AnlisisEnergticoJ69

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ANÁLISIS ENERGÉTICO DEL MOTOR GE J69-T-25A 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
ST. ULLOA MONZON GUSTAVO ADOLFO 
ST. MORENO ORDOÑEZ GERMAN RICARDO 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
ESCUELA MILITAR DE AVIACIÓN 
MARCO FIDEL SUAREZ 
GRUPO ACADÉMICO 
PROGRAMA DE INGENIERÍA MECÁNICA 
SANTIAGO DE CALI 2009 
ANÁLISIS ENERGÉTICO DEL MOTOR GE J69-T-25A 
ST. ULLOA MONZON GUSTAVO ADOLFO 
ST. MORENO ORDOÑEZ GERMAN RICARDO 
 
 
 
 
 
 
 
 
TRABAJO DE GRADO PRESENTADO COMO REQUISITO PARA OBTENER EL 
TITULO DE INGENIERO MECANICO 
 
 
 
 
 
DIRECTOR 
NESTOR ARTURO PINCAY GORDILLO 
INGENIERO MECÁNICO 
 
 
 
 
 
 
 
 
ESCUELA MILITAR DE AVIACIÓN 
MARCO FIDEL SUAREZ 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
GRUPO ACADÉMICO 
PROGRAMA DE INGENIERÍA MECÁNICA 
SANTIAGO DE CALI 
2009 
Nota de aceptación: 
__________________________ 
__________________________ 
__________________________ 
__________________________ 
__________________________ 
__________________________ 
 
 
 
 
 
 
 
_________________________ 
Firma del director del proyecto 
 
 
_________________________ 
 Firma del jurado 
 
 
_________________________ 
 Firma del jurado 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Santiago de Cali, 1 de Junio de 2009 
AGRADECIMIENTOS 
 
 
Los autores de este trabajo de grado expresan sus agradecimientos: 
 
 
Al ingeniero Nestor Arturo Pincay docente de la Escuela Militar de Aviación y 
Director del proyecto de grado. 
 
Al Grupo Aeroindustrial y el Grupo Técnico del Comando Aéreo de Mantenimiento 
CAMAN, que pusieron a disposición los recursos y el personal necesario para la 
realización de la investigación. En especial se agradece al personal que labora en 
el taller del motor J69 por su colaboración y asesoría técnica. 
 
 
 
3 
 
TABLA DE CONTENIDO 
 
 
 
pág. 
RESUMEN 
 
9 
 
 
 INTRODUCCIÓN 
 
10 
 
 
 1. FORMULACIÓN DEL PROBLEMA 12 
 
1.1 Planteamiento del problema 12 
 
 
 2. HIPÓTESIS 
 
14 
 
 
 3. JUSTIFICACIÓN 
 
15 
 
 
 4. OBJETIVOS 
 
16 
 
4.1 Objetivo general 16 
 
4.2 Objetivos específicos 16 
 
 
 5. MARCO TEÓRICO 17 
 
5.1 Componentes de un turborreactor 17 
 
5.1.1 Difusor 17 
 
5.1.2 Compresor 18 
 
5.1.3 Cámara de combustión 24 
 
5.1.4 Turbina 26 
 
5.1.5 Tobera de escape 30 
 
5.2 Leyes de funcionamiento 31 
 
5.3 Motores a reacción 32 
 
5.3.1 Funcionamiento 33 
 
5.3.2 Ciclo de funcionamiento 34 
 
5.3.3 Parámetros fundamentales de los 
turborreactores 36 
 
5.3.4 Evolución del flujo en un turborreactor 42 
 
5.4 Turborreactor GE-J69-T-25A 46 
 
5.4.1 Descripción mecánica 46 
 
5.4.2 Principios de operación 48 
4 
 
 
5.4.3 Flujo de aire 49 
 
5.4.4 Sistema de combustible 51 
 
5.4.5 Sistema aceite 51 
 
5.4.4 Sistema eléctrico 52 
 
5.5 Evaluación del comportamiento de una turbina de gas 52 
 
 
 6. METODOLOGIA 
 
54 
 
5.1 Tipo de estudio 54 
 
5.2 Método de investigación 54 
 
5.3 Tratamiento de la información 54 
 
5.4 Fuentes de recolección de información 54 
 
 
 7. CALCULOS DEL MOTOR 56 
 
7.1 Simulación del funcionamiento del motor 56 
 
7.2 Ingreso de datos y simulación 60 
 
7.3 Efectos de las condiciones ambientales en los 
turborreactores 69 
 
7.3.1 Efecto de la altura de vuelo 69 
 
7.3.2 Influencia de la temperatura ambiental en 
el empuje 71 
 
7.3.3Efecto de la humedad en el empuje 73 
 
7.4 Análisis paramétrico de ciclos 74 
 
7.4.1 Notación 75 
 
7.4.2 Pasos para el análisis paramétrico de 
ciclos 77 
 
7.4.3 Aplicación del análisis paramétrico al 
motor GE J69-T-25A 81 
 
7.4.4 Variación del empuje con las RPM 82 
 
 
 8. ANÁLISIS DEL MOTOR 84 
 
8.1 Motor ideal en condiciones ambientales de 
Madrid Cundinamarca 84 
 
8.2 Motor real en condiciones atmosféricas de 
Madrid Cundinamarca 87 
 
 
 9. FORMULACIÓN DE POSIBLES MEJORAS 92 
 
9.1 Conducto de entrada 92 
 
9.2 Tobera 97 
5 
 
 10. RECOMENDACIONES 100 
 
 
 11.CRONOGRAMA 
 
102 
 
 
 12. CONCLUSIONES 103 
 
 
 13. BIBLIOGRAFÍA 
 
105 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
6 
 
LISTA DE TABLAS 
 
 
 
pág. 
Tabla 1. Relación de diámetros exterior/interior 23 
Tabla 2. Propiedades del motor J69-T25A 46 
Tabla 3. Etapas del proceso de investigación 55 
Tabla 4. Ciclo ideal del motor J69-T25A 63 
Tabla 5. Unidades del GasTurb10 54 
Tabla 6. Significados de las siglas 64 
Tabla 7. Estaciones en el GasTurb10 65 
Tabla 8. Datos del compresor en el GasTurb10 65 
Tabla 9. Datos de la turbina en el GasTurb10 66 
Tabla 10. Efectos de la altura en el motor 70 
Tabla 11. Efectos de la temperatura en el motor 72 
Tabla 12. Efectos de la humedad relativa en el motor 73 
Tabla 13. Ciclo ideal del motor en condiciones ambientales de 
Madrid Cundinamarca 85 
Tabla 14. Comparación del motor ideal en condiciones ISA con el 
motor ideal en condiciones ambientales de Madrid 
Cundinamarca 86 
Tabla 15. Comparación de parámetros motor ideal en 
condiciones y condiciones ideales 87 
Tabla 16. Resultados de pruebas para un motor J-69 88 
Tabla 17. Comparación de parámetros motor ideal y real en 
condiciones atmosféricas de Madrid 90 
Tabla 18 Resultados de la optimización del ciclo con 
modificación de tobera 98 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
7 
 
LISTA DE IMÁGENES 
 
 
 
pág. 
Imagen 1. Difusor subsónico 17 
Imagen 2. Reducción de la velocidad del aire en un difusor 18 
Imagen 3. Conjunto giratorio típico de un generador con compresor 
19 
 
Centrífugo 
Imagen 4. Variación del fluido en el compresor centrífugo 19 
Imagen 5. Configuración de un compresor centrífugo 20 
Imagen 6. Configuración de un compresor centrífugo 20 
Imagen 7. Esquema de la trayectoria del aire en el rotor de un 
21 
 
compresor centrífugo 
Imagen 8. Detalles del rotor y difusor de un compresor centrífugo 23 
Imagen 9. Variación del fluido en la cámara de combustión 24 
Imagen 10. Forma general de una cámara de combustión 24 
Imagen 11. Tipos de cámara de combustión 25 
Imagen 12. Diagrama de velocidades de funcionamiento de un 
28 
 
escalón de turbina de impulso 
Imagen 13. Diagrama de velocidades de funcionamiento de un 
29 
 
escalón de turbina de reacción 
Imagen 14. Variación de presiones del gas en una turbina de 
30 
 
impulso-reacción 
Imagen 15. Comportamiento de una tobera sub-sónica 31 
Imagen 16. Árbol generatriz de los motores a reacción 33 
Imagen 17. Esquema de funcionamiento de un turborreactor 34 
Imagen 18. Ciclo Brayton 35 
Imagen 19. Ciclo de funcionamiento de un turborreactor 36 
Imagen 20. Diagrama de temperatura de entrada vs. No. De Mach. 42 
Imagen 21. Diagrama de presión de entrada vs. No. De Mach 43 
Imagen 22. Diagrama de radio de presión vs. Empuje Neto 44 
Imagen 23. Componentes principales del motor J69 48 
Imagen 24. Sistema de control de combustible 51 
Imagen 25. Puntos de medición para turborreactores 53 
Imagen 26. Inicio GasTurb10 56 
Imagen 27. Datos básicos GasTurb10 57 
Imagen 28. Diseño de compresor GasTurb10 58 
Imagen 29. Diseño de Tobera GasTurb10 59 
Imagen 30. Nomenclatura del motor GasTurb10 59 
Imagen 31. Pasos para el diseño de un motor GasTurb10 60 
Imagen 32. Iteración de variables GasTurb10 61 
8 
 
Imagen 33. Diseño del motor J69 GasTurb10 62 
Imagen 34. Triángulo de velocidades de la turbina 67 
Imagen 35. Diagrama temperatura vs. Entropía 67 
Imagen 36. Diagrama entalpía vs. Entropía 68 
Imagen 37. Diagrama empuje vs. Altura 71 
Imagen 38. Diagrama temperatura de entrada vs. Empuje neto 73 
Imagen 39. Estaciones de un turborreactor 75 
Imagen 40. Evaluación de parámetros: empuje específico vs. Radio de 
81 
 
Presión 
Imagen 41. Evaluación de parámetros: radio de presión vs. No. de 
82 
 
Mach 
Imagen 42. Evaluación del empuje neto con respecto a otras 
83 
 
Variables 
Imagen 43. Variaciones de las condiciones ambientales GasTurb1084 
Imagen 44. Variación de la E.G.T en función de las RPM 88 
Imagen 45. Empuje y presión de salida del compresor en función de 
89 
 
las RPM 
Imagen 46. Comparación de variables del motor ideal con el real 91 
Imagen 47. Variación del empuje y consumo especifico de 
92 
 
combustible con relación al radio de presión a la entrada 
Imagen 48. Inductor del motor J69-T25A 93 
Imagen 49. Variación del flujo másico de aire con relación al diámetro 
94 
 
de entrada 
Imagen 50. Variación del flujo en ductos convergentes divergentes 96 
Imagen 51. Relación de radios en tobera convergente 97 
Imagen 52. Variación del radio de salida de la tobera con respecto al 
98 
 
Empuje 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
9 
 
RESÚMEN 
 
 
En el presente trabajo se realiza el análisis energético del motor GE J69-T25A del 
avión T-37 Tweet. Como primera medida se hizo la recolección de fundamentación 
teórica sobre turborreactores, explicando detalladamente cada uno de los 
componentes que integran este tipo de motores, sus leyes de funcionamiento, 
parámetros fundamentales, evolución que tiene el flujo de aire y su funcionamiento 
en general. 
 
