¿Cómo funciona el Sistema eléctrico de un avión? (Electrical
System)
Para tener en cuenta...
Los sistemas de combustible, eléctrico, hidráulico y de oxígeno
conforman los airframe systems
Video: Sistema Eléctrico de un Avión - Electrical System
La mayoría de los aviones están equipados con un sistema eléctrico de
corriente continua (CC) de 14 o 28 voltios. El sistema eléctrico básico de
una aeronave consta de los siguientes componentes:
- Alternador/generador
- Batería
- Interruptor principal/batería
- Interruptor del alternador/generador
- Barra (bus) colectora, fusibles y disyuntores
- Regulador de tensión
- Amperímetro/cargador
- Cableado eléctrico asociado
Alternadores o generadores
Los alternadores o generadores accionados por el motor suministran
corriente eléctrica al sistema eléctrico. También mantienen una carga
eléctrica suficiente en la batería. La energía eléctrica almacenada en una
batería proporciona una fuente de energía eléctrica para el arranque del
motor y un suministro limitado de energía eléctrica para su uso en caso de
que el alternador o el generador fallen.
La mayoría de los generadores de CC no producen una cantidad
suficiente de corriente eléctrica a bajas revoluciones del motor para
hacer funcionar todo el sistema eléctrico. Durante las operaciones a bajas
revoluciones del motor, las necesidades eléctricas deben extraerse de la
batería, que puede agotarse rápidamente.
Los alternadores tienen varias ventajas sobre los generadores. Los
alternadores producen suficiente corriente para hacer funcionar todo el
sistema eléctrico, incluso a regímenes de motor más lentos, mediante la
producción de corriente alterna (CA), que se convierte en CC. La salida
eléctrica de un alternador es más constante en una amplia gama de
velocidades del motor.
Algunas aeronaves tienen receptores a los que se puede conectar una
unidad de potencia de tierra (GPU) externa para proporcionar energía
eléctrica para el arranque. Estos son muy útiles, especialmente durante el
arranque en tiempo frío. Siga las recomendaciones del fabricante para el
arranque del motor utilizando una GPU.
El sistema eléctrico se enciende o apaga con un interruptor principal. Al
girar el interruptor principal a la posición ON, se suministra energía
eléctrica a todos los circuitos del equipo eléctrico, excepto al sistema
de encendido.
Los equipos que comúnmente utilizan el sistema eléctrico como fuente de
energía incluyen:
- Luces de posición
- Luces anticolisión
- Luces de aterrizaje
- Luces de taxi
- Luces interiores de la cabina
- Luces de los instrumentos
- Equipo de radio
- Indicador de giro
- Indicadores de combustible
- Bomba eléctrica de combustible
- Stall warning system
- Pitot heat
- Motor de arranque
Muchas aeronaves están equipadas con un interruptor de batería que
controla la energía eléctrica de la aeronave de forma similar al
interruptor principal. Además, se instala un interruptor del alternador
que permite al piloto excluir el alternador del sistema eléctrico en caso
de fallo del mismo.
Fuente: Esta imagen es tomada del manual Pilot’s Handbook of
Aeronautical Knowledge, FAA-H-8083-25B
Una barra (bus) colectora se utiliza como terminal en el sistema
eléctrico de la aeronave para conectar el sistema eléctrico principal a
los equipos que utilizan la electricidad como fuente de energía. Esto
simplifica el sistema de cableado y proporciona un punto común desde el
que se puede distribuir la tensión por todo el sistema.
Fusibles o disyuntores
Los fusibles o disyuntores se utilizan en el sistema eléctrico para
proteger los circuitos y el equipo de la sobrecarga eléctrica. En la
aeronave deben llevarse fusibles de repuesto con el límite de amperaje
adecuado para sustituir los fusibles defectuosos o fundidos. Los
disyuntores tienen la misma función que los fusibles, pero se pueden
restablecer manualmente, en lugar de reemplazarlos, si se produce una
condición de sobrecarga en el sistema eléctrico. Los carteles en el panel
de fusibles o disyuntores identifican el circuito por su nombre y muestran
el límite de amperaje.
Amperímetro
Un amperímetro se utiliza para controlar el rendimiento del sistema
eléctrico de la aeronave. El amperímetro muestra si el
alternador/generador está produciendo un suministro adecuado de energía
eléctrica. También indica si la batería está recibiendo o no una carga
eléctrica.
