Introducción a las turbinas de gas y sus conceptos fundamentales

INDICE
NOMENCLATURA.. 3
CAPÍTULO 1: INTRODUCCIÓN A LAS TURBINAS DE
GAS. 4
1. INTRODUCCIÓN.. 4
2. PRINCIPIOS FÍSICOS BÁSICOS. 5
3. CONCEPTOS FUNDAMENTALES DE
TERMODINÁMICA.. 7
4. CICLO TERMODINÁMICO.. 7
5. SELECCIÓN DEL MOTOR. 12
Aplicaciones. 14
6. ELECCIÓN DEL PUNTO DE DISEÑO.. 16
7. Comparativa de motores. 22
CAPÍTULO 2: DESCRIPCIÓN AVANZADA DE
COMPONENTES. 29
2. LA TOMA AERODINÁMICA.. 29
3. EL COMPRESOR. 33
4. LA CÁMARA DE COMBUSTIÓN.. 45

5. LA TURBINA.. 49
6. MEZCLADORES DE FLUJO.. 52
7. POSTCOMBUSTOR. 52
8. LA TOBERA.. 53
9. EL BYPASS DUCT. 55
10. Swan Neck Duct. 55
CAPÍTULO 3: ENSAYOS DE MOTOR. 56
2. CELDAS DE ENSAYO.. 56
3. ENSAYOS DE VALIDACIÓN.. 63
4. ENSAYOS DE VERIFICACIÓN.. 70
5. ENSAYOS DE DEMOSTRACIÓN.. 71
CAPÍTULO 4: INSTRUMENTACIÓN.. 74
2. MEDICIÓN DE LA PRESIÓN.. 78
3. MEDICIÓN DE LA TEMPERATURA.. 81
4. MEDICIÓN DEL GASTO DE AIRE. 83
5. MEDICIÓN DEL GASTO DE
COMBUSTIBLE. 84

6. MEDICIÓN DEL EMPUJE. 86
7. INDICADORES DE POSICIÓN.. 88
8. OTRAS MEDICIONES. 88
9. REDUCCIÓN DE DATOS. 90
10. CORRECCIONES DE LA
INSTRUMENTACIÓN.. 92
11. FALLOS EN LA INSTRUMENTACIÓN..
93
CAPÍTULO 5: MECANISMOS DE DETERIORO.. 98
2. EL DETERIORO EN EL MOTOR. 99
3. MECANISMOS DE DETERIORO.. 101
CAPÍTULO 6: SISTEMAS DE MONITORIZACIÓN.. 119
2. TIPOS DE FALLOS. 120
3. TÉCNICAS Y PROCEDIMIENTOS DE
MANTENIMIENTO.. 122
4. ASPECTOS ECONÓMICOS DE LOS
SISTEMAS DE MONITORIZACIÓN.. 126
5. TÉCNICAS DE MONITORIZACIÓN DE LA
MECÁNICA DEL MOTOR. 128

6. TÉCNICAS DE MONITORIZACIÓN DE LA
TERMODINÁMICA DEL MOTOR. 134
CAPÍTULO 7: GAS PATH ANALYSIS. 144
2. HIPÓTESIS. 146
3. GAS PATH ANALYSIS LINEAL. 148
4. GAS PATH ANALYSIS NO LINEAL. 150
5. EJEMPLO DE GPA LINEAL. 151
6. EJEMPLO DE GPA NO LINEAL. 154

NOMENCLATURA
ANSYN Analysis by Synthesis
ATF Altitude Test Facility (Celda de ensayo
en altura)
BOL Bottom Of Loop (Punto de menor SFC)
BPD Bypass Duct (Conducto de Derivación
o bypass)
CD Discharge Coefficient (Coeficiente de
descarga)
CV Velocity Coefficient (Coeficiente de
velocidad)
DTAMB Delta of Temperature with ISA temperature
(Diferencia de temperatura con
respecto a la atmósfera estándar)
ECS Environmental Control System
(Sistema de control ambiental)
EEC Electronic Engine Control (Sistema
electrónico de control del motor)
EPR Engine Pressure Ratio (Relación de
compresión del motor)
FHV Fuel Low Heating Value (Poder
calorífico inferior del combustible)
FN Engine Thrust (Empuje del motor)

FPR Fan Pressure Ratio (Relación de
compresión del fan)
GE General Electric
HPC High Pressure Compressor
(Compresor de alta)
HPT High Pressure Turbine (Turbina de alta)
IPC Intermediate Pressure Compressor
(Compresor intermedio)
IPT Intermediate Pressure Turbine (Turbina
intermedia)
ISA International Standard Atmosphere
(Atmósfera estándar internacional)
LPC Low Pressure Compressor
(Compresor de baja o Fan)
LPT Low Pressure Turbine (Turbina de baja)
MCD Magnetic Chip Detector (Detector de
partículas magnéticas)
Mn Mach Number (Número de Mach)
N1 NL Fan Speed (Velocidad de rotación
del Fan)
N2 NI IPC Speed (Velocidad de rotación
del IPC)
N3 NH HPC Speed (Velocidad de
rotación del HPC)

NGV Nozzle Guide Vane (Estátor Guía de
la turbina)
OPR Overall Pressure Ratio (Relación
global de compresión del motor)
P/O Pass-Off (Ensayo de aceptación del
motor)
P&W Pratt & Whitney
P160 ARINC Cold nozzle pressure (Presión
a la salida del BPD)
P25, T25 ARINC IPC outlet pressure / temperature
(Presión / Temperatura de salida del
IPC)
P30, T30 ARINC HPC outlet pressure / temperature
(Presión / Temperatura de salida del
HPC)
RR Rolls-Royce
SFC Specific Fuel Comsuption (Consumo
específico de combustible)
SFN Specific Thrust (Empuje específico)
SLS Sea Level Static (Condiciones
estáticas a nivel del mar)
SW Specific Work (Trabajo específico)
T/O Take Off (Despegue)
TCC Turbine Case Cooling (Carcasa de

refrigeración de la turbina)
TET Turbine Entry Temperature
(Temperatura a la entrada de la HPT)
TGT Turbine Gas Temperature (Temperatura
a la entrada de la LPT)
TIF Thrust In Flight (Empuje en vuelo)
UW Useful Work (Trabajo útil del motor)
W1A Inlet Massflow (Gasto másico de aire
a la entrada del motor)
WFE Engine Fuel Flow (Gasto de
combustible del motor)

CAPÍTULO 1:
INTRODUCCIÓN A LAS
TURBINAS DE GAS

1. INTRODUCCIÓN
Un motor es un dispositivo cuya función es proporcionar un
trabajo útil. Los principales tipos de motores existentes en el
mercado son:
• Motores de vapor (eficiencia térmica cercana al
45% )
• Motores de pistón o alternativos (eficiencia térmica
cercana al 55% )
• Turbinas de gas. Eficiencia térmica cercana al 40% ,
el 60% restante se pierde en forma de calor (i.e alta
temperatura) a través de los gases de salida. El
mercado de las turbinas de gas se haya dividido en
un 60% para las aplicaciones aeronáuticas y un 40%
para las aplicaciones industriales, siendo un 15%
empleado en la producción de electricidad. La
tendencia actual es que ambos mercados se igualen
con el tiempo.
Ventajas de la turbina de gas frente a los otros motores:
• Tiene un tamaño relativamente pequeño (i.e. bajo
peso) debido a que es un motor de flujo continuo y de
combustión interna.
• Una turbina de gas de 50 MW de potencia (unos

60.000 CV) pesa unas 5 toneladas. Un motor
alternativo (diesel) de la misma potencia pesa unas
1500 toneladas, tiene una altura equivalente a 4 pisos,
gira a 100 rpm y sus cilindros tienen una longitud de 3
m. Aunque ambos motores usan el mismo aire,
hidrocarburos semejantes como combustibles y
trabajan con ciclos similares de compresión /
combustión /expansión, las turbinas de gas tienen
componentes específicos para cada tarea, mientras
que el motor alternativo tiene el mismo elemento que
unas veces actúa como compresor, otro como
cámara de combustión y en otra expandiendo los
gases. Esto permite a la turbina de gas ser diseñada
para que cada componente funcione en las mismas
condiciones todo el tiempo al ser un motor de flujo
continuo.
• Frente a los motores de vapor, la turbina de gas
también es más pequeña debido, en primer lugar, a
que no necesita de ningún elemento para producir
vapor (boiler) y, en segundo lugar, a que se trata de
un motor de combustión interna, aunque en ambos
casos se trata de motores de flujo continuo. En las
máquinas de vapor, el combustible se mezcla con el
aire y se genera calor. Ese calor necesita ser

transferido a otro fluido (agua) para generar el vapor
del que luego se extraerá el trabajo correspondiente, lo
que aumenta innecesariamente su tamaño.
• Bajo coste por kW producido, especialmente para
altas potencias
• Emisiones reducidas frente a los otros motores, si
se ha diseñado adecuadamente, ya que las
temperaturas de combustión son menores.
Recuérdese que las altas temperaturas son las
responsables de la formación de NOx.
• Bajo coste de mantenimiento. Aunque este
concepto depende mucho de su operación, la turbina
de gas tiene un tiempo medio entre reparaciones
mucho mayor que el resto de motores, aunque la
reparación será mucho más cara porque se necesitan
instalaciones especiales para llevarlas a cabo. Como
ejemplo de que el mantenimiento depende mucho de
la operación del motor, baste decir que una compañía
canadiense que opera sus motores derateados y en
climas fríos necesitan hacer mantenimiento cada
12000 hr de vuelo. El mismo motor operado por una
compañía árabe que trabaja en la cercanía del desierto
(arena y polvo) a altas temperaturas necesitará hacer
reparaciones cada 5000 hr de vuelo.

Inconvenientes de la turbina de gas
• Coste del combustible. En algunos casos, los
motores industriales de pistón pueden quemar aceites
residuales del refino del petróleo que, con la mitad del
poder calorífico, son mucho más económicos. Por
otra parte, la menor eficiencia térmica de la turbina de
gas hace que, por su propio ciclo termodinámico,
consuma mucho más combustible para proporcionar
la misma potencia.
• El coste de reparación es elevado y normalmente
las reparaciones tienen que ser llevadas a cabo por
empresas especializadas. Los plazos de entrega
después de un “overhaul” del motor pueden ser de
tres a seis meses, dependiendo de los componentes
sustituidos. El tiempo medio entre reparaciones puede
variar enormemente dependiendo de las condiciones
de operación de la turbina de gas.

en un fluido, por lo que su valor nos dará una idea de
la energía total de la corriente en esa estación
En el motor, el ingeniero se encargará de convertir en cada
componente un tipo de energía en otro que sea más conveniente.
Por ejemplo, en el bypass (BPD) es típico transformar la energía
del gas en energía potencial de presión, para reducir la velocidad
y, por tanto, las pérdidas de presión que puedan suceder en este
conducto. En la tobera, sin embargo, interesa transformar esta
energía en energía cinética para que el chorro de aire salga con
la velocidad adecuada y cree empuje (fig. 3.1.1). En la cámara
de combustión se transforma la energía química del combustible
en calor para aumentar la energía interna del gas. En la turbina
se transforma la energía potencial de presión en un trabajo para
girar la turbina que, a su vez, moverá el compresor, etc. El
motor, por tanto, no es más que un conjunto de transformaciones
energéticas con el fin de proporcionar empuje o potencia para
mover la hélice que tenga acoplado.

3. CONCEPTOS
FUNDAMENTALES DE
TERMODINÁMICA
Son muchos los conceptos de termodinámica que se pueden
aplicar a una turbina de gas. Sin embargo, en esta sección
prescindiremos de complicadas expresiones matemáticas, y nos
centraremos en los siguientes conceptos fundamentales:
• “Es fácil comprimir aire frío, pero muy difícil
comprimir aire caliente”. Imaginemos dos muelles
fabricados del mismo material con la misma longitud,
número de vueltas y diámetro, pero uno de ellos más
grueso que el otro. Intuitivamente, vemos que el
muelle más grueso será más difícil de comprimir que
el otro. De la misma manera, podemos ver que la
energía acumulada en este último será mayor. De aquí
podemos deducir dos conclusiones. Para comprimir
un muelle nos interesa que sea poco grueso, sin
embargo, para extraer energía de él nos interesa que
sea grueso. Este símil es aplicable al aire si
asemejamos el grosor del muelle con la temperatura.
De esta manera, se puede demostrar que interesa
comprimir el aire cuando se encuentra frío, pero para
extraer energía es más fácil cuando está caliente.