En el proyecto se explica punto por punto la descripción mecánica, principios de 
operación, flujo de aire, sistema de aceite y flujo de combustible del turborreactor 
GE-J69-T-25A. Con la recolección de estos datos se logran conocer los 
parámetros y limites de cada una de las secciones del motor para después ser 
consignadas en el software GasTurb10. Con este programa se simula el ciclo de 
funcionamiento ideal de la planta motriz, calculando el empuje neto, consumo de 
combustible, eficiencias, rendimientos, flujo másico, flujo de combustible, toma de 
datos de temperatura y presión de cada uno de sus componentes, entre otros. 
 
Se realiza la evaluación del motor en diferentes condiciones ambientales, 
colocando el motor en diversas alturas, temperaturas ambientales y con diferente 
porcentaje de humedad, para saber qué fenómenos y efectos ocurren en el motor 
con respecto a su rendimiento y eficiencia. Por medio de la simulación, se 
elaboran tablas y graficas que facilitan la evaluación de diversas variables en la 
planta motriz. 
 
En los análisis paramétricos hechos al motor, se manifiesta la numeración de las 
estaciones y las variables a usar durante este tipo de estudio, explicando 
detalladamente, paso por paso, los procedimientos y aplicación para realizar 
estudios paramétricos en motores ideales y reales. Este estudio brinda la 
posibilidad de evaluar en función de distintas variables el empuje específico y el 
consumo específico de combustible, los cuales representan la eficiencia general 
del motor. Se evaluó también por medio de estudios paramétricos la variación que 
sufre el funcionamiento del motor a partir del cambio de las RPM. 
 
Posterior a los análisis paramétricos, el motor es evaluado en condiciones 
atmosféricas de la ciudad de Madrid para comparar el comportamiento del mismo 
con un motor en condiciones atmosféricas estándares. Estos mismos datos son 
también comparados con el comportamiento de un motor real probado en el banco 
de pruebas de la base aérea de CAMAN. 
 
A partir de esto se elaboraron posibles mejoras para incrementar el rendimiento 
del turborreactor J69-T25A, modificando los conductos de entrada y salida de la 
planta motriz. Se realizaron unas recomendaciones con respecto al mejoramiento 
del banco de pruebas para tener un análisis de los datos más completos. 
10 
 
INTRODUCCIÓN 
 
 
La evolución tecnológica que ha generado el hombre durante siglos, ha estado 
marcada en gran parte por el diseño y la producción de nuevos y mejores 
sistemas de transporte, este interés sería la justificación para que el 17 de 
diciembre de 1903, en Kittyhawk (California), los hermanos Wright, lograran 
despegar la primera aeronave propulsada que con un motor capaz de mover mas 
de 62lb por cada caballo de potencia producida, realizaría un vuelo de 12 
segundos, dando así respuesta al paradigma del vuelo propulsado. 
 
Con el afán de mejorar las capacidades de las aeronaves, se han utilizado 
diversas formas de propulsión. En menos de 30 años los motores recíprocos y las 
hélices dieron paso al turbojet, la primera forma de sistema turborreactor. Frank 
Whittle, fue el inventor de este nuevo sistema de propulsión, más fue el ingeniero 
alemán Hans von Ohain, el primero en construir un motor a reacción, para una 
aeronave tripulada. 
 
Los turbojet, fueron los primeros motores a reacción empleados en la aviación 
comercial y militar. Presentaban una mayor potencia sin precedentes, lo cual 
permitió el desarrollo de aviones más grandes que volaran a mayores altitudes y 
alta velocidad. Gracias a su concepto de turborreacción, son los motores que 
popularmente se conocen como "motores de propulsión a chorro". A diferencia de 
los motores recíprocos, su potencia no se mide en caballos de fuerza producidos 
sino en libras de empuje, y la capacidad para producir empuje, se ve afectada por 
altitudes mucho mayores que en los motores de pistón, debido a la alta velocidad 
interna de operación y a la compresión del aire que impulsan. 
 
La fuerza Aérea Colombiana, cuenta con diferentes aeronaves, dentro de las 
cuales se encuentra la rama del jet, con aviones de caza, transporte e inteligencia. 
Para suplir esta necesidad se hace necesario el uso de aviones de instrucción 
para capacitar pilotos de ala fija dentro de los cuales se encuentran el T-34 
Mentor, T-41 Mescalero, T-37 Tweet y T-27 Tucano donde los alumnos pueden 
completar las diferentes fases de su instrucción y adquieren dichas habilidades y 
conocimientos para convertirse en pilotos. 
 
Durante años anteriores los equipos T-37 Tweet fueron sacados del programa de 
instrucción de pilotos de ala fija ya que presentaron en alguna versiones fallas 
estructurales que comprometían seriamente la seguridad de la aeronave y la 
integridad de los pilotos que la operan. El programa de instrucción y capacitación 
de pilotos militares de los equipos mencionados anteriormente fue reactivado 
aumentando su flota y generando un crecimiento en la demanda de horas de 
vuelo. 
 
11 
 
De acuerdo con la situación mencionada, se genera la necesidad de una 
reducción en los costos y un permanente y eficiente funcionamiento de cada una 
de las plantas motoras de estas aeronaves. 
 
Con este análisis energético de la turbina GE-J69, se pretende generar una 
caracterización precisa del funcionamiento de este motor en diferentes 
condiciones de vuelo, crear una base de datos de dichos funcionamiento que sirva 
de pauta para los próximos mantenimientos, mejorando la eficiencia de la planta 
motriz. También se desea crear un modelo de análisis energético para motores de 
reacción aplicable a otros motores usados en la Fuerza Aérea Colombiana y la 
utilización de un nuevo software adquirido por la Escuela Militar de Aviación como 
herramienta de análisis. 
 
El software GasTurb 10 es una plataforma virtual que permite simular el 
funcionamiento de diversas variantes de motores a reacción. El programa se 
encarga de procesar, relacionar y graficar variables de entrada, ya sean ideales o 
reales, que permiten analizar y predecir el funcionamiento de un motor en unas 
condiciones dadas. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
12 
 
1. FORMULACIÓN DEL PROBLEMA 
 
 
1.1 DESCRIPCION DEL PROBLEMA 
 
El número de años de funcionamiento del avión de instrucción y entrenamiento de 
pilotos de ala fija y la demanda de número de horas de vuelo que el T-37 necesita 
para continuar con su misión deja en duda el rendimiento actual de cada uno de 
sus componentes. Esto debido a que a medida que transcurre el tiempo cada 
componente se va fatigando y envejeciendo, al igual la eficiencia total del motor se 
ve afectada, ya que los elementos se van desgastando y su funcionamiento deja 
de trabajar al cien por ciento. ¿Es posible mejorar el rendimiento de cada uno de 
los componentesdel turborreactor a partir de un análisis energético del mismo? 
 
El perfeccionamiento de la industria aeronáutica a la vanguardia de la producción 
de motores a reacción ha aumentado la demanda de crear motores que generen 
mayor empuje, mejor rendimiento y con un consumo de combustible óptimo. Esta 
serie de demandas han llevado a las industrias a ser más competentes hacia la 
investigación y análisis de cada uno de los componentes que posee un motor. 
 
Las investigaciones de las empresas fabricantes de turbinas de gas en el ámbito 
de la aviación están ligadas al desarrollo de programas de simulación y de 
software avanzados. Dichos software permiten la evaluación de cada uno de los 
componentes de los motores, con el fin de ser valorados y evaluados en diferentes 
condiciones de vuelo, ambientales y de operación. 
 
Los costos de operación de un turborreactor, pueden llegar a ser bastante 
elevados, por lo cual alcanza a ser conveniente la realización de análisis 
profundos a partir de simuladores virtuales que disminuyan el uso de banco de 
pruebas y por lo tanto el gasto de recursos. 
 
La Fuerza Aérea Colombiana esta encaminando sus pasos al avance de la 
investigación y análisis de las plantas motrices de sus flotas de aviones que ésta 
posee, ya que es de suma importancia el desarrollo de análisis energéticos por 
medio de simuladores o de programas avanzados para poder mejorar el 
rendimiento y eficiencia de los motores, en busca de reducir la demanda de tener 
turbinas de gas con mayor empuje, mejorando las actuaciones de sus 
componentes y reducir también el consumo de combustible para abaratar los 
gastos que generan las horas de vuelo. 
 
En este momento se han desarrollado dos investigaciones, donde evalúan y 
comparan el comportamiento de distintas plantas motrices, utilizando el software 
GasTurb10 para analizar el funcionamiento y rendimiento de los motores. 
 
