El rendimiento motopropulsor es por tanto, inversamente proporcional
al consumo específico.
Es decir, el TJMJ' será igual al rendimiento motor por el rendimiento
propulsor. Cuanao Vs = VO' el TJMP será cero.
En = Empuje neto.
Wa = Gasto de aire en peso por segundo.
g = Aceleración de la gravedad.
Vs = Velocidad de salida de gases.
V0
=Velocidad de entrada de aire.
W = Gasto de combustible en peso por segundo.
e
L = Poder calorífico del combustible.
0.5 1.0 1.5 2.0 2.5 3.0 N" Mach.
Fig. 9b. Variación. de los rendimientos con la velocidad.
Como se ve en la Fig. 9b el 1'MP aumenta con la velocidad, hasta un
n° de Mach, en el que cae.
DESIGNACION DE LAS ESTACIONES DEL MOTOR
Para facilitar la referencia a las distintas secciones del motor de reac-
ción, se suelen designar numéricamente las estaciones más importantes.

En la Fig. 12 pode~os apreciar la numeración de estaciones de un
motor de compresor único, en el cual la zona O, ó AM corresponde a una
zona no perturbada delante del motor.
La estación 1sería la entrada al difusor delantero o campana de admi-
sión; la 2 la entrada al compresor; la 3 la salida del compresor y la entrada
en cámaras; la 4 la salida de cámaras y la entrada en turbina; la 5 la
salida de turbina, la 6 estaría al final del conducto de salida y la 7 al final
de la tobera de escape.
AM
2
Difusor
entrada
3
Compresor Cámaras
4 5 6 7
Turbina Conducto Tobera
salida
Fig. 12. Estaciones (Compresor simple).
Para un motor de doble compresor, la designación de estaciones se
muestra en la Fig. 13.
En la Fig. 14 se ve el orden de estaciones en un motor turbofán.
Y fmalmente la Fig. 15 nos muestra las correspondientes a un turbo-
hélice de un solo compresor.
Al referirnos más adelante a estas estaciones, veremos que P12 $ignifi-
ca presión total en la estación 2; Ps4 presión estática en la estación 4;
T12 temperatura total de entrada al compresor, etc.

i6.:!
Compresor E Oi Cámaras de
de baja 8 ~ combustión
am 2 3 4 5678 9
Fig. 13. Estaciones (Doble compresor).
Otro término usado a veces es Pb , que significa presión interna en la
zona de combustión (bumer).
2 2.5 3 F 4 4 5 6 7 8 9
Fig. 14. Estaciones (turbofán).
TIPOS DE MOTORES DE REACCION
Según el proceso de funcionamiento, clase de combustible y esquema
de disefío, los motores de reacción pueden dividirse en varios tipos.

Compresor Cámaras
3
Fig. 15. Estaciones (turbohélice).
Existen dos grandes grupos: autónomos o cohetes y no autónomos o
turboreactores. Los cohetes llevan consigo no sólo el combustible, sino
también el oxidante o comburente. A su vez se dividen en cohetes de
combustible sólido y líquido.
Los turborreactores abarcan los tipos más extendidos actualmente en
aviación y a su vez se dividen en motores de reacción con y sin compre-
sor. Nosotros nos fijaremos solamente en los primeros, pues representan
la totalidad de los motores empleados hoy día en la aviación comercial.
La división que vamos a utilizar es muy simple, pues se refiere al tipo
de compresor utilizado. Así pues, pueden ser: CENTRIFUGOS y AXIA-
LES.
Los primeros tienen un gran campo en pequeños aviones civiles y mi-
litares donde no es fundamental una elevada relación de compresión.
(Fig. 16.)
Fig. 16. Motor de compresor centrifugo.

Los grandes motores actuales exigen mayores rendimientos y relacio-
nes de compresión, que solamente pueden obtenerse en motores de com-
presor axial. (Fig. 17.)
Cámaras Turbina
Fig. 17. Motor de compresor axial.
Tanto los motores de compresor centrífugo, como axial, pueden ser
de compresor simple o doble, e incluso triple. En los motores axiales de
doble compresor (Fig. 18), una turbina arrastra al compresor de baja y
otra al de alta, funcionando ambas independientemente.
Dentro de estos grandes grupos y al hablar de compresor veremos di-
ferentes tipos.
TURBOHELICES
Fig. 18 Conjunto com-
presor-turbina.
El turbohélice es un motopropulsor formado por una turbina de gas
y una hélice arrastrada por la turbina, a través de un reductor de gran

t:i!l
,,
,,
desmultiplicación. Es por tanto la hélice, de igual manera que en los
motores de émoolo quien efectúa la propulsión en lugar de la tobera
(fig. 19).
Fig. 19. Turbohélice de turbina ligada.
Existe una gama de velocidad de crucero de 200 a 450 m.p.h. apro-
ximadamente, en la cual el comportamiento y rendimiento de estos
motores es mejor que el del resto. Su rendimiento a baja velocidad es
menor que el de un alternativo. Los turbohélices son más rentables a
alturas y velocidades altas, si bien algo inferiores a los motores de
reacción.
Básicamente, es una turbina de gas de compresor axial o centrífugo,
la cual lleva incorporado entre el motor y la hélice un reductor de velo-
cidad.
Su diseño varía del reactor normal, pues en éste, aproximadamente
la tercera parte de la energía liberada en las cámaras de combustión se
invierte en mover la turbina y el resto en obtener empuje por incre-
mento de cantidad de movimiento, como ya se ha visto. Por el contra-
rio, el turbohélice recoge aproximadamente las nueve décimas partes
de la energía en la turbina para mover la hélice y el resto lo emplea
como reacción. Por esta razón, el proceso de expansión del gas en la
turbina de un turbohélice se efectúa hasta una presión próxima a la
atmósfera y, consecuentemente, el número de escalones de la turbina
de un turbohélice suele ser mayor que para un reactor. La energía
transmitida en este caso por la turbina supera con mucho a la necesa-
ria para el accionamiento del compresor, transmitiendo a la hélice la
sobrante a través del compresor y el reductor de velocidad.