• “Para conseguir trabajo útil necesitamos
comprimir y calentar el gas”. Continuemos con el
símil. Supongamos que comprimimos uno de los
muelles sin calentarlo. En el caso ideal, el trabajo útil
en este caso será nulo ya que el mismo trabajo que
hemos empleado para comprimirlo será el que
recibamos cuando lo soltemos. De igual manera, si
únicamente lo calentamos no obtendremos ningún
trabajo útil. Éste sólo se producirá cuando bajo una
combinación de ambas acciones, es decir, comprimir
el muelle cuando se encuentra frío (muelle delgado) y
luego calentarlo, lo que equivale a transformarlo en un
muelle más grueso del que podremos extraer más
energía. De esta manera, la diferencia entre el trabajo
extraído del muelle caliente, menos la empleada para
comprimir el muelle frío, será el trabajo útil. De esta
manera, se puede demostrar que para que haya
trabajo útil es necesario comprimir el aire y calentarlo.
Es por ello que la relación de compresión del motor
(OPR) y la temperatura de entrada en turbina (TET)
serán los parámetros fundamentales de diseño, como
veremos más adelante.
• “La entropía mide el grado de desorden de las
moléculas de gas”. El concepto de entropía se

definirá en la sección 4.2 cuando se explique el
diagrama T-S que sigue la turbina de gas.

4. CICLO TERMODINÁMICO
Funcionamiento básico
Según la tercera ley de Newton, a toda fuerza siempre le
corresponde otra de igual magnitud y sentido contrario. El motor
de un coche, por ejemplo, proporciona un par de giro a las
ruedas y éstas mueven el vehículo. Pero lo mueven porque
existe una fuerza que aparece como reacción al rozamiento de
las ruedas contra el asfalto. Si no existiera esta fuerza, por
ejemplo si el coche estuviera sobre una plancha de hielo, el
motor giraría las ruedas pero no conseguiría que el coche
avanzara. Por supuesto que esto es una simplificación pero
sirve para comprender la ley de “acción” y “reacción” de
Newton.
En los motores a reacción, el mecanismo de funcionamiento
es muy similar en condiciones estacionarias. En este caso, el
motor se encarga de acelerar una corriente de aire, por medio de
unos componentes que explicaremos más adelante. Como
consecuencia, se produce un chorro de aire a gran velocidad
que se expulsa a la atmósfera. Este chorro ejerce una fuerza
sobre la atmósfera hacia atrás, que tiende a alejarla del motor. La
atmósfera genera a su vez ejerce una fuerza de “reacción” sobre
el motor que tiende a moverlo hacia adelante. Y es esta fuerza

de reacción la que se emplea para mover el avión en el aire, de
la misma manera que las ruedas mueven a los vehículos
terrestres por el suelo.
Para producir el chorro de aire necesario para propulsar el
avión, el motor necesita comprimir aire de la misma manera que
hace un ventilador convencional. Pero a diferencia de este
ejemplo, el motor no puede recibir electricidad para mover el
compresor, sino que de alguna manera necesita generar por sí
mismo la energía necesaria para moverlo. Es por ello que se
necesita aportar combustible (keroseno) que se quema en una
cámara de combustión. El aire caliente así generado se hace
pasar por una turbina, que es la encargada de extraer parte de la
energía del aire con el fin de mover el compresor. El resto de la
energía se emplea en acelerar el aire para crear el chorro
necesario que empujará finalmente al avión.
Aunque el funcionamiento pueda parecer muy sencillo, la
forma de conseguirlo en la práctica no lo es tanto. Se dice que
un motor a reacción es una de las máquinas más complejas que
puede construir el hombre, debido a la gran cantidad de
conocimiento que es necesario tener en cuanto a materiales,
fabricación, aerodinámica, mecánica de fluidos etc. Los álabes
de la turbina, por ejemplo, han de soportar fuerzas centrífugas
enormes que, unidas a las altas temperaturas, representan una
de las peores condiciones de funcionamiento que se pueden

encontrar en cualquier área de ingeniería.
Las temperaturas y las fuerzas que aparecen dentro de un
motor de reacción son de tal magnitud que no sorprende que se
necesite la mejor tecnología que el hombre puede desarrollar
para fabricarlos. Por ejemplo, la fuerza centrífuga a la que se
somete un álabe de turbina, una pequeña pieza de metal de
apenas 5 cm de longitud, es equivalente al peso de un camión
pesado de transporte y produce una potencia equivalente a
varias veces la que proporciona un coche familiar convencional.
Si dicho álabe de turbina se liberara por accidente del disco que
lo retiene, y nada interrumpiera su movimiento, podría subir
hasta 10 Km de altura únicamente debido a la energía de rotación
que posee. Además de soportar fuerzas de tan gran magnitud,
estas pequeñas piezas de metal deben soportar temperaturas
que exceden, en muchos casos, los 200 K del punto de fusión
de los materiales que la componen, gracias al uso de
sofisticados sistemas de refrigeración.
Definición del ciclo termodinámico
El diagrama fundamental sobre el que se construye el ciclo
termodinámico del motor se basa en las siguientes propiedades
del gas:
• La entropía (S) es una variable que se establece
con el fin de medir el grado de desorden de las

moléculas, y poder establecer una referencia para
definir la eficiencia de los procesos. La entropía es una
magnitud que se emplea para medir el caos o nivel de
desorden de un gas. Hay dos mecanismos
fundamentales para aumentar la entropía en una
turbina de gas:
• Fricción: que afecta a la presión estática
fundamentalmente
• Transferencia de calor: que afecta a la temperatura
estática fundamentalmente
• Temperatura total (T), que representa la energía
total del gas en cada punto, es decir, nos indicará la
cantidad de energía a proporcionar o a extraer de cada
componente del motor (véase ecuación 3.1.3).
La forma más adecuada de representar el ciclo
termodinámico de la turbina de gas es mediante un diagrama T-S
(Temperatura Total vs Entropía). En este diagrama es también
importante determinar la forma de las líneas isobaras (igual
presión) cuyo razonamiento se explica en la figura 4.2.1. Si se
toma “1” como punto de partida, conforme enfriamos el gas a
presión constante P1, las moléculas tienen cada vez menos y
menos energía y, por tanto, se moverán menos. La situación
hace que se reduzca el desorden y se siga la línea isobara P1.
En el caso del aire, al enfriarlo progresivamente pasaremos por

resto se desperdicia. El rendimiento total de un compresor
está cercano al 85% .
• 3-4 representa una adicción de calor que es llevada
a cabo por la quema de combustible en la cámara de
combustión. Durante la combustión, el combustible
libera calor que se emplea en calentar el aire y
aumentar su temperatura. El proceso se realiza a
presión constante en las turbinas de gas. La
temperatura de salida de los gases (TET o T4 en el
diagrama) suele ser aproximadamente el doble de la
de entrada (T3 en el diagrama).
• 4-5 representa una expansión que es llevada a
cabo por la turbina. Esta expansión es necesaria para
mover el compresor y, por tanto, la distancia 0-3 tiene
que ser igual a la distancia 4-5 (igualdad de trabajos
entre el compresor y la turbina). Durante la expansión,
el proceso es inverso al definido en la compresión.
Del trabajo extraído por la turbina, entre 1/3 a 2/3 será
absorbido por el compresor para comprimir el aire. El
resto será trabajo útil que podremos emplear para
generar empuje o par. A pesar de ello, existe una
cantidad importante de energía en el chorro de salida
que desaprovechamos en forma de calor (el aire del
chorro sale caliente).

simplemente un muelle.
• CASO B (ciclo 0-4´´). Este ciclo corresponde a la
adición pura de combustible sin comprimir
previamente la corriente de aire. Como consecuencia,
el ciclo se moverá a presión constante entre el punto 0
y el 4´´. En este caso, tampoco se produce un trabajo
útil ya que únicamente se ha calentado la corriente de
aire.
Por tanto, hemos comprobado que es necesaria una
combinación de compresión de la corriente y adición de calor
para producir una trabajo útil, tal y como se explicó en 3.2. De la
adecuada combinación de ambos procesos dependerá la
eficiencia final del ciclo termodinámico. La elección de estos
parámetros se realizará en función de la aplicación que se
busque para el motor.
La sección B de la figura 4.2.1 muestra dos posibles ciclos
termodinámicos que trabajan a la misma temperatura (TET) pero
que emplean distinta relación de compresión. El ciclo
determinado por 0-3-4-5-9, trabaja con una alta relación de
compresión (0-3) y se caracteriza por tener un trabajo específico
bajo (definición en sección 6.3), por lo que el tamaño para
conseguir el empuje necesario tiene que ser muy grande,
aumentándose de esta forma la resistencia aerodinámica del
vehículo. A cambio, se consigue una eficiencia térmica muy alta,

lo que se traducirá en un consumo de combustible pequeño y
bajo coste de operación, factor este último muy importante ya
que el coste de operación puede ser del mismo orden de
magnitud que el coste del motor. Bajo este ciclo termodinámico
funcionan la mayoría de los motores de aviación comercial.
Cuando la relación global de compresión es baja (ciclo 0-3´-4
´-5´-9´), el trabajo específico es alto, por lo que el motor será
pequeño pero tendrá una eficiencia también muy baja. Este será
el punto de diseño de los motores militares, como el EJ200,
donde interesa poca área frontal para evitar una alta resistencia
aerodinámica a velocidades supersónicas.
Así pues, otros dos parámetros fundamentales para definir un
motor son el trabajo específico, que define el tamaño del motor
para una potencia determinada, y la eficiencia térmica, que define
la economía del motor por medio del consumo de combustible
para una potencia determinada
Continuando con el estudio del ciclo termodinámico, se
puede aumentar el trabajo útil, i.e. empuje, si se recurre a los
siguientes métodos:
• Bajar la temperatura del punto 0 ya que, como se
vio en secciones anteriores, es más fácil comprimir
aire frío que caliente. Este hecho es el responsable de
que las turbinas de gas sean más eficientes en los
fríos días de invierno que en los cálidos días de

verano. En las aplicaciones industriales, se suele
recurrir a descomponer la compresión en dos fases,
intercalando un intercambiador de calor a la salida del
primer compresor. De esta manera se consigue
comprimir hasta la presión P3 sin necesidad de
aportar tanto trabajo (caso C de la figura 4.2.3).
• Aumentar TET o T4 produce un aumento automático
del trabajo útil ya que las líneas isobaras divergen con
la entropía, es decir, la distancia 5-9 se hace mayor y
se puede emplear más energía para crear empuje. El
valor máximo de TET viene restringido por el nivel
tecnológico del motorista ya que implica emplear
sofisticados sistemas de refrigeración de los NGVs de
la HPT para que soporten estas altas temperaturas.
En el tema II se comentará con más detalle esta
restricción.
• Aumentar OPR ya que las curvas divergen con T,
pero para que sea efectivo debe ir acompañado
también de un aumento de la TET como hemos visto
en los casos extremos anteriores. Por otra parte, el
aumento del OPR lleva consigo la reducción del
tamaño de los últimos escalones del HPC. Cuando
se alcanzan relaciones entre las distancias a la raíz y
al extremo del álabe de 0.9 no es rentable, ya que

aparecen problemas de repetibilidad en el proceso de
fabricación (debido al pequeño tamaño) y a que la
distancia intersticial resulta grande porcentualmente,
frente al tamaño del álabe. Esto trae como
consecuencia una reducción en la eficiencia del
compresor y un aumento en la potencia a aplicar para
moverlo.
• Emplear postcombustión (caso D) mediante la
quema de combustible a la salida de la turbina. De
nuevo nos aprovechamos de la divergencia de las
isobaras para crear más trabajo útil. Aunque esta
opción es tremendamente costosa en términos de
consumo de combustible por lo que suele estar
restringida a casos especiales de corta duración,
como se analizará posteriormente.
Por último, conviene recalcar que, en el mundo real, los
procesos isentrópicos (sin aumento de entropía) no existen por lo
que, en la práctica, el trabajo útil del ciclo suele ser menor del
calculado. El parámetro que define cómo de próximo se haya un
compresor o una turbina a la situación ideal es la eficiencia, que
definiremos en el tema 2. Contrario a lo que pueda parecer, tanto
el compresor como la turbina rara vez se diseñan con el criterio
de obtener la máxima eficiencia, ya que entran en juego otras
restricciones como son el peso del componente, factor muy

importante en motores militares por ejemplo, las velocidades
mecánicas de los carretes etc, aunque siempre se busca
conseguir los máximos valores posibles teniendo en cuenta
estas restricciones.

