¿Cómo funcionan Motores de turbina en aviación? (Turbine Engines)

Un motor de turbina de avión consta de una entrada de aire, un compresor, cámaras de combustión, una sección de turbina y un escape. El empuje se produce al aumentar la velocidad del aire que fluye a través del motor. Los motores de turbina son plantas motrices de aviación muy deseables. 

Se caracterizan por un funcionamiento suave y una elevada relación potencia-peso, y utilizan combustible de aviación fácilmente disponible. Antes de los recientes avances en los materiales, el diseño del motor y los procesos de fabricación, el uso de motores de turbina en aviones pequeños/ligeros de producción era prohibitivo en cuanto a costes.

En la actualidad, varios fabricantes de aeronaves producen o planean producir aviones pequeños/ligeros con motor de turbina. Estos aviones más pequeños con turbina suelen tener una capacidad de entre tres y siete pasajeros y se denominan jets muy ligeros (VLJ) o microjets.

Tipos de motores de turbina en aviación (Types of Turbine Engines)

Los motores de turbina se clasifican según el tipo de compresores que utilizan. Hay tres tipos de compresores: de flujo centrífugo, de flujo axial y de flujo centrífugo-axial. La compresión del aire de entrada se consigue en un motor de flujo centrífugo acelerando el aire hacia el exterior perpendicularmente al eje longitudinal de la máquina. 

El motor de flujo axial comprime el aire mediante una serie de aletas giratorias y estacionarias que mueven el aire paralelamente al eje longitudinal. El diseño de flujo centrífugo-axial utiliza ambos tipos de compresores para lograr la compresión deseada.

Fuente: Esta imagen es tomada del manual Pilot’s Handbook of Aeronautical Knowledge, FAA-H-8083-25B

El camino que sigue el aire a través del motor y la forma en que se produce la potencia determinan el tipo de motor. Hay cuatro tipos de motores de turbina para aviones: turborreactor, turbohélice, turbofán y turboeje.

Motores Turbojet/Turboreactor

El motor turbojet consta de cuatro secciones: compresor, cámara de combustión, sección de turbina y escape. La sección del compresor hace pasar el aire de entrada a gran velocidad a la cámara de combustión. La cámara de combustión contiene la entrada de combustible y el encendedor para la combustión. 

El aire en expansión impulsa una turbina, que está conectada por un eje al compresor, y mantiene el funcionamiento del motor. Los gases de escape acelerados del motor proporcionan empuje. Esta es una aplicación básica de la compresión del aire, la ignición de la mezcla de combustible y aire, la producción de energía para mantener el funcionamiento del motor y el escape para la propulsión.

Los motores turbojet están limitados en cuanto a su alcance y resistencia. También son lentos para responder a las aplicaciones del acelerador a bajas velocidades del compresor.

Motores Turboprop/Turbohelice

Un motor turbohélice es un motor de turbina que impulsa una hélice a través de un engranaje reductor. Los gases de escape impulsan una turbina de potencia conectada por un eje que acciona el conjunto del engranaje reductor. El engranaje reductor es necesario en los motores turbopropulsores porque el rendimiento óptimo de la hélice se consigue a velocidades mucho más bajas que las rpm de funcionamiento del motor. 

Los motores turbopropulsores son un compromiso entre los motores turborreactores y los motores recíprocos. Los motores turbopropulsores son más eficientes a velocidades entre 250 y 400 mph y altitudes entre 18.000 y 30.000 pies. También funcionan bien a las velocidades lentas necesarias para el despegue y el aterrizaje y son eficientes en cuanto al combustible. El mínimo consumo específico de combustible del motor turbohélice se da normalmente en el rango de altitud de 25.000 pies a la tropopausa.

Fuente: Esta imagen es tomada del manual Pilot’s Handbook of Aeronautical Knowledge, FAA-H-8083-25B

Motores Turbofan

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

El aire de entrada que pasa por un motor turbofán suele dividirse en dos corrientes de aire separadas. Una corriente pasa a través del núcleo del motor, mientras que una segunda corriente pasa por alto el núcleo del motor. Es esta corriente de aire de bypass la responsable del término "motor de bypass". La relación de derivación de un turboventilador se refiere a la relación del flujo de aire másico que pasa por el ventilador dividido por el flujo de aire másico que pasa por el núcleo del motor.

