Arranque del motor de turbina, del avión, caliente/colgado

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Arranque del motor de turbina, del avión, caliente/colgado

On julio 13, 2021, Posted by , in Academia de aviación, tags , With Comentarios desactivados en Arranque del motor de turbina, del avión, caliente/colgado

Arranque del motor de turbina, del avión, caliente/colgado

Cuando la EGT excede el límite de seguridad de una aeronave, experimenta un “arranque en caliente”. Es causado por la entrada en exceso de combustible a la cámara de combustión, o rpm de turbina insuficientes.

Cada vez que un motor tiene un arranque en caliente, consulte el manual de vuelo o un manual de mantenimiento adecuado para inspección.

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

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

Una pérdida de compresor es un desequilibrio entre las dos magnitudes vectoriales, la velocidad de entrada y la velocidad rotacional del compresor. Las pérdidas de compresor se producen cuando el ángulo de ataque de los álabes excede el ángulo de ataque crítico. En este punto, el flujo suave de aire se interrumpe y se crea turbulencia con fluctuaciones de la presión. La pérdida de compresor, provoca que el aire en el compresor reduzca la velocidad y se estanque, a veces invirtiendo la dirección.


La pérdida del compresor puede ser transitoria e intermitente o constante y severa. Las indicaciones de una pérdida temporal/intermitente son generalmente un “bang” intermitente como contra explosión y se lleva a cabo una inversión de flujo. Si la pérdida se desarrolla y se mantiene estable, puede desarrollarse una vibración y un ruido fuertes a partir de la continua inversión de flujo. A menudo, los instrumentos de cabina no muestran una pérdida leve o transitoria, pero sí indican una pérdida establecida. Las indicaciones típicas de los instrumentos incluyen fluctuaciones en rpm y aumento de la temperatura de los gases de escape. La mayoría de las pérdidas transitorias no son perjudiciales para el motor y, a menudo se corrigen después de una o dos pulsaciones. La posibilidad de daños graves al motor causados por un estado de pérdida estable es inmediata.

La recuperación debe llevarse a cabo mediante la rápida reducción de la potencia, disminuyendo el ángulo de ataque de la aeronave, y el aumento de la velocidad.

Aunque todos los motores de turbina están sujetos a pérdidas de compresor, la mayoría de los modelos tienen sistemas que las inhiben. Un sistema utiliza unas álabes guía de entrada variables (VIGV, variable inlet guide vane) y álabes variables de estator, que dirigen el aire entrante en los álabes del rotor en el ángulo apropiado. Para evitar pérdidas de presión de aire, opere el avión dentro de los parámetros establecidos por el fabricante. Si se desarrolla una pérdida de compresor, siga los procedimientos recomendados en el manual de vuelo.

Extinción de llama o Flameout
El flameout se produce al operar una turbina de gas en la cual la llama en el motor se apaga involuntariamente.

Si el límite de riqueza de la relación combustible/aire se excede en la cámara de combustión, la llama se extingue. Por lo general, resulta de la aceleración muy rápida del motor, en la que una mezcla excesivamente rica hace que la temperatura del combustible caiga por debajo de la temperatura de combustión. También puede ser causada por insuficiente flujo de aire para mantener la combustión.

Un flameout más común es debido a baja presión de combustible y bajas velocidades del motor, que normalmente están asociados con el vuelo a gran altitud. Esta situación también puede ocurrir al desacelerar el motor durante un descenso, que puede producir la condición de extinción por mezcla pobre. Una mezcla pobre puede causar fácilmente la extinción de llama, incluso con un flujo de aire normal a través del motor.

Cualquier interrupción del suministro de combustible puede resultar en un flameout. Esto puede ser debido a actitudes inusuales prolongadas, un fallo del sistema de control de combustible, turbulencia, engelamiento, o quedarse sin combustible.

Los síntomas de un flameout normalmente son los mismos que los de un fallo del motor. Si el flameout es debido a una condición transitoria, tal como un desbalance entre el flujo de combustible y la velocidad del motor, se puede intentar un arranque una vez que la condición se corrige. En cualquier caso, los pilotos deben seguir los procedimientos de emergencia aplicables señalados en el AFM/POH. En general, estos procedimientos incluyen recomendaciones relativas a la altitud y la velocidad a la cual el arranque es más probable que tenga éxito.

Comparación de rendimiento
Es posible comparar la performance de un motor alternativo y diferentes tipos de motores de turbina.

Para que la comparación sea precisa, debe ser utilizada la potencia de empuje (potencia útil) para el motor alternativo en lugar de potencia al freno y empuje neto debe ser utilizado para los motores de turbina. Además, la configuración del diseño del avión y el tamaño deben ser aproximadamente los mismos. Al comparar el rendimiento, las siguientes definiciones son útiles:

  • Potencia al freno (BHP): potencia efectiva entregada al eje de salida. La potencia al freno es la potencia útil real.
  • Empuje neto: empuje producido por un turborreactor o turbohélice.
  • Potencia de empuje (THP): potencia equivalente al empuje producido por un turborreactor o turbofan.
  • Potencia al eje equivalente (ESHP): relativo a turbohélices, la suma de la potencia al eje (SHP) entregada a la hélice y THP producida por los gases de escape.


La figura  muestra cómo se compara el empuje neto de cuatro tipos de motores, al incrementar la velocidad del aire. Esta figura es con fines explicativos solamente y no para modelos específicos de motores.
Los cuatro tipos de motores son los siguientes:

  • Motor alternativo.
  • Turbina, combinado con hélice (turbohélice).
  • Turbina incorporando un ventilador (turbofan).
  • Turborreactor (chorro puro).

Al trazar la curva de rendimiento para 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, los valores numéricos de empuje neto, velocidad del avión, y resistencia no están incluidos.

La comparación de los cuatro motores basado en el empuje neto hace evidente ciertas capacidades de rendimiento. En la gama de velocidades a la izquierda de la línea A, el motor alternativo supera los otros tres tipos. El turbohélice supera al turbofan en el rango a la izquierda de la línea C. El turbofan supera al turborreactor en el rango a la izquierda de la línea F. El turboventilador supera al alternativo a la derecha de la línea B y el turbohélice a la derecha de la línea C. El turborreactor supera al motor alternativo a la derecha de la línea D, el turbohélice a la derecha de la línea E, y el turbofan a la derecha de la línea F.

Los puntos donde la curva de resistencia intercepta las curvas de empuje neto son las velocidades máximas del avión. Las líneas verticales de cada uno de los puntos a la línea de base del gráfico indican que la aeronave con turborreactor puede alcanzar una velocidad máxima superior que las aeronaves equipadas con los otros tipos de motores. Las aeronaves equipadas con turbofan alcanzan una velocidad máxima superior a las aeronaves equipadas con turbohélice, o alternativo.

Para saber mas:

Motores de aviación

Motores de turbina

Bibliografía.

U.S. Department of Transportation

Federal Aviation Administration

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