l
Una característica del turbohélice es que los cambios de potencia no
están relacionados con la velocidad del motor, sino con la temperatura
de entrada en turbinas. Durante el vuelo, la hélice se encarga de man-
tener una velocidad constante del motor.
Los cambios de potencia se consiguen variando el flujo de combus-
tible, lo cual origina un aumento de la temperatura de entrada en tur-
binas y, por tanto, un aumento de la energía disponible. La turbina
transmite entonces más energía en forma de par torsor, a la hélice, la
cual, con el fin de absorber ese aumento del par, aumentará el ángulo
de la pala, manteniendo así constantes las r.p.m. del motor.
La potencia suministrada a la hélice SHP (Shaft Horse Power) debe
añadirse al efecto del empuje producido por el motor, cuando quiera
buscarse la potencia total.
La ecuación para la obtención del ESHP (Equivalent Shaft Horse
Power) es la siguiente:
En
ESHPstatic = SHPprop + --
2,5
SHPprop = Shaft Horse Power
ESHP = Euivalent Shaft Horse Power
En= Empuje neto
Cuando ESHP se da en Hp y En en libras de empuje.
Para hallar la potencia suministrada por la hélice en C.V., cuando el
empuje viene dado en kg, se multiplican éstos aproximadamente por
0,9.
Por ejemplo:
SHP = 4.000 C.V. En= 500 kg
ESHP = 4.000 + 500 · 0,9 = 4.450 C.V.
De la misma forma que en los reactores empleamos el consumo
específico (TSFC) como parámetro básico para evaluar la economía
del motor, en los turbohélices se utiliza el consumo específico equiva-
lente ESFC (Equivalent Specific Fuel Consumption), el cual se define
como la relación del gasto de combustible dividido por la potencia
equivalente del eje (ESHP).
ESFC=
ESHP

w
...J
ce
¡::: 1.6
en
::::J
ce 1.4
::!!:
o 1.2
u
w
e
o
u 0.8
¡¡:
'ü
0.6
w
0..
en
0.4
w
o
::!!: 0.2
::::J
en
z
o o 0.2 0.4 0.6 0.8
u
1.2 N° DE MACH
EN VUELO
Fig. 20. Consumo comparativo.
A baja velocidad, la economía de los motores alternativos y tur-
bohélices es mejor que la de los reactores. Por el contrario, a gran velo-
cidad y debido a la pérdida de rendimiento de la hélice, el rendimien-
to de los alternativos y turbohélices se hace menor que el del reactor.
Fig. 20.
TIPOS
Atendiendo al tipo de compresor que utilizan, pueden ser:
De compresor axial (sencillo o doble).
De compresor centrífugo (sencillo o doble).
De compresor axial y centrífugo.
En cuanto a la forma en que la hélice recibe movimiento puede ser de:
- Turbina libre.
- Turbina fija o ligada.

En los primeros, la hélice es arrastrada de forma independiente del
compresor por medio de una turbina libre. La ventaja en este caso es que
la hélice puede girar a distintas r.p.m. que el compresor.
Los turbohélices que utilizan turbina ligada, la hélice va unida a la
parte delantera del compresor mediante el reductor y por tanto las
vueltas son proporcionales.
REDUCTOR
Es sabido que la velocidad lineal de un cuerpo que gira, es función de
su radio. Es decir, para una velocidad angular constante, la velocidad
lineal será directamente proporcional al radio. (V= w · R).
A fin de evitar la formación de ondas de choque por alta velocidad en
las puntas de las palas de las hélices, es necesario colocar un reductor o
cambiador de par que disminuya el número de vueltas de la hélice,
respecto al del conjunto compresor-turbina.
El reductor debe ser ligero de peso y bien lubricado siendo el tipo más
empleado en turbohélices el "satélite-planetario" (fig. 20). Este reductor
está formado por: corona, núcleo y satélites. El eje del motor mueve el
núcleo en el que engranan los satélites. los cuales lo hacen en la corona
que está fija, lo que harán que se desplacen recotTiendo la corona y trans-
mitiendo el movimiento a la hélice. La reducción, será por tanto, función
de los diámetros o número de dientes entre el núcleo y los satélites.
Como ejemplo, se puede afirmar que la gama de velocidad angular en
las hélices, oscila en el entorno de las 2.000 r.p.m. Los motores alternativos
oscilan entre las 4.000 y 6.000 r.p.m., por tanto su reducción será de 112
ó 113. Por el contrario, las turbinas pueden llegar a las 40.000 r.p.m.,
siendo la reducción en este caso de 1/20.
El TORQUIMETRO o medidor del par (torque) es el instrumento
fundamental en los turbohélices para conocer la potencia del motor.
Dicha indicación del par absorbido por la hélice, se utiliza junto con el
indicador de r.p.m. (tacómetro) para conocer el valor de la potencia
desarrollada.
Conviene recordar que la potencia efectiva en C.V. viene dada por la
expresión:
21r • F • r · w
P=-----
• 75.60

,. ·~
o SHP = lrr. F. r. w en H.P. (1 H.P. =550 lb.ft. )
550.60 seg.
siendo: F = fuerza en Kilopondios.
r =distancia en metros.
F · r =PAR MOTOR.
w =revoluciones por minuto.
Si bien pueden ser eléctricos, el funcionamiento del torquímetro clásico,
se basa en la deformación experimentada en un tubo Bourdon por efecto
de las variaciones de presión hidráulica proporcionales al par motor o
torque.
CORONA
NUCLEO
SATELITE
Fig. 20. Reductor del tipo satélite-planetario.
La señal utilizada por el par del torquímetro, se utiliza también para ·
determinar la posición de la pala de la hélice, pues dependiendo del par
disponible se acoplará el ángulo de ataque para optimizar el rendimiento.