Los amperímetros están diseñados con el punto cero en el centro de la
cara y una indicación negativa o positiva a cada lado. Cuando la aguja del
amperímetro está en el lado positivo, muestra la velocidad de carga de la
batería. Una indicación negativa significa que se está extrayendo más
corriente de la batería de la que se está reponiendo. Una desviación
negativa a escala completa indica un mal funcionamiento del
alternador/generador. Una desviación positiva en toda la escala indica un
mal funcionamiento del regulador. En cualquiera de los dos casos, consulte
con el AFM/POH para tomar las medidas oportunas.
No todos los aviones están equipados con un amperímetro. Algunos tienen
una luz de advertencia que, cuando se enciende, indica una descarga en el
sistema como un mal funcionamiento del generador/alternador. Consulte el
AFM/POH para conocer la acción apropiada a tomar.
Medidor de carga
Otro indicador de control eléctrico es un medidor de carga. Este tipo de
medidor tiene una escala que comienza en cero y muestra la carga que se
aplica al alternador/generador. El medidor de carga refleja el porcentaje
total de la carga impuesta a la capacidad de generación del sistema
eléctrico por los accesorios eléctricos y la batería. Cuando todos los
componentes eléctricos están apagados, refleja sólo la cantidad de
corriente de carga que demanda la batería.
Regulador de tensión
Un regulador de tensión controla la velocidad de carga de la batería
estabilizando la salida eléctrica del generador o del alternador. La
salida de voltaje del generador/alternador debe ser mayor que el voltaje
de la batería. Por ejemplo, una batería de 12 voltios sería alimentada por
un sistema de generador/alternador de aproximadamente 14 voltios. La
diferencia de voltaje mantiene la batería cargada.
Advertencia:Los artículos publicados en este sitio web deben ser utilizados
únicamente con fines educativos (instrucción).
No los utilice para operar una aeronave, volar, ni hacer procedimientos
de mantenimiento. Tenga en cuenta que "Aprendamos Aviación" no está
afiliado de ninguna manera con ninguna compañía fabricante de
aeronaves.
Verificar y confirmar la información con personal aeronáutico
certificado y documentación certificada.
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.
¿Cómo funciona el sistema de calefacción en un avión? (Heating
System)
Hay muchos tipos diferentes de sistemas de calefacción para aviones que
están disponibles dependiendo del tipo de avión. Independientemente del tipo
o de las características de seguridad que los acompañan, siempre es
importante consultar el manual específico del operador de la aeronave y
adquirir conocimientos sobre el sistema de calefacción. Cada uno tiene
diferentes criterios de reparación e inspección que deben seguirse con
precisión.
Video: Calefacción en un Avión (Aire acondicionado) - Heating System
Calentadores de combustible (Fuel Fired Heaters)
Un calefactor de combustible es un pequeño dispositivo de calefacción
montado o portátil. El combustible llega al calefactor por medio de una
tubería desde un depósito de combustible, o se conecta al sistema de
combustible de la aeronave.
Un ventilador introduce aire en la cámara de
combustión y una bujía o dispositivo de encendido enciende la mezcla de
combustible y aire. Un interruptor de seguridad incorporado impide que el
combustible fluya a menos que el ventilador esté funcionando.
Fuera de la cámara de combustión, un segundo tubo de mayor diámetro conduce
el aire alrededor de la superficie exterior del tubo de combustión, y un
segundo ventilador sopla el aire calentado en la tubería para dirigirlo
hacia el interior del avión. La mayoría de los calentadores de gasolina
pueden producir entre 5.000 y 50.000 unidades térmicas británicas (BTU) por
hora.
Los calentadores de combustible requieren electricidad para funcionar y son
compatibles con un sistema eléctrico de aeronaves de 12 y 24 voltios. El
calentador requiere un mantenimiento rutinario, como la inspección regular
del tubo de combustión y la sustitución del encendedor a intervalos
periódicos.
Debido a que los calentadores de gasolina deben estar ventilados, se debe
tener especial cuidado para asegurar que los respiraderos no se filtren al
interior de la aeronave. Los subproductos de la combustión incluyen hollín,
dióxido de azufre, dióxido de carbono y algo de monóxido de carbono. Un
calentador de combustible mal ajustado, alimentado o mal mantenido puede ser
peligroso.