13 
 
Los oficiales Pérez y Torres [1], determinaron el estado en que se encuentra el 
motor PT6-67R del avión AC-47 y si la calidad del mantenimiento que se 
desarrolla actualmente ha colaborado a mantener los parámetros establecidos por 
la casa fabricante. Apoyándose del simulador para generar variables que permitan 
identificar y localizar las fallas que presente la planta motriz. Por otro lado, las 
oficiales Ariza y Penagos [2], se basan en el análisis exegético del motor del 
helicóptero UH-60 permitiendo analizar el comportamiento del mismo en diferentes 
condiciones de operación. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
14 
 
2. HIPÓTESIS 
 
 
Este trabajo de tipo analítico se basa en diferentes variables de entrada, algunas 
de estas son condiciones de diseño, tales como los datos de comportamiento 
esperado para el motor J-69-T-25A, otras variables son tomadas del 
funcionamiento real de estos motores en la Fuerza Aérea Colombiana, hallados a 
través de los instrumentos de un banco de pruebas. Dichas variables, al ser 
aplicadas por medio del software GasTurb10, establecen una caracterización 
energética del funcionamiento ideal y real de dicha planta motriz. 
 
En ambos casos, haciendo un análisis ideal o teniendo en cuenta las pérdidas, se 
hallaran las relaciones, de comportamiento del flujo de aire y gases de combustión 
a través de cada una de las etapas del motor a reacción J-69-T-25A. El análisis de 
estas relaciones llevará al entendimiento minucioso de la actuación de la planta 
motriz y a los posibles problemas que causan pérdidas energéticas que 
entorpecen el desempeño de las aeronaves T-37 de la Fuerza Aérea Colombiana. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
15 
 
3. JUSTIFICACIÓN 
 
 
Actualmente, la Fuerza Aérea Colombiana, con los aviones T-37, cumple con la 
misión de instruir y capacitar a los futuros pilotos militares. Para ello, cuenta con 
una flota total de doce aviones, aumentando la demanda de horas de vuelo, lo 
cual compromete el rendimiento de sus plantas motrices, ya que estás se han 
usado desde hace más de treinta años. Debido a la larga duración de 
funcionamiento de los motores, se podría en gran parte ver afectada la eficiencia y 
eficacia de sus componentes. 
 
De acuerdo con lo anterior, se genera la necesidad de reducir los costos que la 
flota demanda en horas de vuelo, mejorar el funcionamiento de la planta motriz y 
por ultimo determinar que componente del motor tiene perdidas de energía. Para 
ello, es de suma importancia el estudio y análisis de todos sus componentes con 
el fin de poder cumplir la demanda de horas de vuelo necesarias y poder continuar 
con el plan de capacitación de pilotos de ala fija. 
 
La importancia de un mejoramiento lleva consigo la necesidad de realizar un 
análisis energético de cada uno de los componentes del motor GE-J69-T-25A. El 
cual debe generar una caracterización precisa del funcionamiento del motor en 
diferentes condiciones de vuelo y de ahí, crear una base de datos de dicho 
funcionamiento que sirva de muestra para el próximo mantenimiento. El análisis 
generado por el software avanzado de turbinas de gas “GasTurb”, permite estudiar 
el funcionamiento de cada uno de sus componentes y determinar cómo se 
comporta la planta motriz en diferentes condiciones de vuelo. 
 
 
16 
 
4. OBJETIVOS 
 
 
4.1 Objetivo general 
 
Generar una caracterización energética del funcionamiento del motor GE-J69-T-
25A de la Fuerza Aérea Colombiana y proponer posibles mejoras que lleven al 
incremento del rendimiento del turborreactor. 
 
4.2 Objetivos específicos 
 
Identificar las etapas en la que se producen mayores pérdidas de energía en el 
motor y sus posibles causas 
 
Desarrollar un modelo de análisis para motores a reacción, usando como 
herramienta el software GasTurb10 
 
Proponer posibles mejoras que lleven al incremento del rendimiento del 
turborreactor. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
17 
 
5. MARCO TEÓRICO 
 
 
5.1 Componentes de un turborreactor. 
5.1.1 El Difusor: Es un conducto por el cual el fluido pierde velocidad y aumenta 
su presión. Los difusores como tomas de aire tienen diferentes requisitos para su 
funcionamiento. 
 a. La toma de aire debe proveer el gasto de aire que la planta motriz 
 requiere, en todas las condiciones de vuelo. 
 b. Su flujo de aire debe de ser uniforme. 
 c. Las perdidas energéticas en el proceso de difusión deben ser mínimas. 
 
 
 
 
 Fuente: St. Moreno Germán, St. Ulloa Gustavo 
El sistema de admisión de aire de un motor de reacción cumple la misión de 
canalizar el flujo de aire hacia el compresor libre de distorsiones, con estabilidad y 
siendo capaz de transformar la mayor parte de energía en presión. 
Cuando el rendimiento del conducto de admisión es bajo, puede causar un 
descenso en las actuaciones del motor puesto que debe mantener un alto valor de 
presión dinámica con un flujo libre de turbulencia, a valores de velocidad 
compatibles con la requerida en la entrada del compresor. 
Difusores subsónicos. El flujo de entrada de aire varía con la actuación de la 
aeronave, y las necesidades de aire en el motor. El difusor tiene que reducir la 
velocidad de entrada del flujo, antes de la toma, aumentando su presión y 
temperatura en el conducto, proceso por el cual, se desarrolla desde la garganta 
de la toma hasta la entrada del compresor. 
El nivel del valor del rendimiento de admisión, depende de que las perdidas por 
fricción en las paredes del conducto y la separación del flujo de aire sean mínimas. 
Imagen 1 Difusor subsónico 
18 
 
Para obtener altos valores de rendimiento de admisión, lo que significa altos 
valores de presión dinámica, en el caso de vuelo subsónico es necesario que la 
relación de velocidades V1/Vo (donde V1 es la velocidad en la entrada del difusor 
y V0 es la velocidad de la aeronave relativa al ambiente) sea un valor pequeño. 
Esta relación de velocidades no es aconsejable que sea un valor elevado, dado 
que puede aparecerseparación de la capa límite en las paredes y, aun cuando la 
fricción sea pequeña, el elevado gradiente de presión puede motivar un descenso 
del rendimiento de admisión. 
En la práctica, en los conductos de admisión para vuelo subsónico, la relación de 
velocidades es aproximada a V1/Vo = 0,8 y para evitar la separación de la capa 
limite en las paredes, el ángulo de estos con el eje del motor son pequeños, 
aproximadamente 3° y, el perfil de entrada, no deberá ser sensible a los cambios 
del ángulo de ataque. 
 
 Imagen 2 Reducción de la velocidad del aire en un difusor 
 
 Tomado de Cuesta, Martín. [7] 
 
5.1.2 Compresor. Su misión es aumentar la energía del fluido por elevación de 
presión, mediante aplicación de un trabajo mecánico. En el caso de los motores a 
reacción los compresores reciben el nombre de turborreactores, comprimiendo el 
fluido de forma continua. 
19 
 
Imagen 3 Conjunto giratorio típico de un generador de gas con compresor centrifugo 
 
 Tomado de Oñate, Antonio. [11] 
 
El turbocompresor, comunica energía al fluido en una sección llamada rotor o 
impulsor, y transforma dicha energía cinética en energía de presión, en el estator 
o difusor que es la segunda sección. Este par de elementos rotor/estator reciben el 
nombre de escalón de turbocompresor. 
 
 Imagen 4 Variaciones del fluido en el compresor centrifugo 
 
 Fuente: St. Moreno Germán, St. Ulloa Gustavo. 
 
20 
 
Compresor centrífugo Estos compresores centrífugos en la antigüedad fueron los 
primeros utilizados para motores a reacción, pues estos eran de fácil fabricación y 
relativa ligereza, era y es compatible con la gran masa de aire que pueden 
comprimir, cuando la elevación de presión exigida no es muy elevada. 
 
Imagen 5 Configuración de un compresor centrifugo 
 
 Tomado de Cuesta, Martín. [7] 
 
En un compresor centrifugo, la entrada del aire tiene su velocidad absoluta axial 
con el eje del motor, y la salida tiene la componente de velocidad relativa tangente 
a la línea de curvatura de los alabes del motor. 
Sus tres componentes principales son el rotor, el difusor y el colector y adoptan la 
forma que indica la figura siguiente. 
Imagen 6 Configuración de un compresor centrifugo 
 
 Tomado de Mattingly, Jack. [8] 
El rotor del compresor se encuentra instalado en el eje del motor, y se compone 
de un disco metálico sobre el que están dispuestos una serie de alabes. El rotor 
de la figura anterior pertenece a los compresores de simple entrada, con lo cual se 
indica que solo llevan alabes en una de las caras del disco. Existen también los 
compresores de doble efecto, en el cual los alabes están dispuestos de los dos 
lados del disco. 
21 
 
En la periferia del rotor se instala el estator o difusor, cuyos alabes fijos están 
orientados según la dirección de la corriente incidente. Al exterior de la maquina 
se encuentra el cárter, el cual tiene forma de espiral que recibe el flujo comprimido 
del estator y lo dirige hacia la cámara de combustión. 
El funcionamiento del compresor centrífugo es como sigue: 
El aire penetra axialmente por E, y es captado por los canales existentes entre los 
alabes A fijos al disco del rotor. Al girar el rotor, su gran velocidad arrastra a dicho 
aire y, por fuerza centrifuga, lo impulsa hacia la periferia del rotor, apareciendo así 
en el aire un incremento de presión y un incremento de velocidad. 
El aire sale de los alabes del rotor con una velocidad absoluta, suma de la 
velocidad relativa respecto a los alabes, y la tangencial consecuencia del rotor. 
Los alabes guía del difusor están colocados de forma que están en línea con la 
velocidad absoluta de salida del rotor, guiando así el aire hacia el colector. 
La alta velocidad del aire a la salida del rotor, hace que el aire posea una elevada 
energía cinética y, entonces, una de las misiones del difusor es transformar dicha 
energía debida a la velocidad, en alto valor de energía debía a presión 
Así pues, existe una elevación de presión, tanto en el rotor como en el difusor. La 
relación de presión depende de la velocidad periferia del rotor, ya que a una alta 
velocidad periférica produce altas presiones y las revoluciones de este tipo de 
compresores tienden a ser elevadas. 
Imagen 7 Esquema de la trayectoria del aire en el rotor de un compresor centrifugo 
 