Motores Turboshaft/Turboeje

El cuarto tipo común de motor a reacción es el turboeje. Entrega la potencia a un eje que acciona algo distinto a una hélice. La mayor diferencia entre un motor de turborreactor y uno de turboeje es que, en un motor de turboeje, la mayor parte de la energía producida por los gases en expansión se utiliza para impulsar una turbina en lugar de producir empuje. Muchos helicópteros utilizan un motor de turbina de gas de turboeje. Además, los motores turboeje se utilizan ampliamente como unidades de potencia auxiliares en grandes aviones.

Funcionamiento Instrumentos del motor de turbina (Turbine Engine Instruments)

Los instrumentos del motor que indican la presión del aceite, la temperatura del aceite, la velocidad del motor, la temperatura de los gases de escape y el flujo de combustible son comunes a los motores de turbina y recíprocos. Sin embargo, hay algunos instrumentos que son exclusivos de los motores de turbina. Estos instrumentos proporcionan indicaciones sobre la relación de presión del motor, la presión de descarga de la turbina y el par motor. Además, la mayoría de los motores de turbina de gas tienen múltiples instrumentos de detección de temperatura, llamados termopares, que proporcionan a los pilotos lecturas de temperatura en la sección de la turbina y sus alrededores. 

Relación de presión del motor (EPR) (Engine Pressure Ratio)

El manómetro de la relación de presión del motor (EPR) se utiliza para indicar la potencia de un motor turbojet/turbofan. La EPR es la relación entre la presión de descarga de la turbina y la presión de entrada del compresor. Las mediciones de presión se registran mediante sondas instaladas en la entrada del motor y en el escape. Una vez recogidos, los datos se envían a un transductor de presión diferencial, que se indica en un manómetro EPR de la cabina de vuelo.

El diseño del sistema EPR compensa automáticamente los efectos de la velocidad del aire y la altitud. Los cambios en la temperatura ambiente requieren que se aplique una corrección a las indicaciones del EPR para proporcionar ajustes precisos de la potencia del motor.

Fuente: Esta imagen es tomada del manual Pilot’s Handbook of Aeronautical Knowledge, FAA-H-8083-25B

Temperatura de los gases de escape (EGT) (Exhaust Gas Temperature)

Un factor limitante en un motor de turbina de gas es la temperatura de la sección de turbina. La temperatura de la sección de la turbina debe controlarse estrechamente para evitar el sobrecalentamiento de los álabes de la turbina y otros componentes de la sección de escape. Una forma común de controlar la temperatura de la sección de la turbina es con un medidor de EGT. El EGT es un límite de funcionamiento del motor utilizado para controlar las condiciones generales de funcionamiento del motor.

Las variaciones de los sistemas EGT llevan diferentes nombres en función de la ubicación de los sensores de temperatura. Los medidores de temperatura de la turbina más comunes son el medidor de temperatura de entrada de la turbina (TIT), el medidor de temperatura de salida de la turbina (TOT), el medidor de temperatura entre etapas de la turbina (ITT) y el medidor de temperatura del gas de la turbina (TGT).

Torquímetro (Torquemeter)

La potencia del motor turbohélice(Turboprop)/turboeje (turboshaft) se mide con el torquímetro. El par es una fuerza de torsión aplicada a un eje. El torquímetro mide la potencia aplicada al eje. 

Los motores turbohélice y turboeje están diseñados para producir un par motor para impulsar una hélice. Los torquímetros se calibran en unidades porcentuales, pies-libra o psi.

Fuente: Esta imagen es tomada del manual Pilot’s Handbook of Aeronautical Knowledge, FAA-H-8083-25B

Indicador N1 

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

Indicador N2 

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

Consideraciones operativas de los motores de turbina (para tener en cuenta...) 

La gran variedad de motores de turbina hace que no sea práctico cubrir procedimientos operativos específicos, pero hay ciertas consideraciones operativas comunes a todos los motores de turbina. Se trata de los límites de temperatura del motor, los daños causados por objetos extraños, el arranque en caliente, la parada del compresor y el apagado de la 

Limitaciones de la temperatura del motor 

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

Variaciones de empuje (Thrust Variations)

El empuje del motor de turbina varía directamente con la densidad del aire. Cuando la densidad del aire disminuye, también lo hace el empuje. Además, dado que la densidad del aire disminuye con el aumento de la temperatura, el aumento de la temperatura también provoca una disminución del empuje. Aunque tanto los motores de turbina como los recíprocos se ven afectados en cierta medida por una humedad relativa elevada, los motores de turbina experimentarán una pérdida de empuje insignificante, mientras que los motores recíprocos una pérdida significativa de potencia de frenado.