Sistemas de calefacción de los gases de escape (Exhaust Heating
Systems)
Los sistemas de calefacción de los gases de escape son el tipo más sencillo
de sistema de calefacción de aeronaves y se utilizan en la mayoría de las
aeronaves ligeras. Los sistemas de calefacción de los gases de escape se
utilizan para alejar los gases de escape del motor y del fuselaje y reducir
el ruido del motor.
Los sistemas de escape también sirven como fuente de calor para la cabina
y el carburador.
Cabina
Los riesgos de operar una aeronave con un sistema de calefacción de escape
defectuoso incluyen el envenenamiento por monóxido de carbono, una
disminución del rendimiento del motor y un mayor potencial de incendio.
Debido a estos riesgos, los técnicos deben ser conscientes de la tasa de
deterioro del sistema de calefacción de los gases de escape y deben
inspeccionar a fondo todas las áreas del sistema de calefacción de los gases
de escape para buscar deficiencias dentro y fuera.
Sistemas de calefacción por combustión (Combustion Heater Systems)
Los calentadores de combustión o los calentadores de combustión de
superficie se utilizan a menudo para calentar la cabina de los aviones más
grandes y más caros. Este tipo de calefactor quema el combustible de la
aeronave en una cámara o tubo de combustión para desarrollar el calor
necesario, y el aire que fluye alrededor del tubo se calienta y se conduce a
la cabina.
Un calefactor de combustión es una cámara de combustión hermética
con una cubierta de acero inoxidable. El combustible del sistema de
combustible del avión se enciende y se quema para proporcionar calor. El
aire de ventilación es forzado sobre la cámara de combustión hermética
recogiendo el calor, que luego se dispersa en el área de la cabina.
Cuando el interruptor de control del calefactor se enciende, el flujo de
aire, el encendido y el combustible se suministran al calefactor. El flujo
de aire y el encendido son constantes dentro de la cámara del quemador
mientras el interruptor de control del calentador está encendido. Cuando se
requiere calor, el control de temperatura avanza, activando el
termostato.
El termostato (que detecta la temperatura del aire de ventilación)
enciende el solenoide del combustible permitiendo que éste se pulverice en
la cámara del quemador. El combustible se mezcla con el aire dentro de la
cámara y se enciende con la bujía, produciendo calor.
El subproducto, el monóxido de carbono, sale del avión por el tubo de
escape del calefactor. El aire que circula por el exterior de la cámara del
quemador y por el interior de la camisa del calefactor absorbe el calor y lo
transporta por los conductos a la cabina.
Cuando el termostato alcanza su
temperatura preestablecida, apaga el solenoide de combustible y detiene el
flujo de combustible hacia la cámara del quemador. Cuando el aire de
ventilación se enfría hasta el punto en que el termostato vuelve a activar
el solenoide de combustible, el quemador vuelve a ponerse en marcha.
Este método de calentamiento es muy seguro, ya que todos los calentadores
de combustión disponen de un interruptor de sobrecalentamiento, que está
conectado al sistema eléctrico del calentador para cortar el combustible en
caso de mal funcionamiento.
En el improbable caso de que el solenoide de
combustible del calentador, situado en el calentador, permanezca abierto o
los interruptores de control fallen, el solenoide de combustible remoto y/o
la bomba de combustible se cierran mediante el interruptor mecánico de
sobrecalentamiento, deteniendo todo el flujo de combustible al
sistema.
A diferencia de los calefactores de cabina alimentados por combustible que
se utilizan en la mayoría de los aviones monomotores, es poco probable que
se produzca una intoxicación por monóxido de carbono en los calefactores de
combustión. Los calentadores de combustión tienen una baja presión en el
tubo de combustión que se ventila a través de su escape en la corriente de
aire.
El aire de ventilación en el exterior de la cámara de combustión es de
mayor presión que en el interior, y el aire de ariete aumenta la presión en
el exterior del tubo de combustión. En el caso de que se produjera una fuga
en la cámara de combustión, el aire de mayor presión del exterior de la
cámara se desplazaría al interior de la misma y saldría por el
escape.
Sistemas de calentamiento de aire de purga (Bleed Air Heating
Systems)
Los sistemas de calentamiento del aire de purga se utilizan en los aviones
con motor de turbina. El aire de purga del compresor, extremadamente
caliente, se conduce a una cámara en la que se mezcla con el aire ambiente o
el aire recirculado para enfriar el aire hasta una temperatura utilizable. A
continuación, la mezcla de aire se introduce en la cabina.