 Tomado de Oñate, Antonio. [11] 
22 
 
Configuración del rotor en un compresor centrifugo. Se enumeran los detalles de 
carácter general relativos al rotor de un compresor centrífugo. 
 Número de alabes: El número de alabes no tiene un efecto muy crítico en el 
funcionamiento de un compresor centrifugo, pero de todas formas, éste 
tiene ciertos límites que cumplir para su buen funcionamiento. Si el 
compresor tiene pocos alabes tiene consigo alta velocidad de torbellino, 
este tendrá elevadas pérdidas de presión que disminuirán su 
funcionamiento. De igual manera si este tiene muchos alabes aumentaría 
su superficie de fricción, aún cuando el guiado sea mejor. Se aconseja que 
el numero de alabes, sea número primo, pues entonces los efectos de 
vibración serian menores. 
 Relación de diámetros interior/exterior (D1/D2): Esta relación esta guiada a 
la condición de mantener un área suficiente en la entrada al rotor, para 
asegurar el gasto necesario a bajas velocidades. D1/D2 normalmente varia 
entre 0.45 y 0,70, siendo el numero de Mach de la velocidad absoluta a la 
entrada, no superior a 0,75. 
 Espesor de los alabes Se obtiene mejor comportamiento con alabes 
delgados que tengan acuerdos al disco entre 4° y 6°, pero el espesor de los 
alabes no afecta en mucho el rendimiento de un compresor centrifugo. 
 Rebajes en la periferia del disco. Rebajando la periferia del disco en el 
espacio entre alabes, con hendiduras en forma de arco de circuito, se 
obtendrían las siguientes ventajas. 
 Disminuye el peso del compresor 
 Disminuye el esfuerzo en el núcleo del disco 
 Proporcionan una buena zona en donde actuar para el equilibrio del 
disco 
 Disminución del efecto empuje, ya que se disminuyen la superficie 
del disco. 
 
 Holguras anterior y posterior de las caras del disco con el cárter. Para 
rotores simples (alabes solamente en la cara anterior del disco), la holgura 
es mayor en la cara con alabes, ante la posibilidad de flexado hacia esa 
cara por efecto de empuje. 
 Alabes en la cara posterior para equilibrio de presiones. La misión de los 
alabes en la cara posterior es reducir el efecto de tracción en el disco, y por 
lo tanto, para aumentar la presión se colocarían alabes pequeños en la cara 
posterior del disco del rotor. 
 Aro guía. La función principal del aro guía es disminuir las perdidas por 
fugas y para obtener un mejor guiado. 
 
23 
 
 Imagen 8 Detalles del rotor y el difusor de un compresor centrifugo 
 
 Tomado de Cuesta, Martín. [7] 
Configuración del difusor de un compresor centrifugo. El difusor es el espacio 
circunferencial que rodea al rotor, y su misión fundamental es elevar la presión 
estática a costa de disminuir la velocidad del fluido del aire que llega al rotor. 
 El difusor puede ser trapecial o rectangular y puede tener vanos o no. 
 Relación de diámetros exterior/interior (D4/D3) 
Esta relación está ligada con el diámetro exterior del rotor aproximado por: 
 Tabla 1 Relación de diámetros exterior/interior 
D3/D2 CONFIGURACION D4/D2 D4/D3 
 
 Con vanos 2'20 1'90 
 
1'15 
 
 Sin Vanos 1'80 1'55 
 
 Tomado de Cuesta, Martín. [7] 
 
Configuración del colector de un compresor centrifugo. El colector recibe el aire ya 
comprimido en el rotor y en el difusor, y pueden adoptar diferentes formas de 
secciones ya sean axiales o radiales, aunque no existe gran diferencia en el 
comportamiento y, el rendimiento tampoco difiere mucho de que la descarga sea 
radial otangencial. 
24 
 
5.1.3 Cámara de combustión. Es la zona del motor donde suministra energía 
calorífica y todo el reto del motor se alimenta de esta, transformada en cinética en 
la turbina para mover el compresor y todos sus accesorios. 
 Imagen 9 Variación del fluido en la cámara de combustión 
 
 Fuente: St. Moreno Germán, St. Ulloa Gustavo. 
 
La cámara de combustión de un turborreactor cumple la misión de suministrar 
energía calorífica al motor, aumentando su temperatura al flujo de aire. Para esto, 
se inyecta una cantidad de combustible que luego es combinado con el oxígeno 
de parte del flujo de aire que pasa por el motor, liberando así la energía que el 
combustible tenía almacenada, Este poder calorífico, que es de 10,500 Kcal. por 
cada Kg. de combustible, no alcanza la temperatura correspondiente por razones 
de combustión incompleta que genera pérdidas. Este rendimiento es del orden de 
0,95, este rendimiento podría llegar a regímenes de 100% de máximo empuje al 
nivel de mar, y tiene valores pequeños cuando sus condiciones atmosféricas 
varían como la presión del aire, temperatura y relación de combustible/aire. 
 
Imagen 10 Forma general de una cámara de combustión 
 
 Tomado de Cuesta, Martín. [7] 
 
Esta cantidad de combustible es dependiente de la máxima temperatura 
permisible de los alabes de la turbina permisible, que es limitado por los esfuerzos 
del material y que están en unos parámetros entre 700°C y 1200°C. 
25 
 
Aun cuando existen diversos tipos de cámara de combustión como podemos 
observar en la siguiente figura, la sección longitudinal de las cámaras responde a 
la función de trabajo de la cámara. 
Imagen 11 Tipos de cámara de combustión 
 
 Tomado de Cuesta, Martín. [7] 
Las cámaras de combustión en la entrada tienen forma divergente, con dobles 
paredes paralelas en la zona donde tiene lugar la combustión. La razón por la cual 
esta es divergente en la entrada es porque si el aire fluyera a la cámara de 
combustión y en ella no hubiese combustión, como la velocidad de entrada del 
aire que proviene del compresor es subsónica, este conducto actuaría como un 
difusor disminuyendo su velocidad, incrementando la presión en la zona ancha del 
conducto. 
Si al difusor se le suministrara calor, el aire se expansionaría sin perdidas de 
velocidad. No existiría una variación en la cantidad de movimiento dado que el 
flujo del aire no es incompresible porque al aumentar su temperatura su densidad 
se reduce. El aire aumenta pues, en temperatura o en volumen especifico, pero la 
presión y la velocidad permanecen constantes. 
26 
 
El flujo de aire procedente del compresor llega a la cámara de combustión de una 
forma suave y continua, sin que haya en ella exceso de turbulencia, pero esta no 
puede ser nula para favorecer la atomización del combustible en el aire, 
manteniendo la alta entrega de presión por el compresor. 
Con objeto de aumentar la velocidad al final de la cámara de combustión y pasar a 
través del estator de la turbina, adquiere forma de conducto convergente en la 
zona que la combustión se ha completado. 
Un motor de reacción puede estar dotado de una sola cámara de combustión de 
tipo de anillo abarcando toda la sección de motor, o de un número de pequeñas 
cámaras cilíndricas distribuidas radialmente formando un círculo. Los dos tipos de 
cámara de combustión están formados por una célula externa que recoge el aire 
que proviene del compresor, y una interna, llamada tubo de llama, que esta 
provista de taladros de tamaño y distribución apropiados para la admisión de las 
partes de aire necesarias para la zona de combustión y zona de mezcla. 
Para soportar altas presiones el tubo exterior de la cámara debe ser lo 
suficientemente fuerte y pequeño en su diámetro para que pueda ser compatible. 
La cámara de tipo anillo su costo es menor debido a que es de mayor facilidad de 
re emplazamiento y su actuación es mucho mejor. 
Requisitos de una buena cámara de combustión. Para el buen funcionamiento de 
una cámara de combustión esta debe satisfacer unos requisitos: 
1. Alto valor de energía liberada por unidad de volumen de cámara 
2. Uniformidad de mezcla de gases evitando zonas de concentración de alta 
 temperatura 
3 Proceso de combustión con mínimas perdidas de combustión 
4 Combustión completa para obtener economía de combustible 
5 Combustión continúa 
 
5.1.4 Turbinas. La función principal de las turbinas es la de utilizar los gases 
calientes que provienen de la cámara de combustión, para generar torque en el 
eje del conjunto del rotor, convirtiendo la energía calorífica de los gases calientes 
producidos por la combustión en energía cinética aplicada al rotor. La energía de 
estos gases es utilizada en un 80% a 85% para la producción de torque en el eje y 
un 15% a 20% para el empuje final del motor. 
Un escalón de una turbina consta de dos componentes fundamentales: el estator y 
el rotor, en el nombre anunciado al contrario que el escalón de un compresor. 
 Estator de una turbina. Esta sección de la turbina aumenta la velocidad de 
la corriente de gas que proviene de la cámara de combustión y esta 
corriente es dirigida con un ángulo apropiado al disco de la turbina. Esta es 
la pieza que está expuesta a unas temperaturas muy altas que alcanzan 
27 
 
hasta los 700°C, por lo tanto las piezas son construidas en aleaciones 
inoxidables para la alta temperatura, básicamente consta de una serie de 
alabes ´´estatores´´ que se cierran hacia la parte trasera (conducto 
convergente), también estos difieren si son para turbina radial o axial. 
 Rotor de turbina. Este componente de la turbina tiene como función 
principal extraer parte de la energía de la corriente de gas para convertirla 
en movimiento; y su única función principal es hacer rotar el compresor del 
turborreactor por medio de un eje al cual están conectados; la turbina se 
halla sujeta a elevadas temperaturas y a elevadas cargas centrifugas que 
unido a la disminución de resistencia del material por causa de la 
temperatura hacen que este sea el elemento que tiene más cuidado e 
importancia para la elección del material a utilizar; se utilizan sin excepción 
aleaciones con elevado contenido de níquel y cromo. 
Existen dos tipos de disco de turbina: 
 Los Axiales: Los axiales poseen excelentes características de aceleración y 
su peso es bastante reducido. La desventaja que tienen es que sus 
temperaturas y velocidades máximas se tienen que respetar, debido a que 
se corre el riego de que el disco se desintegre. Este tipo de disco puede 
fabricarse con herramientas comunes o con sofisticados sistemas (control 
numérico, electro erosión, etc.) o pueden ser comprados a diferentes 
fabricantes. 
 Los Radiales: Su utilización es menor debido a que son pesados y por que 
tardan mucho en acelerar, tienen la particularidad de ser más robustos, 
soportan mas revoluciones a mayor temperatura. 
Las turbinas, de acuerdo con la dirección de la corriente fluida, pueden ser: 
 Axiales 
 Centrípetas 
 