GENERALIDADES
CAPITULO II
Conductos de entrada
La misión fundamental del conducto de entrada es recuperar al má-
ximo la presión total del aire y enviarla al compresor con un mínimo de
pérdidas a lo largo del mismo.
Suele denominarse a esta misión "efecto de recuperación de la pre-
sión" es decir, la relación entre la presión total obtenida y la que sería
posible sin ningún tipo de pérdidas. Además, el conducto de entrada no
debe presentar fenómenos de turbulencia y su resistencia aerodinámica
debe ser mínima para no restar características ni rendimientos al avión.
La cantidad de aire que suministrará el motor dependerá de las r.p.m.,
de la velocidad del avión y de la densidad del aire ambiente. Un reactor
actual consume de 300 a 600 Kgs/seg.
Como ya se ha comentado al hablar de los componentes del motor de
turbina de gas, el conducto de entrada no es una parte integrante del
mismo; sin embargo, dicho conducto es tan importante para las actua-
ciones del motor que sus estudios deben ir paralelos. Por estas razones,
el conducto de entrada suele ser diseñado por el fabricante del avión y
no por el del motor.
Los conductos de entrada pueden clasificarse atendiendo a su situación
como delantero, alas, anulares, etc.; sin embargo las dividiremos en primer
lugar en dos grandes grupos, dependiendo del número de Mach para el
cual se diseñan: SUBSONICOS Y SUPERSONICOS.
CONDUCTOS DE ENTRADA SUBSONICOS
A pesar de que estos conductos pueden diferir entre sí en la forma del
conducto interior, generalmente tienen forma de conducto divergente
(Fig. 21), y cambian la energía de velocidad o cinética en energía de pre-
sión. En realidad en un difusor aumenta la P5 y disminuye la PT, y además
la presión dinámica al disminuir la velocidad. Es decir disminuye Ec y
aumenta la energía de presión.

..
CONDUCTOSDEENTRADA
Fig. 21. Conducto de entrada
subsónico.
A igualdad de velocidad, densidad, forma del perfil, etc. las pérdidas
por presión a lo largo de un conducto son tanto mayores cuanto más
largo sea el conducto y mayor sea su curvatura.
Los conductos subsónicos pueden ser simples y divididos. El conduc-
to simple (Fig. 22), es el más sencillo y eficaz al estar situado en la parte
delantera del motor.
Esta disposición permite una aspiración de aire sin turbulencia y ade-
más se puede diseñar totalmente recto o con una pequeña curvatura. En
los monomotores, donde el motor se aloja en el interior de la estructu-
ra, el conducto de admisión suele ser más largo que en los motores de
aviones polimotores, en los cuales, al ir los motores en el exterior, el difu-
sor de entrada de aire es sensiblemente más corto.
Fig. 22. Conducto de entrada simple.

CONDUCTOSDEENTRADA
El conducto de entrada dividido (Fig. 23) suele emplearse en avio-
nes militares de alta velocidad en los cuales se ha bajado y adelantado
la posición del piloto para permitirle mayor visibilidad; además la zona
frontal va ocupada por equipos de radar, tiro, etc...
Fig. 23. Conducto dividido.
Por lo visto anteriormente, este conducto dividido plantea siempre
más problemas que el simple, debido a la admisión de aire y a las pér-
didas de presión que ocasiona. Las pérdidas de presión vienen dadas
por la expresión: ~p = '12 p J.l v2 k, siendo k el coeficiente según la
forma del conducto.
A fin de disminuir las pérdidas en el proceso de compresión, se diseña
el difusor de forma que la disminución de la velocidad de la corriente de
aire, se realice antes de la entrada en el motor. Esta disminución de veloci-
dad trae como consecuencia un aumento de presión (Fig. 24). Este aumento
de presión se realiza prácticamente sin pérdidas.
Fig. 24. Disminución de la
velocidad.
v,

CONDUCTOSDEENTRADA
Teóricamente, el valor V¡/V0 debe oscilar alrededor de 0,4, si bien
en la práctica se escoge de 0,7 a 0,8, pues el gasto de aire pudiera resul-
tar pequeño a altos regímenes de motor.
La longitud del difusor y el ángulo que forman las paredes con el eje
del motor deben cumplir determinados requisitos (Fig. 25).
Fig. 25. Difusor de entrada.
La longitud debe ser adecuada para mantener el flujo de aire sin excesi-
v·a resistencia, pues ya se ha comentado que las pérdidas de presión en un
conducto aumentan con la longitud, entre otros factores. En cuanto al
ángulo de divergencia del difusor, no suele pasar los go para evitar que se
produzcan zonas turbulentas. Ambos requisitos condicionan una admisión
insensible a los diversos valores operativos de ángulo de ataque. La sepa-
ración del flujo de aire se dificulta cuanto mayor es la longitud del difusor "
y menor la relación de áreas. Así mismo, el rendimiento del difusor
aumenta con la velocidad. Los valores aproximados en las relaciones
LongitQ.d-Diámetro y Area de salida-Area de entrada son:
~ =0,4 7 1,2 As =1.1 7 2
Ae
Como lasvelocidades del motorvarían independientemente de la velo-
cidad de la aeronave, el diseño del conducto de entrada resulta muy
complejo.

CONDUCTOSDEENTRADA
Es por tanto de suma importancia, mantener una distribución unifor-
me de velocidad y presión en la corriente de entrada, pues variaciones
sensibles en esos parámetros causarían altos consumos y, posiblemente,
la inestabilidad o entrada en pérdida del compresor, como se verá más
adelante.
CONDUCTOS DE ENTRADA SUPERSONICOS
A velocidades de vuelo supersónicas, las pérdidas asociadas con la
creación de ondas de choque adquieren un valor considerable. Detrás de la
onda disminuye la velocidad y aumenta la presión y la temperatura, dando
lugar a una disminución del grado de compresión y a un aumento de la
resistencia exterior.
La compresión supersónica se consigue reduciendo la velocidad del
aire a ·través de una onda de choque hasta que la corriente de aire se ha-
ga subsónica.
Se denomina toma adaptada cuando para una determinada veloci-
dad el difusor funciona en régimen crítico.
Régimen crítico es aquel en el que la onda de choque se produce en la
garganta del difusor. Con este régimen el gasto de aire y la recuperación
de presión son máximos.
Una vez que el número de Mach se ha reducido a un valor menor que
la unidad, el aire se decelera aún más en un difusor subsónico para su
adecuada entrada en el motor. Es decir, la velocidad de entrada de aire
, debe ser subsónica antes de alcanzar el compresor.
El ejemplo más simple de conducto de entrada supersónico es el de
tipo Pitot (Fig. 26) en el cual la compresión supersónica se consigue a
través de una sola onda normal de choque y la compresión se aumenta
en un difusor subsónico simple.
SECOON
SUPERSONICA
Fig. 26. Conducto de entrada supersónico.