Este tipo de
sistema contiene varias características de seguridad que incluyen sensores
de temperatura que evitan la entrada de calor excesivo en la cabina,
válvulas de retención para evitar la pérdida de aire de purga del compresor
al arrancar el motor y cuando se requiere la máxima potencia, y sensores del
motor para eliminar el sistema de purga si el motor queda
inoperativo.
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únicamente con fines educativos (instrucción).
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de mantenimiento. Tenga en cuenta que "Aprendamos Aviación" no está
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certificado y documentación certificada.
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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.
¿Cómo es el Reabastecimiento de combustible en el avión ? (Refueling
Procedures)
Tanqueo del avion
La electricidad estática se forma por la fricción del aire que pasa sobre
las superficies de una aeronave en vuelo y por el flujo de combustible a
través de la manguera y la boquilla durante el reabastecimiento.
Video: Reabastecimiento, Tanqueo de Combustible en el Avión - Refueling Procedures
La ropa de
nylon, dacrón o lana es especialmente propensa a acumular y descargar
electricidad estática desde la persona hasta el embudo o la boquilla. Para
evitar la posibilidad de que la electricidad estática encienda los vapores
del combustible, se debe conectar un cable de tierra a la aeronave antes de
retirar el tapón del depósito.
Dado que tanto la aeronave como el
reabastecedor tienen cargas estáticas diferentes, es fundamental conectar
ambos componentes entre sí.
Al unir ambos componentes entre sí, se iguala la carga diferencial
estática. La boquilla de reabastecimiento debe estar unida a la aeronave
antes de comenzar el reabastecimiento y debe permanecer unida durante todo
el proceso de reabastecimiento.
Cuando se utiliza un camión de combustible,
debe conectarse a tierra antes de que la boquilla de combustible entre en
contacto con la aeronave.
Si es necesario abastecerse de combustible con bidones o latas, es
importante realizar las conexiones adecuadas a tierra. Los bidones deben
colocarse cerca de los postes de conexión a tierra,
y debe observarse la siguiente secuencia de conexiones:
1. Tambor a tierra
2. Tierra a avión
3. Tambor a aeronave o boquilla a
aeronave antes de quitar
el tapón de combustible.
Al desconectar, invierta el orden...
El paso del combustible a través de una gamuza aumenta la carga de
electricidad estática y el peligro de chispas. La aeronave debe estar
debidamente conectada a tierra y la boquilla, el filtro de la gamuza y el
embudo deben estar unidos a la aeronave.
Si se utiliza una lata, debe estar
conectada al poste de tierra o al embudo. Bajo ninguna circunstancia se debe
utilizar un cubo de plástico o un recipiente similar no conductor en esta
operación.
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de mantenimiento. Tenga en cuenta que "Aprendamos Aviación" no está
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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.
¿Cómo funciona Sistema de combustible del avión? (Fuel
Systems)
El sistema de combustible está diseñado para proporcionar un flujo
ininterrumpido de combustible limpio desde los tanques de combustible al
motor. El combustible debe estar disponible para el motor en todas las
condiciones de potencia del motor, altitud, actitud y durante todas las
maniobras de vuelo aprobadas.
Video: Sistema de Combustible del Avión - Fuel Systems
Los sistemas de combustible de las aeronaves
pequeñas se clasifican en dos categorías: sistemas de alimentación por
gravedad y sistemas de bombeo de combustible.
Para tener en cuenta...
Los sistemas de combustible, eléctricos, hidráulicos y de oxígeno
conforman los airframe systems
boton
Sistema de alimentación por gravedad (Gravity-Feed System)
El sistema de alimentación por gravedad utiliza la fuerza de la gravedad
para transferir el combustible de los depósitos al motor. Por ejemplo, en
los aviones de ala alta, los depósitos de combustible están instalados en
las alas.
Esto coloca los depósitos de combustible por encima del
carburador, y el combustible es alimentado por gravedad a través del sistema
y en el carburador. Si el diseño del avión es tal que no se puede utilizar
la gravedad para transferir el combustible, se instalan bombas de
combustible. Por ejemplo, en los aviones de ala baja, los depósitos de
combustible en las alas están situados debajo del carburador.