En las turbinas el estator funciona como una tobera ya sea esta centrípeta o axial. 
En las turbina centrípetas, la configuración estator y del rotor son similares al de 
un compresor centrifugo, en donde el fluido pasa en sentido inverso. En la turbina 
axial, el estator está formado por una cascada de alabes fijos al cárter, con un 
ángulo tal que canaliza el fluido hacia el rotor para la transformación de energía 
cinética en mecánica. El rotor de una turbina axial consiste en una o varias 
cascadas de alabes fijos a un disco que gira a gran velocidad debido a la acción 
del fluido, permitiéndole dar movimiento al compresor por medio de un eje al que 
están conectados, del que se obtiene además la energía para el movimiento de 
accesorios. 
Para motores a reacción las turbinas axiales han adquirido un amplio desarrollo 
debido principalmente al gran caudal de gas que pueden admitir. 
28 
 
Las turbinas axiales pueden ser de dos tipos:Turbinas de impulso 
 Turbinas de reacción 
 
Turbina de impulso: Es aquella de grado de reacción cero, significando que toda la 
expansión del gas ocurre en el estator que actúa de forma de una tobera. La 
velocidad del fluido aumenta por el resultado de la expansión en el estator, 
actuando sobre los alabes del rotor, que adquieren una velocidad de rotación en la 
dirección del extradós de los alabes. 
La presión en el estator disminuye con rapidez y suavidad hasta lo requerido, 
quedando constante durante el paso a través de los alabes del rotor. 
Cuando el gas pasa por la superficie curvada de los alabes del rotor, cambia la 
dirección del fluido y, la velocidad absoluta de salida es sensiblemente paralela al 
eje de dicho rotor, haciendo así coincidir la velocidad absoluta de salida del 
escalón con la axial o de entrada a la tobera de escape de motor. 
Pueden existir más de dos cascadas de alabes por cada rotor, pero no es 
aconsejable que sean numerosas debido a que produciría perdidas por fricción. El 
uso de varias cascadas favorece en cuanto al uso de operar con menores RPM, 
pues la energía cinética transformada en mecánica está distribuida así en las 
distintas cascadas. 
Imagen 12 Diagramas de velocidad de funcionamiento de un escalón de turbina de impulso 
 
 Tomado de Cuesta, Martín. [7] 
La grafica muestra el comportamiento del gas y el paso entre los alabes de una 
turbina de impulso, enumerando las etapas en que fluye el gas, la etapa de 1 a 2 
29 
 
es la correspondiente del estator donde la velocidad del gas aumenta, la presión 
disminuye y el paso entre los alabes es convergente o convergente-divergente 
hacia la salida. La siguiente etapa de 2 a 3 es la del rotor donde la presión 
permanece constante al igual que el paso entre los alabes y la velocidad del gas 
disminuye. 
Turbina de reacción: En esta turbina la expansión ocurre en el estator y parte en el 
rotor diferente a la turbina de impulso que toda su expansión ocurre en el estator. 
Cundo el pasa el fluido que viene de la cámara de combustión por el estator, 
ocurre una caída parcial de presión y por consiguiente un aumento de velocidad, 
esto es, como el estator en el caso de las turbina funciona como una tobera, y al 
llegar el fluido al rotor, continua la caída de presión. 
En las turbinas de reacción la velocidad relativa del fluido respecto a los alabes 
origina movimiento de rotación y al mismo tiempo esta velocidad aumenta al paso 
por los alabes. 
 Imagen 13 Diagrama de escalón de una turbina de reacción 
 
 Tomado de Cuesta, Martín. [7] 
La figura13 representa las etapas del escalón de una turbina de reacción, donde la 
etapa enumerada de 1 a 2 es el estator y la etapa de 2 a 3 es el rotor. Se puede 
observar que en este tipo de turbinas en el estator la velocidad del gas aumenta, 
la presión disminuye y el paso entre los alabes es convergente o convergente-
divergente hacia la salida. En cuanto al rotor la velocidad del gas aumenta y por lo 
tanto la presión disminuye. El paso entre los alabes en esta etapa es convergente 
hacia la salida. 
30 
 
Turbina impulso-reacción: Para llegar a formar una turbina impulso-reacción, 
pueden combinarse por medio de los alabes, tanto del estator como del rotor, 
obteniéndose de esta forma características correspondientes al 50% de cada tipo. 
La forma optima de este tipo de turbina, corresponde a la utilización del tipo 
impulso en la raíz del alabe, y del tipo de reacción en el extremo. La ventaja de 
este tipo de funcionamiento: la mayor presión del gas en la zona del extremo del 
alabe reduce el escape de gas que tiende a producirse por fuerza centrifuga hacia 
periferia, resultando de esta forma un alabe de mas rendimiento. 
La ventaja funcional puede llegar a mejorarse aun mas, utilizando alabes 
apoyados como indica en la figura a continuación, pues de esta forma, pues el 
extremo del rotor de turbina girara más cerca del cárter, reduciendo perdidas de 
gas fuera de la zona de la turbina. También favorece en la reducción de 
vibraciones en los alabes con este tipo de dispositivo. Pero se llega a tener 
inconvenientes en este tipo de apoyo de alabes ya que impone una reducción en 
la temperatura de entrada del gas a la turbina, pues la acción de la fuerza 
centrifuga de la masa adicional del apoyo del alabe en el extremo, aumenta los 
esfuerzos que debido a la fuerza centrifuga se producen a lo largo de todo el 
alabe, y que son máximos en la raíz. 
 Imagen 14 Variación de presiones del gas en una turbina de impulso-reaccion 
 
 Tomado de Cuesta, Martín. [7] 
5.1.5 Toberas de escape. La función principal de la tobera de escape en un 
turborreactor, es aumentar su velocidad a costa de disminuir su presión. Su 
actuación depende principalmente de las condiciones de velocidad de la corriente 
de entrada, ya que un conducto convergente o divergente pueden actuar como 
tobera o difusor, según sea la corriente de entrada subsónica o supersónica. 
 
31 
 
 Imagen 15 Comportamiento de una tobera subsónica 
 
 Fuente: St. Moreno Germán, St. Ulloa Gustavo. 
 
Para motores de propulsión subsónica son de forma convergente a la salida, y 
para vuelo supersónico, se utilizan toberas convergente-divergente. 
Las toberas son el conjunto más simple de todos los componentes fundamentales 
del turborreactor, y forma parte de la tobera el cono final que canaliza el gas a la 
salida de la turbina. Esta tobera por lo general es de aérea fija, si bien puede en 
algún caso variar automáticamente el área de salida aumentando el flujo de 
combustible, o reducirla al disminuir el flujo de combustible. 
Para alcanzar el empuje máximo del flujo de aire del turborreactor, deben 
cumplirse estas tres condiciones. 
1. El flujo de gases deben expandirse completamente en la tobera de 
salida 
2. Los gases no deben poseer movimiento de rotación, es decir, no deben 
tener componentes de velocidad tangencial. 
3. La dirección de movimiento de los gases a la salida del conducto debe 
ser axial. 
 
5.2 Leyes de funcionamiento. Newton enuncio las tres leyes fundamentales de la 
mecánica clásica, en 1686. 
 
La primera ley es el principio de la inercia que afirma que para modificar el estado 
de movimiento de un objeto es necesario aplicarle alguna fuerza. 
 
Esta también establece que la si la fuerza neta de un objeto es cero, si el objeto se 
encuentra en reposo, permanecerá en reposo y si esta en movimiento 
permanecerá en movimiento en línea recta con velocidad constante. 
 
La segunda ley afirma que la aceleración de un cuerpo es proporcional a la fuerza 
neta que actúa sobre él, y esta es inversamente proporcional a la masa. 
32 
 
 (1) 
Tanto la fuerza como la aceleración son magnitudes vectoriales, es decir, que 
estas tienen además de un valor, una dirección y un sentido. La unidad de fuerza 
en el Sistema Internacional es el Newton y se representa por N. Un Newton es la 
fuerza que hay que ejercer sobre un cuerpo de un kilogramo de masa para que 
adquiera una aceleración de 1 m/s2, o sea, que un Newton equivale a un 
Kilogramo por metro sobre segundo cuadrado 
Por último, el principio de acción y reacción, afirma que a toda acción corresponde 
una reacción en igual magnitud y dirección pero en sentido contrario. 
 
5.3 Motores a reacción. Se llaman motores a reacción a las maquinas térmicas en 
las cuales la energía de los propulsantes se transforma en energía cinética del 
chorro de gases que salen por el motor. 
Los motores de reacción son clasificados en autónomos y en no autónomos. Los 
autónomos llevan a bordo todas las especies químicas que intervienen en la 
reacción de combustión, los segundos, toman el oxidante que requiere la 
combustión del medio ambiente que los rodea. 
Históricamente han existido tres tipos de empuje por reacción, sin embargo el que 
ha tenido más éxito operativo es el turborreactor. Los otros dos tipos son el 
Pulsorreactor desarrollado en Alemania durante la Segundaguerra mundial para 
impulsar las bombas dirigidas V1 y V2, y el motor Estatorreactor ó Ramjet el cual, 
requiere 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 mucho mayores; actualmente solo se tiene conocimiento del motor 
Ramjet en el Lockheed SR-71 Blackbird. 
El grupo de turborreactores son los motores empleados habitualmente en aviones 
comerciales, aviones privados de largo alcance y helicópteros 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. 
Los turborreactores hacen parte de la rama de motores a reacción como se puede 
observar en el siguiente árbol generatriz de los motores a reacción. 
 
33 
 
 Imagen 16 Árbol generatriz de los motores a reacción 
 
 
 Tomado de Oñate, Antonio. [11] 
 
Los motores aerorreactores son motores a reacción no autónomos, es decir que 
necesitan captar el aire atmosférico para que se produzca la combustión. Estos se 
dividen en dos: de compresión dinámica y compresión mecánica. 
Estos son llamados turborreactores ya que, estos son motores a reacción no 
autónomos en los que, para cualquier actitud de vuelo, el gas que evoluciona 
dentro de dicho motor es sometido a compresión y expansión de origen mecánico. 
En los turbocompresores se efectúa la compresión de los gases y la expansión 
mecánica del gas con turbinas. 
 