Daños por objetos extraños (FOD) (Foreign Object Damage)

Debido al diseño y al funcionamiento de la entrada de aire de un motor de turbina, siempre existe la posibilidad de que se ingieran residuos. Esto provoca daños importantes, especialmente en las secciones del compresor y la turbina. Cuando se produce la ingestión de residuos, se denomina daño por objeto extraño (FOD). Los daños típicos por objetos extraños consisten en pequeñas muescas y abolladuras causadas por la ingestión de pequeños objetos de la rampa, la pista de rodaje o la pista de aterrizaje, pero también se producen daños por objetos extraños causados por choques con aves o por la ingestión de hielo. En ocasiones, los FOD provocan la destrucción total de un motor.

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

Fuente: Esta imagen es tomada del manual Pilot’s Handbook of Aeronautical Knowledge, FAA-H-8083-25B

Arranque en caliente del motor de turbina (Turbine Engine Hot/Hung Start)

Cuando el EGT supera el límite de seguridad de un avión, éste experimenta un "arranque en caliente". Esto se debe a que entra demasiado combustible en la cámara de combustión o a que las revoluciones de la turbina son insuficientes. Siempre que un motor tenga un arranque en caliente, consulte el AFM/POH o un manual de mantenimiento adecuado para conocer los requisitos de inspección.

Si el motor no acelera hasta alcanzar la velocidad adecuada después del encendido o no acelera hasta las rpm de ralentí, se ha producido un arranque bloqueado o falso. Un arranque bloqueado puede ser causado por una fuente de energía de arranque insuficiente o por un mal funcionamiento del control de combustible.

Pérdidas en el compresor (Compressor Stalls)

Los álabes del compresor son pequeños perfiles de aire y están sujetos a los mismos principios aerodinámicos que se aplican a cualquier perfil de aire. Un álabe de compresor tiene un AOA que es el resultado de la velocidad del aire de entrada y de la velocidad de rotación del compresor. Estas dos fuerzas se combinan para formar un vector, que define el AOA real del álabe con respecto al aire de entrada que se aproxima. 

Una pérdida del compresor es un desequilibrio entre las dos magnitudes vectoriales, la velocidad de entrada y la velocidad de rotación del compresor. Las pérdidas del compresor se producen cuando el AOA de las palas del compresor supera el AOA crítico. En este punto, el flujo de aire suave se interrumpe y se crean turbulencias con fluctuaciones de presión. Las pérdidas del compresor hacen que el aire que fluye en el compresor se ralentice y se estanque, a veces invirtiendo su dirección.

Las pérdidas del compresor pueden ser transitorias e intermitentes o constantes y graves. Los indicios de una pérdida transitoria/intermitente suelen ser un "golpe" intermitente cuando se produce el contragolpe y la inversión del flujo. Si la pérdida se desarrolla y se vuelve constante, puede producirse una fuerte vibración y un fuerte rugido debido a la inversión continua del flujo. A menudo, los indicadores de la cabina de vuelo no muestran una pérdida leve o transitoria, pero sí indican una pérdida desarrollada.

Las indicaciones típicas de los instrumentos incluyen fluctuaciones de las rpm y un aumento de la temperatura de los gases de escape. La mayoría de las pérdidas transitorias no son perjudiciales para el motor y suelen corregirse por sí solas tras una o dos pulsaciones. La posibilidad de que se produzcan daños graves en el motor debido a una pérdida en estado estable es inmediata. La recuperación debe llevarse a cabo reduciendo rápidamente la potencia, disminuyendo el AOA de la aeronave y aumentando la velocidad del aire.

Aunque todos los motores de turbina de gas están sujetos a pérdidas del compresor, la mayoría de los modelos tienen sistemas que las inhiben. Uno de los sistemas utiliza una aleta guía de entrada variable (VIGV) y paletas de estator variables que dirigen el aire entrante hacia las palas del rotor en un ángulo adecuado. Para evitar las pérdidas de presión de aire, opere la aeronave dentro de los parámetros establecidos por el fabricante. Si se produce una pérdida del compresor, siga los procedimientos recomendados en el AFM/POH.