5. SELECCIÓN DEL MOTOR
Tipos de turbinas de gas
Como se ha descrito en la sección anterior, los componentes
fundamentales de un motor a reacción son: un compresor, una
cámara de combustión, una turbina que mueve el compresor y
una tobera que genera el chorro. A esta configuración tan sencilla
se denomina turborreactor puro.
La ventaja de este diseño radica en la pequeña área frontal
que ofrece, lo que le convierte en la planta motriz óptima para
altas velocidades de vuelo, normalmente por encima de Mach 2.
Mientras que su principal inconveniente es su alto consumo de
combustible y el elevado ruido producido por la alta velocidad de
salida del chorro.
Con el fin de dotar de más empuje a este motor, se le puede
acoplar un postcombustor según el ciclo termodinámico mostrado
en la figura 5.3.1. La postcombustión obliga al uso de toberas de
área variable, como veremos en el tema II, y en el caso ideal
de tipo convergente-divergente, aunque no es estrictamente
necesario. Aunque con este sistema de consigue un aumento
significativo del empuje del motor, crítico para misiones
arriesgadas como las que se pueda enfrentar un caza, el
consumo de combustible se puede llegar a triplicar, por lo que se

El turbofán es un tipo de motor donde la corriente de entrada
se bifurca en dos una vez que se atraviesa la primera etapa de
compresión. Una parte del aire (W120) se dirige hacia un
conducto llamado bypass y que descarga directamente a la
atmósfera a través de una tobera. El resto del aire (W20) sigue el
circuito convencional del turborreactor puro descrito
anteriormente. El índice de derivación (W120/W20) mide la
relación entre el aire que pasa por el bypass y el que pasa por el
motor. Cuando mayor sea el índice de derivación mayor es la
cantidad de aire que no atraviesa completamente el motor y
mayor será el diámetro del mismo. Conforme se aumenta esta
relación se consigue una reducción progresiva del consumo de
combustible y de ruido que compensa fácilmente el aumento del
área frontal a velocidades de vuelo intermedias (subsónico alto).
El efecto del índice de derivación se estudia en la siguiente
sección.
La principal ventaja de esta configuración es una reducción
del consumo específico del motor (SFC) y del nivel de ruido
emitido al ser, por una parte, menor la velocidad de salida del
chorro (el ruido depende de V8
siendo V la velocidad de salida
del chorro) y, por otra parte, poderse apantallar el ruido del fan a
través de materiales especiales instalados en la toma
aerodinámica.

Aplicaciones
El motor a reacción es el sistema propulsivo más adecuado
para velocidades de vuelo comprendidas entre Mach 0.6 y 2.2,
debido a la gran cantidad de potencia que se puede extraer con
un tamaño pequeño, comparado con un motor alternativo
equivalente, lo que ayuda a reducir la resistencia aerodinámica
de forma considerable (figura 5.3.4).
A bajas velocidades, y por tanto baja altura de crucero, se
suelen emplear motores turbohélices ya que las hélices
proporcionan una mayor eficiencia (Hercules, CASA CN-235,
ATR-42 etc), reduciendo el consumo de combustible. Conforme
aumenta la velocidad de crucero, la velocidad relativa que ven
las puntas de ala también aumenta, llegándose a alcanzar la
velocidad del sonido. En estas condiciones, las ondas de
choque que se forman en la punta absorben gran parte del trabajo
realizado por el motor e impiden que se transmita a la corriente
de aire, por lo que el uso de la hélice no se hace recomendable.
Conforma aumenta la altura, disminuye la densidad del aire
que se encuentra en la atmósfera y, por tanto, el gasto másico
que absorbe la hélice. Esta reducción tiene que ser compensada
con un aumento de las revoluciones, para seguir manteniendo el
mismo empuje. De nuevo, se llega a una altura donde el
aumento de revoluciones es tal que se vuelven a alcanzar

empleada para acelerar la aeronave. Conforme se aumenta la
velocidad de crucero, esta diferencia se hace cada vez más
pequeña, hasta que llega un momento en el que se iguala con la
potencia del motor. En estas condiciones, toda la potencia del
motor se invierte en vencer la resistencia aerodinámica y, por
tanto, no se puede acelerar la aeronave, alcanzándose así la
máxima velocidad. Conforme aumenta la velocidad del avión,
conviene que el índice de derivación se reduzca
progresivamente, para reducir el área frontal del motor, hasta que
se llega a la configuración de turborreactor puro.

6. ELECCIÓN DEL PUNTO DE
DISEÑO
Introducción
El punto de diseño es un punto de funcionamiento
adimensional, que puede estar situado en cualquier zona de la
envolvente de vuelo. Cualquier otro punto de funcionamiento del
motor estará, por tanto, fuera de diseño. Su elección atiende a
una combinación de uno o varios de los siguientes requisitos:
• Requisitos del fabricante del avión: dependerá
del uso que se vaya a dar a la aeronave donde se
vaya a instalar el motor:
• Aviones comerciales de largo recorrido. En este
caso la economía de vuelo es crucial, por lo que el
motor se suele optimizar, es decir, se diseña, a la
condición de crucero del aparato que, normalmente,
suele ser a 35000 ft / 0.85 Mn.
• Aviones regionales. Por las características de este
tipo de aviones, sus vuelos son relativamente cortos
(de una a dos horas de vuelo) por lo que el despegue
y la fase de ascenso del avión copan un importante
porcentaje del vuelo. En estos casos, el punto de
diseño se elige, o bien en condiciones de despegue a

nivel del mar, o bien en condiciones de ascenso.
• Aviones militares tipo caza. En este caso el punto
de diseño se suele situar, salvo excepciones, en las
cercanías de 500 ft / 1.0 Mn en condición de máxima
postcombustión, ya que es ésta la condición de
maniobrabilidad más crítica para este tipo de aviones
• Requisitos del motor: El punto de diseño se suele
elegir a un régimen de funcionamiento del motor
normalmente alto, ya que las características de cada
uno de sus componentes se pueden conocer mejor. El
punto así elegido suele corresponder al punto
adimensional más alto que no siempre corresponde a
SLS (Sea Level Static), ya que en motores con bajo
empuje específico (SFN definido en sección 6.3) se
puede encontrar en la fase final del ascenso. De igual
manera, en aquellos motores con una relación de
compresión del fan (FPR o Fan Pressure Ratio)
menor a 1.8, se suele elegir una velocidad de vuelo lo
suficientemente alta como para que las toberas estén
bloqueadas.
• Otros casos críticos estructurales, por ejemplo y de
los que no hablaremos ya que son particulares de
cada motor.
La elección final del punto de diseño suele ser un

compromiso entre las prestaciones del motor y el coste/tamaño
y peso del motor.
Fases del diseño
El diseño completo de un motor a reacción es un ejercicio
extremadamente complicado, e implica el trabajo conjunto de
cientos de profesionales, en un proceso iterativo que suele llevar
meses. El diseño completo se puede descomponer en diversas
fases:
• Diseño termodinámico: Es el primero en
realizarse y es el encargado de determinar el ciclo
termodinámico más adecuado a los requisitos
operacionales proporcionados por el fabricante de la
aeronave. Será el encargado de proporcionar, al resto
de los equipos de diseñadores, los parámetros
básicos de diseño como el gasto másico de aire
(W1A), la relación de compresión total (OPR) o la
temperatura de entrada a la turbina (TET).
• Diseño aerodinámico: Comienza una vez que los
parámetros anteriores se conocen. El diseño
aerodinámico establece el número de escalones de
compresores y turbinas, así como sus dimensiones
físicas y velocidades de rotación.
• Diseño mecánico: Conocidas las velocidades de

rotación y la temperatura del aire en cada sección del
motor, se pueden diseñar físicamente las piezas para
que los esfuerzos mecánicos a los que estén
sometidas sean compatibles con los materiales a
emplear y las condiciones ambientales en las que van
a trabajar dichas piezas.
• Diseño del sistema de control: Aunque comienza
con cierto retraso respecto de los anteriores, el diseño
del sistema de control es crítico para mantener el
motor dentro de las condiciones óptimas de seguridad
y funcionamiento, fundamentalmente fuera de las
condiciones de diseño. Es el encargado de definir, por
ejemplo, los flujos máximos de combustible
permitidos, definir los regímenes de aceleración y
desaceleración del motor, definir los límites de control
del motor o, simplemente, presentar los principales
parámetros del motor al piloto.
En esta sección estudiaremos únicamente los pasos a seguir
y las principales dificultades que es necesario solventar para
realizar el diseño termodinámico del motor.
Parámetros fundamentales del diseño termodinámico
Los parámetros más importantes a la hora de determinar el
punto de diseño termodinámico son los siguientes:

peso y la resistencia aerodinámica en vuelo, que
puede llegar a compensar el ahorro de combustible así
conseguido.
• Número de escalones de la LPT: al aumentar el
BPR, la velocidad de la punta del fan se tiene que
mantener constante, para evitar excesivas pérdidas
por la posible formación de ondas de choque. Esto
hace que se tenga que reducir las revoluciones del
motor, al haber aumentado el radio del álabe. Como el
diseño de la LPT está dictado por el diseño del resto
de turbinas, su geometría está normalmente definida y
no se puede cambiar. Esto conduce a que los álabes
de la turbina funcionen a unos valores de carga
aerodinámicas muy altos, y que reducen
dramáticamente su eficiencia, penalizando el SFC.
Para evitarlo, es necesario aumentar el número de
escalones en la LPT, lo que aumenta el peso final del
conjunto.
Algunos fabricantes, como Pratt & Whitney están
trabajando en el concepto de geared-fan, que consiste
básicamente en introducir una caja de engranajes que
desacople las revoluciones de la LPT y del fan, con el fin
de que ambos giren más próximos a sus regímenes
óptimos, evitando aumentar innecesariamente el número de

escalones de la LPT. Pero el sistema tiene numerosos
problemas prácticos debidos, en gran parte, a las altas
potencias a transmitir (que pueden rondar los 50 MW) y a la
complejidad del sistema de lubricación y refrigeración que
es necesario introducir.
• Separación entre motor y suelo. Este es un
problema de instalación del motor en el avión. Al
aumentar el BPR, se reduce la distancia entre el
motor y el suelo por lo que se aumenta la probabilidad
de ingestión de objeto, con el consiguiente daño para
el motor, así como la ingestión de torbellinos que se
crean en las proximidades al suelo y que pueden
desestabilizar el motor. El fabricante de la aeronave
tiene la opción de aumentar la distancia entre el ala y
el suelo, diseñando trenes de aterrizaje más altos pero
esto acaba penalizando el peso del avión y, por tanto,
su rentabilidad.
La tendencia actual es aumentar el índice de derivación, pero
trae el problema no es sencillo debido a las siguientes
restricciones: el tamaño del bypass y el tamaño del núcleo. El
primero de ellos no se puede ampliar de forma indefinida ya que
trae problemas de integridad mecánica ya que la velocidad de la
punta aumenta linealmente con el radio. Por otra parte,
comienzan a darse problemas de instalación ya que en lo

motores instalados debajo del ala hay que mantener una
distancia mínima entre el suelo y el motor, lo que en la práctica
limita el diámetro del bypass a unos 3 m (valor actual de los
motores más potentes). Se podría aumentar la relación de
derivación manteniendo el diámetro exterior y reducir el tamaño
del núcleo. Pero conforme se reduce su tamaño, los álabes del
compresor se hacen cada vez más pequeños y los intersticios
se hacen cada vez mayores porcentualmente ya que el valor
mínimo no se puede reducir. Con lo que aumentar las pérdidas,
los costes de fabricación y se acaba aumentando el consumo
del motor al reducirse la eficiencia, eliminando cualquier ventaja
que pudiéramos obtener del aumento de la relación de
derivación.