CONDUCTOS DE ENTRADA
Si se coloca una superficie inclinada por delante de la onda de cho-
que (Fig. 27) se produce otra onda de choque oblicua que reduce la in-
tensidad de la primera. De esta forma, las pérdidas totales son menores.
Fig. 2 7. Dos ondas de choque.
El área .de entrada se puede variar a menudo automáticamente por
medios mecánicos, para mantener una sección idónea, de acuerdo con la
velocidad del avión. Un conducto de este tipo recibe el nombre de con-
ducto de entrada de geometría variable.
Como el motor sólo aceptará una cantidad determinada de aire, el ex-
ceso que exista durante la fase transónica será desviado a la corriente
de aire libre. Esto se consigue variando el área de entrada o mediante tu-
bos de vertido al exterior (spül vents) (Fig. 28).
Fig. 28. Tubos de vertido.
VERTIDO POSTERIOR
DIAGRAMA P-V-T DEL DIFUSOR
La Fig. 29 representa el diagrama presión-velocidad-temperatura en
un conducto de entrada o difusor.

Fig. 29. Diagrama P-V-T del
difusor.
CONDUCTOSDEENTRADA
TEMPERATURA
Como se puede observar, son valores cualitativos en los que se aprecia
cómo la velocidad disminuye y la presión y la temperatura aumentan.

GENERALIDADES
CAPITULO 1I I
Compresores
El proceso de la combustión del aire y combustible a la presión am-
biente no sería suficiente para producir un trabajo útil con rendimiento
aceptable. Dado que la energía que se obtiene es proporcional a la masa
de aire, para un aumento del rendimiento, es necesario más aire del que
se obtiene a presión barométrica normal. Esta es la razón por la cual el
aire debe ser comprimido, es decir, para poder almacenar la máxima
cantidad de aire en un volumen dado.
Los compresores se pueden dividir en dos grandes grupos, que son:
turbocompresores y compresores volumétricos.
Los primeros se utilizan para comprimir grandes gastos de forma con-
tinua a presiones moderadas. Por el contrario, los compresores volumé-
tricos son más apropiados para comprimir pequeños gastos a altas pre-
siones de forma discontinua.
Uno de los factores fundamentales que afectan al compresor y a la
eficiencia del motor es la relación de compresión. Relación de com-
presión (n12
) es el cociente entre la presión total de salida del compre-
sor y la presión total de entrada en el mismo. Altas relaciones de pre-
sión condicionan motores de mayor rendimiento. El empuje aumenta
con 1r hasta un determinado valor en el que empieza a disminuir pues
el flujo de aire llegará a cámaras a una temperatura elevada.
Un compresor ideal debe tener pequeña área frontal, lo que dará lu-
gar a pequeña resistencia aerodinámica, y alta relación de presión para
obtener mayores rendimientos. Debe ser además, ligero y resistente a
los fenómenos de pérdida o inestabilidad (compresor stall).
Atendiendo a su diseño y forma, los turbocompresores se dividen en
dos grandes grupos: CENTRIFUGOS Y AXIALES.
COMPRESORES CENTRIFUGOS
Son los más sencillos en cuanto a su diseño y forma de trabajo. De
ahí que fuesen los primeros utilizados en motores de reacción.

COMPRESORES
DIFUSOR
SALIDA
ENTRADA
Fig. 30. Compresor centrífugo.
En un motor de compresor centrífugo, la entrada de aire es práctica-
mente axial, es decir, paralela al eje del motor y debido al rotor dicho
aire sale despedido por fuerza centrífuga (de ahí su nombre), hacia la
periferia.
Esencialmente sus componentes son: rotor, difusor y colector (fi-
gura 30).
Veamos someramente de qué manera se realiza el aumento de presión
en un compresor centrífugo.
El aire de entrada tiene una velocidad V0 y el de salida del rotor una
velocidad V1 , siendo V1 > V0 • Puesto que la velocidad lineal (tang~n
cial) en un movimiento circular uniforme es igual a la velocidad angular
por el radio, es decir: ·
V0 =r0 w
v. =r¡ w
Dado que la w (velocidad angular), es constante para cualquier punto
de la rueda, al ser r1 >r0 , V1 > V0 (Fig. 31).
58/© Ldiwrial Paraninfo

COMPRESORES
ro
Fig. 31. Diferencia de radios en el rotor.
Una vez que se ha conseguido el aumento de velocidad del aire por
diferencia de radios, se cambia en presión en el difusor y de aquí es re-
cogido por el colector para ser enviado a las cámaras de combustión.
Es evidente que interesan altas velocidades angulares para obtener
mejores relaciones de compresión.
Existen compresores centrífugos de doble cara (Fig. 32), los cuales
pueden presentar menor diámetro debido a que la compresión se realiza
por ambas caras, si bien la posterior disminuye el rendimiento con rela-
ción a la anterior.
Fig. 32. Doble cara. Fig. 33. Doble compresor Fig. 34. Triple compresor.
El compresor centrífugo puede ser también doble (dos compresores),
(Fig. 33), e incluso triple (Fig. 34).
Su orden de rendimiento oscila entre 0,65 y 0,75 y su relación de
compresión difícilmente sobrepasa el 4:1, pues a partir de estos valores
el rendimiento del compresor cae sensiblemente (Fig. 35).