5.3.1 Funcionamiento. El turborreactor, es un tipo de turbina de gas, que a 
diferencia de los motores de ciclo alternativo que tienen un funcionamiento 
discontinuo (explosiones), tiene un funcionamiento continuo. Consta de las 
mismas fases que un motor alternativo: admisión, compresión, expansión y 
escape. 
 
Motores a 
reacción
Aerorreactores
Compresión 
mecánica
Turborreactores
Turbofanes
Turbohélices
Turboejes
Compresión 
dinámica
Estatorreactores
Pulsorreactores
Motores Cohete 
Combustible 
líquido
Combustible 
sólido
34 
 
 Imagen 17 Esquema del funcionamiento de un turborreactor 
 
 Tomado de www.wikipedia.org 
. 
Para la fase de compresión, se usan compresores axiales o centrífugos que 
comprimen grandes volúmenes de aire a una presión de entre 4 y 32 atmósferas. 
Una vez comprimido el aire, se introduce en las cámaras de combustión donde el 
combustible es quemado en forma continua. El aire a alta presión y alta 
temperatura (o sea, con más energía que a la entrada) es llevado a la turbina, 
donde se expande parcialmente para obtener la energía que permite mover el 
compresor (similar al funcionamiento del turbocompresor que se encuentra en los 
automóviles). Después el aire pasa por una tobera, en la que es acelerado hasta 
la presión de salida, proceso que transforma la presión en velocidad. 
 
En este tipo de motores la fuerza impulsora o empuje se obtiene por una parte por 
la cantidad de movimiento. Al lanzar grandes volúmenes de aire hacia atrás a gran 
velocidad, se produce una reacción que impulsa la aeronave hacia adelante. En el 
caso de los aviones militares, el empuje proviene prácticamente en su totalidad de 
los gases de escape. En el caso de aviones comerciales (como los Boeing y 
Airbus), una parte del aire que absorben los alabes es desviado por los costados 
de la turbina, generando parte del empuje de manera similar a un avión con 
turbohélice. Hoy en día, estos motores alcanzan empujes de hasta 50 toneladas. 
 
5.3.2 Ciclo de funcionamiento de un turborreactor El proceso a que se somete el 
aire y el gas aire-combustible para el funcionamiento de un turborreactor, 
corresponde al ciclo de Brayton. Actualmente este ciclo es utilizado tanto para 
turbinas de gas como para turborreactores, estas generalmente operan en un ciclo 
abierto. Se introduce aire fresco en condiciones ambiente dentro del compresor, 
donde su temperatura y presión se elevan. El aire de alta presión sigue hacia la 
cámara de combustión, para que el combustible se queme a presión y velocidad 
constante. Los gases que proporcionan la cámara de combustión a alta 
temperatura entran a la turbina, donde se expanden hasta la presión atmosférica, 
35 
 
produciendo potencia. Los gases que salen de la turbina se expulsan hacia afuera 
(no se recirculan), causando que el ciclo se clasifique abierto. 
 
 Imagen 18 Ciclo Brayton 
 
 Fuente: St. Moreno Germán, St. Ulloa Gustavo. 
 
A continuación se presenta el ciclo de un turborreactor, en este caso el de un 
motor de un solo compresor axial de varios escalones, movido por un solo grupo 
de turbinas, pues su estudio tiene carácter general para cualquier otra 
configuración. 
Las fases de este ciclo, son las siguientes, de acuerdo a la imagen 19: 
0-I. Compresión del aire en el difusor de entrada, debido a la presión dinámica 
proporcionada por el movimiento relativo motor/aire. 
I-II. Compresión del aire en el compresor, mediante la aplicación del trabajo 
mecánico proporcionado por la turbina 
II.III. Combustión a presión teóricamente constante y, realmente, a presión 
menor que la de final de compresión, debido a perdidas por fricción. 
Aparece en esta fase el gas aire/combustible en la cámara de combustión. 
III-IV Expansión del gas en la turbina o turbinas, captando su energía, que se 
aplica para mover el compresor. 
IV-V Expansión del gas en la tobera de salida, aumentando la velocidad del gas, 
apareciendo un gran incremento de la cantidad de movimiento que produce 
el empuje. 
 
36 
 
 Imagen 19 Ciclo de funcionamiento de un turborreactor 
 
 
 Tomado de Cuesta, Martín. [7] 
5.3.3 Parámetros fundamentales de los turborreactores. Teóricamente el trabajo 
máximo que puede obtenerse de una masa determinada de combustible es el 
equivalente mecánico a su poder calorífico, el cual representa la cantidad de 
calorías que se pueden obtener por unidad de masa de combustible. 
Hasta en los motores más eficientes es posible darse cuenta que el trabajo 
mecánico que realmente se obtiene de una masa de combustible está muy por 
debajo de su poder calorífico. Las mayores pérdidas que se producen no son 
causadas por imperfecciones de la maquina si no al ciclo de trabajo. Desde el 
punto de vista energético, los ciclos Diesel y Otto poseen un rendimiento más 
elevado que los turborreactores pues para estos últimos se hace imprescindible 
aumentar las temperatura y presiones al máximo para lo cual se hace necesario 
contar con compresores muy eficientes y materiales que soporten los esfuerzos de 
trabajo y las altas temperaturas. 
 
37 
 
De acuerdo con lo anterior, el análisis termodinámico de los turborreactores se 
centra en parámetros específicos del motor y otros relacionados con las 
características del ciclo. 
Gasto de aire. Es la cantidad en peso de aire que atraviesa el motor por unidad de 
tiempo expresada en Kg/seg o en gramos/segundo. 
Este gasto de aire depende de las RPM al que el motor es sometido, al igual que 
la configuración de las secciones del motor. La altura también juega un papel 
esencial en la cantidad de aire que cruza la planta motriz y del rendimiento de 
cada uno de los componentes fundamentales. 
Cuando la expansión alcanza el valor de la presiona atmosférica, es decir: presión 
de salida de los gases (Ps) = presión atmosférica (Po), y la velocidad de salida de 
gases por la tobera es subsónica, el gasto viene por la siguiente expresión: 
G = Ae ρe Ve (2) 
Donde, Ae es el área de admisión, Ve es la velocidad de aire a través de la 
sección de admisión y ρe es la densidad del aire de entrada del compresor. 
Para alturas y velocidades normales de crucero, por cada Kilogramo de empujeque produce un turborreactor, se necesita aproximadamente de 15 a 25 gramos 
de aire por segundo. 
El gasto de aire aumenta con la velocidad por dos efectos: 
 Aumenta el gasto volumétrico (Ve Ae) 
 Aumenta el gasto másico (Ve Ae ρe) 
 
Fuerza de empuje de los turborreactores. El empuje desarrollado en los 
turborreactores es la fuerza que se da como resultado de la presión y fricción que 
se desarrollan dentro del motor. En cada una de las secciones y estaciones del 
motor donde exista una diferencia de presión se está desarrollando una fuerza de 
empuje. Es decir, todos los componentes del turborreactor participan en la 
creación del empuje. 
 
El teorema del impulso nos permite establecer una magnitud para esta fuerza, 
dicho teorema afirma que la variación de la cantidad de movimiento en función del 
tiempo para un sistema de partículas es igual a la suma de las fuerzas exteriores 
que actúan sobre el sistema. 
 
Por tanto, si: 
G es el gasto de aire en peso (Kg/s) 
Vs la velocidad de salida de los gases (m/s) 
38 
 
Vo la velocidad de entrada del aire (m/s) 
C es el gasto de combustible (Kg/s) 
E la fuerza de empuje (Kg) 
 
El teorema del impulso establece que: 
 (3) 
El flujo de combustible de un turborreactor es una parte muy pequeña con 
respecto al flujo de aire, por lo tanto no se hace necesario tener en cuenta el gasto 
de combustible para obtener suficiente aproximación de la fuerza de empuje por lo 
tanto se puede escribir de la siguiente manera. 
 (Vs-Vo) (4) 
Dado un motor en tierra o que funcione en condiciones estáticas donde la 
velocidad de entrada de aire sea igual a cero, resulta que: 
 (5) 
Las anteriores ecuaciones expresan el empuje en función del flujo de aire admitido 
y la variación de velocidades a la entrada y a la salida del motor. La velocidad del 
gas en la tobera de salida depende de la diferencia de presiones entre la entrada y 
la salida de ella, es decir que entre mayor sea dicha relación, mayor velocidad y 
mayor empuje producirá el motor para el mismo gasto de aire. 
 
La mayor parte de los turborreactores poseen toberas convergentes en las cuales 
el gas no puede alcanzar Mach 1, es decir la velocidad local de sonido, no 
importa cuál sea la relación de presión disponible. 
 
Dado el caso que la diferencia de presión sea mayor que la requerida para 
alcanzar la velocidad de sonido, el gas de salida tendrá una mayor presión a la 
ambiental y por lo tanto la presión de descarga (Ps) estará actuando sobre la 
sección de salida generando un incremento en la cantidad de movimiento que 
proviene de la sobre presión de descarga. En este caso el empuje tiene un valor 
de: 
 (6) 
En este caso, Vs es la velocidad correspondiente a la del sonido en la sección de 
la salida de la tobera, As es el área de la misma sección. 
39 
 
 
Empuje especifico. El empuje especifico de un turborreactor que consume G 
kilogramos de aire en peso por segundo, y que desarrolle E kilogramos de aire por 
segundo, resulta que: 
 (7) 
El empuje específico representa los kilogramos de empuje obtenidos por cada 
kilogramo de aire por segundo que pasa por él. 
 
De esta ecuación se deduce: 
 (8) 
Donde hemos tenido en cuenta la ecuación del impulso donde se ignora el gasto 
de combustible debido a que es una fracción muy pequeña del gasto de aire. 
 