diseño
Como se puede apreciar en la figura 6.4.1, el SFC
disminuye radicalmente conforme aumenta el BPR, mientras que
el SFN aumenta conforme lo hace la TET. Dependiendo del tipo
de aeronave donde se vaya a instalar el motor, interesará elegir
uno u otro punto de diseño. Para un avión de negocios (business
jet), el punto “1” es el punto ideal de diseño, ya que lo que se
busca es un bajo coste inicial sin que el SFC sea un factor
crítico ya que este tipo de aviones no se usa tan intensamente
como los aviones comerciales. Para éstos, el punto “2” suele
ser el elegido ya que proporciona el menor SFC, lo que aumenta
el alcance de la aeronave y reduce sus costes operativos. El
punto “3” se suele elegir para motores de sustentación (lift
engines, fig 7.1.1.1) donde interesa que el motor ocupe el menor
volumen posible y que pese poco (alto valor de SFN), aún a
costa de sacrificar de sacrificar el SFC, que no resulta crítico ya
que el motor únicamente se emplea durante los 5 o 10 minutos
que dura el despegue. Para aviones supersónicos, interesa que
el OPR sea bajo pero combinado con una TET y una velocidad
de salida de los gases (Vjet) altos.
En términos de OPR, la figura 6.4.1 los puntos de diseños
típicos para motores militares y comerciales. En los primeros,
interesa obtener el máximo empuje posible por lo que se busca
maximizar el trabajo útil, buscándose puntos de diseños en la

zona marcada con “1” y donde el punto final dependerá de la
capacidad tecnológica del motorista (expresada en función del
máximo TET alcanzable). El valor de OPR en estos casos
ronda el 20.
En los motores comerciales, se busca, sin embargo, la
máxima eficiencia térmica para que el motor tenga el menor
SFC posible y se maximice el alcance de la aeronave. Pero.
Como citábamos en secciones anteriores, no se suele buscar el
punto de máxima eficiencia térmica ya que esto daría lugar a
motores demasiado voluminosos. A cambio, se prefiere reducir
algo el valor de OPR para obtener una eficiencia algo menor,
aprovechando la circunstancia de que las curvas son bastantes
planas en esta zona.
La figura 6.4.2 muestra la reducción que se produce en el
SFC en función del BPR y del FPR, así como los puntos
óptimos que se suelen coger durante el diseño. Como se puede
apreciar, conforme se aumenta el BPR interesa que el fan
proporcione cada vez menos relación de compresión para
reducir el SFC, esto obliga también a reducir su velocidad de
rotación y aumenta la carga aerodinámica de los escalones de
LPT, con las consecuencias que discutíamos en la sección
6.3.3.

Figura 7.1.1.8: Ejemplo de motor turbofán comercial
(GE90, Boeing 777)
Número de ejes en el motor turbofán
En la actualidad, el motor turbofán domina claramente el
mercado del motor a reacción debido a su mayor economía y
menor nivel de ruido. Sin embargo, existen dos configuraciones
radicalmente distintas en el mercado. La primera de ellas es la
empleada por las empresas americanas GE y P&W, basada en
emplear motores biejes con booster cuando sea necesario. La
segunda de ellas surge en la década de los años 70, cuando el
fabricante europeo Rolls-Royce decidió comenzar a construir sus
motores con tres ejes, en lugar de los dos habituales hasta
entonces. Las ventajas de esta nueva configuración son las
siguientes:
• Punto óptimo: Tanto los compresores como las
turbinas funcionan más cercanos a sus puntos
óptimos. El caso es más obvio en el compresor,
donde los 10 ó 15 escalones habituales se
descomponen, por ejemplo, en dos compresores de 8
y 5 escalones. De esta manera, se consigue que
todos los escalones tengan un rango de
funcionamiento más próximo al ideal, como se
explicará en el tema II.

• Menor número de escalones: al funcionar cada
componente de la turbomáquina con una mayor
eficiencia, son necesarios menos escalones para
alcanzar la misma compresión final.
• Menor requisito de refrigeración
• Peso: El motor suele ser más corto y, por tanto,
más ligero
Aunque los inconvenientes son también numerosos:
• Se necesitan más rodamientos en una configuración
trieje y de diseño más sofisticado
• La extracción de potencia desde el eje del HPC es
más compleja, y se necesita emplear un eje más
grueso (más pesado) para acoger el resto de ejes en
su interior.
• Los conductos de refrigeración interna del motor
también son más complejos
La configuración trieje permite, por ejemplo en el Boeing 747,
que el aparato tenga un mayor alcance, no sólo por el menor
peso del motor, sino porque al ser más corto se puede emplear
más superficie del ala para albergar combustible. Esto es debido
a que existe un requisito en la fabricación de aeronaves que
impide almacenar combustible en una zona que pueda ser
dañada por el desprendimiento en vuelo de un álabe de turbina.
Al ser la configuración trieje más corta, el área adicional del ala

se puede emplear para almacenar combustible.
A lo largo de los años, la tecnología trieje ha demostrado que
es posible realizar cambios a diseños existentes, para crear
motores nuevos, de forma muy económica. A pesar de ello, los
fabricantes GE y P&W se resisten a cambiar a esta tecnología
debido a la fuerte inversión que ya han realizado en el área de
los motores biejes con booster, y que tienen que amortizar. El
riesgo que supone cambiar radicalmente la tecnología empleada
y, en principio, desconocida también es un factor que frena a las
compañías norteamericanas.
En la siguiente sección, veremos un ejemplo de cómo se ha
realizado la mejora de un motor existente para aumentar su
potencia y las soluciones técnicas a las que ha recurrido el
motorista para conseguir dicho aumento. Este ejemplo es muy
representativo de los cambios a realizar cuando el motor es bieje
o trieje.
Ejemplo de la Influencia del diseño
En esta sección analizaremos la configuración de tres
motores, procedentes de tres fabricantes, elegidas para
suministrar la misma potencia. Veremos cómo, a partir de
motores ya existentes, estos fabricantes tuvieron que recurrir a
distintos cambios para aumentar su potencia. La elección de la
configuración del motor es fundamental para futuras mejoras.

Los motores objeto de estudio son el Trent 800, de Rolls-
Royce, el GE90 de General Electric y el PW4084 de Pratt &
Whitney. Estos tres motores surgieron como posibles plantas
motrices para el nuevo Boeing 777, que requería un aumento del
15% de empuje. Las figuras 7.4.2.1 y 7.4.2.2 muestran una
comparativa entre las configuraciones elegidas por los tres
grandes fabricantes de motores para prestaciones similares.
Todos ellos son motores compuestos por una sola etapa de fan
(FPR < 1.7) y alto BPR para reducir el consumo de
combustible. También funcionan con una OPR y TET altas para
aumentar el rendimiento térmico del motor, y permitir una vida
operativa alta (alrededor de 20000 horas de vuelo o 5 años de
instalación en el ala). Pero las soluciones a las que se ha
llegado son radicalmente distintas:
Para aumentar el empuje de un motor ya construido, es
necesario aumentar el gasto másico que circula por él. Como la
turbina es un elemento muy caro de desarrollar, se suele
mantener por lo que su capacidad es la misma. Como la TET es
fija, al ser una restricción impuesta por el material, la única
manera de aumentar el gasto w1A es aumentando P4 que se
suele conseguir añadiendo alguna etapa en el compresor o en el
booster.
Debido a las configuraciones descritas anteriormente los
distintos fabricantes tuvieron que modificar sus respectivos

modelos para cumplir con las nuevas especificaciones, de esta
forma:
• Rolls-Royce modificó su motor RB211-524L.
Debido a su configuración trieje, fue relativamente fácil
aumentar su empuje añadiendo un único escalón de
compresión al IPC, al igual que se hizo con el Trent
700. Este cambio trajo consigo un aumento en el
número de escalones de la LPT, que pasó de 3 a 4
escalones. Surge de esta manera el Trent 800.
• General Electric, que ofrecía previamente su motor
CF6, se vio obligada a construir un motor
completamente nuevo (el GE90) debido a que, por su
configuración, este motor no disponía de espacio para
acoplar un eje de fan mayor, necesario para aumentar
el empuje.
• Por último Pratt & Whitney se basó en su motor
PW4000, del que empleó el mismo HPC, pero tuvo
que sustituir el fan de 112 pulgadas de este motor y
aumentar los escalones del booster a 6, a la vez que
los tuvo que situar más aguas arriba para aumentar su
distancia al eje y que proporcionaran un mayor
trabajo.
Pasamos a analizar las figuras 7.3.1 y 7.3.2 para estudiar
los cambios adoptados por cada fabricante así como la solución

técnica a la que recurren en función de la tecnología disponible
por cada motorista:
• Trent 800. En este caso, Rolls-Royce ha optado
por una configuración trieje, que facilita el control de la
estabilidad del HPC. El fan gira aproximadamente a
3000 rpm y su velocidad cambia significativamente
dependiendo de la condición de vuelo. El IPC por su
parte gira a unas 6000 rpm con menor variación,
mientras que el HPC gira a unas 9000 rpm con
apenas cambios en el punto de funcionamiento del
compresor. Con esta configuración se consigue un
motor mucho más corto y menos pesado que el
propuesto por sus directos competidores. Como
contrapartida, el diseño de los rodamientos se
complica enormemente así como el del sistema de
lubricación. El eje del HPC también necesita ser más
grueso, y pesado, para acoger en su interior los otros
ejes.
En lo referente a los álabes de turbina, RR los elige con
shroud (especie de sombrero, véase tema II) para evitar las
fugas intersticiales y aumentar el rendimiento. Aunque esta
decisión trae consigo que el álabe tenga que ser más fuerte
estructuralmente, para soportar la gran masa que se coloca
en su extremo, que puede llegar a limitar la máxima

booster y el HPC que aumenta las pérdidas de presión y el
peligro de desprendimiento de la corriente en condiciones
transitorias.
El compresor HPC por su parte se compone de 15
escalones y es el mismo que el empleado en otros motores
del mismo fabricante debido a su alto coste. En el caso de
querer aumentar la potencia del motor es necesario recurrir
al aumento del número de escalones del booster para evitar
modificar el HPC.
• PW4084: Pratt & Whitney emplea una solución
similar a la de GE, pero colocando los escalones del
booster en el conducto de transición (fig. 7.3.2). De
esta manera, se consigue un motor ligeramente más
corto que el GE90 ,aunque para ello necesite recurrir
a más escalones de booster al desarrollar éstos un
menor trabajo al estar más próximos al eje. Por otra
parte, esta configuración también tiene la desventaja
de que el espacio intersticial (distancia entre el álabe y
la carcasa) se ve afectada por los movimientos
axiales del fan.
Tanto el GE90 como el PW4084 se deterioran más
rápidamente que el Trent 800. Durante la operación en
servicio del avión se producen cargas giroscópicas o de
viento, que hacen flexionar ligeramente los ejes del motor,

deteriorando sus sellos abrasivos. Cuanto mayor es el eje,
mayor es el daño producido. El Trent 800 al ser un motor
más corto infringe menos daño y hace que el SFC sea
inferior a los otros dos motores al cabo del tiempo, aunque
el SFC inicial sea mayor.

CAPÍTULO 2: DESCRIPCIÓN
AVANZADA DE
COMPONENTES

1. INTRODUCCIÓN
El presente tema busca introducir al lector en las dificultades
prácticas de cada uno de los componentes del motor a reacción,
sin entrar en demasiado detalle en su diseño y cálculo
matemático. El fin buscado es el de comprender tanto su
funcionamiento como los problemas que plantean así como las
soluciones técnicas que se han buscado desde un punto de vista
puramente descriptivo. Entienda el lector que en un curso de 16
horas, como éste, es casi imposible en más detalle, aunque se
ha enfatizado especialmente la sección del compresor debido a
su importancia dentro del motor.