1·
COMPRESORES
El gasto de aire por debajo del cual aparece la inestabilidad, se denomi-
na límite de pulsación.
COMPRESORES AXIALES
El aire en un compresor axial sigue un tlujo paralelo completamente
al eje del motor sin ninguna componente centrífuga. El compresor está
formado por una serie de escalones, cuyas componentes fundamentales
por escalón son: rotor y estator (Fig. 36).
100
AXIAL
a::
5!
UJ
8:
::E
8
~ CENTRIFUGO
ffi
i
i5
~
0::
0~---------L----------~--------~--------~
1 ~
RELACION DE COMPRESION
Fig. 35. Comparación de rendimientos.
La misión de los álabes del rotor (movidos por la turbina), es aumen-
tar la velocidad del aire y la presión dinámica, pues dicho rotor está re-
cogiendo la energía que le entrega la turbina. La presión estática aumen-
ta· también en el rotor, pues en el disefio de los álabes, se les da mayor
sección de salida que de entrada, haciendo por tanto un efecto oe difu-
sor.
Fig. 36. Componentes del compresor axial.

COMPRESORES
En el estator, la velocidad decrece a medida que aumenta la presión
estática, mientras que la presión dinámica disminuye al hacerlo la ve-
locidad, si bien esta disminución queda compensada por el aumento, ya
comentado, en el rotor.
Resumiendo, en el rotor aumentan la velocidad y la presión total y
en el estator disminuye la velocidad y aumenta la presión total a pesar
de la disminución de la presión dinámica. El aire va pasando del rotor al
estator y así sucesivamente, aumentando la energía de la masa de aire
para que llegue a las cámaras en la cantidad y a la presión adecuadas.
La Figura 37 muestra el diagrama de velocidades de un compresor
axial.
zz
HOLGURA ggt
DE ALABES
1
~~
~~
~~bRIE-
~ liS~ / ( ~S
AIREDE ~ 1 ~
ENTRADA .....___,_.....
~~~~~~
SALIDA DEL R.WO
VELOCIDAD
ESTATOR
VELOCIDAD
ROTOR
DE AIRE CON LA
PRESION INCREMENTADA
RESULTANTE
DESCARGA DEL
ROTOR
Fig. 37. Triángulo de velocidades del compresor axial
1
La temperatura aumenta al aumentar la presión, debiao a que parte
de la energía mecánica se convierte en energía calorífica.
Los motores de bajo índice de derivación (ver pág. 50) suelen llevar
en la entrada del compresor una etapa de álabes guía fijos al soporte del
eje y a la carcasa exterior, es decir, son estáticos. Tienen una doble mi-
sión. En primer lugar dirigir convenientemente el aire al primer escalón

.·• itl
' .. r
COMPRESORES
del rotor (de ahí su nombre) y además permitir pasar aire caliente san-
grado de las últimas etapas del compresor cuando se pone afl:tihielo
(ENGINE ANTI-ICE).
El rendimiento de estos compresores suele ser superior al 0,85 y la
relación de compresión total (.n"n) alcanza en algunos casos valores supe-
riores a 20 a 1, muy superior, por tanto, al centrífugo. El incremento de
presión por escalón es una función exponencial por tanto será mayor en
los últimos escalones.
Se define el grado de reacción de un escalón como el cociente entre el
aumento de presión en el rotor y el aumento de presión del conjunto rotor-
estator.
Cualquier disminución en las pérdidas llevará consigo un aumento de
rendimiento en el compresor.
El conjunto que forman el compresor y la turbina está diseñado de
tal forma que sus actuaciones alcancen el máximo rendimiento en cru·
cero, si bien deben mantener unas características aceptables en cual·
quier operación del avión.
El compresor axial, al ser mayor su rendimiento que el centrífugo,
obtiene mayor energía calorífica en el flujo de aire para un mismo consu-
mo, Y. por tanto, mayor compresión, aumento de la velocidad y mayor
empuJe.
Por el contrario, el compresor axial presenta una gran dificultad en el
acoplamiento compresor-turbina para que su funcionamiento sea esta-
ble en toda la gama de operación. Asimismo el compresor axial sufre
más los problemas de suciedad, erosión y vibraciones.
El consumo de combustible y el empuje están muy ligados con la re-
lación de comprensión (1r1 2 ) y la temperatura de entrada en turbina
(Tts ), parámetro éste que, como veremos más adelante, es el más limi-
tativo del motor.
Un aumento en la relación de compresión eleva el techo de actua-
ción del motor.
DIAGRAMA P-V-T
En la figura 38 se muestra el diagrama presión-velocidad-temperatura
a lo largo de un comprensor axial. Como puede verse, la presión y la
temperatura aumentan y la velocidad apenas varía o disminuye ligera-
mente.

COMPRESORES
R S R S
Fig. 38. Diagrama P-V-T del compresor
TIPOS DE COMPRESORES AXIALES
En general, pueden ser simples, dobles e incluso triples (Rolls-Royce
RB-211).
Un compresor simple se muestra en la figura 39. Dicho motor, en co-
rrespondencia, llevará una sola turbina, independientemente del número
de escalones que ésta tenga.
Fig. 39. Compresor simple Fig. 40. Compresor doble
El compresor será doble (Fig. 40) cuando esté formado por dos com-
presores, denominados respectivamente de baja y de alta, y estando
alimentado cada compresor por su propia turbina. Entre ambos ejes
compresor-turbina no hay ningún contacto mecánico y ambos giran li-

COMPRESORES
bremente apoyándose en sus respectivos cojinetes. El tanto por ciento
de vueltas de los compresores se denomina N1 y N2 •
MOTORES DE DOBLE FLUJO (TURBO-FAN)
Los motores de doble flujo merecen un estudio especial, dada su
enorme utilidad.
En ellos (Fig. 41) el flujo de aire que entra en el motor se divide en
dos. Por el interior del motor entra el flujo primario y por el exterior el
flujo secundario.
Estos motores suelen denominarse turbofan o by pass, según el
criterio americano o inglés delconstructor.
AM 1
'-IV
O-c
"' IV
:J ...
..... ....
·-e
OCI) FAN
2
Cámaras
2.5 3 F4 4 9
Fig. 41. Motor doble flujo.
Un jan (ventilador) como muestra la figura 42, es por tanto una o