Sistema de bomba de combustible (Fuel-Pump System)
Las aeronaves con sistemas de bomba de combustible tienen dos bombas de
combustible. El sistema de bombeo principal es accionado por el motor con
una bomba auxiliar accionada eléctricamente que se utiliza para el arranque
del motor y en caso de que la bomba del motor falle.
La bomba auxiliar,
también conocida como bomba de refuerzo, proporciona una mayor fiabilidad al
sistema de combustible. La bomba auxiliar de accionamiento eléctrico se
controla mediante un interruptor en la cabina de vuelo.
"Primer" de combustible (Fuel Primer)
Tanto los sistemas de alimentación por gravedad como los de bomba de
combustible pueden incorporar un primer de combustible en el sistema. El
primer de combustible se utiliza para extraer el combustible de los tanques
y vaporizarlo directamente en los cilindros antes de arrancar el motor.
Durante el tiempo frío, cuando los motores son difíciles de arrancar, el
cebador de combustible ayuda porque no hay suficiente calor disponible para
vaporizar el combustible en el carburador. Es importante bloquear el primer
en su lugar cuando no está en uso.
Si el pomo se mueve libremente, puede
vibrar fuera de su posición durante el vuelo, lo que puede provocar una
mezcla de combustible y aire excesivamente rica. Para evitar un exceso de
cebado, lea las instrucciones de cebado de la aeronave.
Depósitos de combustible (Fuel Tanks)
Los depósitos de combustible, normalmente situados en el interior de las
alas de un avión, tienen una abertura de llenado en la parte superior del
ala a través de la cual se pueden llenar. Un tapón de llenado cubre esta
abertura.
Los depósitos se ventilan al exterior para mantener la presión atmosférica
dentro del depósito. Pueden ventilarse a través del tapón de llenado o a
través de un tubo que se extiende a través de la superficie del ala. Los
tanques de combustible también incluyen un drenaje de desbordamiento que
puede ser independiente o estar ubicado junto con la ventilación del tanque
de combustible.
Esto permite que el combustible se expanda con los aumentos
de temperatura sin dañar el propio depósito. Si los depósitos se han llenado
en un día caluroso, no es raro ver que el combustible sale por el desagüe de
desbordamiento.
Indicadores de combustible (Fuel Gauges)
Los medidores de cantidad de combustible indican la cantidad de combustible
medida por una unidad sensora en cada tanque de combustible y se muestra en
galones o libras. Las normas de certificación de aeronaves exigen precisión
en los indicadores de combustible sólo cuando leen "vacío". Cualquier otra
lectura que no sea "vacío" debe ser verificada.
No dependa únicamente de la
precisión de los indicadores de cantidad de combustible. Compruebe siempre
visualmente el nivel de combustible en cada depósito durante la inspección
previa al vuelo, y luego compárelo con la indicación de cantidad de
combustible correspondiente.
Si se instala una bomba de combustible en el sistema de combustible,
también se incluye un manómetro de combustible. Este manómetro indica la
presión en las líneas de combustible. La presión normal de funcionamiento se
puede encontrar en el AFM/POH o en el manómetro mediante un código de
colores.
Selectores de combustible (Fuel Selectors)
La válvula selectora de combustible permite seleccionar el combustible de
varios depósitos. Un tipo común de válvula selectora contiene cuatro
posiciones: IZQUIERDA, DERECHA, AMBOS y APAGADO.
La selección de la posición
IZQUIERDA o DERECHA permite alimentar el combustible sólo del tanque
respectivo, mientras que la selección de la posición AMBOS alimenta el
combustible de ambos tanques. La posición IZQUIERDA o DERECHA puede
utilizarse para equilibrar la cantidad de combustible que queda en cada
depósito del ala.
Los carteles de combustible muestran cualquier limitación en el uso del
tanque de combustible, como "sólo vuelo nivelado" y/o "ambos" para
aterrizajes y despegues.
Fuente: Esta imagen es tomada del manual Pilot’s Handbook of
Aeronautical Knowledge, FAA-H-8083-25B
Independientemente del tipo de selector de combustible que se utilice, el
consumo de combustible debe controlarse de cerca para garantizar que un
depósito no se quede completamente sin combustible.
El funcionamiento de un
depósito de combustible en seco no sólo hace que el motor se detenga, sino
que el funcionamiento durante períodos prolongados con un solo depósito
provoca una carga de combustible desequilibrada entre los depósitos.
