Instituto Politécnico NacionalESIME Unidad Ticoman Ingeniería Aeronáutica FUNDAMENTOS DE MOTORES DE COMBUSTIÓN INTERNA FACTORES QUE AFECTAN EL DESEMPEÑO DE UN M.C.I.R LIMITES OPERACIONALES UN M.C.I.R VALDEZ PEREZ MARISELA ALUMNO: Sandoval Maya Jairo Iván GRUPO: 5AM1 CONTENIDO FACTORES QUE AFECTAN EL DESEMPEÑO DE UN M.C.I.R Motores a reacción Tipos de motores a reacción Efectos de la temperatura Perdidas a la entrada del compresor Efectos de la falta de limpieza en el compresor Cambios en la presión Cambios en la velocidad Factores que afectan a la velocidad de pérdida Velocidades que afectan el despegue Efecto de la densidad Efecto de la altitud LÍMITES OPERACIONALES Condiciones limitadoras de la turbina Regímenes del motor Definiciones del régimen Densidad del aire Presión Temperatura Humedad Conclusiones Bibliografía Factores que afectan el desempeño de un M.C.I.R Motores a reacción: Históricamente han existido tres tipos de empuje por reacción, sin embargo el que tuvo más éxito operativo fue el turborreactor. Los otros dos tipos son el Pulsorreactor desarrollado en Alemania durante la Segunda guerra mundial para el conocido y funesto programa V1 y el Estatorreactor ó Ramjet, el cual, funciona únicamente a partir de velocidades supersónicas. Por eso aviones con estatorreactores requieren que un turborreactor eleve la velocidad de paso de aire a más de 1 Mach (velocidad del sonido) para poder impulsar una gran masa de aire que entra a alta presión y temperatura en combustión con combustible inyectado para llegar a velocidades mayores. Aviones de ese tipo se desarrollaron en los años 50 como el Griffon de Dassault Aviation (Francia) o el mucho más conocido Lockheed SR-71 Blackbird (USA) nunca derivado en el cielo soviético durante sus misiones de reconocimiento y espionaje ya que volaba más rápido que los misiles de intercepción utilizados en esos tiempos (Mach 3,5). Hoy no existente aviones operacionales que usen estatorreactores pero sigue siendo un tema de desarrollo como lo demuestra por ejemplo el demostrador X-43 (voló a casi Mach 10 en 2004) que prefigura lo que podría ser el bombardero hipersónico del futuro americano conocidos con los códigos Aurora en el pasado y Falcon estos últimos años. El grupo de turborreactores son los motores empleados habitualmente en aviones comerciales, aviones privados de largo alcance y helicópteros (excepto los pequeños que tiene aun motores alternativos) debido a su gran entrega de potencia. Su funcionamiento es relativamente más simple que el de los motores recíprocos, sin embargo las técnicas de fabricación, componentes y materiales son mucho más complejos ya que están expuestos a elevadas temperaturas y condiciones de operación muy diferentes en cuanto a altitud, rendimiento, y velocidad interna de los mecanismos. El núcleo de estos motores es una turbina de gas que, mediante la expansión de gases por combustión, produce un chorro de gas que propulsa la aeronave directamente (turbojet, mono flujo) o mueve otros mecanismos que generan el empuje propulsor (el fan del turbofan, doble flujo o la hélice de un turbopropulsor). Los turborreactores generalmente se dividen en zonas de componentes principales que van a lo largo del motor, desde la entrada hasta la salida del aire: en la zona de admisión se aloja por lo general una entrada o colector con un compresor de baja compresión y un compresor de alta compresión, en la zona de combustión es donde se inyecta el combustible y se quema en la cámara de combustión mezclado con el aire comprimido de la entrada; esto resulta en una alta entrega de flujo de gases que hace accionar finalmente una turbina (el "corazón" del motor). Por ultimo en la salida se halla la tobera de escape que es la que dirige el flujo de gases producido por la combustión. Tipos: Existe una gran cantidad de diferentes tipos de motores de reacción, en los que todos obtienen propulsión mediante la expulsión de fluidos a altas velocidades. Motor de agua Estatorreactor (ramjet en Termorreactor inglés) Turborreactor Scramjet Turbofán/Turboventilador