2. LA TOMA AERODINÁMICA
Introducción
La toma aerodinámica tiene las siguientes misiones:
• Proporcionar la masa de aire que pide en el motor
• Desacelerar la corriente de aire hasta conseguir
unas condiciones adecuadas para el fan (normalmente
que el Mn < 0.5)
• Debe evitar distorsión del flujo, especialmente en
condiciones de viento cruzado durante el despegue,
ya que puede afectar a la estabilidad de los
compresores que se encuentren aguas abajo.
Gradientes de presión fuertes pueden hacer entrar en
pérdida al fan, es por ello que la toma debe uniformizar
la corriente hasta un nivel aceptable. Pero hay que
llegar a una solución de compromiso, ya que cuanto
más larga es la toma, más homogéneo será el perfil
de presiones, pero mayor será las pérdidas de
presión.
• Minimizar las pérdidas de presión, su peso y la
resistencia externa. Las pérdidas de presión en la
toma han de ser mínimas para evitar sacrificar las
prestaciones del motor. Por cada 1% de presión que

de crucero, la velocidad de vuelo es elevada y hace que el tubo
de corriente que se ingiere tenga un diámetro inferior al de la
toma. Para que el flujo se adapte, es necesario que se produzca
una primera difusión que tiene lugar antes de llegar a la toma, y
que se realiza en condiciones ideales (sin pérdida de presión).
En condiciones estáticas, o a baja velocidad como ocurre
durante el despegue, el fluido se acelera antes de entrar en la
toma (sección E). En esta situación, el diseño del labio de la
toma es fundamental. Por una parte, debe ser lo suficientemente
redondeado para evitar que la corriente de aire se desprenda y
pueda producir torbellinos que sean ingeridos por el compresor.
Por otra parte, si no se diseña correctamente se pueden alcanzar
condiciones sónicas, durante la aceleración del despegue y bajo
ciertas circunstancias, que restrinjan gravemente la operación del
motor. En algunos motores, como el Pegasus, se ha recurrido a
tomas adicionales en el lateral que permitan el paso de aire sin
necesidad de aumentar significativamente el área frontal de la
toma.
Estudiemos ahora el comportamiento de esta toma (tipo B)
conforme aumentamos la velocidad. En condiciones de crucero,
vimos que el tubo de corriente tiene tiempo a expandirse en las
cercanías de la toma para adaptarse a las nuevas condiciones
(caso D en la figura 2.3.1). En este caso, el aire que no es
capaz de ingerir el área geométrica de la toma se “desborda”, y

siguiente. Para aumentar la potencia, el compresor necesita
moverse a un punto de mayor WRTP20 (gasto corregido, véase
sección 3), por lo que requiere también un mayor valor para la
toma. Este valor se consigue a base de reducir P20 con la
presencia de la onda de choque normal, que introduce una fuerte
pérdida de presión entre las condiciones antes y después de la
onda. Cuanto mayor sea la demanda de WRTP20, mayor tendrá
que ser la caída de P20 y, por tanto, mayor la intensidad de la
onda de choque.
Debido a la aparición de esta onda de choque normal, se
producen pérdidas de presión inaceptables, desde el punto de
vista de las prestaciones del motor, que aumentan el SFC del
motor de forma innecesaria. Todo esto restringe el uso de esta
toma a números de Mach inferiores a 1.3. Por encima de este
valor, habrá que recurrir a otras configuraciones, tal y como se
describe en la siguiente sección.
Tomas supersónicas

punto de diseño se suele elegir para que no se alcancen
condiciones supercríticas, ya que el movimiento de la onda de
choque normal dentro de la toma suele introducir inestabilidades.
Precisamente para controlar su posición se recurre,
básicamente, a dos sistemas. El primero de ellos (A) consiste
en sangrar aire de la toma antes de la onda. Esto producirá una
reducción de WRTP20 y moverá la onda hacia el exterior. El
segundo sistema (B) consiste en sangrar aire después de la
garganta, con el mismo propósito. En ambos casos, la garganta
es de geometría variable y tanto el mecanismo como su control
son parte del avión y no del motorista.
Conforme aumenta el Mach de vuelo, esta toma requiere
proporcionar más y más deflexión a la corriente, para crear las
ondas oblicuas necesarias. Esto conduce a un aumento del área
frontal que se hace inaceptable para números de Mach
superiores a 2.5, debido al aumento de la resistencia
aerodinámica. Para evitar este problema, apareció la toma tipo C
de la figura 2.4.2, donde el área frontal es fija.
En esta configuración, también conocida como de
compresión interna, las ondas oblicuas se organizan de tal
manera que la deflexión de unas se cancela con otras para
mantener el área. Esto sólo es posible a una condición de vuelo
determinada. Fuera de ella, la condición subcrítica introduciría un
gran flujo de desbordamiento que aumentaría significativamente la

resistencia aerodinámica. Para evitarlo, se recurre a introducir
geometría variable en el área de la garganta. En la práctica, es
tipo de toma no se emplea. Los diseñadores prefieren una
combinación entre las dos tomas descritas, obteniéndose la
configuración B de la figura 2.4.2 y que recibe el nombre de
toma de compresión mixta, ya que una parte se hace en el
exterior de la toma y otra en el interior.

3. EL COMPRESOR
Introducción
El compresor es el componente del motor encargado de
aumentar la presión del aire, con el fin de obtener un trabajo útil,
tal y como se describió en el apartado 4.2 del tema I. Comprime
el aire de entrada gracias a la energía proporcionada por la
turbina a través de un eje de transmisión común, y se compone
de escalones sucesivos de Rotor-Estator-Rotor etc. que
comprimen y difunden la corriente respectivamente.
Los álabes se diseñan para dar un gradiente de presiones tal
que la velocidad axial se mantenga constante. Para ello, también
se procede a reducir el área de paso progresivamente, al
aumentar la densidad con la compresión. En los primeros
escalones se suelen emplear álabes de aluminio mientras que en
los últimos se emplean álabes de titanio debido a las altas
temperaturas que se consiguen.
Rendimiento del compresor

en la exposición y, únicamente con carácter educativo,
supondremos que la densidad no cambia a lo largo del pasaje
del compresor y que no existen pérdidas de presión por fricción.
De igual manera, las velocidades V1 y V2 (figura 3.2.2 A) serán
relativas a los álabes por lo que, de momento, no tendremos en
cuenta la rotación del compresor.
En estas condiciones, el aire entra en el escalón del
compresor con una velocidad inicial V1 en el punto “a”. Entre
este punto y el “b”, debido a que los álabes poseen
inevitablemente cierto espesor, se produce un aumento de la
velocidad de aire al reducirse el área de paso, alcanzándose el
valor máximo en la zona de la garganta (Ag). Pasado el
estrechamiento, comienza el proceso de difusión propiamente
dicho, ya que el pasaje aumenta su área de paso
progresivamente (“c”). Esto trae como consecuencia un
aumento de la presión estática, y una reducción de la velocidad
V2 (punto “d”) a la salida de los álabes. El fenómeno se puede
representar de forma más sencilla empleando la parte B de la
figura 3.2.2. En cualquiera de los casos, el salto de presiones
estáticas entre el punto “a” y el “d” se puede expresar como:

fijada en el diseño termodinámico, el diseñador se ve obligado a
introducir un mayor número de etapas de compresión,
aumentándose la longitud y el peso. Es, por tanto, necesario
llegar a un compromiso de nuevo respecto de la distancia del
compresor al eje.
Figura 3.2.5: Configuraciones anulares del compresor
En la práctica, el diseño estará restringido por la
configuración de los compresores que se encuentren antes y
después. La configuración con línea media creciente (figura 3.2.5
A) da como resultado álabes más pequeños pero que, al estar
más alejados del centro de rotación, tendrán mayores
velocidades, lo que beneficiará al salto de presiones, pero
también producirá mayores tensiones estructurales por fuerzas
centrífugas, ya que éstas dependen de U2
. Como la separación
entre los álabes y la carcasa es una cantidad fija, debido a la
tecnología de fabricación, la distancia intersticial representará
porcentualmente un valor más alto cuanto menor sea la altura del
álabe, i.e. mayores pérdidas y menor rendimiento del
compresor.
El razonamiento contrario se aplica en el caso de línea media
descendente. En numerosas ocasiones, sobre todo en las
primeras fases del diseño, se opta por una solución intermedia
donde la línea media permanece constante a lo largo del
compresor. En cualquiera de los casos, independientemente de

la configuración empleada, el perfil de presiones se irá haciendo
cada vez menos uniforme como se muestra en la parte B. Esto
se debe a la formación de una capa límite entre el fluido y la
superficie de contacto donde los efectos de viscosidad son muy
importantes. En esta zona se formará un gradiente de
velocidades, como el que se muestra en C, que impedirá que
tanto la raíz como el extremo del álabe realicen el mismo trabajo
que el resto de las secciones.
El diseño inicial del compresor se realiza para que la
velocidad axial sea constante. A partir de ahí se puede elegir, por
ejemplo, que la velocidad axial (Va) vaya reduciéndose
conforme se avanza en el compresor. Esto tiene la ventaja de
que el área anular debe aumentar ligeramente sobre la
configuración anterior dando lugar a álabes de mayor tamaño.
Éstos álabes son más fáciles de fabricar y más eficientes ya
que la distancia entre la punta y la carcasa, que suele ser fija,
representa ahora un porcentaje menor lo que permite aumentar la
eficiencia. Pero, por otra parte, aumentará los esfuerzos
centrífugos y reducirá la velocidad de entrada al compresor y
reduciendo el salto de presiones, aunque la velocidad de entrada
a la cámara de combustión será menor lo que es positivo. De
nuevo, hay que alcanzar un compromiso entre todas estas
variables. La relación entre Va y U suele ser de 0.5, lo que
corresponde a un ángulo de 60º entre V1 y U.

Experimentalmente, se ha comprobado que ésta es la
configuración que proporciona una mayor eficiencia y la mínima
pérdida de presión.
La distancia “d” entre álabes vuelve a ser un compromiso en
el diseño. Desde el punto de vista aerodinámico, interesa que los
álabes estén los más cerca posible uno de otros, porque de esta
manera se puede girar mejor el fluido. Pero al acercarlos,
aumenta el número de álabes por escalón aumentando el peso
del compresor y la resistencia de fricción. Experimentalmente,
se ha comprobado que la mejor relación se obtiene cuando d =
0.7c, donde c es la cuerda aerodinámica del perfil.
La distancia entre compresores también es una variable a
tener en cuenta. Normalmente, los compresores se diseñan para
que tengan la misma velocidad axial tanto a la entrada como a la
salida. Si uniéramos simplemente la salida del IPC con el HPC,
la velocidad de entrada en éste último sería muy elevada y daría
como consecuencia álabes muy pequeños a la salida, con el fin
de mantener la misma velocidad. Es por ello que se recurre a
reducir la velocidad de entrada al HPC, mediante una pequeña
difusión de la corriente con el fin de aumentar el área anular y el
tamaño de los álabes.
El hecho de que el área de paso del compresor se vaya
reduciendo conforme nos acercamos a la cámara de
combustión, trae como consecuencia una diferencia de

funcionamiento entre los primeros álabes y los últimos. Los
primeros escalones suelen funcionar en un punto próximo al 2
(figura 3.6.2) muy cercano a la entrada en pérdida. Esto es
debido a que la gran área de paso inicial reduce Va,
incrementando el ángulo de ataque (caso A figura 3.6.1).
Mientras que los últimos escalones, donde el área de paso es
muy pequeña, funcionan en condiciones cercanas a las sónicas
(punto 3 de la figura 3.6.2).
Obtención de las características del compresor
En un banco de ensayo de compresores, se obtienen las
curvas de funcionamiento mediante la medición del gasto másico
de aire que atraviesa el motor, y de las relaciones de presión y
temperatura entre la entrada y la salida. El compresor se acopla
normalmente a un motor eléctrico que se encarga de moverlo y
mantener las revoluciones constantes (fig. 3.4.1). A la salida del
compresor se encuentra una válvula de mariposa que nos
permitirá cambiar la relación de compresión del motor para las
mismas revoluciones. Para el punto de diseño, y a unas
determinadas vueltas N, se obtendrá un punto de funcionamiento
(1), como se muestra la figura 3.XX. En esas mismas
condiciones, si procedemos a cerrar progresivamente la
mariposa, la presión en el compresor aumentará y se reducirá la
masa de aire que lo atraviesa hasta que llegue un momento en el

proporcione más trabajo para poder vencer la inercia del
compresor. Al mover la palanca de gases, el sistema de control
aumenta la cantidad de combustible, de forma automática, lo que
se traduce en un aumento de la TET (o T40). El reajuste de las
moléculas de gas, ante este aumento de la TET, se produce en
apenas unos milisegundos. Para mantener la condición de área
crítica en el NGV de la turbina, y como la TET ha aumentado, el
gasto de aire debe reducirse y la presión de descarga aumentar.
Por otra parte, la propia inercia del compresor impide que
éste se acelere de forma instantánea. Requiriendo normalmente
entre uno o dos segundos para adaptarse a las nuevas
condiciones. Durante este período de tiempo, se puede
considerar que el compresor sigue girando a las mismas
revoluciones. Como se ha reducido la cantidad de aire que
atraviesa el compresor y se ha aumentado su presión, pero
manteniendo las revoluciones, el nuevo punto de funcionamiento
del compresor corresponderá al punto C (figura 3.5.4B).
Superada la inercia del carrete, el exceso de potencia de la
turbina se convertirá en una aceleración progresiva hasta que se
alcance el nuevo punto de equilibrio con el compresor (punto B).