Si un
depósito se queda completamente seco, puede entrar aire en el sistema de
combustible y provocar un bloqueo de vapor, lo que dificulta el reinicio del
motor. En los motores de inyección, el combustible se calienta tanto que se
vaporiza en el conducto de combustible, impidiendo que llegue a los
cilindros.
Coladores, sumideros y drenajes de combustible (Fuel Strainers, Sumps, and
Drains)
Después de salir del tanque de combustible y antes de entrar en el
carburador, el combustible pasa a través de un colador que elimina cualquier
humedad y otros sedimentos en el sistema.
Dado que estos contaminantes son
más pesados que el combustible de aviación, se depositan en un sumidero en
la parte inferior del conjunto del filtro. Un sumidero es un punto bajo en
un sistema de combustible y/o tanque de combustible. El sistema de
combustible puede contener un sumidero, un colador de combustible y los
drenajes del tanque de combustible, que pueden estar ubicados
conjuntamente.
El filtro de combustible debe ser drenado antes de cada vuelo. Se deben
drenar muestras de combustible y comprobar visualmente si hay agua y
contaminantes.
El agua en el cárter es peligrosa porque en tiempo frío el agua puede
congelarse y bloquear los conductos de combustible. Cuando hace calor, puede
entrar en el carburador y parar el motor.
Si hay agua en el cárter, es
probable que haya más agua en los depósitos de combustible, por lo que deben
drenarse hasta que no haya evidencia de agua. No despegue nunca hasta que se
haya eliminado toda el agua y los contaminantes del sistema de combustible
del motor.
Debido a la variación de los sistemas de combustible, familiarícese a fondo
con los sistemas que se aplican a la aeronave que está volando. Consulte el
AFM/POH para conocer los procedimientos operativos específicos.
Número de octano o de rendimiento de combustible (Fuel Grades)
La gasolina de aviación (AVGAS) se identifica con un número de
octano o de rendimiento (grado), que designa el valor antidetonante o la
resistencia al golpeteo de la mezcla de combustible en el cilindro del
motor.
Cuanto más alto es el grado de la gasolina, más presión puede
soportar el combustible sin detonar. Los grados más bajos de combustible se
utilizan en motores de menor compresión porque estos combustibles se
encienden a una temperatura más baja.
Los grados más altos se utilizan en motores de mayor compresión porque se
encienden a temperaturas más altas, pero no de forma prematura.
Si no se dispone del grado adecuado de combustible, utilice el grado
inmediatamente superior como sustituto. Nunca utilice un grado inferior al
recomendado. Esto puede hacer que la temperatura de la culata y la
temperatura del aceite del motor superen sus rangos normales de
funcionamiento, lo que puede provocar una detonación.
Existen varios grados de AVGAS. Se debe tener cuidado para asegurar que se
está utilizando el grado de aviación correcto para el tipo específico de
motor. El grado de combustible adecuado se indica en el AFM/POH, en los
carteles de la cabina de vuelo y junto a los tapones de llenado.
El gas de
automoción NUNCA debe utilizarse en los motores de las aeronaves a menos que
la aeronave haya sido modificada con un Certificado de Tipo Suplementario
(STC) emitido por la Administración Federal de Aviación (FAA).
Fuente: Esta imagen es tomada del manual Pilot’s Handbook of
Aeronautical Knowledge, FAA-H-8083-25B
El método actual identifica el AVGAS para las aeronaves con motores
recíprocos por el número de octano y rendimiento, junto con la abreviatura
AVGAS. Estas aeronaves utilizan AVGAS 80, 100 y 100LL. Aunque el AVGAS 100LL
tiene el mismo rendimiento que el grado 100, la "LL" indica que tiene un
bajo contenido de plomo.
El combustible para aviones con motores de turbina
se clasifica como JET A, JET A-1 y JET B. El combustible para aviones es
básicamente queroseno y tiene un olor característico a queroseno. Dado que
el uso del combustible correcto es fundamental, se añaden tintes para ayudar
a identificar el tipo y el grado de combustible.
Además del color del propio combustible, el sistema de codificación por
colores se extiende a las calcomanías y a diversos equipos de manipulación de combustible del aeropuerto. Por
ejemplo, todo el AVGAS se identifica por su nombre, utilizando letras
blancas sobre fondo rojo. En cambio, los combustibles para turbinas se
identifican con letras blancas sobre fondo negro.