Pulsorreactor Turbohélice (similar al Motor de detonación por pulsos Turboeje) Motor cohete Propfan Cohete aumentado de aire Turbocohete Efectos de la Temperatura El “Standard Day”, se refiere a unas condiciones especiales de prueba de las turbinas y que se usa en la Marina de los Estados Unidos. Estas condiciones son a nivel del mar: Presión barométrica de 29.92 mmHg. Humedad (presión del vapor de agua) 0.00 Hg. Temperatura 59 ºF. La operación de turbinas por debajo de los 59ºF afecta a la potencia de salida en más de un 15% o 20%. La potencia de la Turbina de Gas está afectada por variables de entrada y de salida. El volumen del aire es directamente afectado por la temperatura. Si la temperatura disminuye el volumen disminuye y su densidad aumenta. Consecuentemente, el peso de la masa de aire aumenta, causando que la turbina opere más eficientemente. Esto ocurre porque se necesita menos energía para alcanzar la misma presión en las cámaras de combustión. Esto también produce menores temperaturas en dichas cámaras. El resultado es una vida más larga de la turbina. El motor de turbina de gas es muy sensible a las variaciones de la temperatura del aire, muchos motores están evaluados con el aire a la temperatura estándar 15º Celsius, aunque algunos fabricantes evaluarán de forma estimada (flat rating) sus motores para una temperatura más alta; es decir, el motor está garantizado para producir un empuje específico mínimo a una temperatura por encima de 15º C. A temperaturas inferiores se requiere una manipulación cuidadosa de la palanca de gases. En cualquier caso, si el motor opera a temperaturas del aire más altas que la estándar, producirá menos empuje. Contrariamente, la operación del motor a temperaturas del aire más frías que las condiciones del día estándar producirá un empuje mayor que el evaluado. Una elevación de la temperatura ambiente hará que la velocidad de las moléculas aumente y se separen más unas de otras. Cuando están separadas un determinado número de moléculas ocupará un espacio mayor, por lo que un menor número de ellas entrarán en el área de admisión del motor. Esto resulta en una disminución de Wa dentro del motor con una correspondiente disminución del empuje. Perdidas a la entrada del compresor Normalmente, un equipo diseña los motores mientras que ingenieros en una compañía distinta diseñan el avión. En algunas ocasiones ha habido problemas importantes, porque los diseñadores del avión no conseguían crear un sistema de admisión adecuado al motor, y esto era especialmente importante en motores de alta compresión, muy próximos ya a la pérdida, instalados en acciones de caza, en los cuales la toma podía recibir durante el combate un flujo de aire fuertemente distorsionado. En cualquier caso, incluso en vuelo rectilíneo y uniforme hay que hacer todo lo posible para disminuir las perdidas en la toma. Esto es importante incluso en el caso, relativamente no crítico, de un compresor centrifugo simple. En la entrada a la rueda móvil, en el aire posee una velocidad relativa que está compuesta por la velocidad de entrada del aire y por la velocidad de los alabes, la cual, por supuesto, aumenta con el radio. Esta velocidad relativa esta inclinada muy considerablemente con respecto al eje el compresor, y es necesario curvar los alabes para enfrentar su borde con el flujo de aire y hacer girara el aire tan suavemente como sea posible para introducirlo en los canales radiales. Sin esta curvatura de los alabes, el aire podría recibir una turbulencia considerable y esto podría distorsionar las condiciones correctas en el compresor. Cualquier calentamiento asociado con la información de remolinos en este punto tiene efectos a largo plazo: representa una cierta cantidad de energía utilizada para finalidades incorrectas, origina altas temperaturas a la salida del compresor y, en definitiva, restringe la cantidad de combustible que se puede quemar sin exceder la máxima temperatura permisible en los alabes de la turbina. La velocidad relativa a la entrada del impulsor es bastante