margen, aún en el peor de todos estos escenarios. Esto supone
la reducción de la línea de funcionamiento del compresor, lo que
se traduce en una relación de compresión menor, una peor
eficiencia del motor y mayor consumo de combustible. Pero a
cambio se gana en estabilidad. El compromiso entre uno y otro
factor dependerá de la aplicación que se vaya a dar al motor.
Se puede dar el caso de que, por diferencia en la fabricación
de los álabes, alguno de ellos entre en pérdida antes que otros
cuando se reduzca la velocidad del compresor. En esta
situación, la corriente de aire de salida de estos álabes lo hará
con un ángulo que no es el apropiado, lo que inducirá la entrada
en pérdida del álabe inmediatamente próximo. Se producirá una
entrada en pérdida que girará a la mitad de la velocidad de
rotación de los álabes y pasando de uno a otro (“rotating stall” ).
Si el motor se acelera de forma brusca, la TET aumentará de
forma casi instantánea y, el compresor tendrá que proporcionar
más presión para contrarrestar la reducción en la densidad del
aire. En el caso extremo, los últimos escalones del compresor
pueden entrar en pérdida, ya que ellos serán los primeros en
apreciar el aumento de la presión, procedente de la condición de
funcionamiento de la turbina. Cuando se produce la pérdida, los
álabes dejan de funcionar adecuadamente y ya no inyectarán
aire a la cámara de combustión. En ésta, la presión será mucho
mayor que en los escalones del compresor, por lo que el aire,

junto con la llama del combustor, tenderá a ir en dirección
contraria atravesando el compresor. Una vez que todo el aire ha
abandonado la cámara de combustión, la presión en ésta caerá.
En estas condiciones, los escalones del compresor recuperarán
su punto de funcionamiento e intentarán aumentar la presión de
igual manera que hicieron antes de la entrada en pérdida. Y, de
nuevo, se repetirá el mismo proceso una vez que la presión
haya aumentado lo suficiente. La frecuencia de estas
oscilaciones suele ser de entre 8 y 10 Hz y, si coinciden con la
frecuencia natural del compresor, puede crear vibraciones lo
suficientemente altas como para destruirlo. En cualquiera de los
casos, los álabes sufren esfuerzos torsionales muy altos que
deterioran seriamente su vida operativa.

problemas en su manejo debido a que muchas veces no se
pueden cerrar completamente. En algunos motores, la limpieza
de los cabezales de estas válvulas puede representar un
porcentaje a considerar en los costes de mantenimiento. Desde
el punto de vista operacional, su uso también introduce fuertes
niveles de ruido en situaciones críticas como el aterrizaje donde
el motor funciona al ralentí y, por tanto, es cuando necesitan
funcionar.
La extracción de aire se realiza por medio de las llamadas
“handling bleed valves” o válvulas de sangrado. Éstas suelen
estar abiertas a bajas velocidades del compresor y se cierran
una vez que se hayan alcanzado una velocidad determinada
(figura 3.6.4 derecha) para evitar penalizaciones en las
prestaciones y en el consumo de combustible del motor. Como
al fin y al cabo estamos extrayendo aire que nos ha costado una
cierta cantidad de energía comprimirlo, en los motores turbofán
este aire del compresor se descarga al conducto del fan. De esta
manera se consigue, por una parte, que proporcione algo de
empuje útil y, por otra, reducir el nivel de ruido del motor ya que
su descarga directa al exterior produciría ondas sonoras de alta
intensidad. El nivel de ruido de un chorro de aire depende del
área de salida y de la velocidad de salida elevada a la octava
potencia. Para reducirlo, se suele poner una malla de pequeños
agujeros circulares con el fin de reducir el diámetro de cada

El motor consta de dos parte: un estátor y un rotor. El
primero se emplea para la conversión de energía en presión
estática mediante pasos divergentes que difunden la corriente,
mientras que el segundo es el encargado de comprimir la
corriente. El rotor se puede fundir con vanos por una sola cara o
por ambas, para conseguir una buena relación de compresión,
que ya de por sí es peor que la del compresor axial, sin
aumentar en exceso el peso del componente. Si no se diseña
adecuadamente, dejando la suficiente separación entre rotor y
estátor, puede dar lugar a vibraciones por interacción de los
respectivos campos de presiones.
Como desventaja, el compresor centrífugo absorbe menos
aire para la misma área frontal que el compresor axial, lo cual se
traduce en un menor empuje disponible.
Todo ello ha hecho que el compresor centrífugo se halle
restringido a pequeños motores donde el bajo coste supera las
inconveniencias de una mayor área frontal.

Figura 4.3.1:Justificación geometría de la cámara de
combustión
En la cámara de combustión, se producen dos tipos de
pérdidas de presión:
• Pérdidas frías, proporcionales al cuadrado de la
velocidad del aire, como en cualquier otro conducto.
• Pérdidas calientes, proporcionales al aumento de
temperatura. Este tipo de pérdidas se puede justificar
por medio de la conservación del momento. Debido a
la adición de calor, la velocidad a la salida aumenta
(para mantener el gasto másico al reducirse la
densidad del aire), y para que se mantenga el
equilibrio es necesario que la presión estática a la
salida se reduzca.
Es, por tanto, necesario reducir la velocidad y aumentar la
presión estática. Esto se puede conseguir por medio de un
difusor a la entrada de la cámara de combustión (configuración
B), de tal manera que si redujésemos la velocidad en un 1/5,
unos 30 m/s, la pérdida de presión sería ahora del 1% (25*
(1/5)**2). Pero si se reduce excesivamente aumentaremos
innecesariamente el tamaño de la cámara de combustión, y
dificultaremos la refrigeración de los álabes del NGV, ya que
éstos suelen estar refrigerados con aire procedente de la salida
del compresor. Para que exista una refrigeración adecuada, es

necesario que exista suficiente diferencia de presión entre el aire
inyectado en los álabes y el de salida de la cámara de
combustión. Valores típicos de pérdida de presión en la cámara
rondan el 4-5% .
A pesar de haber minimizado las pérdidas de presión,
todavía existe el problema del frente de llama de la combustión,
que debe tener un valor de velocidad muy pequeño (típicamente
1 m/s para llamas laminares y 6 m/s para llamas turbulentas),
por lo que la velocidad es aún muy alta. Para evitar reducir en
exceso la velocidad, y aumentar el tiempo de residencia, es
necesario crear una zona de recirculación del aire en forma de
toroide. En el centro de estos toroides, la velocidad del aire es lo
suficientemente baja como para que la llama esté estabilizada.
Para ello, es necesario introducir una pared que separe la
mayoría del aire de la zona de combustión para evitar el
apagado por mezcla pobre.

• Primaria: donde se inyecta el combustible y aire
formando torbellinos para aumentar el tiempo de
residencia y mejorar la mezcla. Se intenta que la
combustión aquí sea con riqueza estequiométrica. Se
recoge únicamente el 20% del gasto másico
proporcionado por el HPC.
• Secundaria: donde se añade aire para terminar de
quemar todos los restos de materias oxidables
producto de la combustión en la zona primaria
• Terciaria: donde se añade aire para bajar la
temperatura a niveles aceptables para la turbina y
refrigerar los materiales de la cámara de combustión
por medio de agujeros de dilución. Éstos se
encuentran al final de la cámara de combustión tienen
como misión fundamental reducir la temperatura de los
gases hasta niveles aceptables para los materiales
que se encuentran aguas abajo. Su misión también es
la de proporcionar una distribución de temperaturas lo
más homogénea posible, para evitar la aparición de
puntos calientes que reduzca la vida de los NGVs o
de los álabes de turbina. En la práctica, se busca que
las temperaturas en el anillo exterior sean más altas
que en la raíz para evitar que esta zona, sometida a
grandes esfuerzos centrífugos en los álabes de turbina

que se encuentran aguas abajo, sufra en exceso.
Motores modernos, como el GE-90 (Boeing 777). instalan
una cámara de combustión doble para reducir las emisiones de
contaminantes, y que permiten controlar la riqueza local (FAR)
en la zona primaria. Sobre este tema se hablará de forma más
detallada en el capítulo 6.
El combustible se introduce en la cámara de combustión por
medio de inyectores, cuya misión es la de vaporizar o atomizar
finamente el carburante para que se distribuya homogéneamente
en la zona primaria. Esto se consigue, normalmente, haciendo
pasar combustible a presión a través de un orificio, donde se
busca que el cono de inyección esté lo más próximo posible a
los 90º, para reducir la longitud de la cámara de combustión.
Como este objetivo no se puede conseguir únicamente por
medio de un orificio, se suele instalar un elemento que mezcla
aire con combustible creando una gran turbulencia (figura 4.3.2).
Otro problema que se plantea en el diseño de estos
elementos es el gran abanico de condiciones en los que deben
funcionar. El flujo de combustible a inyectar puede variar hasta
un 5000% , con presiones de combustión muy distintas. Si se
hiciera un único orifico de combustión lo suficientemente pequeño
como para garantizar una buena atomización a bajos caudales,
ese mismo agujero introduciría una presión inaceptable a altos
caudales. Por el contrario, si se hace grande para optimizar el

gran caudal necesario para el despegue, el combustible no se
atomizará adecuadamente a los bajos caudales que aparecen
durante el crucero del avión. La solución técnica a la que acuden
la mayoría de los diseñadores es, obviamente, utilizar un
sistema duplex que emplee un orificio piloto (de pequeño tamaño)
que garantice el buen funcionamiento a bajo caudal, en
combinación con un orificio de gran tamaño que únicamente se
emplea cuando sea necesario.
Ignición
El encendido del motor se suele realizar por medio de bujías
que se encuentran en las cercanías de los inyectores de
combustible, y suelen ser dispositivos sobredimensionados. La
energía necesaria para encender la mezcla es de apenas unos
milijulios, pero los fabricantes suelen incluir unidades que
proporcionan entre 2 y 4 julios efectivos, con el fin de aumentar
la probabilidad del encendido y garantizar la seguridad en vuelo.
El encendido no suele ser continuo sino por medio de pulsos, del
orden de uno cada segundo, y por un período de tiempo que
ronda los 30-90 segundos. En ocasiones, se puede hacer que
su funcionamiento sea continuo mientras que el motor
permanezca próximo al ralentí, únicamente para aumentar la
seguridad.
Una vez que se ha conseguido el FAR local en las

cercanías de la bujía es el adecuado y que el grado de
atomización de las gotas de combustibles es satisfactorio, el
encendido del frente de llama se produce gracias a la energía
proporcionada por la bujía. El frente de llama se propagará, a
unos 5-6 m/s, encendiendo las zonas circundantes y, si el
sistema está bien diseñado, la llama se automantendrá a partir
del aporte de combustible de los inyectores.
La ignición de la mezcla depende del cuadrado de la presión
en la cámara de combustión. Por ello, la mayoría de los
problemas de encendido del motor se producen en altura y a
bajas velocidades de crucero, como veremos en el tema 3.
Para conseguir una llama estable hay que mantener la
cámara de combustión dentro de unos límites de velocidad del
flujo y riqueza de la mezcla. Si no la llama se puede apagar por
mezcla excesivamente rica, pobre o demasiada velocidad del
aire. La envolvente de riqueza-velocidad en la que se puede
producir el encendido de la cámara de combustión es más
reducida (fig. 4.4.1) y depende en buena medida, de la
capacidad del diseñador para crear turbulencia y recirculación de
corriente en la zona primaria.