El Boletín de Información Especial de Aeronavegabilidad (SAIB) NE-11-15
aconseja que el grado 100VLL AVGAS es aceptable para su uso en aeronaves y
motores. El 100VLL cumple con todos los requisitos de rendimiento de los
grados 80, 91, 100 y 100LL; cumple con las limitaciones operativas aprobadas
para aeronaves y motores certificados para operar con estos otros grados de
AVGAS; y es básicamente idéntico al 100LL AVGAS. El contenido de plomo del
100VLL se reduce en aproximadamente un 19%. El 100VLL es azul como el 100LL
y prácticamente indistinguible.
Contaminación del combustible (Fuel Contamination)
Los accidentes atribuidos a fallos de la central eléctrica por
contaminación del combustible se han atribuido a menudo a:
- Inspección inadecuada antes del vuelo por parte del piloto
- Mantenimiento de la aeronave con combustible mal filtrado procedente de
tanques pequeños o bidones
- Almacenamiento de la aeronave con depósitos de combustible parcialmente
llenos
- Falta de mantenimiento adecuado
Se debe drenar el combustible del drenaje rápido del colador de combustible
y de cada sumidero del tanque de combustible en un recipiente transparente y
luego revisar si hay suciedad y agua. Cuando se drena el colador de
combustible, es posible que no aparezca agua en el depósito hasta que se
haya drenado todo el combustible de las líneas que conducen al depósito.
Esto indica que el agua permanece en el tanque y no está forzando la salida
del combustible de las líneas de combustible que conducen al colador de
combustible. Por lo tanto, drene suficiente combustible del colador de
combustible para estar seguro de que el combustible está siendo drenado del
tanque.
La cantidad depende de la longitud de la línea de combustible desde el
depósito hasta el desagüe.
Si se encuentra agua u otros contaminantes en la primera muestra, drene más
muestras hasta que no aparezca ningún rastro.
También puede quedar agua en los depósitos de combustible después de que el
drenaje del filtro de combustible haya dejado de mostrar cualquier rastro de
agua. Esta agua residual sólo puede eliminarse vaciando los desagües del
cárter del depósito de combustible.
El agua es el principal contaminante del combustible. Las gotas de agua
suspendidas en el combustible pueden identificarse por el aspecto turbio del
combustible, o por la clara separación del agua del combustible de color,
que se produce después de que el agua se haya depositado en el fondo del
tanque.
Como medida de seguridad, los sumideros de combustible deben ser
drenados antes de cada vuelo durante la inspección previa al
vuelo.
Los depósitos de combustible deben llenarse después de cada vuelo o después
del último vuelo del día para evitar la condensación de humedad dentro del
depósito. Para evitar la contaminación del combustible, evite repostar de
latas y bidones.
Fuente: Esta imagen es tomada del manual Pilot’s Handbook of
Aeronautical Knowledge, FAA-H-8083-25B
En zonas remotas o en situaciones de emergencia, puede que no haya
alternativa a repostar de fuentes con sistemas anticontaminación
inadecuados. Aunque una gamuza y un embudo pueden ser los únicos medios
posibles para filtrar el combustible, su uso es peligroso.
Recuerde que el
uso de una gamuza no siempre asegura un combustible descontaminado. Las
gamuzas desgastadas no filtran el agua; tampoco lo hará una gamuza nueva y
limpia que ya esté mojada o húmeda. La mayoría de las pieles de gamuza de
imitación no filtran el agua.
Hielo en el sistema de combustible (Fuel System Icing)
La formación de hielo en el sistema de combustible de la aeronave es el
resultado de la presencia de agua en el sistema de combustible. Esta agua
puede ser no disuelta o disuelta. Una condición del agua no disuelta es el
agua arrastrada que consiste en diminutas partículas de agua suspendidas en
el combustible.
Esto puede ocurrir como resultado de la agitación mecánica del agua libre o
de la conversión del agua disuelta mediante la reducción de la temperatura.
El agua arrastrada se asienta con el tiempo en condiciones estáticas y puede
o no ser drenada durante el mantenimiento normal, dependiendo de la
velocidad a la que se convierta en agua libre.
En general, no es probable
que toda el agua arrastrada pueda separarse del combustible en condiciones
de campo. La velocidad de sedimentación depende de una serie de factores
como la temperatura, la quietud y el tamaño de las gotas.