alta para implicar un riesgo de formación de ondas de choque cuando se trabaje cerca de los límites de las actuaciones del compresor. Efectos de la falta de limpieza en el compresor. Otro factor cuyo efecto puede ser grande en el rendimiento de las turbinas de gas son las condiciones del compresor. Un compresor limpio es esencial para la eficiencia y la fiabilidad. Durante la operación en el mar, en el caso de turbinas embarcadas, el compresor recoge el aire contaminado con sal. La acumulación de sal es relativamente pequeña y suele producirse en los vanos del estator y en el compresor antes que en las partes móviles. La fuerza centrífuga tiende a lanzar los restos contaminantes de sal sacándolos de los álabes. Cualquier aceite introducido en el compresor incrementará rápidamente la contaminación en él. Esta película creada por el aceite atrapará restos de polvo y suciedad en suspensión en el aire. El polvo, a su vez, absorberá más aceite, que atrapará más polvo, etc. Si no se atiende a la formación de suciedad (polvo, aceite, sal), estos pueden llegar a asfixiar el compresor y reducir la cantidad de entrada de aire. La temperatura de los gases de la cámara de combustión ascenderá hasta producir pérdida de potencia produciendo daños en la turbina. La contaminación, si no se controla, puede inducir una serie de problemas durante el arranque de la turbina. Esto reduce la vida útil del compresor de los álabes de la turbina a través de la corrosión de diferentes partes del motor. Cambios en la presión. El aire normalmente entra en la parte frontal del compresor a una presión que es menor que la presión ambiente, indicando que existe una considerable succión a la entrada del motor. Esta, digamos, presión negativa a la entrada del motor puede parcial o completamente superarse por la presión de impacto (ram pressure) a medida que el avión incrementa su velocidad. Desde este punto en adelante, hay una considerable elevación de la presión total a través de las sucesivas etapas de compresión, con el índice de elevación aumentando en las últimas etapas de compresión. En la sección divergente del difusor tiene lugar una elevación final de la presión estática. Desde el difusor, el aire pasa a través de la sección de combustión donde experimenta una ligera pérdida de presión. La presión de la cámara de combustión debe ser más baja que la presión de descarga del compresor durante todas las fases de operación del motor con idea de establecer una dirección del flujo hacia la parte posterior del motor y permitir que los gases se expansionen a medida que ocurre la combustión. A medida que los gases se aceleran entre los pasos convergentes de los alabes guías de la turbina tiene lugar una acusada caída en la presión. La presión continúa cayendo a través de la rueda de turbina a medida que parte de la energía de presión en los gases calientes se convierte en fuerza rotacional por medio de la rueda. Si el motor está equipado con más de una etapa de turbina, tiene lugar una reducción de la presión a través de cada rueda de turbina. Los cambios de presión después de la turbina dependen del tipo de tobera de escape usado y de si la tobera está operando en una condición estrangulada (velocidad del gas a la velocidad del sonido) o sin estrangular. Cuando los gases dejan la tobera de escape, la presión continúa cayendo hasta el valor de la presión ambiente. Cambios en la velocidad. Puesto que un motor de reacción obtiene su empuje principalmente de la reacción a la acción en una corriente de aire a medida que fluye a través del motor, los cambios de presión y temperatura acabados de tratar son importantes solo porque deben estar presentes para realizar la parte del proceso de acción – reacción. Lo que realmente se desea es un chorro de aire fluyendo fuera del motor a una velocidad más rápida que la velocidad con la que entró. La velocidad del aire a la entrada del compresor debe ser menor que la del sonido para la mayoría de los compresores actuales. Para conseguir esto, el diseño del conducto de entrada del avión es