5. LA TURBINA
Introducción
Las turbinas extraen energía de la corriente de aire para
mover el compresor u otros elementos exteriores. Los álabes del
estator a la salida de la cámara de combustión (Nozzle Guide
Vanes) aceleran y orientan la corriente de aire a entrada del rotor
de la turbina de alta presión. El principal requisito de diseño de
una turbina es que el flujo en la garganta de dichos NGVs sea
normalmente sónico (están bloqueadas), debido a las importantes
simplificaciones a las que da ligar.
El trabajo extraído en cada escalón de turbina es mucho
mayor que el aportado a un escalón de compresor. Esto es
debido a que el proceso de expansión es espontáneo, lo que
permite que habitualmente un solo escalón de turbina de HPT
sea suficiente para mover un compresor con 5 ó 6 escalones de
HPC. Conforme se reduce la presión, se extrae menos trabajo
por escalón, lo que hace que las LPT tengan habitualmente de 3
a 5 escalones para mover únicamente el fan.
Rendimiento de la turbina

obtener una alta eficiencia térmica, pero restringido por una
máxima temperatura alcanzable, debido a limitaciones en los
materiales empleados, con la consecuente necesidad de
refrigeración de uno o más escalones para conseguirlo.
Dependiendo cómo se distribuya la expansión entre el rotor y
el estator y cómo se deflecte la corriente, las turbinas se
clasifican en los siguientes grandes grupos:
• Turbinas de reacción: el estator solo proporciona
cambio de dirección sin salto de presiones
• Turbinas de impulsión: el estator proporciona salto de
presiones aumentando la velocidad y reduciendo la
presión estática. El rotor recibe la fuerza impulsiva del
chorro de aire que incide en los álabes.
• Turbinas mixtas: es la configuración habitual y se
busca que el grado de reacción se varíe entre la raíz
y la punta para que en el punto medio sea del 50%
(fig. 5.3.2).

alcanzan en el borde de ataque del álabe, por lo que es común
recurrir a su refrigeración.
El uso de refrigeración introduce una fuerte penalización
desde el punto de vista de prestaciones, ya que entre un 20 a un
25% del aire que atraviesa el HPC tiene que ser destinado a
este fin. Al igual que se refrigeran los álabes, también es
necesario refrigerar los del rotor de turbina, que se suele hacer a
base de introducir aire del compresor a mayor presión que la de
la turbina, para evitar ingestión de aire caliente.
La primera turbina con refrigeración se introdujo alrededor de
1955 y permitió aumentar la temperatura de entrada de los gases
(TET) hasta los 1400 K. Medio siglo después, los motores
actuales trabajan con temperaturas que rondan los 1800-2000 K,
dependiendo del nivel de tecnología del fabricante y de la
aplicación del motor, lo que aumenta enormemente su eficiencia
térmica, como vimos en el tema 1.
Figura 5.3.1 Molde de cera y álabe obtenido a partir de
él

Figura 5.3.2: Geometría de un álabe de turbina
La relación de presiones entre el intradós y el extradós en un
álabe de turbina puede ser hasta de 5. Esto implica que en la
punta exista una fuerte tendencia del gas a pasar a través del
espacio intersticial (“tip clearance”), penalizando fuertemente la
eficiencia de la turbina. Para evitarlo se procede a varias
soluciones. Desde el punto de vista del diseño del álabe, a
veces se puede incluir un caperuzón (“shroud”) en el extremo
que selle el espacio intersticial. A cambio, se añaden problemas
de integridad mecánica en el álabe así como se aumentan los
requisitos de refrigeración al aumentar los esfuerzos que debe
soportar. Desde el punto de vista operativo, algunos motores
incluyen un control activo del espacio intersticial, que se basa en
el nivel de refrigeración de la carcasa de la turbina, mediante aire
del fan, con el fin de aumentar o reducir su diámetro en función
de la condición de vuelo. Su uso suele estar restringido a la
parte final del ascenso y al crucero. Durante el despegue se
suele desconectar para evitar que las posibles expansiones
axiales de los álabes, debido a la brusca aceleración o a efectos
giroscópicos durante la rotación que pudieran deteriorar
innecesariamente los sellos de la turbina. Desde el punto de
vista de la instalación, este sistema supone una penalización que
aumenta inicialmente el SFC, pero su deterioro con el tiempo es
menor por lo que se consigue un ahorro de combustible

turbina
Las opciones para la selección del diagrama anular son las
mismas que aparecían en la figura 3.2.5, solo que en el caso de
la turbina, el área será divergente debido a la expansión de los
gases. Aunque en este caso, su forma dependerá de muchos
factores, incluyendo el tipo de turbina (HPT, IPT o LPT) o la
posición radial de los componentes que se encuentren tanto
aguas arriba como aguas abajo.
Para un gasto másico dado, la elección de una línea
decreciente implica que los álabes posteriores serán más
pequeños que en la configuración de línea creciente. Esto trae
como consecuencia directa una reducción del nivel de
solicitación de la pieza y, por tanto, menor requisito de
refrigeración.
Sin embargo, para una velocidad de rotación dada, la
velocidad media del álabe será menor, con lo que el trabajo
extraído también será menor. Como siempre, hay que llegar a
una solución de compromiso, aunque todos los fabricantes
parece que se decantan recientemente por la configuración de
línea creciente. En la figura 5.3.3, se muestra una configuración
mixta correspondiente a una LPT, donde el último escalón tiene
una línea constante y de sección ligeramente divergente. Este
diseño es característico cuando se pretende eliminar la
turbulencia de la corriente a la salida de la turbina, para que el

aire salga lo más axial posible para reducir las pérdidas de
presión en la tobera. Para ello también se recurre a diseñar la
turbina con un bajo índice de reacción, lo que implica que la
extracción de potencia de este escalón es menor que la de sus
predecesores, pero a cambio se reducen las pérdidas de presión
aguas abajo.
En cuanto a los materiales empleados, las altas prestaciones
en cuanto a temperaturas a soportar, esfuerzos (debido a fuerzas
centrífugas y de transmisión de potencia) así como las
condiciones ambientales (con fenómenos de oxidación, corrosión
y fatiga debido a vibraciones de alta frecuencia), todos ellos
restringen enormemente los materiales a emplear. En la práctica,
se suelen emplear aleaciones de Niquel que proporcionan una
buena resistencia a la fatiga y a la fluencia, en combinación con
recubrimiento cerámicos, que al conseguir una menor
refrigeración, aumentan el rendimiento de la turbina. El empleo de
estructuras monocristales también aumenta la resistencia del
álabe a los esfuerzos y las altas temperaturas. El proceso de
fundición es extremadamente complicado y se realiza por medio
del método a la cera perdida (véase figura 5.3.1 donde se
muestra un molde de cera junto con el resultado final). Dicho
molde proporciona la geometría exterior del álabe así como
define todos los conductos internos de refrigeración. El
enfriamiento hasta condiciones ambiente se realiza muy

lentamente para asegurar el crecimiento del monocristal. El
proceso tiene una baja eficiencia, con tan sólo de 30 a 50 álabes
aceptados por cada 100 fundidos y que se rechazan,
fundamentalmente, por medidas fuera de tolerancias.
Las turbinas se suelen diseñar para que sus respectivos
NGVs (“Nozzle Guide Vanes” o estátor de entrada) funcionen
en condiciones sónicas, debido a las simplificaciones que
introducen en el cálculo y definición del ciclo termodinámico,
como se pudo comprobar en la sección 3.5. Cuando un motor
funciona entre dos áreas bloqueadas, la HPT trabaja con una
relación de expansión y de temperaturas fija, aunque no
necesariamente a una velocidad corregida fija. Por otra parte, la
relación entre la TGT (temperatura de entrada a la LPT) y la TET
(temperatura de entrada a la HPT) es fija, por lo que se puede
calcular ésta última a partir de la primera, que sí se suele medir
al ser la temperatura del gas menor. Normalmente, se busca que
este funcionamiento entre áreas bloqueadas se extienda lo
máximo posible dentro del rango de potencia del motor y, en
ocasiones, sólo al ralentí se desbloquean. Esto permite una
mejor modelización teórica del motor y, por tanto, un mejor
cálculo de sus prestaciones y de las leyes de control a definir en
el motor.

ventajas. Al menor nivel de ruido emitido, hay que añadir una
mayor efectividad del inversor de empuje, ya que éste actuará
sobre ambos chorros. La relación de compresión óptima del fan
es menor, para el mismo empuje específico, lo que se traduce en
un menor SFC, peso y coste del fan y de la LPT. Pero mezclar
los flujos supone aumentar el peso del motor y la resistencia de
carenado en el motor instalada, al aumentar el tamaño de la
tobera y, por tanto, la superficie de fricción con el aire. El
resultado final es un SFC menor ligeramente inferior en el caso
de la configuración de flujos mezclados.

7. POSTCOMBUSTOR
La postcombustión se emplea casi exclusivamente en
motores militares con el fin de aumentar de forma significativa el
empuje durante unos minutos, bien en el despegue, bien en
maniobras de combate o, simplemente, para superar la barrera
del sonido. El consumo de combustible se dispara durante su
operación, pudiéndose llegar a consumir más de 5 kg/s.
Además, reduce la eficiencia propulsiva del motor al
desperdiciarse mucha energía por calor.
En el postquemador se quema exceso de oxígeno que no se
ha consumido en la cámara de combustión principal y, en
motores turbofán, también se quema el aire fresco proveniente
del fan. Es necesario instalar unos dispositivos denominados
“flame holders” que se encargan de crear una velocidad
adecuada para que se forme una llama estable, sin que bloqueen
el flujo principal. Aunque previamente el combustible se ha
inyectado aguas arriba en diversas zonas, para poder mezclarlo
convenientemente antes de la combustión. Las zonas de
inyección de combustible se componen normalmente de tres
aros concéntricos de inyectores, dependiendo de la cantidad de
postcombustión necesaria. Aunque la ignición del
postcombustión se puede producir de varias formas, lo normal
es inyectar, en la cámara de combustión principal, una cantidad

extra de combustible concentrada en un período de tiempo corto.
Se crea de esta forma una bola de fuego que atraviesa las
turbinas y enciende el postcombustión.
Obliga al uso de mezcladores (para poder obtener aire limpio
del fan) y a toberas de área variable para controlar la línea de
estabilidad del fan y aumentar su margen de estabilidad. La
variación del área de tobera se hace proporcional a la raíz
cuadrada de la temperatura en el postcombustor ya que WÖT/AP
es fijo (tobera bloqueada) y tanto el gasto W como la presión P
vienen dadas por el punto de funcionamiento del motor. El área
de tobera debe estar sincronizada con el combustible inyectado
en la postcombustión, para mantener el fan en su punto de
funcionamiento correcto.
La postcombustión está expuesta a inestabilidades en la
combustión, que se presentan en ciertas combinaciones de
presión, temperatura y FAR (Fuel Air Ratio, o relación entre el
gasto másico y combustible y el del aire), que pueden dañar el
motor. Estas inestabilidades son:
• Buzz. Es una inestabilidad de tipo longitudinal, de
baja frecuencia (entre 40 a 150 Hz) que puede dañar
el eje de baja (LPT) principalmente.
• Screech. Es una inestabilidad radial de alta
frecuencia (entre 200 a 2000 Hz) que puede dañar la
carcasa de la postcombustión mediante fuerzas

pulsatorias de expansión. Para amortiguarlas, se
suelen introducir agujeros en la capa interior de la
tobera (“liner”) de determinado tamaño, que
amortiguan las oscilaciones de presión a una
determinada frecuencia.
En ambos casos, se puede instalar un sensor dedicado a
detectar dichos fenómenos y que así el control pueda el reducir
el flujo de combustible o apagar la postcombustión
También se pueden producir apagados espontáneos de la
postcombustión que, por ejemplo, traen como consecuencia la
aceleración instantánea del fan debido a que el área de tobera
está abierta. Para evitarlo, se suele instalar un sensor,
normalmente fotoeléctrico, que comprueba si existe llama o no.
Como ya hemos comentado anteriormente, se requiere un
gran volumen para mantener la eficiencia alta, debido a las bajas
presiones a la entrada. El postcombustor tiene una longitud muy
superior a la cámara de combustión principal debido a que la
presión es mucho menor. Normalmente tener una presión alta
facilita la combustión. Este factor, unido a la menor concentración
de aire fresco para quemar, obliga a aumentar el tiempo de
residencia de las partículas de aire, haciendo este conducto más
largo comparativamente que la cámara de combustión principal.