 
Consumo especifico de combustible (Ce). Este parámetro está representado en el 
gasto de combustible relativo al empuje producido por el motor durante un tiempo 
determinado. Se expresa en Kg/Kg h. Se obtiene mediante: 
 (9) 
Rendimiento de los turborreactores. Al establecer un balance energético entre las 
estaciones de entrada y salida de un turborreactor, es de esperar que la energía 
cinética producida en el motor por unidad de tiempo deba ser igual a la tasa de 
energía calorífica que se introduce en el motor. 
 
Por otro lado, al suponer que el flujo másico de aire a la entrada es igual que a la 
salida (sin tener en cuenta el sangrado) y, despreciando el flujo de combustible 
que entra a la cámara de combustión se puede expresa la potencia calorífica (CL) 
de la siguiente manera: 
 (10) 
Teniendo en cuenta que: la expresión del empuje de la ecuación 4 y multiplicando 
las dos partes por la velocidad de entrada al motor: 
 (11) 
40 
 
Por lo tanto, 
 (12) 
Sumando esta última ecuación con la expresión de potencia calorífica (CL) se 
tiene: 
 (13) 
Donde, C es el flujo de combustible en kilogramos por segundo y L el poder 
calorífico inferior del combustible. 
 
El termino EVo es la potencia útil que se entrega al avión, es decir, el empuje por 
velocidad de vuelo. 
 
a. Rendimiento termodinámico. Al ser definido por la relación entre potencia 
mecánica producida y potencia calorífica gastada, el rendimiento 
termodinámico representa el comportamiento de este sistema como motor, 
es decir que caracteriza la producción de energía mecánica. 
 
Potencia mecánica producida: 
 (14) 
De acuerdo con lo anterior el rendimiento termodinámico se expresa de la 
siguiente manera: 
 (15) 
b. Rendimiento propulsivo. Este índice representa al motor como sistema 
propulsor y está definido como la relación entre la potencia útil obtenida y la 
mecánica producida. 
 (16) 
Si en la anterior ecuación se remplaza el empuje por la expresión dada en 
la ecuación 4, entonces el rendimiento propulsivo se puede expresar: 
 (11) 
41 
 
c. Rendimiento global. Este rendimiento es el producto de los rendimientos 
termodinámico y propulsivo: 
 (18) 
Este rendimiento está definido como la relación entre la potencia útil 
obtenida y la potencia calorífica consumida 
. 
Rendimiento compresor y turbina. Dado que el fin de una maquina es absorber o 
producir trabajo, el rendimiento de esta se expresa comparando los trabajos reales 
e ideales. En el caso del compresor, es una máquina que absorbe trabajo y su 
rendimiento esta dado por la relación entre el trabajo que absorbe en condiciones 
ideales y condiciones reales. Por el contrario la turbina, produce trabajo y tiene su 
rendimiento definido por la relación entre trabajo real producido y el que sería 
posible obtener en condiciones ideales. 
Como consecuencia de la aproximación de los procesos del turborreactor a los 
procesos adiabáticos y el empleo de condiciones totales del gas para caracterizar 
su estado termodinámico, los rendimientos usados normalmente son los llamados 
adiabáticos totales. Los trabajos son proporcionales a los cambios de temperatura 
del gas a la entrada y salida del compresor y la turbina respectivamente. 
En las expresiones de los rendimientos del compresor y la turbina se utiliza la 
numeración establecida para las estaciones de los turborreactores (página 75), 
con el fin de denotar las diferencias de temperaturas totales generadas por el 
compresor y la turbina de la siguiente manera: 
T1t= Temperatura total a la entrada del compresor 
T2t= Temperatura total a la salida del compresor 
T3t= Temperatura total a la entrada de la turbina 
T4t= Temperatura total a la salida de la turbina 
 
Rendimiento del compresor: 
 (19) 
Y el rendimiento de la turbina: 
 (20) 
Los valores típicos del rendimiento de un turborreactor y una turbina son de 0,85 y 
0,90, respectivamente. 
 
42 
 
5.3.4 Evolución del flujo en un turborreactor 
Evolución en la toma de aire. El motor debe tener un conductor en el cual debe 
estar comunicado con la superficie exterior del avión. El difusor de entrada o toma 
de aire es el encargado de canalizar el flujo de aire y conectar la sección de 
entrada del compresor con la boca de admisión de aire. Existen diferentes tipos de 
alojamientos de admisión, su diferencia se resalta en el tipo de función que ejerce 
el avión sea para combate o para aviación comercial. Los primeros se adoptan la 
entrada lateral, al encontrarse los motores en el fuselaje, mientras los aviones 
comerciales es usual la disposición en góndolao barquilla. 
El aire, que tropieza en el motor en vuelo, sufre una disminución de velocidad, una 
compresión y un aumento de temperatura en la toma de aire debido al efecto 
dinámico convirtiendo la energía cinética en energía de presión. La temperatura 
total del aire aumenta de acuerdo con la ley ya conocida: 
 (21) 
Donde, M es el número de Mach del flujo de aire, T la temperatura estática, es 
la temperatura de aire a la entrada del compresor. La siguiente figura se puede 
observar la variación de la temperatura con respecto al número de Mach, en 
condiciones ISA (International Estándar Atmosphere). 
 Imagen 20 Temperatura de entrada vs Numero de Mach 
 
 
 Fuente: St. Moreno Germán, St. Ulloa Gustavo 
El aumento de la presión del aire en el difusor de entrada del motor es notorio y es 
de inestimable valor. En la cámara de combustión dicho aire debe llegar 
presurizado para que se desarrolle con eficacia la combustión (mezcla de aire y 
Numero de Mach 
T
e
m
p
e
ra
tu
ra
 d
e
 e
n
tr
a
d
a
 T
2
 
[F
] 
43 
 
combustible). La compresión global del aire en vuelo es el producto de la obtenida 
en la toma de aire (compresión dinámica) y la efectuada en el compresor 
(compresión mecánica). La compresión dinámica aumenta con el número de Mach 
del flujo de aire como se puede observar en la siguiente grafica. 
 
 Imagen 21 Presión de entrada vs Numero de Mach 
 
 
 
 Fuente: St. Moreno Germán, St. Ulloa Gustavo 
 
En la toma de aire se producen perdidas energéticas a causa del rozamiento del 
fluido contra las paredes, y ondas de choque en los alrededores de Mach 1, que 
es disipada en forma de calor parte de la energía total que posee el movimiento. 
Por lo tanto, la recuperación de presión que pueda conseguirse por la vena fluida 
que va a penetrar el motor no es posible de conseguir. Por ello es definido el 
coeficiente de recuperación de presión total y esta es representada por , como 
la presión total obtenida del movimiento, y la que se podría obtener sin ningún tipo 
de perdidas. 
 
En consecuencia, la ecuación se escribe de la siguiente forma: 
 (22) 
La expresión en esta ecuación, representa la presión total del flujo del aire a la 
entrada del compresor, valor que es dependiente del número de Mach, de la 
presión ambiental y del coeficiente de recuperación de presión total. 
Evolución del aire en el compresor. El aire procedente del difusor ingresa al 
compresor del turborreactor con una presión y temperatura total que es 
dependiente de las condiciones ambientales y del número de Mach de la corriente 
del flujo de aire. 
Número de Mach 
P
re
s
ió
n
 d
e
 e
n
tr
a
d
a
 P
2
 
[p
s
i]
 
44 
 
Entre las estaciones de la salida del difusor y de la salida del compresor de la 
planta motriz es efectuado el proceso de compresión. Es primordial en este 
proceso la relación de presiones para el ciclo total del turborreactor. 
Esta relación de presiones es el cociente entre las presiones de entrada y salida 
del compresor: 
 (23) 
 
 Imagen 22 Radio de presión vs Empuje neto 
 
 
 
 Fuente: St. Moreno Germán, St. Ulloa Gustavo 
 
En esta grafica se puede observar cómo influye el radio de presión con el empuje 
neto de un turborreactor, al aumentar el radio de presión su empuje aumenta 
hasta a un punto en que el empuje empieza a decrecer si llegamos a aumentar 
mucho el radio de presión, la grafica anterior fue tomada del comportamiento de la 
planta motriz del avión T-37 de la Fuerza Aérea Colombiana donde su radio de 
presión es de 3,9 y su empuje neto es de 1025lb. 
Según sea el compresor de tipo axial o centrifugo, el sentido del aire será paralelo 
al eje o en dirección radial como ocurre en los compresores centrífugos. 
Independiente del tipo de compresor a utilizar la función principal de esta turbo 
máquina es transformar la energía del aire en energía de presión del fluido. 
La presión y la temperatura del aire aumentan en el proceso de compresión. El 
incremento de la temperatura depende de la relación de compresión y será mayor 
Empuje Neto [lb] 
R
a
d
io
 d
e
 p
re
s
ió
n
 
45 
 
en cuanto el rendimiento sea menor, debido a que las pérdidas energéticas 
aparecen de forma de calor que se transmiten al fluido. 
El proceso de combustión. Teóricamente en el proceso de combustión la presión 
permanece constante en los turborreactores. Existen numerosos tipos de cámara 
de combustión, pero todas tienen una función en común, la cual es elevar la 
temperatura del flujo de aire por medio de la ignición de la combustión realizada 
en la cámara de combustión. 
La combustión se debe realizar por motivos de economía con un rendimiento 
aceptable, también existen varios aspectos aerodinámicos a tener en cuenta: 
 Las pérdidas o caídas de presión total en la cámara de combustión no 
deben llegar a ser excesivas, debido que la reducción de presión en la 
cámara equivale a una disminución de la relación de presión en la entrada 
de aire o toma de aire del turborreactor y el compresor. 
 Los gases provenientes de la cámara de combustión deben tener una 
temperatura adecuada, debido que la zona de la turbina que trabaja a 
mayores esfuerzos mecánicos este sometida a la menor carga térmica 
posible. 
 Los requisitos de combustión deben estar dentro de unos parámetros de 
volumen y longitud mínimas, y quedar asegurados en toda la gama de 
vuelo de la aeronave. 
Evolución en la turbina. El flujo de aire en la turbina experimenta una primera 
expansión, entregando un trabajo proporcional a la expansión producida. En dicha 
fase el aire debe perder presión y temperatura, entre mayor sean estas pérdidas 
mayor será el trabajo mecánico que se obtiene en el eje de la turbina. 
En un turborreactor el compresor esta unido mecánicamente a la turbina y la 
energía mecánica producida por la turbina es absorbida por él compresor, además 
de esto la turbina proporciona energía para que con esta se puedan mover los 
distintos accesorios de la planta motriz. 
El trabajo especifico absorbido por el compresor depende de la relación de 
presión, entre mayor sea esta relación mayor expansión deberá sufrir el gas en la 
turbina. 
Evolución en la tobera de salida. El gas proveniente de la turbina viene con una 
dirección sensiblemente axial y con un número de Mach moderado. El gas posee 
una presión y una temperatura aún elevadas, de manera que puede proseguir su 
expansión hasta las condiciones ambientales, entregando un cierto trabajo. 
En el turborreactor, este trabajo específico disponible en el gas debe 
transformarse en energía cinética, acelerando los gases a la mayor velocidad 
posible. 
46 
 