de primordial importancia. Si la velocidad del aire ambiente es cero (avión estacionario), la velocidad del aire delante del conducto aumenta a medida que es arrastrado hacia dentro del compresor. Debido a que el aire que entra a velocidad cero del avión no tiene energía cinética relativa a la admisión del motor antes de entrar, no contribuye a la relación de compresión total. Esta situación cambia a medida que se alcanza el punto de recuperación por aire de impacto (ram recovery point) a la entrada del motor. Desde este punto en adelante, la energía cinética relativa contribuye a la relación de presión total en forma de compresión de impacto. En un buen conducto de entrada, esta compresión ocurrirá pronto y eficazmente, con una mínima elevación de temperatura. Por otra parte, si la velocidad del avión es alta subsónica o supersónica, la velocidad del aire se reduce en el conducto. La velocidad del flujo de aire es casi constante a través de la mayoría de los compresores, y en la mayor parte de los compresores puede disminuir ligeramente. Una caída en la velocidad del aire considerable ocurre en el paso amplio del difusor. El punto donde la velocidad vuelve a comenzar a aumentar es en la cámara de combustión a medida que el aire es forzado alrededor del extremo anterior de la camisa interna de la cámara de combustión y a través de los orificios a lo largo de las paredes. Un posterior aumento tiene lugar en la parte trasera de la cámara de combustión a medida que los gases calientes se expanden y son forzados a través del área ligeramente más pequeña de la camisa de transición. Una elevación en velocidad extremadamente acusada, con una correspondiente pérdida de presión, sucede a medida que el aire pasa a través de las particiones convergentes del diafragma de turbina. Este cambio de presión por velocidad es muy deseable, ya que la turbina está diseñada mayormente para que la velocidad caiga. Como se explicó anteriormente, el aumento en velocidad va acompañado por un descenso en temperatura y presión. Una gran porción del aumento en velocidad a través de los álabes guías de entrada en turbina es absorbida por la rueda de turbina y aplicada para arrastrar al compresor y a los accesorios del motor. Los cambios en velocidad desde este punto en adelante dependen del diseño del motor. Si el motor no usa el posquemador, la velocidad se reduce a medida que el aire entra en la sección de poscombustión debido a que es un área divergente. Según descarga el aire a través del orificio formado por la tobera de escape, la velocidad aumenta considerablemente. Si el motor funciona con el posquemador operativo, el aumento en temperatura originado por la combustión del combustible del posquemador causará un tremendo aumento en velocidad. En la mayoría de los casos, el uso del posquemador produce un aumento en la velocidad de los gases que es aproximadamente igual a la reducción en velocidad a través de la rueda de turbina. Obsérvese que los únicos cambios que se producen con el uso del posquemador son los de temperatura y velocidad en el conducto de escape. Los cambios de presión, temperatura, y velocidad en el motor básico permanecen iguales porque la tobera de escape de área variable usada con los motores equipados con posquemador está diseñada para abrir a una nueva posición que mantendrá la misma temperatura y presión de descarga de la turbina que existía cuando estaba funcionando a plena potencia sin el posquemador. En los turbohélices existe un pequeño cambio de velocidad después de la sección de turbina. En ambos motores siempre hay energía en forma de temperatura, presión y velocidad remanentes en los gases de escape después de que dejan la turbina, pero este nivel de energía es mucho más bajo en el turbohélice porque la turbina extrae más de los gases para arrastrar a la hélice. Esto también es cierto para los motores equipados con fan. Por supuesto que el efecto del chorro se reduce una cantidad proporcional. Además, parte de la energía se pierde porque los gases de escape no se han enfriado a la misma