8. LA TOBERA
La tobera es la parte del motor que se encarga de transformar
la energía de presión remanente de los gases, una vez que han
abandona la turbina o el fan, para convertirla en energía cinética
que genere un chorro de gas que creará el deseado empuje.
El área final de la tobera no sólo va a ser fundamental para
conseguir este logro, sino que en muchos casos, regula el punto
de funcionamiento motor, y en particular de los compresores. El
seleccionar un área fija demasiado grande puede reducir de
forma significativa el empuje, ya que no se acelera lo suficiente
la corriente. Pero seleccionarla muy pequeña puede producir
inestabilidad en el fan. Es, por tanto, necesario llegar a una
solución de compromiso.
Las toberas pueden ser fijas o de área variable. Las primeras
están optimizadas a una condición que, normalmente, es la de
crucero. En este caso, el área de la tobera del fan (motores
turbofán) se escoge para que alcance condiciones críticas en la
garganta, es decir, la tobera alcanza una relación de presiones o
NPR (“nozzle pressure ratio” de 1.89). Fuera de esta condición,
la presión estática de descarga es igual a la atmosférica. Su
principal inconveniente es que son poco eficientes en el resto de
condiciones de vuelo pero, a cambio, son sencillas de fabricar y
ligeras.

En motores civiles, la relación entre la presión de la tobera
(P50) y la presión a la entrada del motor (P20), también
conocido como EPR, se suele utilizar como parámetro primario
de control del motor debido a que proporciona una relación muy
directa con el empuje que proporciona el motor, y que
desafortunadamente no se puede medir en vuelo.
Las toberas de área variable, por su parte, se pueden
optimizar a cualquier condición de vuelo. Sin embargo, el
aumento considerable de peso que llevan asociado sólo las hace
factibles cuando son imprescindibles, por ejemplo, cuando el
motor esté dotado de postcombustión. Necesitan también de un
complejo sistema de control que evite problemas en caso de
fallo. Por ejemplo, fallos al cerrar dicho área pueden meter
igualmente el motor en inestabilidad, y fallos al abrirla pueden
causar sobrevelocidad, normalmente en el fan. Como medida de
seguridad, y en caso de pérdida del líquido hidráulico de los
actuadores encargados de cambiar el área, se suele diseñar
para que la tobera se vaya a la posición de máxima apertura,
para minimizar el riesgo de inestabilidad en el fan.
La tendencia en futuros motores militares avanzados es que
las toberas sean vectoriales con área final (A9) variable. La
vectorización y la variación de A9 se consigue con la deflexión
independiente de la parte divergente de la tobera. Las toberas
vectoriales pueden ser capaces de vectorizar en una o en dos

direcciones. La geometría se consigue normalmente a través de
pétalos que se apoyan, de alguna manera, en anillos cuya
posición longitudinal o angular regula la incidencia y apertura de
la misma. Dichos anillos suelen estar actuados por un sistema
hidráulico, que puede estar basado en el propio sistema de
combustible, en el sistema neumático del avión, o en un sistema
hidráulico específico.
Las toberas también se pueden clasificar en convergentes o
convergentes-divergentes. En aviones civiles, y en algunos
aviones militares poco avanzados, los motores suelen llevar
toberas convergentes de A8 fija. En estas toberas, la corriente
se acelera hasta que se alcanzan condiciones críticas, o
próximas a ellas, reduciéndose la presión estática de descarga.
Pero cuando el NPR es algo, el aire no se expande rápidamente
para conseguir condiciones ambiente y se forma una onda de
choque que reduce el empuje.
Las toberas convergentes-divergentes consiguen una mejor
expansión y convierten más energía en empuje, pero a costa de
aumentar el peso. En su parte divergente, el fluido es
supersónico y se acelera produciendo un empuje neto sobre las
paredes de la tobera.

involucrados, debido al fuerte cambio de temperatura que se
produce entre las distintas condiciones de funcionamiento del
motor. Se emplean normalmente aleaciones de Ni o Ti

9. EL BYPASS DUCT
En su diseño se suele evitar que se produzca una difusión
demasiado rápida del aire y reducir las obstrucciones (por
ejemplo de tubos de aire o combustibles) al mínimo para que no
aumenten las pérdidas de presión. Éstas se deben mantener al
mínimo posible ya que penalizan el empuje final del motor en una
relación casi 1:1.

10. Swan Neck Duct
Es un conducto de transición entre el fan y el compresor
debido a que ambos tienen radios interiores muy distintos. En
este conducto el aire normalmente se acelera, en lugar de
difundirse, para evitar el desprendimiento de la corriente que
aumentaría las pérdidas de presión mermando el trabajo
realizado por el fan para comprimir la corriente de aire. Se busca
en este conducto que la turbulencia o swirl (rotación del aire
dentro del conducto) sea mínima para, de nuevo, reducir las
pérdidas de presión.

1. INTRODUCCIÓN
El propósito de ensayar motores es múltiple. Por una parte,
es necesario validar que el motor cumple con los criterios de
certificación (ensayos de validación). Y, por otra parte, es
también necesario verificar que el motor real se aproxima a la
intención de diseño (ensayos de verificación) y demostrar que
se cumple con la especificación establecida por el fabricante de
la aeronave (ensayos de demostración).

2. CELDAS DE ENSAYO
Introducción
Las celdas de ensayo de motores son imprescindibles para
comprobar las prestaciones del motor ya que permiten medir de
forma sencilla los parámetros más importantes: gasto másico,
empuje, presiones y temperaturas a lo largo del motor, etc.
Básicamente podemos distinguir 4 tipos de celdas de ensayos
para motores a reacción:
• Celdas al aire libre
• Celdas convencionales
• Celdas de altura
• Celdas de ensayo volantes
Las tomas empleadas en banco tienen un acabado superficial
excelente para reducir las pérdidas de presión. Para evitar la
ingestión de objetos extraños se suele instalar protectores
(“Debris o Stone Guard”). La instrumentación consta de sondas
de presión total y estática que, junto a las de temperatura
permiten conocer el gasto de aire del motor (conocido el CD de
la toma). En climas húmedos se suelen incluir correcciones por
condensación de aire entre el plano de instrumentación y el plano
del motor que produce aumento de temperatura y reducción de
presión.

Celdas al aire libre
Las celdas al aire libre (fig. 2.2.1) constan básicamente de
una estructura que sujeta al motor por la parte superior y suelen
estar situadas en explanadas para evitar la ingestión de objetos
extraños. Ofrecen la configuración más aproximada a la de
campo libre de distorsión por lo que, en principio, sería el tipo de
celda recomendable, dado que tanto el empuje como el gasto de
aire del motor se miden mejor, al no estar influenciados por el
efecto de las paredes de las celdas convencionales.
Desafortunadamente, poseen una serie de desventajas que
hacen que no sean muy comunes. Por ejemplo, su uso se haya
restringido por las condiciones ambientales. La lluvia y la
velocidad o la dirección del viento pueden impedir el ensayo de
un motor. Su localización también es un punto a tener en cuenta
debido al gran nivel de ruido que producen, lo que hace que en
la práctica tengan que estar situadas en zonas remotas y poco
habitadas.
Por ello, en la mayoría de las ocasiones se prefieren los
bancos cerrados ya que permiten un uso casi independiente de
las condiciones atmosféricas. En la práctica, el uso de las
celdas al aire libre se haya restringido al calibrado de celdas de
ensayo convencionales, así como ensayos para la medición de
ruido.

se obtendría con el mismo motor en una celda al aire libre. El
empuje medido en las celdas convencionales puede llegar a ser
hasta un 10% menor que el que se mediría con el mismo motor
en una celda exterior, debido precisamente a la presencia de
pareces.
Es por ello que la correcta calibración de la celda es
fundamental, si no se quiere pagar un alto coste comercial con el
avionero. Existen numerosos métodos de obtención de estos
factores de corrección de empuje, pero básicamente se dividen,
por orden de precisión, en:
• Calibración cruzada entre una celda al aire libre y
la celda a calibrar. De esta forma, para el mismo punto
de funcionamiento y asumiendo que el motor no ha
sufrido deterioro apreciable entre ambos ensayos, se
logra determinar la diferencia de empuje entre ambas
celdas y, por tanto, la corrección a aplicar
• Anemometría: Empleando mediciones de presión,
temperatura y velocidad del aire que circula por la
celda según la metodología explicada en el apartado
3.3.1:
• La presión se suele medir por medio de sondas
estáticas colocadas al principio y al final de la celda
• La temperatura se mide por RBTs (resistencias
dependientes de la temperatura) colocadas bien en la

rejilla protectora, o bien colocadas al principio de la
celda. Permiten conocer la distribución de
temperaturas a la entrada del motor y la posible
reingestión de gases calientes.
• La velocidad se mide por medio de anemómetros
colocados por delante del tubo de ingestión
(resistencia de la corriente de entrada) y a lo largo de
la bancada del motor (resistencia de bancada)
• Escalando datos de otro motor de similares
características. En este caso la precisión obtenida no
es grande pero puede servir para obtener una
estimación como primera aproximación
• Empleando códigos fluidodinámicos (CFDs)
mediante el cálculo matemático teórico del
comportamiento de la celda. Estos métodos todavía
no están plenamente desarrollados debido a la
complejidad matemática de las ecuaciones a resolver,
los mallados empleados y las técnicas de resolución.
En cualquier caso, necesitan de validación por medio
de alguno de los dos primeros métodos.
Por otra parte, el diseño aerodinámico debe ser bastante
cuidadoso como para no crear inestabilidad dentro de la celda de
ensayo. En especial, se debe evitar:
• La distorsión de la corriente de entrada. Para

comprobarlo se suelen poner tiras de papel de pared a
pared con el fin de poder visualizar la distribución de
la corriente. También se pueden emplear inyectores de
humo. Una corriente distorsionada a la entrada puede
afectar a las prestaciones del fan y dar medidas
erróneas del gasto másico de aire que está ingiriendo
el motor.
• Bajas relaciones de derivación producen torbellinos
que se desprenden de las paredes y que pueden
llegar a ser ingeridos por el motor. Por relación de
derivación se entiende la relación entre la masa de
aire que pasa rodeando al motor (debida al efecto
eyector del chorro) y la masa total de entrada en la
celda que es la suma de que rodea al motor más la
que ingiere el motor. Los valores de relación de
derivación deben estar comprendidos entre el 50% y
el 100% . Valores inferiores al 50% pueden conducir a
una baja velocidad de circulación de celda lo que
provoca problemas de refrigeración y de reingestión
de gases calientes de la tobera. Los factores que
tienden a elevar la relación de derivación son:
• Altas relación de presión en la tobera
• Altas distancias entre el área de tobera y el área de
ingestión del detuner

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