En los motores subsónicos, la tobera de salida es un conducto de sección 
convergente. El gas es acelerado en la tobera perdiendo presión y temperatura 
para ser expulsado en la atmosfera a gran velocidad. Cuanto mayor sea la presión 
y la temperatura a la salida de la turbina, será posible una mayor expansión del 
gas y por lo tanto una mayor velocidad de salida. 
En el caso de las toberas convergentes, la máxima velocidad que puede obtener 
es la correspondiente a la velocidad local del sonido. Es de tener en cuenta que si 
el gas no puede continuar su expansión en la tobera, por alcanzar condiciones 
críticas, su presión estática en la salida será superior a la presión ambiente. Esta 
presión que actúa en la dirección de vuelo de{be ser computada en la ecuación de 
empuje. 
 
5.4 Turborreactor General Electric J69-T-25A 
 
Tabla 2 Propiedades del motor J69-T-25A 
 
Empuje máximo 
 
1025 Lb 
Empuje mínimo en condiciones isa a 100PCT 
 
1000 Lb 
Velocidad de eje a 100PCT 
 
21730 RPM 
Consumo especifico de combustible a 100PCT 
 
1,14 lb/h lbf 
Flujo de aire 
 
20,5 lb/s 
Radio de presión total (πc) 
 
3,9 
Temperatura de entrada en la turbina (T4) 
 
1525 °F 
Peso 
 
358 Lb 
Requerimiento eléctrico 
 
24-28 V (DC) 
Combustible 
 
MIL-T-5624 JP4 
Lubricante 
 
MIL-L-7808Tomado de USAF. [9] 
 
5.4.1 Descripción Mecánica 
a. Los componentes del motor GE-J69-T-25A se encuentran ensamblados 
alrededor del eje sobre dos cojinetes, el primero es un rodamiento sencillo 
de esferas que se encuentra dentro de la caja del compresor, ubicado al 
final de la entrada de aire. El segundo rodamiento es de rodillos y se 
encuentra al final del escape de gases. 
 
b. El rodamiento trasero esta soportado dentro de una chumacera instalada 
en el interior de una caja dispuesta dentro del ducto de escape. Dicha caja 
esta soportada por 5 pasadores e incorpora un sistema de lubricación por 
aceite distribuida a través de inyectores para el cojinete, además de un 
colector que retorna el aceite usado hacia la bomba. El flujo de aceite que 
entra y que sale de la caja es trasportado a través de dos de los cinco 
47 
 
pasadores que la sostiene. Para este modelo del motor el cono de salida es 
una parte integral del escape de gases. 
 
c. La parte frontal del ensamble del eje de la turbina es ahuecado, por donde 
pasa el flujo principal del combustible, el cual es transportado por medio 
ducto en medio del eje principal que es aislado del aceite con un sello de 
carbón hacia el distribuidor de combustible ubicado en la cámara de 
combustión, donde el efecto de la fuerza centrifuga generada por la rotación 
del distribuidor eyecta el combustible dentro de la cámara. 
 
d. La caja de la turbina es la cubierta estructural del motor. La cámara de 
combustión anular es instalada en la caja de la turbina sobre la región 
central del eje. Los gases producidos por la combustión son guiados desde 
la cámara de combustión hacia los alabes fijos de la turbina a través del 
rotor de ésta, para luego pasar hacia el difusor de salida. La parte frontal de 
la caja de la turbina está unida a la caja del compresor la cual está 
acoplada tanto al rotor del compresor como al inductor. La caja del 
compresor carga el rodamiento frontal y la caja de engranajes desde donde 
se derivan varios accesorios en la entrada de aire. El arranque del 
generador y su sistema de inicio están montados en la parte frontal del 
centro de la caja de accesorios, instalada frente a la caja del compresor. 
 
e. La bomba de combustible, la bomba de aceite, el filtro de aceite y el 
control de combustible se encuentran instalados en la caja de accesorios. 
Desde esta área es tomada la señal para el tacómetro donde se mide la 
velocidad del eje de la turbina. También es posible instalar una bomba 
hidráulica en este punto. La caja de engranajes se encarga de mover todos 
los accesorios que asisten el funcionamiento del motor. 
 
f. Los ensambles del eje de la turbina están acoplados. Los alabes del 
compresor y rotor del inductor son integrados con el eje, a diferencia de los 
alabes del rotor de la turbina, los cuales están ensamblados de tal manera 
que pueden ser removidos y reemplazados. La caja de la turbina, los alabes 
fijos de la turbina, el difusor radial y el difusor de la salida de gases están 
construidos por medio de soldadura, a diferencia de la caja del compresor, 
el conjunto de accesorios, su cubierta, el adaptador de la bomba de aceite, 
el adaptador del generador de encendido, difusor axial, la chumacera del 
cojinete trasero, sus soportes, los diferentes sellos hidráulicos, la 
chumacera del cojinete central y la bomba de aceite, los cuales están 
acoplados. La cubierta del combustor y su estructura son hechos a partir de 
aleaciones de metal resistentes a altas temperaturas. 
 
48 
 
 Imagen 23 Componentes principales del motor J69 
 
 
 Tomado de USAF. [9] 
 
5.4.2 Principios de operación 
 
a. En el encendido, el generador de arranque hace girar el eje principal del 
motor. El aire ingresa al inductor y a los rotores del compresor, fluye de 
forma perpendicular al eje hacia los difusores radial y axial los cuales 
transforman la velocidad del aire que entra en presión. La presión generada 
por el compresor obliga al aire a entrar en la cámara de combustión. El 
combustible principal que es inyectado por medio del distribuidor en la 
cámara de combustión se quema con el aire. Cuando la explosión de la 
mezcla toma lugar los gases de combustión fluyen a través de la cámara de 
combustión y son dirigidos hacia los alabes fijos de la turbina para luego 
49 
 
golpear contra los alabes del rotor de la turbina. El torque resultante acelera 
el ensamblaje del eje de la turbina, haciendo que se comprima aire 
adicional. Este nuevo aire entra en la cámara de combustión para 
mezclarse con combustible. Esta mezcla se quema en presencia de la 
llama anterior generando un ciclo continuo. Después de que el motor se 
encuentra operando bajo condiciones de ciclo continuas (3500 RPM), la 
válvula solenoide de combustible de arranque se apaga. El arranque es 
desconectado cuando el motor alcanza 5000RPM. Los gases calientes de 
combustión pasan a través de la tobera y el ducto de salida para producir 
empuje. 
 
b. Durante el encendido un sistema de combustible independiente es usado 
para el arranque. El combustible es alimentado desde el sistema de control 
de combustible a través de una válvula solenoide hacia los inyectores en la 
parte inferior de la caja de la turbina. Junto a cada uno de los dos 
inyectores se encuentra una bujía que es energizada por una boina de 
arranque. Estos componentes se encuentran localizados al exterior del 
ensamble del difusor axial, afuera de la cámara de combustión. El 
combustible es inyectado desde los inyectores hacia el aire que entra, esta 
mezcla es encendida por la chispa en las bujías. La llama sigue la dirección 
del aire dentro de la cámara de combustión. Esta combustión inicial ocurre 
entre los 1500 y 2000 RPM. A medida que la velocidad del eje se 
incrementa, el combustible principal es entregado del distribuidor rotativo 
de combustible para generar llama en la cámara de combustión. Después 
de que la llama está establecida un interruptor de control corta el suministro 
de combustible de arranque. 
 
5.4.3 Flujo de aire. El flujo de aire dentro del motor se separa para cumplir varias 
funciones, a continuación se denota cada uno de los cinco flujos con letras 
respectivamente. 
 
a. El flujo entrante de aire pasa a través de los tres pasadores de la caja del 
compresor hacia el rotor de este, el cual lo acelera en dirección de rotación 
del compresor justo antes que entre al rotor del compresor. El aire en el 
rotor del compresor es expulsado radialmente a alta velocidad para pasar a 
través del ensamble del difusor radial. Allí el flujo de aire es dirigido 90° 
hacia el difusor axial, el cual es paralelo al eje de la turbina. Siguiendo la 
reducción de la velocidad del flujo en el difusor, y el aumento de la presión, 
el aire entra al interior de la caja de la turbina en ¨A¨. 
 
b. Parte ¨B¨ del aire proveniente del difusor axial pasa atrás de la cobertura 
del compresor para entrar a la cámara de combustión a de los alabes en la 
parte exterior de la cámara de combustión, justo detrás del distribuidor de 
50 
 
combustible. Estos alabes están espaciados y diseñados para proveer una 
cuidadosa mezcla del aire y el combustible. 
 
c. Parte ¨C¨ del aire que entra pasa alrededor del exterior de la coraza que se 
encuentra alrededor de la cámara de combustión, siguiendo su forma 
aproximadamente, y es llevado hacia a los alabes huecos del difusor a la 
entra de la turbina. Este aire enfría los alabes mientras pasan por el espacio 
formado por el sello interno de la cámara de combustión y el eje intermedio 
de la turbina. La parte frontal de la coraza de la cámara es perforada por lo 
tanto el aire ¨C¨ (que se ha calentado previamente en la cámara) fluye 
dentro de la cámara de combustión justo después del distribuidor de 
combustible. 
 
d. Para el modelo J69.T25A, la parte ¨E¨ del aire fluye a través de ocho 
huecos localizados radialmente en el eje intermedio, a través de un orificio 
ubicado en el centro del rotor de la turbina