temperatura que el aire que entró en el motor. Factores que afectan a la velocidad de pérdida. La velocidad de entrada en pérdida o simplemente velocidad de pérdida, es la velocidad mínima a la que una aeronave es capaz de volar manteniéndose en el aire, es decir, consiguiendo una sustentación que sea capaz de igualar su peso y así no perder altura. La velocidad de perdida aumenta con los factores que incrementan la carga a alar, que son: a) Peso del avión b) Aceleraciones verticales (pull-up, viraje, turbulencia, etc.) c) Hielo sobre la superficie del avión d) CG adelantado. a) la 𝑽𝒔 varía con el peso del avión en la relación: 𝑉𝑠 √𝑊 = 𝑉 ·𝑠 √𝑊 · Ejemplo: GW=200.000 lb y su 𝑉𝑠 =142 kt ¿Cuál será la 𝑉𝑠 para un GW=230.000lb? 142 √200.000 = ; 𝑉𝑠 153𝑘𝑡 𝑉 ·𝑠 √230000 b) Aceleraciones verticales El peso efectivo de un avión aumenta cuando está sometido a aceleraciones que, como es lógico, llevan consigo un incremento de (G). Este incremento de G se llama también factor de carga y se representa con (n). En un viaje coordinado sin ganar ni perder altura, el factor de carga, o (G) a que está sometido el avión, es igual a la inversa del coseno del (bank angle) (ángulo de inclinación lateral ()), así pues: 1 𝐺=𝑛= 𝑐𝑜𝑠 Las diferentes intensidades de turbulencia se asocian a los Gs que se originan en los viajes y sus cuantías son: -Para 15º de (de bank)……………………………………1.03G -Para 30º de (bank) o turbulencia ligera…………1.15G -Para 40º de (bank) o turbulencia moderada….1.40G -Para 50º de (bank) o turbulencia fuerte………..1.50G -Para 60º de (bank)………………………………………….2.00G Por lo tanto, un avión que en vuelo horizontal tenga un GW de 200.000lb, en un viraje con 30º de inclinación se comportara como si pesase: 200.000 x 1.15 = 230.000lb. Lo mismo sucedería si estuviese sometido a (turbulencia ligera) sin virar. Pero si el avión estuviese virando con 30º de inclinación y sometido durante el viraje a (turbulencia ligera), se comportaría como si pesase: 200.000 x 1.15 x1.15 =264.500lb. Este aumento de peso lleva consigo la necesidad de incrementar la sustentación, y por consiguiente un aumento de combustible. c) Hielo sobre la superficie del avión: El hielo sobre la superficie del avión, y especialmente sobre los planos, produce tres efectos que contribuyen a aumentar 𝑉𝑠 . -Aumenta el GW. -Aumenta la resistencia al avance (Drag). -Disminuye la sustentación, debido a las perturbaciones en la parte superior del plano (extradós). d) Centro de gravedad adelantado: normalmente, parte de la carga alar es soportada por el empenaje horizontal. Al moverse el CG hacia delante, la carga alar sobre los planos aumenta al disminuir la que soporta el empenaje horizontal, y por consiguiente aumenta la 𝑉𝑠 . Nota: con el CG adelantado aumenta también el consumo de combustible por dos causas: disminuye la sustentación y aumenta la resistencia al avance que ofrece el empenaje horizontal. Velocidades que afectan el despegue: Velocidad mínima de control en el suelo 𝑉𝑀𝐶𝐺 Es la mínima velocidad a la que, con fallo de un motor, el control direccional del avión en el suelo puede ser recobrado y mantenido para continuar el despegue, bajo las siguientes condiciones: -Fallo del motor más crítico. -Potencia de despegue en los restantes motores. -Flaps y Slats de despegue. -Control direccional solo con el timón de dirección. No se toman en consideración ni la rueda de morro, ni los frenos. -Máxima desviación lateral 25ft. Puesto que no es posible continuar el despegue, si un motor falla a una velocidad inferior a la 𝑉𝑀𝐶𝐺 , esta velocidad fije el valor mínimo de la 𝑉1. Los factores que disminuyen el empuje de los motores, reducen asimismo la asimetría de potencia y por lo tanto la 𝑉𝑀𝐶𝐺 . Estos factores son la altitud y la temperatura. Velocidad mínima de control en el Aire (𝑽𝑴𝑪𝑨 ) La VMCA o VMC , es la velocidad a la cual, cuando falla repentinamente el motor crítico1 en vuelo, es posible mantener el control del avión con el motor operativo (a potencia máxima continua – 𝑀𝐶𝑇 2 ) y después mantener vuelo recto a la misma velocidad con un alabeo no superior