varias etapas del compresor sobredimensionadas, es decir, de mayor
diámetro que el resto.
La misión· del fan es obtener empuje aumentando la cantidad de
movimiento de la masa de aire, sin quemarlo en ningún momento.
Las principales ventajas de un turbofan son:
- Bajo consumo específico. - Mayor empuje.

COMPRESORES
- Mantener un empuje aceptable - Mejor aceleración y deceleración.
a baja velocidad. - Buenas características de puesta
- Bajo nivel de ruido. en marcha.
Fig. 42. Motor turbo-fan.
INDICE DE DERIVACION (n)
Es la relación entre el flujo secundario y el primario. Y también se
denomina by-pass ratio.
_ Flujo secundario
n - Flujo primario
A partir de 3 a 1 se denominan motores de gran índice de deriva-
ción, tales como el General Electric CF 6-50 (DC-10, Airbus) y Pratt
Whitney JT9D (Boeing 747), en los cuales el índice de derivación es de
5 a 1 o superior.
Es importante resaltar que estos motores desarrollan mucho más em-
puje debido al flujo secundario que al primario, pues prácticamente la
relación de empuje coincide con la de flujos, obteniéndose aproximada-
mente un 80 por 100 del empuje por el fan y el 20 por 100 en el flujo
primario que atraviesa el motor.

COMPRESORES
INESTABILIDAD Y PERDIDA EN EL COMPRESOR
(COMPRESSOR STALL)
El fenómeno de la inestabilidad y el de la pérdida son tan similares que
en la práctica plantean el mismo problema. De ahí su estudio conjunto.
Básicamente es una falta de continuidad en la corriente de aire.
Es necesario tener presente que el peñtl de un álabe del compresor es
parecido a un peñtl aerodinámico, es decir, al plano del avión, por
ejemplo, y tendrá problemas similares a los de éste.
La ftgura 43 nos muestra la velocidad de entrada Vz y la velocidad de
rotación U, siendo Q el ángulo de ataque y {j el ángulo del álabe.
Para que el compresor trabaje en régimen estable, es preciso que la rela-
ción VzfU tenga un determi,nado valor. Cuando hay un aumento de
vueltas ( U) o bien una disminución de Vz (Fig. 44), el ángulo de ataque
ex aumenta y a partir de ciertos valores puede ocasionar la pérdida.
La mejor forma de sacar el compresor de la pérdida es retrasar la palan-
ca de gases y acelerar muy despacio hasta el empuje adecuado, para per-
mitir a Vz seguir a U. Así mismo abrir sangrados del sistema neumático
hace la operación del motor más estable.
LINEA DE PERDIDA
Fig. 42 b.

Dirección del aire
a través del motor
Flujo de aire
COMPRESORES
e:
a..o a.
~ ·g ~ Dirección de
::2!: tí o-¡¡¡ la rotación
a..Q)~-
a:w.!!!~
Fig. 43. Velocidades y ángulos del álabe.
Salvo problemas intrínsecos del motor o fallo del control de combus-
tible, la pérdida suele ocurrir por:
- Vuelo en zona turbulenta con desigualdad de presiones en la entra-
da del motor.
- Aceleraciones bruscas del motor.
- Admisión de hielo en el motor.
- Operar la reversa a baja velocidad.
- Posición del avión que produzca un ángulo de ataque inadecuado.
Toda entrada en pérdida, así como la condición en que se produjo,
debe ser reflejada en el parte de vuelo del avión. La pérdida suele ser un
síntoma de mal funcionamiento del motor o que se ha operado fuera de
los límites operacionales autorizados.
. La fig. 42-b muestra la zona de pérdida en función de ¡r y de flujo de
alfe. Se observa como una deceleración aleja al compresor de la línea de
pérdida.
La pérdida está causada, como hemos visto, por la perturbación aero-
dinámica de la corriente de aire, normalmente estable a través del motor.
Suele manifestarse por la variación anormal de ruidos del motor, estrépi-
tos, caída de r.p.m., lenta respuesta del mando de gases, alto fuel flow y/o
alta EGT o rápido incremento de la misma. En general, movimientos rápi-
dos del mando de gases tienden a incrementar la probabilidad de la pérdi-
da.
Si no se consigue sacar al motor de la pérdida se debe parar el motor,
o si se requiere, operar a mínimo empuje.

COMPRESORES
AIRE A TRAVES
DEL MOTOR
'.
Fig. 44. Entrada en pérdida.
Estos parámetros se verán con detalle en el capítulo VII. Para paliar
este problema los motores suelen ir dotados de válvulas de descarga ó
de estator de incidencia variable.
Válvula de descarga del compresor
Consiste en dos válvulas situadas en la parte trasera del compresor o
en la zona inter-compresores, si son dos los compresores.
Actúan por presión diferencial que reciben de diferentes puntos del
motor por ej. P12 y Ps3, y cuando dichas presiones se desequilibran, esto
es, al aproximarse la pérdida, abren y descargan ese tapón de aire al con-
ducto del fan, estableciendo una especie de corriente de aire.
Si estas válvulas quedasen agarrotadas en posición cerrada, habrá difi-
cultades en el arranque al no acelerar convenientemente los rotores (arran-
que colgado).
Si por el contrario quedasen blocadas en posición abierta, en el arran-
que se producirán altos E.G.T. y r.p.m. y bajos E.P.R. y Fuel Flow.
Estator de incidencia variable (VSV)
Este sistema está formado por una serie de etapas de estator, actua-
das nonnalmente por el control de combustible. Este recibe, como vere-

COMPRESORES
mos más adelante, una serie de informaciones que pueden hacer sospe-
char una posible entrada en pérdida: Entonces, y por medio de un vari-
llaje adecuado, gira un cierto ángulo esos álabes del estator, lo que en
definitiva es una corrección del ángulo de ataque.
Fig. 44-b. ESTATOR INCIDENCIA VARIABLE
MATERIALES EMPLEADOS EN LA FABRICACION
DEL COMPRESOR
Si bien cada fabricante dispone de una serie de elementos metálicos y
aleaciones para la fabricación de los distintos elementos del motor, da-
remos a título de orientación los materiales más empleados en general