Fuente: Esta imagen es tomada del manual Pilot’s Handbook of Aeronautical Knowledge, FAA-H-8083-25B

Apagado de la llama (Flameout)

El apagado de la llama se produce en el funcionamiento de un motor de turbina de gas en el que el fuego del motor se apaga involuntariamente. Si se supera el límite rico de la relación combustible-aire en la cámara de combustión, la llama se apagará. Esta situación suele denominarse apagado rico de la llama. Por lo general, es el resultado de una aceleración muy rápida del motor en la que una mezcla demasiado rica hace que la temperatura del combustible descienda por debajo de la temperatura de combustión. También puede ser causado por un flujo de aire insuficiente para apoyar la combustión.

Un caso más común de apagado se debe a la baja presión de combustible y a las bajas velocidades del motor, que normalmente se asocian con el vuelo a gran altitud. Esta situación también puede ocurrir con el motor acelerado durante un descenso, lo que puede provocar el apagado por condiciones de escasez. Una mezcla débil puede hacer que la llama se apague fácilmente, incluso con un flujo de aire normal a través del motor. 

Cualquier interrupción del suministro de combustible puede provocar un apagado. Esto puede deberse a actitudes inusuales prolongadas, a un mal funcionamiento del sistema de control de combustible, a turbulencias, a la formación de hielo o al agotamiento del combustible.

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

Fuente: Esta imagen es tomada del manual Pilot’s Handbook of Aeronautical Knowledge, FAA-H-8083-25B

Comparación del rendimiento del motor (Performance Comparison)

Es posible comparar el rendimiento de un motor recíproco y de diferentes tipos de motores de turbina. Para que la comparación sea precisa, se deben utilizar los caballos de fuerza de empuje (caballos de fuerza utilizables) para el grupo motor recíproco en lugar de los caballos de fuerza de freno, y se debe utilizar el empuje neto para los motores de turbina. Además, la configuración y el tamaño de la aeronave deben ser aproximadamente los mismos. 

Al comparar el rendimiento, las siguientes definiciones son útiles:

- Potencia de frenado (BHP) Brake horsepower: la potencia real entregada al eje de salida. La potencia de frenado es la potencia real utilizable.

- Empuje neto: el empuje producido por un motor turborreactor o turborreactor o turbofán.

- Potencia de empuje (THP) Thrust horsepower: el equivalente en caballos de fuerza del empuje producido por un motor turborreactor o turbofán.

Potencia equivalente en el eje (ESHP) Equivalent shaft horsepower: con respecto a los motores a los motores turbopropulsores, la suma de la shaft horsepower potencia en el eje (SHP) entregada a la hélice y la THP producida por los gases de escape. y no es para modelos específicos de motores. En siguientes son los cuatro tipos de motores:

Diferencias de los motores...

- Motor recíproco Reciprocating powerplant

- Combinación de turbina y hélice (turboprop/turbopropulsor)

- Motor de turbina que incorpora un ventilador (turbofán)

- Turbojet/Turborreactor (chorro puro)

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

La comparación de los cuatro propulsores en función del empuje neto pone de manifiesto ciertas capacidades de rendimiento. En el rango de velocidades que se muestra a la izquierda de la línea A, el motor recíproco supera a los otros tres tipos. El turbopropulsor supera al turbofán en el rango a la izquierda de la línea C. 

El motor turbofan supera al turborreactor en el rango a la izquierda de la línea F. El motor turbofan supera al grupo motor recíproco a la derecha de la línea B y al turbofán a la derecha de la línea C. El turborreactor supera al grupo motor recíproco a la derecha de la línea D, al turbofán a la derecha de la línea E y al turbofán a la derecha de la línea F.

Los puntos en los que la curva de resistencia del avión se cruza con las curvas de empuje neto son las velocidades máximas del avión. Las líneas verticales que van desde cada uno de los puntos hasta la línea de base del gráfico indican que el avión turborreactor puede alcanzar una velocidad máxima superior a la de los aviones equipados con los otros tipos de motores. Los aviones equipados con el motor turbofán alcanzan una velocidad máxima superior a la de los aviones equipados con un turbopropulsor o un motor recíproco.

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Fuente: La información (texto e imágenes) utilizado para este artículo está basado en el manual de la FAA (Pilot’s Handbook of Aeronautical Knowledge - FAA-H-8083-25B) y manuales de instrucción de centros académicos aeronáuticos.