a 5º. Se puede decir también que es la velocidad a la que el timón de cola tiene suficiente efectividad para corregir la guiñada producida por el fallo motor. En caso de fallo de motor, el avión guiñará al lado del motor que falla, el empuje del motor operativo (E) crea un momento (ME ). Para contrarrestar este momento, el timón de dirección (C) ha de crear un momento contrario (MC ) suficiente para mantener el avión en vuelo recto. La VMCA es entonces, la velocidad determinante para conseguir la sustentación suficiente en el estabilizador vertical y crear el momento que contrarresta. Cuanta más pequeña es la VMCA , más favorable es para nuestro vuelo. 𝑽𝑭𝑶Velocidad máxima de operación de flaps Es la velocidad IAS máxima a la que se puede extender o retraer los flaps. En algunos aviones se establece una altitud máxima por encima de la cual no se pueden extender los flaps. Esta velocidad viene definida en los manuales del avión (AFM/FCOM). 𝑽𝑭𝑬Velocidad máxima de flaps extendidos Es la velocidad IAS máxima a la que se puede volar teniendo los flaps deflectados. Habrá una VFE distinta para cada una de las posiciones intermedias significativas. 𝑽𝑳𝑶Velocidad máxima de operación del tren de aterrizaje. Es la IAS máxima a la que se puede extender o retraer el tren de aterrizaje. 𝑽𝑳𝑬Velocidad máxima con el tren de aterrizaje extendido. Es la IAS máxima a la que se puede volar teniendo el tren de aterrizaje extendido. Velocidad mínima de control en el Suelo (𝑽𝑴𝑪𝑮 ) VMCG Es la velocidad durante la carrera de despegue a la que, cuando falla el motor crítico1, es posible recuperar el control del avión con el uso de los controles primarios aerodinámicos solamente (sin uso de la rueda de dirección de morro) para conseguir que el despegue continúe usando técnicas de pilotaje normal y fuerzas en el pedal de dirección (timón) menores de 150 Lbs. Para determinar VMCG el avión no puede desviarse más de 30 ft. (9,1 m.) Desde el centro de la pista desde que se produce el fallo hasta el punto en el que el avión esté controlado de nuevo y paralelo a la pista. Efecto de la densidad. Densidad es el número de moléculas por unidad de volumen, y está afectada por la presión y por la temperatura. Cuando la presión sube, la densidad sube, cuando la temperatura sube, la densidad baja. La densidad es directamente proporcional a la presión e inversamente proporcional a la temperatura multiplicada por una constante. Una constante de 17’32 es necesaria para hacer que la relación de densidad sea igual a 1 bajo condiciones estándares de temperatura (518’7º R) y presión (29’92 inHg) Efectos de la altitud. Cuanto mayor es la altitud, menor es la presión, resultando en un descenso del empuje. Pero cuanto mayor es la altitud, el aire es más frío, resultando en un incremento del empuje. Sin embargo, la presión cae más rápida que la temperatura, por lo que realmente existe una disminución del empuje con el incremento de altitud. A aproximadamente 36.000 pies (10.973 m), esencialmente el comienzo de la tropopausa, la temperatura deja de bajar y permanece constante mientras que la presión continúa descendiendo, como resultado, el empuje caerá más rápidamente por encima de los 36.000 pies porque la pérdida de empuje debida a la caída de presión del aire ya no será parcialmente compensada por la ganancia de empuje debida al descenso de la temperatura. Así que los 36.000 pies es la altitud óptima para el vuelo de crucero de gran radio de acción, porque a esta altitud, aunque el empuje del motor se reduce, la relación entre el empuje producido y la disminución de la resistencia aerodinámica sobre el avión es de lo más favorable. La mayoría de los reactores comerciales y privados están certificados para una altitud mucho mayor. Limites operacionales En aviación los motores están sometidos a condiciones ambientales, las cuales pueden modificar la eficiencia del motor. En empuje de despegue, un motor está funcionando más próximo a sus capacidades físicas y estructurales totales que durante cualquier otra fase de funcionamiento. Consecuentemente, por