en los distintos componentes del motor de·reacción, una vez estudiados
dichos componentes.
El cárter del compresor se realiza de aleaciones ligeras (Al) o aleacio-
nes de magnesio ultraligeras. La baja densidad de estos materiales y su
fácil mecanización por moldeo, constituyen sus ventajas fundamentales.
Se debe tener en cuenta el coeficiente de dilatación, pues el cárter esta-
rá unido o en contacto con diferentes elementos de distintos materiales.
El disco del compresor se realiza en aleaciones de aluminio lige-
ras, para temperaturas de hasta 200° e y aleaciones de titanio para
temperaturas superiores a 200° C. Si bienestas últimas presentan mayo-
res problemas de mecanizado, reducen en cambio el peso hasta en un 20
por 100 y se emplean en temperaturas de hasta 450° C.
Los materiales empleados en la fabricación de los álabes del com-
presor se eligen teniendo en cuenta los fenómenos de fluencia, fatiga,
corrosión y erosión.

COMPRESORES
Se emplean aleaciones de titanio hasta 450° C y aceros de baja alea-
ción (Cromo-Molibdeno-Yanadio) de buenas características mecánicas
hasta los 500° e, pero que requieren protección contra los fenómenos
de oxidación.
Es importante tener en cuenta los esfuerzos a tracción de los álabes
del rotor originados por fuerza centrífuga. Las aleaciones soportan es-
fuerzos a tracción del orden de 10 kg/mm2
y en el caso de los aceros de
hasta 30 kg/mm2
DIFUSOR PRECAMARAS
Al abandonar el aire el compresor, pasa a través de un escalón de
estator, denominado álabes guías de salida del compresor y entra en el
difusor precámaras (Fig. 45).
lURBINA
COMPRESOR DIFUSOR CAMARA
Fig. 45. Difusor precámaras.
Recordemos que un difusor o conducto divergente cambia la veloci-
dad en presión, esto es, la energía cinética de los gases en entalpía o
energía de presión.
La razón de que un difusor se localice en esta zona, es que permite
reducir la velocidad hasta unos valores apropiados para su mezcla con el
combustible- en lás cámaras. Es decir, altas velocidades de aire de entra-
da en las cámaras pueden producir el apagado de llama. La velocidad del
aire a la entrada del difusor es de unos 50 a 120 m/seg., y se reduce
hasta unos 1Oó 20 m/seg.
Del difusor salen unos conductos, en algunos motores, que son sali-
das de aire para diferentes servicios en los que se necesite aire sangrado
~el motor, dado que en este punto, la presión y temperatura de la masa
de aire son máximas (Sistema Neumático). Por ejemplo, la tt4 en el
JT8D es de unos 40<rC a régimen de despegue y a nivel del mar.
En motores de doble compresor axial, suele haber otras salidas de
aire en la zona entre compresores o en la zona intermedia del compresor
de alta, que se estudian con detalle en el Sistema Neumático del avión.

GENERALIDADES
CAPITULO IV
Cámaras de combustión
La combustión es una reacción química, es decir, un proceso termo-
dinámico en el cual varía la composición química; su importancia radica
en el hecho de que durante el mismo se libera energía calorífica.
La misión de las cámaras (Fig. 46) es realizar la combustión de la
mezcla aire-combustible y entregar la energía resultante a la turbina a
una temperatura permisible para su correcto funcionamiento.
Para que una cámara de combustión sea aceptable, debe tener unas pér-
didas de presión mínimas (ver zona 2-3 del ciclo Brayton), y no debe tener
tendencia al apagado.
..
0.5
6 10 14xJQ-'i
Fig. 46. Rendimien/0 de la comlmstián.
El rendimiento de la combustión oscila alrededor de 0.95 y se define
como el cociente entre la temperatura absoluta que se alcanza en la cámara
y la que se alcanzaría en condiciones ideales. Dicho rendimiento podemos
expresarlo en los términos:
© Editorial Paraninfon 1

CAMARAS DE COMBUSTION
_ Pres. entrada cámaras x Temp. entrada cámaras
T1c - velocidad media cámara
Los turborreactores tienen un límite operativo en altura como conse-
cuencia de la disminución del 1Jc al disminuir el numerador. Así mismo las
posibilidades de reencendido en vuelo aumentan cuando lo hacen P y T. es
decir bajas alturas y medias/altas velocidades.
Las pérdidas de presión en las cámaras suelen ser proporcionales a la
relación de presión del compresor. Es decir, a mayor relación de com-
presión, mayores pérdidas en las cámaras hasta valores del 6 por l00 de
caída de presión. Se- pretende que dichas pérdidas de presión sean lo
más pequefias posible.
El proceso de la combustión se realiza de la siguiente forma:
Aproximadamente, un motor de reacción toma 60 a 100 partes de
aire por cada parte de combustible que entra en las cámaras. De estas
60 partes de aire, solamente 15 se queman en la combustión, dado que
la relación estequiométrica o ideal es de 15 partes de aire por 1 de
combustible.
O lo que es lo mismo, solamente el 25 por 100 del aire que entra en
el motor combustiona, y el 75 por 100 restante abandona la cámara sin
arder, utilizándose para refrigerar la superficie de la cámara y para mez-
clarse con los gases quemados, reduciendo la temperatura de entrada en
turbinas hasta límites permisibles.
Estas 60 partes, para motores de un solo flujo. En motores de doble
flujo es superior a las 100 y en los de gran índice de derivación de 300
por cada parte de combustible.
TIPOS DE CAMARAS DE COMBUSTION
Pueden ser fundamentalmente de tres tipos: individuales, anulares o
mixtas.
Cámaras individuales
Las cámaras individuales o independientes (Fig.47), en número varia-
ble de 5 a 10, son las más empleadas en motores de compresor centrífu-
go y en algunos axiales. Constan de una doble pared o tubo, de las cuales
la interior se denomina "tubo de //a111(l" por estar en contacto directo
con la combustión.

~~~ Descarga
a turbina
Descarga del
compresor
Fig. 47. Cámara individual.
Cada cámara de combustión lleva su propio inyector y dos de las cá-
maras van dotadas de bujía de encendido. La razón d~ llevar dos bujías
es exclusivamente por seguridad, pues con una sola sería suficiente.
En realidad, el motor de reacción. no necesita encendido continuo
una vez que el motor ha arrancado, dado que al haber un foco encendi-
do e inyectar permanentemente combustible, la combustión se mantie-
ne sin necesidad de llevar conectado el sistema. Se conectará en despe-
gue, toma de tierra y ciertas condiciones anormales de turbulencia, in-
gestión de agua volando en lluvia fuerte, etc., y se llevará desconectado
en vuelo normal. Para que la combustión alcance todas las cámaras inde-
pendientes, éstas van unidas por unos tubos de propagación de llama
(Fig. 48.) denominados interconectares de llama.
Cámaras de
combustión
Quemadores
Tubos de
propagación
de llame
Fig. 48. Disposición de las cámaras independientes.
El aire de descarga del compresor al entrar en la cámara se divide en
dos. El aire primario (25 por 100 del total) entra por el centro de la cá-

mara para realizar la combustión y el 75 por lOO restante o aire secun-
dario pasa entre el "tubo de llama" y la carcasa exterior de la cámara.
El "tubo de llama" lleva una serie de taladros por los cuales penetra
el aire secundario que reduce la temperatura de aproximadamente 2.000° e
que se alcanzan en la zona de combustión, a unos 1.300° e que puede
permitir la turbina. Además, este aire secundario, forma una capa de
aire de refrigeración entre la cámara y el exterior.
Estas cámaras tienen mejor resistencia estructural y ligereza de peso,
además de un mantenimiento y sustitución más sencillo, pero su rendi-
miento es inferior ~ las anulares.
Puede ocurrir, si se presentan averías en algunos inyectores, que los
álabes del primer escalón de estator de turbina estén sometidos a dife-
rencias de temperatura que produzcan deformaciones en dichos álabes.
Cámara anular
Algunos motores de compresor axial llevan este tipo de cámara (Figu-
ra 49), sobre todo motores de gran índice de derivación.
Esta cámara consta de anillos circulares interiores y exteriores alrede-
dor del eje compresor-turbina. Es, por tanto, una especie de anillo que
rodea al motor.
Fig. 49. Cámara anular.
La combustión se realiza en la parte delantera. Suele llevar un colector
de tipo circular que rodea toda la cámara con unos 30 orificios de salida o
inyectores, y dos bujías de encendido.

Tienen un rendimiento más alto que las independientes, realizándose
mejor la mezcla aire-combustible y presentando menores pérdidas de
presión, así como una mejor refrigeración de los gases durante la com-
bustión.
Como desventaja, podemos decir que en ellas no puede quitarse nor-
malmente el tubo de llama sin desmontar el motor del avión, lo cual
presenta mayores problemas de costos y tiempo a Mantenimiento.
Cámara mixta
Esta cámara (Fig. 50) mantiene las ventajas de las independientes y
anulares, evitando alguna de sus desventajas.
Consta de una serie de cámaras independientes dentro de una cámara
anular.

Soporte exterior
Combustión
Refrigeración
Fig. 50. Cámara mixta o can-anular.
Esta disposición permite un aumento de la longitud efectiva de la cá-
mara sin un aumento apreciable de sus dimensiones físicas. Su pequeiia
longitud hace que la expansión de los gases entre la salida del compresor
y la zona de combustión rio sea excesiva, consiguiendo una distribución
uniforme de temperaturas a la entrada de la turbina.
REQUISITOS DE UNA CAMARA DE COMBUSTION
Las exigencias fundamentales de una cámara son:
1.0
Estabilidad del proceso de combustión que asegure un trabajo del
motor sin fallo, en todos los regímenes de vuelo.
2.0
Valores altos de energía obtenidos por unidad de volumen, lo que
implica dimensiones mínimas para un determinado valor de ener-
gía calorífica.

1
o11
··.:;
3.° Campo uniforme de temperaturas a la entrada de turbinas.
4.0
Posible reencendido en caso de apagado en cualquier condición
de tierra o vuelo.
5.° Comodidad de entretenimiento de la cámara, fácil inspección, etc.
MATERIALES EMPLEADOS EN LAS CAMARAS
Para elegir el material, se deben tener en cuenta una serie de fenóme-
nos, a los cuales están sometidas las cámaras de combustión durante su
funcionamiento, como son, la oxidación, fatiga, fluencia y que presente
buenas propiedades de conductibilidad y fácil soldadura en caso de fisu-
ras.
Así mismo el material estará sometido a muy altas temperaturas y pe-
queños esfuerzos mecánicos, al ser un componente estático y con pe-
queñas cargas.
Un material muy empleado es el Nimonic 75, cuya base es el níquel
(75 por 100), aleado con cromo, titanio, aluminio y cobalto. Se emplea
también el Discaloy, material modificado del acero inoxidable con la
adición de molibdeno, wolframio y titanio, que mejora las característi-
cas en caliente, y· el Nimoplay, compuesto por un núcleo de cobre pla-
queado con Nimonic 75.
CONTROL DE COMBUSTffiLE (FUEL CONTROL)
El control de empuje de un reactor se efectúa regulando la cantidad
de combustible inyectado dentro de las cámaras. Cuando se requiere un
empuje elevado, se adeiantan las palancas de gases (THROTTLES) y la
presión en las cámaras aumenta debido a un mayor flujo de combusti-
ble.
La cons~cuencia es ~n aumento ~e la corriente de gas y'.en definitiva.
de la velocidad a traves de la turbma, la cual se encargara de aumentar
las r.p.m. del compresor, incrementando el flujo de aire y produciendo
un aumento de empuje.
Esta relación entre el flujo de aire a través del motor y el combusti-
ble suministrado, se complica por cambios de altitud, temperatura de
aire y velocidad del avión. Estos cambios varían la densidad del aire de
entrada al motor y, consecuentemente, la masa de aire que lo atraviesa.

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