El tamaño de las gotas varía según el mecanismo de formación. Por lo
general, las partículas son tan pequeñas
que son invisibles a simple vista, pero en casos extremos, pueden causar una
ligera turbidez en el combustible. El agua en solución no puede eliminarse
salvo por deshidratación o convirtiéndola mediante la reducción de la
temperatura en agua arrastrada, y luego en agua libre.
Fuente: Esta imagen es tomada del manual Pilot’s Handbook of
Aeronautical Knowledge, FAA-H-8083-25B
Otra condición del agua no disuelta es el agua libre que puede introducirse
como resultado del repostaje o de la sedimentación del agua arrastrada que
se acumula en el fondo de un depósito de combustible.
El agua libre suele
estar presente en cantidades fácilmente detectables en el fondo del tanque,
separada por una interfaz continua del combustible que está por encima. El
agua libre se puede drenar de un depósito de combustible a través de los
desagües del sumidero, que están previstos para ello.
El agua libre, congelada en el fondo de los depósitos, como los tanques
de combustible y el filtro de combustible,
puede inutilizar los drenajes de agua y puede derretirse más tarde liberando
el agua en el sistema, causando así un mal funcionamiento o una parada del
motor. Si se detecta tal condición, la aeronave puede ser colocada en un
hangar caliente para restablecer el drenaje adecuado de estos depósitos, y
todos los sumideros y drenajes deben ser activados y revisados antes del
vuelo.
El agua arrastrada (es decir, el agua en solución con los combustibles
derivados del petróleo) constituye una parte relativamente pequeña del agua
potencial total en un sistema concreto, ya que la cantidad disuelta depende
de la temperatura del combustible y de la presión existente y de las
características de volubilidad del agua del combustible.
El agua arrastrada
se congela en medio del combustible y tiende a permanecer más tiempo en
suspensión, ya que la gravedad específica del hielo es aproximadamente la
misma que la del AVGAS.
El agua en suspensión puede congelarse y formar cristales de hielo de
tamaño suficiente como para bloquear las rejillas de combustible, los
filtros y los coladores.
Parte de esta agua puede enfriarse aún más a medida que el combustible entra
en los conductos de aire del carburador y provoca la formación de hielo en
los componentes de medición del carburador, cuando las condiciones no son
propicias para esta forma de formación de hielo.
Procedimientos de prevención para la formación de hielo
El uso de aditivos anticongelantes para algunas aeronaves ha sido aprobado
como medio para prevenir problemas de agua y hielo en el AVGAS. Algunas
pruebas de laboratorio y de vuelo indican que el uso de hexilenglicol,
ciertos derivados del metanol y éter monoetilico de etilenglicol (EGME) en
pequeñas concentraciones inhiben la formación de hielo en el sistema de
combustible.
Estas pruebas indican que el uso de EGME en una concentración
máxima de 0,15 por ciento por volumen inhibe sustancialmente la formación de
hielo en el sistema de combustible en la mayoría de las condiciones de
funcionamiento.
La concentración de aditivos en el combustible es fundamental. Un
deterioro marcado de la eficacia de los aditivos puede ser el resultado de
una cantidad insuficiente o excesiva de aditivos.
Los pilotos deben reconocer que los aditivos anticongelantes no son de
ninguna manera un sustituto o reemplazo del calor del carburador.
Las
instrucciones de operación de la aeronave que implican el uso del calor del
carburador deben cumplirse en todo momento cuando se opera en condiciones
atmosféricas que conducen a la formación de hielo.
Advertencia:Los artículos publicados en este sitio web deben ser utilizados
únicamente con fines educativos (instrucción).
No los utilice para operar una aeronave, volar, ni hacer procedimientos
de mantenimiento. Tenga en cuenta que "Aprendamos Aviación" no está
afiliado de ninguna manera con ninguna compañía fabricante de
aeronaves.
Verificar y confirmar la información con personal aeronáutico
certificado y documentación certificada.
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.
¿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.
Video: Motores de Turbina en Aviación - Turbine Engines
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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de mantenimiento. Tenga en cuenta que "Aprendamos Aviación" no está
afiliado de ninguna manera con ninguna compañía fabricante de
aeronaves.
Verificar y confirmar la información con personal aeronáutico
certificado y documentación certificada.
Fuente: La información (texto e imágenes) utilizado para este artículo está
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