razones de seguridad así como también para asegurar una máxima vida en servicio de los componentes del motor, debemos ceñirnos estrechamente a todas las limitaciones operativas. Más que cualquier otros factores asociados, la temperatura interna del motor (EGT) afecta a la vida en servicio de los motores turborreactores y turbofanes. Las excursiones rápidas y los periodos prolongados de funcionamiento a altas EGT’s tienen efectos adversos y muy pronunciados sobre los componentes de la sección caliente del motor – alabes guías de entrada en turbina, discos de turbina, y alabes rotatorios de turbina. Aunque el uso del empuje de despegue está permitido hasta un tiempo límite de 5 minutos, se recomienda que el tiempo de empuje de despegue se limite hasta satisfacer los requisitos del vuelo inmediato y se reduzca el empuje tan pronto como sea posible. El funcionamiento a altos niveles de empuje durante el más corto tiempo posible y el mantener las condiciones de EGT lo más bajas posibles tienen una relación muy importante con el resultado final de la vida en servicio del motor. Debe evitarse la operación prolongada a empuje de despegue con EGT’s altos. Los efectos combinados de las altas temperaturas y las altas velocidades del motor conducen a esfuerzos de rupturas y a una oxidación progresiva intergranular de los alabes de turbina. Cuando se requieran cambios de potencia que resulten en excursiones por el alto EGT, los cambios deberían hacerse tan lentos como se pueda para reducir el esfuerzo térmico en los metales de los alabes guías de entrada en turbina y de los alabes rotatorios. Condiciones limitadoras de la turbina Ningún componente de todo el motor tiene que funcionar en condiciones más estrictas que aquellas a las que están sujetos lo alabes de turbina. Además de las muy elevadas temperaturas en que tienen que trabajar, los alabes están fuertemente cargados por la fuerza centrífuga y por la presión de los gases. Como tanto la potencia máxima como el rendimiento depende de una temperatura elevada en la entrada de la turbina, no se ha economizado ningún esfuerzo para progresar en la metalurgia y en las técnicas de fabricación que permitan utilizar temperaturas más elevadas incluso. Las mayores temperaturas se obtienen fácilmente, si hay oportunidad de utilizarlas, por cuanto la máxima temperatura en la zona de combustión es al menos el doble de lo que se puede esperar que los alabes soporten. Son los alabes los que originan el cuello de botella. Los metalúrgicos han recorrido un largo camino para resolver el problema fabricando aleaciones que poseen una gran resistencia a las elevadas temperaturas. A lo largo de este desarrollo se han seguido muchas ideas para enfriar los alabes, pues desde el punto de vista del funcionamiento no hay ninguna razón en absoluto por la que los alabes deban estar tan calientes como los gases. Una forma indirecta de enfriar ha consistido siempre en una ráfaga de aire en el tambor del alabe, que arrastra el calor transferido desde los alabes hasta el tambor por transmisión a través de los encastres, y hay ahora también refrigeración directa por una corriente de aire conducida a través de pasos formados en los alabes. Los alabes de la turbina de alta presión de hoy en día son logros tecnológicos fantásticos. Para empezar, están hechos en aleaciones deliberadamente seleccionadas para conservar la resistencia en condiciones de casi candencia, así que claramente son difíciles de moldear. En segundo lugar, sus interiores son tan complejos como el metro de Londres, con docenas de trayectos para el aire frio y numerosos orificios microscópicos donde el aire entra y sale; el aire expulsado a alta presión forma una delgada capa protectora que rodea el metal. Tercero, incluso la materia prima no está ya forjada simplemente o fundida. Algunos alabes son del tipo DS (directionally solifield, solificados direccionalmente), en los que todos los cristales microscópicos de la aleación están alineados en direcciones preferentes para dar la máxima resistencia a lo largo de la longitud del alabe, donde el esfuerzo es mayor, de la misma forma que un ebanista elige la dirección de la veta de la madera para la máxima resistencia. Los alabes más avanzados, utilizados en los últimos aviones comerciales, son los de tipo SC (single-crystal, monocristalizados), en los que las débiles fronteras entre cristales han sido eliminadas. Regímenes del motor Los motores turborreactores y turbofanes están evaluados por el número de libras de empuje que tienen que producir según diseño para los regímenes de: -Despegue -Máximo continúo -Máximo en crucero Los regímenes para estas condiciones operacionales están publicados en la Especificación del Modelo de Motor para cada tipo de motor. Siendo los regímenes de despegue y máximo continuo, los dos únicos regímenes de motor sujetos a la aprobación del FAA, también están definidos en la Hoja de Datos del Certificado Tipo del FAA. Definiciones del régimen Despegue (húmedo) Este es el máximo empuje permisible para el despegue. Se obtiene actuando el sistema de inyección de agua y ajustando el empuje “húmedo” con el mando de gases, en términos de una predeterminada presión de descarga de turbina o relación de presión del motor para las condiciones ambientales prevalecientes. Este régimen está permitido solo para el despegue, tiene limitación de tiempo, y tendrá limitación de altitud. Los motores sin inyección de agua no tienen este régimen. Despegue (seco) Este es el empuje máximo permisible sin el uso de inyección de agua. Este régimen se obtiene ajustando el mando de gases al empuje de despegue (seco) en términos de una predeterminada presión de descarga de turbina o relación de presión del motor para las condiciones ambientales prevalecientes. Este régimen tiene limitación de tiempo y se usa solo para el despegue. Máximo Continuo Este régimen es el empuje máximo que puede usarse continuamente, se entiende que es solo para uso en emergencia a discreción del piloto. Este régimen se obtiene ajustando el mando de gases a una predeterminada presión de descarga de turbina o relación de presión del motor. Máximo o Normal en Subida Es el empuje máximo aprobado para la subida normal. El régimen se obtiene de la misma manera que el Máximo Continuo. En algunos motores el empuje de Máximo Continuo y el Normal son los mismos. Máximo en Crucero Este es el empuje máximo aprobado para el crucero. Se obtiene de la misma forma que el Máximo Continuo. Densidad del aire El peso del aire consumido por un motor de reacción es el primer factor en determinar el empuje, condiciones que afectan el peso de un volumen determinado del aire son: Presión Si ésta incrementa, si la densidad disminuye, por otro lado si la densidad aumenta la temperatura disminuye. Temperatura Una temperatura constante, la densidad del aire varía en proporción a la presión absoluta. Humedad Cuando ésta incrementa la densidad del aire decrece. Conclusiones: es muy complejo hablar de los efectos y limitaciones que pueden llegar a obstaculizar el desempeño de un motor ya que es una gama muy amplia de situaciones tanto de factores que afectan al mismo. Con este trabajo se puede aterrizar de forma más simple lo visto en el curso acerca de los M.C.I.R y de todas las complicaciones que se conllevan el diseño y la manufactura del motor. Se podría pensar que ya está todo resuelto con respecto a motores de este tipo pero con este trabajo nos podemos dar cuenta que aún falta mucho para finiquitar este trabajo dejándonos un gran campo para innovación y mejoramiento de todas las partes del motor así como del aeronave, pudiendo llegar a pensar que jamás se acabaran las posibilidades de mejorarlos. Bibliografía Performance para reactores- Pedro Briales Grund Propulsores a reacción- w. Thomson Motores a Reacción-Cuesta Álvarez http://www.simpilots.es/demo/alumnosatpl/modulo1_performances_de mo.pdf https://www.google.com.mx/search?q=motores+a+reaccion&source=ln ms&tbm=isch&sa=X&ved=0ahUKEwi3qNL0j5nUAhUpjlQKHdZgBd0Q_AUICi gB&biw=1366&bih=662#tbm=isch&q=motores+a+reaccion+compresor&i mgrc=VNeBeyJ9B_rxKM: